Легкая ракета «Адлер»

Проект создания двухступенчатой ракеты-носителя (РН) космического назначения легкого класса «Адлер» с полезной нагрузкой (ПН) до 700 кг (вариант № 2 до 1000 кг) на экологически безопасных топливных компонентах получил положительную оценку экспертов кластера космических технологий и телекоммуникаций фонда «Сколково».

При создании РН предполагается использовать простые технологические решения, оптимизированные по стоимости.

Основные параметры ракеты:
  • Стартовая масса — 60 т
  • ПН — до 700 кг на низкой околоземной орбите (НОО)
  • 1-ая ступень (диаметр — 2,4 м) — двигатель РД-108А
  • 2-ая ступень (диаметр — 1,86 м) — двигатель на основе маршевой камеры РД-108А
  • Топливные баки гладкостенные из АМг6
  • Длина с ПН — 28,1 м

Зачем нужна легкая ракета?

Проект направлен на снижение стоимости выведения микро- и наноспутников на низкую околоземную орбиту.

В течение последних 10 лет наблюдается тенденция к переходу от тяжелых спутников массой несколько тонн к аппаратам микро- и наноклассов.

Развитие микро-, мини- и наноспутниковых платформ наблюдаются по всему миру. В создании аппаратов подобных классов участвуют как частные и государственные компании, так и учебные заведения. Российские частные фирмы Dauria Aerospace и Sputnix также выполняют запуски микро- и наноаппаратов.

Современные отечественные средства выведения легкого класса:
  1. Новая российская ракета «Союз-2-1В» с ПН до 2800 кг.
  2. Конверсионная ракета-носитель «Рокот» с ПН до 2300 кг.
  3. Конверсионная ракета-носитель «Днепр» с ПН до 3700 кг.
  4. Конверсионная ракета-носитель «Стрела» с ПН до 1700 кг.
  5. Новая российская ракета-носитель «Ангара-1.2» с ПН до 3800 кг.

Следует отметить, полезная нагрузка данных РН избыточна для выведения на орбиту единичных микро- и наноспутников, что приводит к необходимости кластерных пусков. Подобная практика неудобная для заказчиков запусков отдельных аппаратов.

Напомним, что наноспутниками насзывают аппараты массой 1-10 кг, а микроспутниками — 10-100 кг. Назревает острая необходимость создания легкой и сравнительно недорогой РН специально для подобных КА.

В настоящий момент множество стран и частных компаний проводят работы по данному направлению, однако не одна страна или частная фирма не обладает легкой и сравнительно недорогой РН.

В случае использования ракет среднего класса для попутного запуска микро- и наноспутников нередко возникает ситуация, когда задержка с созданием основной полезной нагрузки приводит к тому, что сроки запуска попутных нагрузок срываются. Соблюдение графика выведения особенно критично при развертывании орбитальных группировок, состоящих из нескольких аппаратов.

Предлагаемый проект решает проблему высокой оперативности и удобства запусков космических аппаратов микро- и нанокласса.

Ситуация с запусками малых спутников в США

Компания Virgin Galactic подтвердила намерение о работе над проектом легкого космического носителя воздушного старта Launcher One и уже имеет несколько клиентов:
  1. Компания Planetary Resources объявила о заключении контракта с Virgin Galactic на запуск 4-х коммерческих космических телескопов Arkyd-100 для изучения астероидов.
  2. Калифорнийская фирма Skybox Imaging вложила $91 млн в запуски по меньшей мере двух спутников ДЗЗ.
  3. Компания GeoOptics Inc. из Калифорнии хочет использовать легкую РН для выведения на орбиту группировки КА экологического мониторинга.
  4. Частная аэрокосмическая корпорация Spaceflight Inc. из Сиэтла так же планирует использовать Launcher One для запуска различных полезных нагрузок весом от 1 до 300 кг.

Проблема с запусками малых КА за рубежом — высокая (более $15 млн) стоимость пуска.
Необходимо также отметить высокую стоимость разработки легких ракет — в июле 2009 года инвестиционная компания Aabar Investments предложила Virgin Galactic $110 млн при условии подтверждения целесообразности. Целевым показателем называлась стоимость пуска в $1 млн. К сожалению, заложенные инвесторами целевые показатели оказались недостижимы для Virgin Galactic.

На сегодняшний день проблема высокой стоимости космических запусков является одним из препятствий на пути развития микро- и наноспутниковых технологий.

Инновационность подхода к проектированию РН «Адлер»

Проект решает проблему снижения стоимости выведения в космос малого КА путем создания новой легкой РН с использованием серийного ракетного двигателя на первой ступени и маршевой камеры от двигателя такого же типа на второй ступени, а также простых технологических решений — например, таких, как сборка носителя на гражданском промышленном предприятии.

Главные особенности нашего подхода к проектированию:
  1. Мы широко используем уже проработанные технологические решения — находящиеся в данный момент в производстве ракетный двигатель для первой ступени и отработанную камеру сгорания в качестве основы для двигателя второй ступени. На первой ступени используется РД-108А (который также применяется на центральном блоке РН «Союз»).

    На второй ступени — двигатель на основе одной камеры сгорания РД-108А и углепластикового соплового насадка.
  2. Для обеспечения запуска двигателя 2-й ступени предполагается использовать специальную систему зажигания. Рассматривается возможность использования лазерной системы зажигания разработки компании ООО «Спектралазер», резидента «Сколково».
  3. В РН используются простые в технологическом плане конструкционные решения.

    Например, прорабатывается возможность изготовления топливных баков ракеты на гражданском промышленном предприятии, не предназначенном для производства космической техники.

    Проведены предварительные переговоры с руководством завода ОАО «Калибровский завод», согласие завода получено.
  4. В основе проекта — оптимизация по критерию стоимости пуска (и окупаемости РН), а не по увеличению доли полезной нагрузки.

    Учитывая то, что процент стоимости топлива относительно стоимости всей ракеты крайне низок (порядка 4-5%), предлагается создать ракету, в которой надежность достигается не усложнением конструкции — использованием дополнительных ступеней и разгонных блоков, а ее упрощением — сокращением количества ступеней до двух и незначительным увеличением массы топлива.

Многоразовость

Одна из составляющих инновационного подхода — создание РН, которую можно использовать многократно.

В будущем возможна организация спасения первой ступени или двигательной установки первой ступени:

1-й этап. В ракету заложены решения, которые позволят в дальнейшем реализовать многоразовость:

  • облегчение конструкции первой ступени РН;
  • элементы конструкции первой ступени могут использоваться в качестве элементов системы спасения — в конструкции переходного отсека РН предусмотрены четыре открывающихся аэродинамических лепестка, которые будут использованы для аэродинамической стабилизации и торможения первой ступени при спуске на Землю.

2-й этап. Планируется отработка спасения первой ступени с использованием парашютно-реактивной системы, а также надувных баллонов амортизаторов.

3-й этап. Планируется отработка спасения двигательной установки второй ступени (в дальнейшем второй ступени в целом) с использованием пневматического тормозного устройства (ПТУ) разрабатываемом в НПО им. С.А.Лавочкина.

Частичная многоразовость не потребует значительных доработок двигателя, так как двигатели и первой и второй ступени имеют ресурс, превосходящий время необходимое для однократной работы при выведении.

В общем случае, инновационность подхода состоит в значительном упрощении конечного изделия и снабжении РН средствами спасения, что позволяет использовать некоторые ее элементы повторно для снижения стоимости запуска КА в космос.

Тренды в рассматриваемой области

  1. Многоразовость первых ступеней РН. Американская компания SpaceX работает над программой многократного использования ракет. Несмотря на то, что до сих пор не удалось ни разу спасти и использовать повторно ни одну часть ракеты, работа продолжается.
  2. Растет востребованность ракет легкого класса в связи с тем, что уменьшается масса КА.
  3. В России существуют следующие проекты легких РН:
    • МРКС — многоразовая ракетно-космическая система. В качестве многоразовой возвращаемой части КБ им. Хруничева предложило возвращаемую 1-ую ступень. За основу был взят многоразовый ускоритель «Байкал», который разрабатывался ГКНПЦ им. Хруничева, совместно с НПО «Молния» в инициативном порядке. Сам ускоритель может применяться совместно с системой ракет «Ангара», которая в данный момент проходит этап испытаний.
    • Авиационно-космический комплекс Ту-160CК («Бурлак-Диана»). Носитель «Бурлак» проектируется МКБ «Радуга». Минимальная стоимость предварительных работ оценивается в $160 млн. Стоимость одного коммерческого запуска — $2,5 млн. Стоимость вывода на орбиту 1 кг груза — $6000-8000.
    • Аэрокосмический проект «Воздушный старт» — это Ан-124-100 «Руслан» + двухступенчатая РН «Полет» (топливо — жидкий кислород и керосин). На 1-ой ступени предполагается использование ЖРД НК-43 (НК-33-1), производство которого может быть возобновлено. В качестве 2-ой ступени ракеты-носителя «Полет» используется третья ступень ракеты-носителя «Союз-2» с РД-0124.
    • Проект двухступенчатой РН легкого класса «Диана», разработанный в РКК «Энергия» в 1997 году на основе компонентов РН «Союз». Согласно технической документации РН «Диана» стартовой массой 65 т смогла бы выводить на низкую опорную орбиту высотой 200 км массу ПН не более, чем 0,95 т, при старте с космодрома Байконур.
    • Аэрокосмический проект «Ишим». Предусматривалось использовать 3-х ступенчатую твердотопливную ракету-носитель, стартующую на высоте 15-18 км на скорости 2200 км/ч с самолета МиГ-31И. Полезная нагрузка — 160 кг на круговую орбиту высотой 300 км или 120 кг на 600 км. При этом стоимость вывода на орбиту 1 кг груза находится в пределах $3000-6000.
  4. Появление легких носителей за границей, таких как:
    • Ракета Falcon 1 американской компании SpaceX с ПН до 670 кг на НОО. На данный момент ракета совершила 5 пусков, из которых 2 успешных и 3 неудачных. Эксплуатация прекращена в пользу более тяжелого носителя Falcon 9.
    • Проект ракеты Launcher One, американской компании Virgin Galactic с ПН до 225 кг на НОО. Анонс проекта состоялся в 2012 году, реальные пуски планируются после 2016 года.
    • Ракета Pegasus («Пегас»), американской компании Orbital Sciences Corporation с ПН до 443 кг на НОО. Всего 37 успешных запусков из 42.
    • Ракета Vega от Европейского космического агентства с ПН до 2000 кг на НОО. Стоит отметить, что данная ракета является твердотопливной и на последней ступени используются высокотоксичные топливные компоненты ракетного топлива. Всего произведено 2 запуска и оба успешны.
    • Ракета Epsilon (ASR) Японского космического агентства с ПН 1200 кг на НОО также является твердотопливной ракетой на высокотоксичных топливных компонентах. Единственный и успешный запуск был осуществлен 14 сентября 2013 года.
  5. Максимальное упрощение наземных служб — автономная навигация, цифровые системы управления, уменьшение численности стартовых расчетов.
  6. Рыночный тренд в рассматриваемой области — это предоставление компаниям возможностей запуска малых КА по запросу. Приход частных компаний в космическую сферу деятельности обозначил переход в отрасли от увеличения доли полезной нагрузки любой ценой к оптимизации по стоимости запуска как самого носителя, так и его создания и эксплуатации.

Описание базовой технологии

Конструктивно-компоновочная схема РН «Адлер»

Описание к конструктивно-компоновочной схеме РН «Адлер»:
  1. головной обтекатель,
  2. полезная нагрузка,
  3. приборный отсек,
  4. бак горючего,
  5. бак окислителя,
  6. хвостовой отсек,
  7. двигатель 2-й ступени,
  8. переходный отсек,
  9. приборный отсек,
  10. бак окислителя,
  11. межбаковый отсек,
  12. бак горючего,
  13. бак жидкого азота,
  14. бак перекиси водорода,
  15. хвостовой отсек,
  16. ЖРД РД-108А.

Проект основывается на использовании серийного, освоенного в производстве ракетного двигателя с высокой степенью надежности и максимально упрощенных технологических решений.

Выбор диаметра первой ступени ракеты (2,4 м) произведен с учетом того, что в настоящий момент в распоряжении Министерства обороны РФ сохранилось оборудование для обслуживания РН «Космос-3М» такого же диаметра.

На первой ступени ракеты предполагается использовать двигатель РД-108А. Это жидкостный ракетный двигатель с четырьмя рулевыми камерами, использующий в качестве топлива экологически безопасные компоненты — кислород и керосин. Данный двигатель серийно производится с 1957 года и успел продемонстрировать свою надежность.

Первая ступень оснащена необходимыми элементами для реализации впоследствии системы спасения, такими как открывающиеся аэродинамические лепестки (4 штуки) для стабилизации и торможения первой ступени при спуске на Землю.

Планируется отработка спасения первой ступени на полигоне НИИ «Геодезия» — проведены предварительные переговоры. В системе спасения первой ступени будет использована парашютно-реактивная система, а также надувные баллоны-амортизаторы.

На второй ступени предполагается использовать двигатель на основе одной камеры сгорания серийного двигателя РД-108А с вытеснительной подачей топлива и углепластикого соплового насадка.

Для обеспечения запуска двигателя 2-й ступени предполагается использовать специальную систему зажигания. Рассматривается возможность использования лазерной системы зажигания разработки компании ООО «Спектралазер», резидента «Сколково».

Использование данной системы зажигания позволяет обеспечивать многократное включение двигателя 2-й ступени для выведения ПН на эллиптические орбиты и осуществления различных маневров довыведения.

Спасение двигателя второй ступени (в дальнейшем второй ступени в целом) планируется осуществлять с использованием пневматического тормозного устройства (ПТУ) от НПО им. С.А. Лавочкина с определенными доработками. В основе расчета аэродинамики возвращения ДУ — метод дискретных вихрей. Устройство спасения ДУ 2-й ступени РН будет подробно рассматриваться на последующих этапах реализации проекта.

Предполагается, что в первых пусках на РН будут установлены макеты системы спасения. Постепенное ее внедрение будет проводиться в процессе эксплуатации носителя.

Предполагаются разработка следующих вариантов спасения первой ступени или их комбинации:
  • Использование гиперзвукового минипарашюта для снижения скорости полёта первой ступени сразу после ее отделения от ракеты. Это инновация, до сих пор не используемая, позволяет приблизить район падения ступени к месту старта, а впоследствии — уменьшить удаление района посадки от космодрома.
  • Использование газовых сопел с собственным газогенератором на остатках компонентов топлива для ориентации ступени при приземлении. Это позволяет сократить площадь вероятного района падения (посадки) ступени.
  • Использование встроенных средств пеленга и парашютной системы дает возможность обнаружения изделия в воздухе на больших высотах с целью перехвата его до посадки на землю вертолетом (Ми-26). В данном случае изделие можно использовать повторно в течение короткого периода времени. Это значительно снижает общую стоимость запуска.

Планируется провести переговоры по закупке систем управления РН у федерального государственного унитарного предприятия «Московское опытно-конструкторское бюро "Марс"».

В данном проекте предполагается отказаться от традиционных фрезерованных баков ввиду сложности их изготовления. Будут применяться гладкостенные подкрепленные оболочки.

Транспортировка

Технические решения, заложенные при проектировании РН, позволят осуществлять ее транспортировку любым видом транспорта — авиацией, железной дорогой и автотранспортом.

Планируется рассмотреть и учесть следующие варианты нагрузки на элементы ракеты во время транспортировки:
  • ж/д — нагрузки при движении вагона по стыкам рельс, ударная нагрузка;
  • самолет — удар при посадке;
  • автоперевозки — нагрузки при разгоне и торможении автомобиля.

На последующих этапах проекта рассматривается возможность старта ракеты с неподготовленной площадки в течение трех суток с момента доставки на нее стартового оборудования. На первых этапах старты РН будут проводиться с полигона Капустин Яр.

Техническое описание РН «Адлер»

РН «Адлер» состоит из двух ракетных блоков, соединенных по тандемной схеме. На всех ступенях используются ЖРД на экологически безопасных компонентах топлива: окислитель — жидкий кислород, горючее — керосин.

Ракетный блок первой ступени состоит из переходного отсека, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. Баки окислителя и горючего — цилиндрические, гладкие, из алюминиевого сплава АМг6. Хвостовой отсек включает в себя бак жидкого азота, бак перекиси водорода и маршевый ЖРД. ЖРД РД-108А выполнен по незамкнутой схеме с газогенератором на перекиси водорода. Наддув бака окислителя осуществляется газифицированным кислородом, бака горючего — газифицированным азотом.

Управление на этапе полета первой ступени осуществляется за счет поворотных рулевых камер маршевого ЖРД по всем трем осям.

Ракетный блок второй ступени состоит из приборного отсека, бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего и хвостового отсека. Баки окислителя и горючего — подвесные, сферические, из алюминиевого сплава АМг6. Межбаковый и хвостовой отсек — конические. В хвостовом отсеке установлен маршевый ЖРД, созданный на основе одной камеры сгорания серийного двигателя РД-108А с вытеснительной подачей топлива и углепластикого соплового насадка. Для обеспечения запуска двигателя 2-й ступени предполагается использовать специальную систему зажигания, рассматривается возможность использования лазерной системы зажигания разработки компании ООО «Спектралазер», резидента «Сколково». Использования данной системы зажигания позволяет обеспечивать многократное включение двигателя 2-й ступени для выведения ПН на эллиптические орбиты и осуществления различных маневров довыведения.

Управление по каналам курса, крена и тангажа осуществляется за счет использования четырех рулевых сопел на газе наддува.

Разделение ступеней происходит по холодной схеме с помощью разрывных пироболтов.

График характеристик РН ««Адлер»

По вертикальной оси графика — выводимая полезная нагрузка.
По горизонтальной оси — высота круговой орбиты, на которую она выводится.
Наклонения орбит в градусах: 50,6 — полигон Капустин Яр; 63, 72, 82,5, 86,4, 98 — космодром Байконур.

На перечисленные в таблице круговые орбиты высотой от 200 до 1400 км выходим по двухимпульсной схеме. Суммарно вторая ступень должна выдавать не меньше трех импульсов за время функционирования (выход на опорную орбиту, импульсы в перигее и апогее переходной орбиты), что обеспечивается используемым в ней двигателем, так как он рассчитан на большее количество включений.

Основное направление коммерциализации — предоставление пусковых услуг по конкурентоспособной цене. Будущие клиенты — отечественные гражданские и военные, а также иностранные заказчики.

Конкурирующие решения

Сноски: 1 — низкая околоземная орбита, 2 — пуски по федеральной программе за $20 млн и коммерческие за $40 млн, 3 — СТТ (смесевое твердое топливо).

Оценка основных затрат и прибылей

При оценке затрат на разработку ракета-носителя была использована книга К.П.Феоктистова «Космическая техника. Перспективы развития».

Таблица 3. Цена изделия, млн $

Стоимость подготовки пуска — $1 млн
Себестоимость пуска – $4 млн
Себестоимость ПН на орбите — ~$5750 за 1 кг

Мы принимаем себестоимость конечного изделия в $3 млнкак коэффициент равный 1 (единица) и на его основе рассчитываем затраты на создание РН и наземные испытания.

Таблица 4. Приблизительная оценка основных затрат.

Затраты на создание ракеты-носителя и наземные испытания: 17 * $3 млн= $51 млн

Схема получения прибыли

Таблица 5.

Таблица 6.
Примечание: ставка дисконтирования — 12%

График 1.

Таким образом, по истечении 4-х лет и 14-ти запусков проект становится рентабельным и начинает приносить прибыль.


РН «Адлер-2» с ПН до 1000 кг

Техническое описание РН «Адлер-2»

РН «Адлер-2» состоит из двух ракетных блоков, соединенных по тандемной схеме. На всех ступенях используются ЖРД на экологически безопасных компонентах топлива: окислитель — жидкий кислород, горючее — керосин.

Ракетный блок первой ступени состоит из переходного отсека, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. Баки окислителя и горючего — цилиндрические, гладкие, из алюминиевого сплава АМг6. Хвостовой отсек включает в себя бак жидкого азота, бак перекиси водорода и маршевый ЖРД. ЖРД РД-108А выполнен по незамкнутой схеме с газогенератором на перекиси водорода. Наддув бака окислителя осуществляется газифицированным кислородом, бака горючего — газифицированным азотом.

Управление на этапе полета первой ступени осуществляется за счет поворотных рулевых камер маршевого ЖРД по всем трем осям.

Ракетный блок второй ступени состоит из приборного отсека, бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего и хвостового отсека Баки окислителя и горючего — цилиндрические, гладкие, из алюминиевого сплава АМг6. В хвостовом отсеке находится маршевый ЖРД, созданный на базе двух рулевых камер от РД-108А, и баки жидкого азота для наддува и обеспечения работы ПНА для подачи топлива. Для обеспечения запуска двигателя 2-й ступени предполагается использовать специальную систему зажигания, рассматривается возможность использования лазерной системы зажигания разработки компании ООО «Спектралазер», резидента «Сколково». Использования данной системы зажигания позволяет обеспечивать многократное включение двигателя 2-й ступени для выведения ПН на эллиптические орбиты и осуществления различных маневров довыведения.

Управление по каналам курса, крена и тангажа осуществляется за счет использования рулевых двигателей на газе наддува.

Разделение ступеней происходит по холодной схеме с помощью разрывных пироболтов.

Пневмонасосный агрегат

Два цилиндра по каждому компоненту — пока один вытесняется в двигатель (ВД), другой заполняется из бака (НД). Затем клапаны перебрасывают расход. Газа наддува уходит больше, чем при вытеснительной подаче, экономия на весе основного бака.

Схема работы ПНА

3D модель ПНА на 2-й ступени

Таблица 1. Основные параметры и характеристики ракеты.

Конструктивно-компоновочная схема РН «Адлер-2»

Описание к конструктивно-компоновочной схеме РН «Адлер-2»:
  1. головной обтекатель,
  2. полезная нагрузка,
  3. приборный отсек,
  4. бак горючего,
  5. бак окислителя,
  6. хвостовой отсек,
  7. двигатель 2-й ступени,
  8. переходный отсек,
  9. приборный отсек,
  10. бак окислителя,
  11. межбаковый отсек,
  12. бак горючего,
  13. бак жидкого азота,
  14. бак перекиси водорода,
  15. хвостовой отсек,
  16. ЖРД РД-108А.

Конкурирующие решения

Оценка основных затрат и прибылей

При оценке затрат на разработку ракета-носителя была использована книга К.П. Феоктистова «Космическая техника. Перспективы развития».

Таблица 2. Цена изделия, млн $

Стоимость подготовки пуска — $1 млн
Себестоимость пуска — $4 млн
Себестоимость ПН на орбите — ~$4000 за 1 кг

Мы принимаем себестоимость конечного изделия в $3 млн как коэффициент равный 1 (единица) и на его основе рассчитываем затраты на создание РН и наземные испытания.

Таблица 3. Приблизительная оценка основных затрат.

Затраты на создание ракеты-носителя и наземные испытания: 20 * $3 млн = $60 млн

Таблица 4. Схема получения прибыли.
Таблица 5. Схема получения прибыли.
Примечание: ставка дисконтирования — 12%

Таким образом, по истечении 2-х лет и 8-ми запусков проект становится рентабельным и начинает приносить прибыль.

Рынки, на которых потенциально может быть реализован проект

Отечественный рынок — выведения государственных военных и гражданских полезных нагрузок, а также КА частных компаний «Даурия Аэроспейс», «Спутникс» и других участников рынка. Кроме того — студенческие, университетские, а также экспериментальные аппараты научных институтов.

Так как тенденция уменьшения массы КА характерна для всего мира, вероятно появление и иностранных заказчиков.

Общий объем рынка запусков легких РН на данный момент — около $0,5–1 млрд в год, что в натуральном выражении составляет около 15-20 пусков. Рынок активно растет, в 2013 году было произведено 22 успешных пуска и выведено на орбиты 102 КА, что составляет половину количества КА, выведенных на орбиту за год. Из запущенных с помощью легких РН спутников больше 60% создано на базе наноспутниковой платформы CubeSat.

При темпе 3 пуска в год разработка и создание РН окупается за три года. Это предполагает выведение 3-4 миниспутников и попутное выведение нескольких десятков микро- и наноспутников, что составит примерно 5-10% от мирового рынка легких РН.

История и динамика развития проекта

Сентябрь 2013 — предложена концепция.

Октябрь 2013 — проведены переговоры с консультантами проекта. Выбраны основные параметры ракеты, тип двигательной установки.

Ноябрь 2013 — проведены предварительные исследовательские работы, в результате математического моделирования уточнены диапазон выводимой носителем полезной нагрузки по массе, наклонению и высоте орбиты назначения. Определены технико-экономические показатели: стоимость изготовления одной РН, стоимость запуска, общие затраты на разработку и срок окупаемости проекта.

Декабрь 2013 — проведены предварительные проектные изыскания, уточнены параметров данного носителя, идет активный поиск инвестора.

Январь-март 2014 — внесены необходимые изменения в конфигурацию, составлено ТЗ, проведены переговоры с ООО «Калибровский завод» о сотрудничестве.

Текущее состояние проекта

Сформирован общий облик ракеты-носителя, определены его основные проектные параметры, масса полезной нагрузки, возможные орбиты на которые может быть выведена полезная нагрузка. Осуществлена примерная оценка стоимости его изготовления. Проведены предварительные переговоры с изготовителями компонентов.