p>Кризис 2008–2010 годов больно ударил по «Ангаре»: недофинансирование проекта сдвинуло сроки начала лётно-конструкторских испытаний ракеты с 2010-го на 2012-й, потом на 2013-й и, наконец, на 2014-й год.

Неприятности не ограничились финансами: 25 августа 2009 года состоялся первый старт южнокорейского носителя Naro-1, созданного при участии ГКНПЦ имени М.В. Хруничева. Пуск прошёл неудачно – ракета не вывела спутник на орбиту. Единственным утешением был тот факт, что первая ступень отработала штатно. А поскольку она, по сути, представляла собой УРМ-1, её полёт стал «боевым крещением» одного из ракетных «кубиков» «Ангары».

Тем не менее, несмотря на нехватку ресурсов, создание ракетно-космического комплекса продолжилось. Этому способствовало то, что собственно ракетная часть проекта к 2009–2010 годам уже прошла этап автономной экспериментальной отработки. Завершились межведомственные испытания РД-191, в декабре 2006 года на «Союзе-2» совершил первый полёт прототип РД-0124А. Летом–осенью 2009 года прошли три стендовых огневых испытания УРМ-1, в которых были раздельно отработаны полётные циклограммы бокового и центрального блоков тяжёлой «Ангары-А5», а также блока первой ступени лёгкой «Ангары-1.2». В ноябре 2010 года огневые стендовые испытания прошёл и УРМ-2.

Обычно между этими событиями и первым стартом проходит от нескольких месяцев до пары лет, но для «Ангары» этот срок растянулся на четыре года… Основным фактором торможения стало затянувшееся строительство стартового комплекса в Плесецке. Как мы помним, оно началось на базе замороженного в ноябре 1994 года «зенитовского» старта. На тот момент было освоено около 48 % капитальных вложений первой очереди строительства, ряд основных сооружений уже готовился к монтажу технологического оборудования. Последнее начало поставляться — и до середины 2000-х находилось на разгрузочной площадке космодрома.

Согласно распоряжению Правительства РФ от 1 февраля 2000 года, «зенитовские» сооружения, специальные и технические системы предполагалось частично использовать при создании универсального стартового комплекса «Ангара», чтобы существенно сократить затраты. Но к началу финансового кризиса было освоено не более половины капиталовложений.

Работы по созданию объектов наземной инфраструктуры подготовки и запуска космического ракетного комплекса «Ангара» проводились в рамках Федеральной целевой программы «Развитие российских космодромов на 2006–2015 годы», а разработка и изготовление ракеты – в рамках Государственной программы вооружения и Федеральной космической программы России на 2006–2015 годы.

Незадолго до своей отставки бывший глава Роскосмоса Владимир Поповкин признал ошибочным решение о строительстве «ангарского» старта на базе недостроенной наземной инфраструктуры ракеты «Зенит»: подгонка проекта, создававшегося для моноблочной ракеты среднего класса, под семейство модульных ракет потребовала существенные переделки оборудования и большого объёма земляных и бетонных работ. Пришлось ломать сооружения, разрабатывать и изготавливать заново многие системы и агрегаты. Это относится к таким ключевым элементам, как башня обслуживания, стартовый стол, транспортно-установочные агрегаты двух видов – для лёгкой, средней и тяжёлой «Ангары». В общем, по его признанию, проще и дешевле было бы всё построить с нуля.

Пока возводился старт в Плесецке, лётная жизнь компонентов «Ангары» продолжилась пусками ракет-носителей Naro-1 в июне 2010 года и в январе 2013 года. Второй пуск вновь завершился аварией, а в третьем ракета наконец-то вывела спутник на орбиту и впустила Южную Корею в престижный клуб космических держав.

К 2013 году стартовый комплекс был в целом построен, а технический – подготовлен к приёму ракет-носителей «Ангара». В ночь с 27 на 28 мая 2013 года эшелон с лёгкой «Ангарой-1.2ПП» («первого пуска») отправился из Москвы в Плесецк. Модули тяжёлой ракеты были доставлены на космодром к концу 2013 года. Предполагалось, что примерно в это время состоится первый пуск лёгкого носителя. Однако в ходе наземных испытаний и к ракете, и к стартовому комплексу возникли замечания, в результате чего пуск «Ангары-1.2ПП» перенесли сначала был перенесён на весну, а затем на лето 2014 года. Соответственно, первый старт «Ангары-А5» сдвинули на конец 2014 года.

Пуск «Ангары-1.2ПП» с грузомакетом космического аппарата по плановой суборбитальной траектории состоялся 9 июля 2014 года. Поскольку он изначально выполнялся в интересах проверки обоих вариантов – и лёгкой, и тяжёлой ракеты, лётное изделие имело комплектацию центрального блока носителей «Ангара-А3 »и « Ангара-А5». Как принято говорить в кругу ракетчиков, «испытания подтвердили правильность основных конструкторских решений и характеристик изделия». Полёт ознаменовал начало финишной прямой, которая вела к первому пуску тяжёлой ракеты.

«Ангара-А5» стартовала 23 декабря, под занавес 2014 года. Хотя не обошлось без шероховатостей, носитель и разгонный блок свою задачу выполнили, доставив грузомакет спутника на геостационарную орбиту.

Успех первых лётных испытаний открыл для «Ангары» новые перспективы. В Плесецке планируется построить вторую пусковую установку на универсальном стартовом комплексе и новый монтажно-испытательный корпус подготовки соответствующих космических головных частей. Самое же главное: для новой ракеты будут возведены две пусковые установки на строящемся высокими темпами космодроме Восточный, который пришёл на смену Свободному. Такое решение было принято в 2012 году. Строительство предполагается начать в 2016 году с тем, чтобы выполнить первый пуск «Ангары» из Восточного в 2021 году. Одним из предназначений ракеты будет запуск пилотируемых транспортных кораблей нового поколения ПТК НП.

Итак, ракета начала летать. Сейчас семейство состоит из трёх базовых носителей – лёгкой «Ангары-1.2», средней «Ангары-А3» и тяжёлой «Ангары-А5». В 2008 году официально представлялись еще два «подвида»: «Ангара-А5П» (затем её обозначение поменялось на «Ангара-А5.2») среднего и «Ангара-А7» тяжёлого класса.

Обе ракеты – двухступенчатые. Первая не имеет в составе УРМ-2, разрабатывалась для конкурса на носитель ПТК НП, может летать как в беспилотном, так и в пилотируемом вариантах. Вторая примерно на 40 % мощнее базовой «Ангары-А5» и предложена по инициативе Центра Хруничева в качестве средства выведения для перспективной пилотируемой лунной программы. Носитель также имеет пилотируемый и беспилотный варианты.

Позднее в Интернете и в отраслевых изданиях мелькали эскизы и других модификаций. Например, «Ангара-А7.2В» с большим криогенным центральным блоком вдвое мощнее штатного тяжёлого изделия.

В марте 2015 года председатель научно-технического совета Роскосмоса Юрий Коптев анонсировал создание нового варианта тяжёлого носителя в варианте А5В. Десять лет назад среди предлагавшихся ракет присутствовала «Ангара-А5» с блоком УКВБ. Тогда масса груза, доставляемого на низкую околоземную орбиту (30 т), была сочтена избыточной, а сложности создания крупной криогенной ступени – чрезмерными, и вариант исчез из списка.

«Второе пришествие» ракеты с водородной третьей ступенью обеспечит, по замыслу создателей, решение задач по выполнению многопусковой экспедиции на Луну с пилотируемым кораблём ПТК НП. Аванпроект носителя должен быть готов к концу 2015 года, а первый пуск с Восточного может состояться в 2024 году.

Прирост характеристик «Ангары-А5В» впечатляет. По сравнению с «обычной» тяжёлой ракетой её энергетика вырастет на 48 %, а по сравнению со «старым» вариантом с УКВБ – почти на 30 %. Однако чтобы достичь такого прогресса, придётся форсировать на 10-15 % РД-191. Это нетривиальная задача – сейчас двигатель уже обладает практически предельным давлением в камере. Дальнейший рост этого параметра сопряжён не только с техническим риском, но и с опасностью снижения надежности и безопасности, что совершенно недопустимо для пилотируемого носителя. Кроме того, для «Ангары-А5В» придётся решить задачу, от которой отказались в 1995 году, – создать совершенно новый кислородно-водородный двигатель РД-0150 повышенной тяги, который по удельным параметрам должен превзойти шедевр советского двигателестроения – РД-0120. Насколько это возможно в современных условиях – вопрос открытый…

Но все эти варианты пока остаются лишь на бумаге – ГКНПЦ имеет твёрдые заказы лишь на лёгкую (1.2) и тяжёлую (А5) ракеты, на которых и сосредоточился. Их лётно-конструкторские испытания будут продолжены уже с реальными полезными нагрузками: первым в конце 2016 года на геостационар уйдёт на тяжёлом носителе AngoSat. В том же году будет запущена лёгкая ракета. Затем в 2017 году наступит перерыв, а потом частота пусков вырастет: с 2018 по 2020 год, как ожидается, будет ежегодно пускаться по две, а в 2021–2022 годах – по четыре тяжёлых «Ангары». В 2023 году планируется произвести шесть, а в 2024-2025 годах – выйти на ежегодный выпуск семи носителей «Ангара-А5».

В июле 2015 года провайдер пусковых услуг ILS начал маркетинг носителя «Ангара» для коммерческих миссий. По замыслу этого российско-американского совместного предприятия, новая ракета в паре с «Протоном-М» позволит привлекать дополнительных клиентов благодаря способности охватить практически все классы и типы космических аппаратов на всех орбитах любых высот и наклонений на рынке лёгких, средних и тяжёлых спутников. Если в начале 2000-х, начиная маркетинг модульного семейства, ILS делал акцент на коммерческом использовании тяжёлого варианта «Ангары», то сейчас рассматривает и лёгкую ракету. Последняя классифицируется как прямой конкурент для других провайдеров пусковых услуг в «малом классе», например Arianespace с ракетой Vega. В ILS сообщили, что компания планирует начать коммерческие запуски «Ангары-1.2» с 2017 года с Плесецка, а миссии «Ангары-А» – сразу после завершения строительства стартового комплекса на Восточном.

Современная ситуация на рынке пусковых услуг, связанная с приостановкой деятельности международного консорциума Sea Launch («Морской старт»), а также закрытие проекта «Циклон-4» (коммерческие запуски из бразильского космодрома Алкантара), породили ряд вариантов «нетрадиционного» использования «Ангары».

Первый – попытка внедрения на «Морской старт». «Перспективная ракета-носитель среднего класса «Ангара-А3» может быть использована в проекте Sea Launch вместо российско-украинского «Зенита», – сказал генеральный конструктор ГКНПЦ имени М.В. Хруничева Александр Медведев. – Эта идея остаётся. Мы должны дождаться некоторых решений, после этого можно будет о чем-то серьёзном говорить».

Пока основанием для таких идей служит тот факт, что оба носителя – и «Зенит-3SL», и «Ангара-А3» – способны доставлять на орбиту примерно одинаковый полезный груз (вторая создавалась для замены первой) и имеют одинаковую стартовую массу (473 т у обеих ракет). Однако конструкция ракет и их интерфейсы с наземным оборудованием совершенно различны. Поэтому, по словам Александра Медведева, рассматриваются минимум два варианта адаптации плавучего космодрома «Морского старта» и «Ангары». Первый предполагает доработку плавучего космодрома «под ракету», а второй, напротив, переделку носителя «под старт». Поскольку реализация обоих вариантов требует значительных затрат времени и денег и не подкреплена серьёзными маркетинговыми исследованиями, её целесообразность не очевидна.

Появилась также информация и о том, что Россия ведёт переговоры о создании стартового комплекса для ракет-носителей «Ангара» в Алкантаре. Получить доступ к космодрому, который расположен ближе к экватору, чем Гвианский космический центр, было бы большой удачей. Но встают вопросы: во-первых, в какой степени в таком повороте дел заинтересованы бразильцы, во-вторых, где взять деньги?

Отвлечёмся на некоторое время от фантазий ближайшего – и не очень – будущего, и попробуем ответить на вопросы, заданные в начале повествования. Что же такое «Ангара» в техническом смысле – шедевр, провал? Ни то, ни другое. Если подходить к вопросу формально, то технические параметры носителя – относительная масса полезного груза, конструктивное совершенство ракетных блоков – находится «на уровне».

Тактико-технические характеристики основных ракет-носителей семейства «Ангара» при базировании на космодроме Плесецк

Вариант	«Ангара-1.2»	«Ангара-А3»	«Ангара-А5»
Число ступеней	3*	3	3
Стартовая масса ракеты космического назначения, т	171	481	773
Масса полезной нагрузки, т
– на опорной орбите высотой 200 км и наклонением 63°	3,5	14,0	24,0
– на солнечно-синхронной орбите	2,4	10,0	18,0
– на геопереходной орбите высотой перигея 5500 км и наклонением 25°	-	2,4 (с блоком «Бриз-М»)	5,4 (с блоком «Бриз-М») 7,5 (с блоком КВТК)
– на геостационарной орбите	–	1,0 (с блоком «Бриз-М»)	2,8 (с блоком «Бриз-М») 4,5 т (с блоком КВТК)

*В качестве третьей ступени используется агрегатный модуль на основе блока «Бриз-М»

Семейству вменялась в вину чрезмерная стоимость: в интернете ходит цифра в  $120 млн, в которую эксперты якобы оценили затраты на пуск первого носителя «Ангара-А5». Во-первых, не совсем ясно, что означает эта цифра (точнее говоря, как она получена). Ракета на этапе лётных испытаний не несла реального полезного груза, не была оценена ни заказчиками, ни провайдерами пусковых услуг. Есть ли смысл вообще оценивать опытное изделие? При серийном выпуске все ракеты (как и любая техника) дешевеют, причём очень значительно. Если все расчёты, заложенные в проект, окажутся верными, то в будущем «Ангара-А5» даже теоретически станет обходиться дешевле «Протона-М»: у неё меньше блоков, двигателей, проще процесс подготовки и запуска.

Сравнение ракет-носителей «Протон-М» и «Ангара-А5»

Параметры	«Протон-М»	«Ангара-А5»*
Число ступеней	3 + разгонный блок	3 + разгонный блок
Число маршевых двигателей**	12	7
Число транспортабельных модулей***	11	8
Компоненты топлива	Долгохранимые токсичные	Криогенные нетоксичные
Масса компонентов топлива (в ракете/в разгонном блоке), т	624,3/19,8	679,5/18,7
Масса конструкции****, т	48,1	58,1
Стартовая масса, т	705	773
Стартовая тяга, тс	971	980
Габариты (высота/поперечный размер), м	56,23/7,40	55,23/8,86
Полезная нагрузка*****:
– на низкой околоземной орбите, т	23,7	24,0 (24,5)
– на геопереходной орбите, т	6,35	7 (7,2)
– на геостационарной орбите, т	3,7	2,6 (3,9)
Первый старт	7 апреля 2001 года	23 декабря 2014 года
Стартовые комплексы	3 пусковые установки на космодроме Байконур (эксплуатируются)	1 пусковая установка на космодроме Плесецк (построена), 2 – на космодроме Восточный (панируются)

* В варианте с разгонным блоком ДМ-3.
** Включая разгонный блок.
*** Включая разгонный бок и головной обтекатель.
**** С разгонным блоком, но без полезного груза и головного обтекателя.
***** В скобках – при старте с космодрома Восточный.

Почему же в таком случае разработка нового носителя затянулась на долгие 20 лет, за которые во всём мире – от Соединённых Штатов и Европы до Индии и Японии – поменялось уже не одно поколение современных средств выведения, к которым относится и «Ангара»? Пожалуй, в постановке вопроса кроется и ответ.

Объективные факторы торможения процесса, лежащие на поверхности, были подробно освещены в первой части материала. Из невидимых на первый взгляд назовём следующие.

Одной из выгодных особенностей нового семейства называлась работа на экологически чистых компонентах топлива – жидком кислороде и керосине. Оба применённых в проекте маршевых двигателя не имеют аналогов в своём классе (мы уже привыкли к таким ярлыкам, которые наклеивают на нашу ракетно-космическую технику; однако не стоит забывать, что сейчас только российские двигатели работают на жидком кислороде и керосине, строятся по замкнутой схеме с высочайшими удельными характеристиками – весь остальной мир вполне обходится без этого, используя другие конструктивные решения, которые тем не менее также можно считать оптимальными и выгодными). Они сложнее двигателей, что устанавливались ранее на изделиях разработки ГКНПЦ имени М.В. Хруничева. Да и вся «Ангара» стала первым кислородно-керосиновым носителем филёвский разработки, чем существенно отличается от «гептильных» ракет, ранее освоенных предприятием. Прежде всего, в производстве использована совершенно другая технология изготовления и подготовки внутренних поверхностей под кислород. Соответственно ужесточились требования по чистоте. На ракетно-космическом заводе Центра пришлось создавать специальные «чистые» помещения под производство блоков «Ангары». Изменились процессы подготовки ракеты к пуску, а с ними осложнились и процедуры проведения огневых стендовых испытаний.

Большой перерыв в разработке изделий такого масштаба (эскизное проектирование «Протона-К» аналогичного класса завершилось к середине 1970-х годов, а проект модернизированного «Протона-М», отличающийся от исходной ракеты лишь в деталях, был готов к началу к началу 1990-х) привёл к тому, что в процессе создания системы большой сложности принимало участие новое поколение специалистов, которые многому учились «в процессе», что также не способствовало ускорению работ.

Универсальный ракетный модуль – «фундамент» семейства «Ангара» – позволяет складывать ракету «из кубиков», получая разные варианты в зависимости от требуемого класса выводимой полезной нагрузки. С одной стороны, это плюс. С другой – принципиальные решения, заложенные в основу проекта, сейчас не без основания подвергаются жёсткой критике.

Во-первых, принятая размерность модулей предполагала, что более востребованными будут ракеты лёгкого и среднего класса. Эти замыслы были вдохновлены проектами низкоорбитальных спутниковых систем, которые к концу 1990-х годов (то есть к моменту перехода к изготовлению базовых элементов для стендовых испытаний) «не продемонстрировали себя»: они не стали приносить коммерческой прибыли и так видоизменились, что сейчас состоят из гораздо меньшего числа спутников, срок службы которых к тому же значительно вырос. Соответственно, потребность в частых пусках лёгких носителей отпала или оказалась в разы меньше прогнозируемой. Выяснилось также, что конверсионные ракеты худо-бедно послужат примерно до начала 2020-х годов, а создать экологически чистый лёгкий носитель в условиях схлопывающейся кооперации исключительно сложно.

Во-вторых, сама по себе концепция модульного проектирования далеко не всегда полезна. В реальной жизни часть получающихся при «игре в кубики» ракет может выпасть из востребованного диапазона грузоподъемности. Так, например, оказалась практически ненужной средняя ракета «Ангара-А3», которая должна была стать заменой «Зениту». Сейчас для нее просто нет полезных нагрузок.

В-третьих, модульность может дать экономический эффект, когда снижение себестоимости от увеличения серийности оказывается больше, чем рост стоимости из-за дробления конструкции на те же модули.  Но для «Ангары» такое соотношение не достигнуто по описанным выше причинам, прежде всего из-за низкой потребности в лёгком и среднем вариантах.

Многие любители космонавтики до сих пор недоумевают, почему в конце 1990-х годов, меняя концепцию проекта, Центр Хруничева не сделал ставку на уже практически готовый РД-180? С этим двигателем решалось множество проблем: упрощалась конструкция тяжёлого варианта (три УРМ вместо пяти), повышалась надежность, появлялись перспективы более простого наращивания массы выводимого груза до 40–50 т. Но в том-то и дело, что тогда разработчики решали задачи, поставленные в исходных условиях на проект. В первую очередь они состояли в создании тяжёлой ракеты на замену «Протона-М» с конкретно обрисованными полезными нагрузками, которые необходимо было запускать с Плесецка, и во вторую – в захвате рынка лёгких нагрузок. С модулем большей размерности лёгкий носитель не компоновался, а на предполагаемый рост массы коммерческих нагрузок поначалу внимания не обращали, считая, что всё решится после внедрения кислородно-водородных блоков КВРБ. Меньше тогда думали и о пилотируемых полётах на Луну или на Марс (считалось – и не без основания – что это прерогатива сверхтяжелых носителей).

Выбранная грузоподъемность тяжёлого носителя – 25 т на низкой околоземной и примерно 3 т на геостационарной орбите при старте из Плесецка – была вполне достаточной для начала-середины 1990-х. Но к тому моменту, когда «Ангара» вышла на лётные испытания с опозданием на десять лет, требовалось гораздо больше. Даже с криогенным блоком при старте с Восточного она выводит на геопереходную орбиту примерно 8 т, в то время как уже ближайшие конкуренты – Ariane 5, «Великий поход-5», Delta IV Heavy, а в перспективе Falcon Heavy и Ariane 6 – смогут запускать туда же от 11 до 21 т полезной нагрузки.

Разгонные блоки для применения в составе ракеты космического назначения «Ангара-А5» при старте с космодрома Плесецк

Вариант разгонного блока	«Бриз-М»	ДМ-3	КВТК
Разработчик блока	ГКНЦП имени М.В. Хруничева	РКК «Энергия» имени академика С.П. Королёва	ГКНПЦ имени М.В. Хруничева
Компоненты топлива:
– окислитель	Азотный тетраоксид	Жидкий кислород	Жидкий кислород
– горючее	Несимметричный диметилгидразин	Керосин	Жидкий водород
Маршевый двигатель	14Д30	11Д58М	РД-0146Д
– тяга в пустоте, тс	2,0	8,0	7,5
– удельный импульс, с	328,6	356	470
– число включений	До 8	До 5	До 5
– суммарное время работы, сек	3200	680	1350
Габариты блока (высота/диаметр), м	2,65/4,10	6,28/3,70	11,33/4,00
Максимальное время автономного полёта, ч	Не менее 24	Более 9	Более 9
Рабочий запас топлива, т	19,8	18,7	19,6
Масса конструкции, т	2,6	2,35	3,33
Масса выводимой полезной нагрузки, т
– на геопереходную орбиту	5,4	7,0	7,5
– на геостационарную орбиту	2,8	3,6	4,5
– к Луне и планетам	5,0	6,0	6,5

Попытки нарастить энергетику тяжёлой «Ангары» за счет увеличения числа УРМ-1 с четырех до шести (в «Ангаре-А7») завели идею в тупик: не удается обеспечить безударное разделение ступеней из-за плотной компоновки блоков. Поэтому инженеры были вынуждены увеличить диаметр центра с 2,9 до 4,1 м, и «Ангара-А7»… перестала умещаться в универсальный стартовый комплекс! Сейчас, в проекте «Ангара-А5В», этот недостаток пытаются устранить – за счет «выжимания» последних капель из двигателей…

Как мы уже писали, из-за малой востребованности вариантов «Ангара-А3» и «Ангара-1.2» смысл в модульной концепции на основе таких УРМ-1 и УРМ-2 исчезал, и её применение привело к переразмеренности боковых и недоразмеренности центрального блоков «Ангары-А5». Например, при выбранном наборе двигателей, но с оптимальной заправкой боковых (113 т вместо 132 т топлива) и центрального (примерно 200 т против 132 т)  блоков при той же стартовой массе – 773 т – носитель мог бы выводить на низкую орбиту 28–29 т безо всякого водорода. А с оптимизированной кислородно-водородной третьей ступенью получались желаемые 38 т! И если бы унифицированный модуль удалось сделать больше и оснастить его РД-180, появились бы перспективы относительно простого наращивания энергетики носителя без разработки принципиально новых двигателей.

Кстати, прекрасной иллюстрацией недостатков идеи «модульного проектирования» применительно к «Ангаре» является лёгкий носитель семейства. Как известно, модульный принцип ведёт к увеличению массы ракетных блоков, в конструкции которых необходимо учесть ВСЕ расчетные случаи нагружения для ВСЕХ ракет семейства.

Применительно к «Ангаре-1.2» это означает применение силовых узлов (в данном случае – межступенчатого переходника), рассчитанных на передачу усилий от четырех боковых УРМ-1, которые есть в тяжёлом варианте, но, естественно, отсутствуют в лёгком. Это раз. А два – это то, что запас топлива в УРМ-2 оказался слишком большим для лёгкой ракеты – 36 т вместо оптимальных 22-23! С таким запасом топлива «Ангара-1.2» просто бы не взлетела. Поэтому логика жизни привела проектировщиков к отказу от применения на ней УРМ-2 и созданию новой – оптимальной для лёгкого носителя – третьей ступени с меньшим «калибром» (2,9 м вместо 3,6) и меньшей заправкой. И хотя ступень будет создаваться «на основе систем УРМ-2», её наличие ставит жирный знак вопроса на концепции «ракетного кубикостроения». И кстати, для лёгкого варианта разрабатывается свой специальный межступенчатый переходник. Таким образом, для семейства «Ангара» придётся изготавливать не два, а целых четыре ракетных блока: УРМ-1 для всех вариантов, УРМ-2 для «Ангары-А5», УРМ-2 «уменьшенного калибра» для «Ангары-1.2» и совершенно новую кислородно-водородную третью ступень для «Ангары-5В».

Итог есть отражение ситуации, сложившейся в 1990-х годах, когда технические решения принимались с учетом имеющихся на тот момент задач и технологических возможностей, которые чуть ли не в прах рассыпались под напором изменений, творящихся «в стране и мире». Взирая с нынешних высот на то время, приходится признать, что делать какие-то долгосрочные прогнозы, стоя на ускользающем из-под ног «песке времени», было невозможно.

В этой связи очень показателен комментарий, сделанный к первому пуску «Ангары-А5» одним из старейших специалистов отрасли, Г. Е. Фоминым, который долгое время занимал пост заместителя генерального конструктора самарского ЦСКБ «Прогресс»:

«Запуск "Ангары-А5" – это очень важное дело и событие для нашей страны, – писал Георгий Евгеньевич. – Теперь для космонавтики России доступны все типы орбит при запусках с российского космодрома Плесецк. Конструкция ракеты "Ангара" – весьма совершенна. Двигатель РД-191 блоков первой ступени разработки НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко (г. Химки Московской области) использует в качестве топлива жидкий кислород и керосин и относится к лучшим в мире. Двигатель верхней ступени РД-0124 разработан Воронежским КБ Химавтоматики, используется на блоке третьей ступени ракеты-носителя "Союз 2-1б", обладает высокими удельными характеристиками. Система управления – цифровая, разработана ведущим с советских времён создателем систем управления боевых и космических ракет – НПО АП имени академика Н.А. Пилюгина (г. Москва), в ней учтены современные требования, решения и комплектация новейшей электронной базой отечественного и зарубежного производства. В целом ракета "Ангара-А5" полностью соответствует современному уровню мирового ракетостроения. Хочется от души поздравить специалистов Центра Хруничева, их смежников и личный состав полигона Плесецк с большим успехом!

Сравнительные характеристики существующих ракет-носителей тяжёлого класса

Параметр	«Ангара-А5»	«Протон-М»	Atlas V 551	Delta IV Heavy	Ariane 5 ECA
Космодром	Плесецк, в перспективе – Восточный	Байконур	Канаверал	Канаверал	Гвианский космический центр
Широта точки старта	62,9 град с.ш. и 51,9 град с.ш.	46 град с.ш.	28,5 град с.ш.	28,5 град с.ш.	5,2 град с.ш.
Стартовая масса, т	773	705	587	733	777
Число ступеней	3 + разгонный блок	3 + разгонный блок	2* + 5 твердотопливных ускорителей	3*	2* + 2 твердотопливных ускорителя
Масса полезного груза:
– на низкой околоземной орбите, т	24	23	18,85	28,79	21
– на геопереходной орбите, т	5,4/7,0 – 8,0**	6,15	8,9	14,22	10,5
– на геостационарной орбите, т	2,8/3,9 – 5,0**	3,7	3,85***	6,75***	***
Стоимость пуска, млн $	95 – 108	80 – 100	180 – 190	230 – 255	210 – 220

* Из соображений оптимизации показателей надежности и стоимости в зарубежных носителях специальный разгонный блок не применяется – его функцию обычно выполняет штатная верхняя ступень, имеющая возможность повторного включения двигателя в полете.
** В числителе – из Плесецка, с использованием блока «Бриз-М», в знаменателе – с Восточного, с использованием блоков ДМ и КВТК.
*** Atlas V и Delta IV Heavy способны выводить спутники на геостационарную орбиту, однако при коммерческом использовании для довыведения, как правило, применяется бортовая двигательная установка, от характеристик которой зависит конечная масса аппарата.

Да, разработка [ракеты] началась в середине 1990-х годов, но хруничевцы всегда следили за требованиями времени. Ракета построена по прогрессивному блочному принципу, что позволяет комплектовать носители лёгкого, среднего, тяжёлого и сверхтяжелого классов из двух унифицированных ракетных модулей и разгонного блока. Она обладает потенциальными возможностями для совершенствования и повышения энергетических возможностей, в том числе и за счет создания нового кислород-водородного разгонного блока. Сейчас (в ХХI веке) на этих принципах построены американские семейства ракет Falcon 9, Atlas 5, Delta 4, эти же принципы положены в основу перспективных китайских ракет «Великий Поход-5» и российских «Союз-5» разработки Центра "Прогресс"».