Zenit LV 正在准备在技术和发射综合体发射。各个阶段和机头整流罩通过铁路运送到技术综合体的装配和测试大楼 （MIC）。在必要的检查、组装 LV、对接航天器并为其进行有效载荷整流罩后，Zenit LV 被重新加载到一个特殊的运输安装单元 （TUA） 上。在该装置上，带有航天器的完全组装和测试的运载火箭可以长时间存放，为发射做好充分准备。从这种准备状态来看，Zenit LV 可以在收到命令后的一个半小时内发射。

在基本版本中，Zenit 运载火箭是两级运载火箭。它是根据 Yuzhnoye 的传统串联方案制成的，具有横向阶段划分。所有级都使用无毒推进剂成分：液氧和煤油。这些阶段根据半热方案进行分离。LV 在第一级的飞行阶段通过主机室的偏转进行控制，在第二级的飞行阶段 - 通过特殊的转向发动机进行控制。这种 LV 的一个有趣特点是推进剂成分按阶段的非最佳分布。设计师做出这一决定是为了缩短第一阶段的长度，并确保其以完全组装的形式通过铁路运输的可能性，同时对沿途运输的货物尺寸有现有限制。同样的情况决定了运载火箭两级的异常紧凑布局。

ZENIT

飞行设计测试 1985
年 1.06.97 发射
- 共 28
次 - 成功 21
- 部分成功 2
- 紧急 5

发射重量，t 459
干质量（带有效载荷整流罩），t 38.34
有效载荷质量注入 200 公里高度的
圆形轨道，倾角为 51 度，t 13.8
长度（不含主机），m 43.34
最大横向尺寸，m 4.1 级
数 2

第一级
推进剂成分：
- 氧化剂液氧
- 燃料 RG-1
发射重量，t 352.7

干重，t 27.94
长度，m 32.94
最大横向尺寸，m 4.1
油箱直径，m 3.9
发动机 RD-171
地面推力，kN 7259
空隙推力，kN 7907
地面比冲，Ns/kg 3025 空隙中的
比冲，Ns/kg 3295
运行持续时间，s 140

第二级
推进剂成分：
- 氧化剂液氧
- 燃料 RG-1
发射重量，t 89.8
干重，t 7.7
长度，m 10.4
最大横向尺寸，m 3.9
油箱直径，m 3.9
主机 RD-120
空隙中的推力，kN 830 空隙中的
比冲，Ns/kg 3450
舵机RD-513
空隙中的推力，kN 80 空隙中的
比冲，Ns/kg 3420
主液体推进剂发动机的运行时间，s 高达 350
继续转向发动机运行，s 高达 1100

喷射
精度 高度，公里高达 3.5
轨道周期，s 高达 2.5
轨道倾角，弧分高达 2









第一级

在基本版本中，Zenit 运载火箭是两级运载火箭。它是根据 Yuzhnoye 的传统串联方案制成的，具有横向阶段划分。所有级都使用无毒推进剂成分：液氧和煤油。这些阶段根据半热方案进行分离。LV 在第一级的飞行阶段通过主机室的偏转进行控制，在第二级的飞行阶段 - 通过特殊的转向发动机进行控制。

这种 LV 的一个有趣特点是推进剂成分按阶段的非最佳分布。设计师做出这一决定是为了缩短第一阶段的长度，并确保其以完全组装的形式通过铁路运输的可能性，同时对沿途运输的货物尺寸有现有限制。同样的情况决定了运载火箭两级的异常紧凑布局。




第一阶段呈圆柱形。它的长度为 33.0 m，直径为 3.9 m。该级的干质量约为 28 吨，发射级几乎为 353 吨。




第一级的所有隔间，包括油箱间和尾隔间，均由焊接的 AMg-6 合金制成，以简化设计。这些隔间通过螺栓相互连接。




氧化剂罐由一个圆柱形壳和两个球形底部组成。圆柱形壳体由 11 个环组装而成，每个环由三块首尾相连焊接的板材组成。在这些板材上，通过机械铣削制成 “晶片 ”形式的纵向和横向肋条（肋条厚度 5 毫米，高度 25 毫米，腹板厚度 - 5 毫米，网孔尺寸 150x150 毫米）。在板材和环的焊接处，材料的厚度为 15 毫米.在氧化剂罐内部

，除了下部底部区域的传统罐内配件外，还有两层的钛氦气瓶。使用圆盘式装置从水箱中取出液氧。罐用氦气加压，氦气在 LRE 阶段的特殊热交换器中预热。

罐间隔室非常短，由焊接到氧化剂罐下框架的晶片壳形成。在它的侧面有用于工厂组装火箭的技术舱口。隔热材料应用于油箱间隔室的内表面和位于其中的底部。




油箱还由一个圆柱形外壳和两个底部组成。在水箱的中央部分，在隧道管中，有一条氧化剂消耗品管道。油箱的圆柱形外壳在设计上与外壳相似氧化剂罐。但是，底部的设计是不同的。为了增加布局的密度，它们被制成复合。上底部由由框架连接的球形和锥形壳形成。在这种情况下，球形底部以凸度转动到油箱中，使其与氧化剂罐的下底部等距。下部底部也由球体和圆锥体形成。同时，底部的球形部分及其凸起也面向油箱内部。煤油是使用虹吸式装置从水箱中取出的。罐中用来自氧化槽中钢瓶的氦气加压。

在油箱和尾舱之间有一个强大的铆接动力环。它装有运载火箭的发射支架，以及运载火箭固定装置的支架。火箭在发射时保持必要的时间，以便在 LV 主机达到其标称模式之前诊断其发射和运行。这确保了导弹可靠性的提高。




尾舱的直径为 3.7 m。它对非油箱舱具有非常规的设计，通常用于油箱。尾舱的外壳由厚 AMg 板焊接而成，然后在其中铣削“晶片”。在其侧面有用于对接自动接头以及提供对接发动机单元的舱口。它还装有分段分离系统的粉末制动发动机和用于用氮气吹扫隔间的歧管。

当 LV 放置在运载火箭上时，其尾舱低于零标记。隔间的这种位置使您能够可靠地保护灌装设备的单元免受高温燃烧产物的影响。同时，填充接头、电动和气动通讯的自动接头位于尾舱的侧面。




尾舱内有一个四腔 RD-171 主液体推进剂火箭发动机。它是在 NPO Energomash 创建的，在 V.N. Radovsky（首席设计师 M.R. Gnesin）的领导下，以 VP Glushko 院士的名字命名。目前，该发动机是世界上最强大的液体火箭发动机。

RD-171 有一个涡轮泵燃料供应系统，带有一个 VTA 和两个增压泵装置 - 用于氧化剂和燃料。发动机是根据氧化气体后燃烧的方案制造的，氧化气体在主要部件上的两个相同的气体发生器中产生。它在消防装置中使用化学点火，并具有用于对氧化剂罐加压的氦加热热交换器。所有自动化装置都使用来自机载气动系统的氦气气动控制，该系统还提供吹扫功能。发动机的推力通过特殊框架传递到 LV 车身，而腔室能够在两个平面上以高达 6 度的角度偏转。

LRE 相对于腔室在气体发生器之前有一个平稳的两级启动（自启动）。在飞行中，它会调整推力和腔室中部件的比例，在关闭之前，它会平稳地节流，以减少运载火箭的最大过载。发动机分两个阶段关闭 - 首先，气体发生器的运行停止，然后切断对腔室的组件供应，然后从他们的冷却路径中排出燃料。



第二阶段



第二阶段。ZENIT 运载火箭。




第二阶段呈圆柱形。级长 10.4 m，直径 3.9 m。级干重约 8 吨，发射重量近 90 吨。



此外，第二级还配备了一个桁架转运室。当级分离时，这个桁架仍然在第一级上（类似的设计首次用于 Cosmos-2 运载火箭）。




铆接的仪表隔间旨在容纳火箭控制系统，其仪表封闭在三个密封容器中，以及用于连接航天器的框架（太空头单元）。LV 鼻整流罩对接在这个隔间上。

第二级氧化剂罐在设计上与第一级氧化剂罐相似。不同之处在于油箱外壳光滑，除了下部外壳外，还有一个华夫格结构的上裙板。水箱内部还有氦气瓶，用于为两个水箱增压。

油箱采用圆柱形圆环形式，第二级主机位于其内部容积中。该水箱由两个圆柱形壳体组成 - 外部和内部以及两个底部。上底部是环形的球形，下部复合材料由两个圆锥体组成。罐间隔室用下裙形式的氧化剂罐完好无损。铆接结构的短尾舱由铝合金制成。它容纳了舞台的转向引擎。

第二级的推进系统由两个液体推进剂发动机组成 - 转向和行进。RD-513 LRE 转向系统是在 NPO Yuzhnoye 制造的。它是一个四腔液体火箭发动机，带有涡轮泵燃料供应系统、VTA 和用于氧化器的增压泵单元。

发动机是根据氧化气体后燃烧的方案制造的，氧化气在主要部件上的一个气体发生器中产生。它在消防装置中使用化学点火装置，并通过机载气动系统对所有自动化装置进行气动氦气控制，该系统还提供吹扫功能。

LRE腔室沿载物台的直径尽可能地分开，并铰接在耳轴上。为了控制载物台的飞行，它们可以通过液压驱动装置偏转至最大 31 度的角度。其余的发动机单元紧凑地安装在尾舱中，距离舞台的纵轴有相当大的距离。在飞行中，来自这些不对称位置的单元的巨大力会产生一个额外的力矩，有助于 LV 程序俯仰旋转。腔室与这些发动机单元的连接是通过沿着舞台下切线的管道进行的。

LRE 的发射是无级的、平稳的，VTA 的初始启动来自机载气动系统。在飞行中，发动机推力稳定在 LV 控制系统设定的水平。关闭主机后转向发动机可以对航天器进行精确的“重新插入”，同时通过改变其腔室中组件的比例来确保油箱排空的同步。液体火箭发动机分两个阶段关闭 - 首先，气体发生器的运行停止，然后腔室同时从其冷却路径中排出燃料。




RD-120 主液体火箭发动机是在 V.N. Radovsky（首席设计师 V.K. Chvanov）的领导下，在 NPO Energomash 以 VP Glushko 院士的名字命名的。它是一个单室液体火箭发动机，带有一个涡轮泵燃料供应系统，带有一个 TNA 和两个增压泵单元 - 用于氧化剂和燃料。

发动机是根据主要部件上的一个气体发生器中产生的氧化性发生器气体后燃烧的方案制造的。它在消防装置中使用化学点火，并有一个用于对氧化剂罐加压的氦加热热交换器。所有自动化装置都使用来自机载气动系统的氦气气动控制，该系统还提供吹扫功能。

LRE 安装在舞台固定装置上，其推力通过沿喷嘴运行的 8 个动力支架传递到 LV 主体。所有发动机单元都布置在腔室周围，以便将其放置在油箱的自由空间内。

液体火箭发动机的发射是平稳的，无级的，随着气体发生器相对于腔室的提前启动（自启动）。在飞行中，LRE的推力和腔室中部件的比例会进行调整，在关闭之前，它会平稳地节流，以减少LV的最大过载。发动机分两个阶段关闭 - 首先是气体发生器停止工作，然后是腔室，同时从其冷却路径中排出燃料。




为了在大气飞行阶段保护航天器，使用了有效载荷整流罩。它的长度可能会因航天器的大小而异。在由铝合金制成的整流罩主体上，有些区域的金属表皮已被玻璃纤维取代。这使得在发射场的航天器和地面站之间以及航天器插入轨道活动部分的过程中保持直接无线电通信成为可能。

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