text:
# Vega (ракета-носій)
VEGA — ракета-носій легкого класу, що з 1998 року розробляється спільно Європейським космічним агентством (ESA) та Італійським космічним агентством (ASI). Ракета названа за іменем найяскравішої зірки північної півкулі.
Проєкт «Vega» розроблявся з початку 1990-х ASI, на заміну ракети-носія «Скаут» виробництва НАСА. 27-28 листопада 2000-го року проєкт «Vega» увійшов до програми ракети-носія «Аріан».
Перший запуск відбувся 13 лютого 2012 року, з космодрому Куру (Французька Гвіана).

## Історія створення
Проєкт (італ. Vettore Europeo di Generazione Avanzata, VEGA — Передова європейська ракета-носій нового покоління) розроблявся з початку 1990-х Італійським космічним агентством, на заміну ракети-носія «Скаут» виробництва США. 27-28 листопада 2000 року проєкт «Vega» увійшов до програми ракети-носія «Аріан».
На початку 1990-х років кілька європейських держав виступили з ініціативою створення легкого носія, який би доповнював важке сімейство ракет-носіїв Аріан. Італійське космічне агентство активно просувало концепцію, базовану на своїх попередніх напрацюваннях у сфері твердопаливних ракетних двигунів (РДТП).
Італійське космічне агентство у грудні 1997 оголосило, що в країні розроблені ракети-носії сімейства Vega («Вега»), роботи щодо якого здійснювались з 1988 фірмою BPD Difesae Spazio. Спочатку планувалось збільшити вантажність американської ракети-носія Scout-Gl удвічі, додавши до неї два твердопаливні навісні прискорювачі РАР від ракети-носія Аріан-4. Для експериментів з мікрогравітації передбачалась установка, що повертається у капсулі. Запуски планувалось здійснювати з плавучої стартової платформи Сан-Марко, розташованої недалеко від екватора в затоці Формоза біля берегів Кенії. Вартість робіт оцінювалась у 200 млн дол. Перший запуск планувався 1995.
Цей проєкт, відомий як Скаут-2 або San Marco Scout, 1993 як суто італійська розробка був перероблений під технологію РДТП Zefiro («Зефір»), створених на базі прискорювачів РАР, але з хитним соплом. 1991 відбулись чотири стендові вогневі випробування, 18 березня 1992 перше льотне випробування зв'язки трьох двигунів Zefiro на військовому полігоні у Сардинії було частково успішним. Передбачалось закінчити наземні випробування до середини 1995 і здійснити два кваліфікаційні польоти носія у кінці того ж року, щоб почати експлуатацію в середині 1996.
Однак 1994 графік робіт змінився і ракета отримала нинішню назву Vega. Крім основного варіанта Vega-KO пропонувались варіанти К2 та К4 з двома або чотирма навісними пришвидшувачами РДТП Zefiro, однак від прискорювачів відмовилися.
Програма Vega була офіційно прийнята Європейським космічним агентством (ESA) у червні 1998, але фінансування обмежувалось початковим етапом. Наступні кроки вимагали схвалення програми міністрами держав — членів ESA на їхній зустрічі в Брюсселі у травні 1999. Узгодити позиції не вдалось через розбіжності з приводу участі в програмі різних країн. Наступний період невпевненості стимулював кілька переговорів, націлених на пошук прийнятного компромісу. Зрештою консенсус був досягнутий, і роботи за проєктом легкого носія продовжились.
Формально проєкт фінансування програми Vega в обсязі €335 млн був представлений державам — учасникам ESA у грудні 2000. Внески країн розподіляються таким чином Італія — 65 %, Франція — 12,43 %, Бельгія — 5,63 %, Іспанія — 5 %, Нідерланди — 3,5 %, Швейцарія — 1,34 %, Швеція — 0,8 %.

## Призначення
Плановане корисне навантаження ракети-носія Vega становить 1500 кг на колову орбіту висотою 700 км.
У 2000-х з'явилась необхідність виведення на полярні кругові низькі орбіти супутників масою від 300 до 2000 кг. Зазвичай, це низькобюджетні проєкти дослідних організацій та університетів зі спостереження землі для наукових завдань, а також розвідувальні супутники, наукові супутники і аматорські супутники. Ракети-носії такого класу існують в лінійці космічних носіїв різних країн, наприклад, індійська «PSLV», українська «Дніпро» російська «Рокот», американські «Антарес» і «Falcon 1», китайська «Великий похід-2C».
Ракета призначена для доправлення невеликих корисних навантажень (від 300 до 2000 кг) на низькі орбіти або полярні, особливо сонячно-синхронну. Ймовірно, буде можливість вивести два-три невеликі супутники на різні орбіти, що є рідкістю для таких невеликих ракет космічного призначення.
Arianespace здійснює маркетинг ракети-носія Vega, як системи, призначеної для запусків на низькі навколоземні і сонячно-синхронні орбіти. Проте в першому кваліфікаційному запуску VEGA мала доставити основним корисним навантаженням апарат масою 400 кг, LARES (супутникове ТБ), на орбіту висотою 1450 км з нахилом 71,5 град.
В рамках перших кваліфікаційних випробувань планується вивести на орбіту супутники: LARES; ALMASat 1; AtmoCube; E-Star; Goliat; OUFTI 1; PW Sat 1; UNICubeSat; UWE; XaTcobeo.
14 грудня 2023 року, під час брифінгу в ході засідання Ради Європейське космічне агентство (ESA) було повідомлено про відкладення наступного і останнього польоту оригінальної версії ракети-носія Vega через проблему з верхнім ступенем ракети. Запуск ракети Vega, який раніше був запланований на весну 2024 року, було відкладено на вересень того ж року через відсутність баків для верхнього ступеня ракети Avum. Ця остання місія «Веги» раніше була призначена для запуску наукового супутника «Biomass Earth» для ESA. Однак зараз планується запуск «Sentinel-2C», іншого космічного корабля науки про Землю, який є частиною програми «Коперник».

## Оцінка проєкту, його значення і перспективи

### Оцінка і значення носія для Європейського космосу
З появою ракети-носія Vega, ESA отримує носій легкого класу і закриває усю лінійку ракет-носіїв усіх класів. До цієї лінійки входять важкий «Аріан-5» і середній російський носій «Союз-СТ», що з'явився в розпорядженні ESA:
|                                 | Vega             | Союз-СТБ      | Аріан-5         |
| ------------------------------- | ---------------- | ------------- | --------------- |
| Клас                            | Легкий           | Середній      | Важкий          |
| Маса, т                         | 137              | 313           | 777             |
| Довжина, м                      | 30               | 51,1          | 59              |
| Ступенів                        | 4                | 3             | 2               |
| Паливо                          | РДТП / НДМГ + АТ | гас + кисень  | гас + кисень    |
| Корисне навантаження на НОО, кг | 1 500 — 2 000    | 9 000 — 9 200 | 16 000 — 21 000 |
| Корисне навантаження на ССО, кг | —                | 4 900         | 6 200 — 10 500  |

### Значення і цілі проєкту
- Можливість виведення невеликих супутників розробки європейських інститутів на полярну орбіту;
- Менша залежність європейських космічних розробників від сторонніх космічних агентств;
- Залучення коштів від виведення закордонних супутників здешевленням вартості виводу і збільшенням надійності носія;
- Дослідження нових технологій у сфері аерокосмічних полімерних матеріалів і твердопаливних двигунів для ракет-носіїв;
- Отримання нових даних про навколоземний космічний простір за програмою «CubeSat».

### Перспективи носія і розвиток конкурентних легких проєктів
За 25 років розробки було кілька відстрочок і було витрачено понад 700 млн € для остаточної готовності європейської бюджетної ракети-носія Vega до першого польоту.
Ракета-носій Vega — найменша з трьох ракет-носіїв ESA. Космічне агентство розраховує, що нова ракета зможе задовольнити запити ринку зі запуску невеликих науково-дослідних супутників і зробить космічні дослідження доступними для університетської науки. Ракета-носій буде використовуватись переважно для запуску супутників, що спостерігають за поверхнею Землі.
До 2016 року планується здійснити 5 запусків. Їх оплатить ESA, супутники якого будуть основними вантажами ракети-носія Vega найближчими роками. У космос вирушать «Sentinel-2, −3», «Proba-V» і «Aeolus», а також науковий супутник для вивчення гравітаційних хвиль «LISA-Pathfinder». Після 2016-го року ESA буде самостійно шукати комерційне навантаження на ринку. Потенційними клієнтами вважаються національні космічні агентства, університети та комерційні компанії.
Після вдалого першого запуску ракета-носій Vega буде здійснювати 3-5 запусків на рік, а орієнтовна вартість запуску становитиме $4-5 млн.

## Конструкція
Vega розробляється як моноблочна ракета з трьома твердопаливними ступенями й космічною головною частиною (КГЧ) з додатковим ступенем на рідкому паливі, розташованим у обтікачі корисного вантажу. Три твердопаливні ступені виводять КГЧ на низьку орбіту. Рідинний ступінь «Верхній модуль доведення й орієнтації» (англ. Attitude and Vernier Upper Module, AVUM) використовується для підвищення точності первинного виведення (компенсування розсіювання характеристик РДТП) для «скруглення» орбіти і маневру відведення з орбіти порожнього ступеня. Модуль також забезпечить керування креном при роботі третього ступеня і тривісне керування на балістичних ділянках польоту і перед відділенням корисного вантажу.
|                             | Перший ступінь | Другий ступінь | Третій ступінь | Четвертий ступінь |
| --------------------------- | -------------- | -------------- | -------------- | ----------------- |
| Найменування                | P80            | Zefiro 23      | Zefiro 9       | AVUM              |
| Висота                      | 10,5 м         | 7,5 м          | 3,85 м         | 1,74 м            |
| Діаметр                     | 3 м            | 1,9 м          | 1,9 м          | 1,9 м             |
| Маса палива                 | 88 т           | 23,9 т         | 10,1 т         | 0,55 т            |
| Тяга (макс)                 | 3 040 кН       | 1 200 кН       | 213 кН         | 2,45 кН           |
| Коефіцієнт розширення сопла | 16             | 25             | 56             | -                 |
| Тривалість роботи           | 107 с          | 71,6 с         | 117 с          | 315,2 с           |

### Р80
Перший ступінь ракети-носія довжиною 11,714 м, діаметром 3,005 м, має двигун РДТП з 88,365 т. палива, тягою 3040 кН, коефіцієнт розширення сопла 16, тривалість роботи 109,8 с. Суха маса (маса без палива) — 7,33 т. Питомий імпульс в вакуумі — 280 сек. Виготовлений з полі-волокна, сопло двигуна оснащено електроприводом відхилення. 30 листопада 2006 успішно відбулось перше випробування. 4 грудня 2007 успішно відбулось друге випробування, під час якого була досягнута тяга 190 тс при тривалості роботи 111 с, параметри роботи двигуна перебували в межах заявлених.
Перший ступінь «Веги» має новий РДТП P80 (розроблений за паралельною програмою), конструктивні елементи, необхідні для з'єднання з другим ступенем, з наземною інфраструктурою і з головним вузлом бортового радіоелектронного обладнання (БРЕО) ступеня.
Двигун P80 адаптований під малу ракету-носій Vega, але його масштаб дозволяє застосувати ці технології на новому поколінні твердопаливних стартових прискорювачів для «Аріан-5».

### Zefiro 23
Розвиток двигуна Zefiro було ініційовано компанією «Avio» і профінансовано «Avio» і ISA. Другий ступінь ракети-носія Vega. Виготовлений з вуглецево-епоксидного волокна, а сопло з вуглецево-фенольного волокна з вуглецево-волоконними вставками. Використання цих матеріалів зменшило масу конструкції і збільшило її міцність. Довжина — 8,39 м, діаметр — 1,9 м, маса палива — 23,906 т, тяга — 1196 кН (на рівні моря), коефіцієнт розширення сопла — 25, тривалість роботи 86,7 с. Суха маса (маса без палива) — 1,95 т. Питомий імпульс в вакуумі — 287,5 сек. Перший успішний запуск відбувся 26 червня 2006 в Сальто-ді-Квір, Сардинія, Італія. Другий запуск 27 березня 2008 успішно закінчився присвоєнням кваліфікації ступеня ракети-носія.
Двигун другого ступеня «Веги» — подовжений варіант італійського РДТП Zefiro 16, зі збільшеною до 24 т масою палива. Три двигуни Zefiro пройшли вогневі стендові випробування (у червні 1998, у червні 1999 і у грудні 2000) з позитивними результатами.
Новий подовжений РДТП, відомий як Zefiro 23, має легкий корпус з композитних матеріалів, виготовлений спіральним намотуванням вуглецевої нитки з епоксидним єднальним, теплоізоляцію на базі пластика EPDM малої щільності і рухоме сопло з гнучким шарніром.
Циліндрична шашка палива НТРВ 1912 має зіркоподібний внутрішній канал у хвостовій частині двигуна. Тиск у камері згоряння Zefiro 23 становить 95 бар, максимальна тяга у вакуумі — 1200 кН. Сопло має діаметр критичного перерізу 294 мм і ступінь розширення (геометричний) приблизно 25. Номінальна тривалість роботи РДТП — приблизно 71 сек.
Крім двигуна Zefiro, другий ступінь має елементи конструкції, необхідні для з'єднання із суміжними ступенями і головним вузлом БРЕО. Стики в «полярних» точках двигуна і міжступеневі фланці — з високоміцного алюмінію. Перехідник між другим і третім ступенями — алюмінієва циліндрична конструкція.

### Zefiro 9
Третій ступінь ракети-носія має довжину 4,12 м, діаметр 1,9 м, маса палива 10,115 т, тяга (в вакуумі) — 313 кН, коефіцієнт розширення сопла 56, тривалість роботи 128,6 с. Суха маса (маса без палива) — 915 кг. Питомий імпульс в вакуумі — 296 сек. Перше випробування успішно відбулось 20 грудня 2005 року на полігоні Сальто-ді-Квір, на південно-східному узбережжі Сардинії, Італія. Друге випробування відбулось 28 березня 2007 року в Сальто-ді-Квір — на 35-й секунді роботи двигуна різко знизився внутрішній тиск, що спричинило втрату тяги. Це було викликано конструкційними недоліками. 23 жовтня 2008 відбулось успішне повторне випробування з модифікованим соплом, зареєстрованому, як Zefiro-9A. 28 квітня 2009 на полігоні Сальто-ді-Квір відбулось останнє вогневе випробування з присвоєнням кваліфікації ступеня ракети-носія Vega.
Двигун третього ступеня ракети-носія Vega — укорочений РДТП Zefiro 16 зі зменшеною до 10,115 т масою палива. За конструкцією він подібний до двигуна другого ступеня.
Тиск у камері згоряння Zefiro 9 становить 67 бар. Сопло має діаметр критичного перерізу 164 мм і геометричний ступінь розширення 56. Запалювання відбувається після кількох секунд пасивного польоту (залежно від необхідної траєкторії) після відділення Zefiro 23.
Міжступеневий перехідник з'єднує Zefiro 9 із AVUM, а також БРЕО і системою безпеки ступеня.

### AVUM
Верхній модуль точної стабілізації (англ. Altitude Vernier Upper Module, AVUM) — четвертий ступінь ракети-носія Vega. Довжина — 1,74 м, діаметр — 2,31 м, маса палива — 550 кг, тяга — 2,45 кН, Питомий імпульс в вакуумі — 315,5 с. Тривалість роботи до 6672 с. Суха маса — 131 кг. Обладнаний некріогенним РРД замкнутої схеми багаторазового вмикання. Пальне — несиметричний диметилгідразин, Окислювач — азотний тетраоксид. Ступінь обладнано двигуном і основними компонентами авіоніки ракети-носія.
Верхній ступінь AVUM має два модуля. У першому встановлені елементи рушійної установки (англ. AVUM Propulsion Module, АРМ — рушійний відсік AVUM), у другому — відсік обладнання (англ. AVUM Avionics Module, ААМ — модуль авіоніки ступеня AVUM).
APM забезпечує керування орієнтацією і осьову тягу на останніх стадіях польоту Vega, виконуючи наступні функції:
- керування креном на ділянці роботи третього і четвертого ступенів;
- керування орієнтацією при пасивному польоті і на орбіті;
- корекція помилок швидкості через розкид характеристик РДТП;
- імпульс швидкості для скруглення орбіти;
- націлювання супутника;
- маневр при відділенні супутника;
- відведення порожнього ступеня з орбіти.

Загальна маса палива — 250 — 550 кг залежно від конфігурації ракети-носія і планованого запуску.
Космічна головна частина, крім ступеня AVUM і обтічника, має адаптер корисного навантаження (передбачається використовувати наявний адаптер ракети-носія Аріан-5 діаметром 937 мм). Головний обтічник висотою 7,9 м має складну конструкцію (дві композитні вуглець-вуглецеві оболонки і стільниковий алюмінієвий заповнювач) з циліндричною частиною зовнішнього діаметра 2,6 м і довжиною 3,5 м.
Скидання головного обтічника здійснюється за допомогою спрацьовування замків і подовженого піротехнічного заряду на ділянці пасивного польоту між роботою РДТП другого і третього ступенів.
Базова архітектура БРЕО Vega відповідає підходу, аналогічному концепції Аріан-5, і має чотири головні підсистеми:
- Електроживлення та розподілу енергії;
- Телеметрії;
- Локалізації несправностей і безпеки;
- Управління польотом і введення польотних завдань.

## Участь України
2004 Державне конструкторське бюро «Південне» отримало право постачати ракетні двигуни для європейської ракети-носія Vega в рамках контракту з італійською фірмою Avio.
У рамках контракту з компанією Avio (Італія), КБ «Південне» розробляє маршовий двигун РД-843, що входить до складу рідинної рушійної установки розгінного блоку європейської ракети-носія Vega і призначеного для створення тяги, управління вектором тяги за тангажем і рисканням, маневрування розгінного блоку, відведення розгінного блоку з орбіти. КБ Південне протягом чотирьох років працювало над створенням унікального розгінного блоку — рідинного ракетного двигуна четвертого ступеня РД-843 з тягою 250 кг.

### Етапи виконання контракту
18 липня 2006 року КБ «Південне» почало кваліфікаційні вогневі випробування блоку маршового двигуна РД-843.
27 липня 2006 року відбулось перше настроювальне випробування.
На початку квітня 2010 Південний машинобудівний завод за кресленнями КБ «Південне» зібрало і здало замовнику першу льотну модель блоку маршового двигуна (БМД) керівного модуля четвертого ступеня ракети-носія. БМД упакований в контейнер і буде відправлений у Авіо (Італія) до кінця квітня 2010 року.
У квітні 2010 року почалась передача серійних двигунів замовнику.
У листопаді 2017 року Європейська ракета-носій Vega з українським двигуном успішно стартувала з космодрому Куру у Французькій Гвіані.
3 вересня 2020 року з космодрому Куру Європейського космічного агентства у Французькій Гвіані відбувся запуск ракети-носія Vega. Як повідомило КБ «Південне», це 15-й успішний пуск ракети Vega. В рамках програми Європейського космічного агентства під назвою Small Spacecraft Mission Service, ракета-носій вивела на сонячно-синхронну орбіту 53 мікро- та наносупутників, які належать 21 організації з 13 країн. Супутники призначені для обслуговування різних програм, включаючи спостереження за Землею, телекомунікації, науку, технології та освіту.
16 листопада 2021 року, об 11:27 (за київським часом), з космодрому Куру (Французька Гвіана) відбувся 18-й успішний пуск європейської ракети-носія (РН) легкого класу Vega. РН Vega вивела на орбіту три розвідувальні супутники CERES на замовлення Міністерства оборони Франції. Двигун РД-843, який використовують у складі рідинної рушійної установки 4-го ступеня РН Vega, розроблено ДП КБ «Південне» та виготовлено ДП «ВО Південний машинобудівний завод»
.
5 вересня 2024 року, о 4:50 (за київським часом), з космодрому Куру у Французькій Гвіані відбувся останній запуск стандартної версії ракети-носія Vega з українською розробкою - блоком маршового двигуна (БМД) РД-843, який використовується у складі рідинної рушійної установки 4-го ступеня ракети-носія. Vega вивела на орбіту європейський супутник дистанційного зондування Землі «Sentinel-2C». Arianespace поступово переходить на використання нової, більш потужної модифікації ракети-носія Vega С, яка вже двічі у 2022 році була запущена в космос.

### Перспектива співпраці
Європейські розробники планують замінити український розгінний блок. Зараз розгінний блок «Веги» працює на класичних висококиплячих компонентах, але європейці хочуть відмовитись від використання цього токсичного, хоча й ефективного палива. Вони мають намір перевести розгінний блок на кисень-метанове ракетне паливо. До його виробництва планують залучити німецький концерн Astrium.[джерело не вказане 2961 день]
Планується, що європейська версія четвертого ступеня не буде знижувати енергетичні можливості носія.

## Стартовий комплекс
Запуск ракети планується здійснювати з майданчика ELV (фр. Encemble de lancement Vega — Майданчик для запуску Веги) космодрому Куру (Французька Гвіана), який був переобладнаний з ELA-1 — старого майданчика для запуску ракет-носіїв «Європа», Аріан-2, -3. Після побудови майданчик називався CECLES і використовувався для запуску ракети-носія «Європа-2».
Перший запуск з майданчика відбувся 5 листопада 1971 року. Запуск закінчився невдало. Стартовий майданчик був зруйнований. 1979 майданчик відновили для запуску ракети-носія Аріан-1, а 24 грудня 1979 року відбувся перший успішний запуск. Майданчик назвали ELA (скорочення від фр. Encemble de lancement Ariane — Майданчик для запуску Аріан). 31 травня 1986 успішно відбувся запуск ракети-носія Аріан-2, а 4 серпня 1984 року успішно відбувся запуск ракети-носія Аріан-3. 1988 року майданчик перейменували в ELA-1, оскільки було введено в експлуатацію ELA-2 для Аріан-4. Експлуатація Аріан-1 припинилась 22 лютого 1986, Аріан-2 — 2 квітня 1989 року, Аріан-3 — 12 липня 1989 року. Майданчик ELA-1 був зруйнований. 2011 року майданчик відновили для проєкту «Vega».
Стартовий комплекс ESA (Гвіанський космічний центр CSG в Куру, Французька Гвіана) дозволяє виводити космічні апарати з різними азимутами запуску (екваторіальні, полярні і проміжні способи). Стартовий майданчик для «Веги» розташований між комплексами для запуску Аріан-4 і Аріан-5. Новий наземний сегмент використовує наявну інфраструктуру, зокрема стартовий стіл ELA-1, який був спочатку побудований для Аріоан-1, і Центр управління Аріан-5. Збірка ракети-носія та операції інтеграції будуть виконуватись на стартовому столі у новій пересувній споруді BIV (фр. Bailment d'lntegration Vega — Споруда збирання Веги), яка буде приділятися після заключної збірки. Управління операціями запуску буде здійснюватись зі спеціальної кімнати в межах Центру управління Аріан-5 (CDL-3).

## Конкуренти
| Порівняння характеристик РН легкого класу                                                                         | Порівняння характеристик РН легкого класу | Порівняння характеристик РН легкого класу | Порівняння характеристик РН легкого класу | Порівняння характеристик РН легкого класу | Порівняння характеристик РН легкого класу | Порівняння характеристик РН легкого класу | Порівняння характеристик РН легкого класу | Порівняння характеристик РН легкого класу | Порівняння характеристик РН легкого класу | Порівняння характеристик РН легкого класу | Порівняння характеристик РН легкого класу |
| Ракета-носій                                                                                | Країна                                    | Перший політ                              | кількість запусків в рік (всього)         | Широта СК                                 | Старт. маса, т                            | Маса КН, т                                | Маса КН, т                                | Маса КН, т                                | Успішних. пусків, %                       | Вартість пуску, млн $                     |                                           |
| Ракета-носій                                                                                | Країна                                    | Перший політ                              | кількість запусків в рік (всього)         | Широта СК                                 | Старт. маса, т                            | НОО¹                                      | ГПО                                       | ССО²                                      | Успішних. пусків, %                       | Вартість пуску, млн $                     |                                           |
| ----------------------------------------------------------------------------------------------------------------- | ----------------------------------------- | ----------------------------------------- | ----------------------------------------- | ----------------------------------------- | ----------------------------------------- | ----------------------------------------- | ----------------------------------------- | ----------------------------------------- | ----------------------------------------- | ----------------------------------------- | ----------------------------------------- |
| «Дніпро»                                                                                | Україна                                   | 21.04.1999                                | 1-3 (17)                                  | 46° / 51°                                 | 211                                       | 3,7                                       |                                           | 2,3                                       | 94%                                       | 30,7                                      |                                           |
| «Рокот»                                                                                | Росія                                     | 20.11.1990                                | 1-2 (18)                                  | 46° / 62°                                 | 107,5                                     | 2,1                                       |                                           | 1,6                                       | 89%                                       | 22,5 (€15)                                |                                           |
| «Вега»                                                                                | Європейський Союз                         | 13.02.2012                                | 2(2)                                      | 5°                                        | 137                                       | 2,3                                       |                                           | 1,6                                       | 100% (2 пуски)                            | 42                                        |                                           |
| «Циклон-4М»                                                                                | Україна                                   | ~2020                                     | 0                                         | 45°                                       | 193                                       | 5,685                                     | 1,6                                       | 3,91                                      |                                           | 23³                                       |                                           |
| «Союз-2.1в»                                                                                | Росія                                     | 28.02 2013                                | 1                                         | 62°                                       | 160                                       | 2,8                                       |                                           | 1,4⁴                                      | 100% (1 пуск)                             |                                           |                                           |
| «Ангара 1.2»                                                                                | Росія                                     | 2015                                      | 0                                         | 62°                                       | 171                                       | 3.8                                       |                                           |                                           |                                           |                                           |                                           |
| «Антарес»                                                                                | США                                       | 21.04.2013                                | 1-2 (6)                                   | 38°                                       | 240                                       | 5,6                                       |                                           | 4,4                                       | 83,3% (6 запусків)                        |                                           |                                           |
| ¹ — висота 300 км, нахил відповідає космодрому; ² — висота 300 км, нахил 98°; ³ — оцінка, 2007; ⁴ — висота 835 км |                                           |                                           |                                           |                                           |                                           |                                           |                                           |                                           |                                           |                                           |                                           |

На світовому ринку запуску носіїв легкого класу Vega за потужністю конкурує з:
- Taurus від Orbital — 1320 кг на низьку опорну орбіту;
- Falcon 1e від SpaceX — 1010 кг на низьку опорну орбіту;
- Великий похід Китайської Народної Республіки — 1,800-8400 кг на низьку опорну орбіту;
- Стріла з Російської Федерації — 1700 кг на низьку опорну орбіту;
- Рокот з Російської Федерації — 1950 кг на низьку опорну орбіту або 1200 кг на сонячно-синхронну орбіту.

title: Vega (ракета-носій)

wikitext:
{{Otheruses|Vega}}
{{Ракета
|назва              = VEGA
|зображення         = Vega.svg
|розмір зображення  = 150пкс
|caption            =
|призначення        = Ракета космічного призначення
|виробник           = [[Європейське космічне агентство|ESA]], [[Італійське космічне агентство|ASI]], [[Avio]]+[[Державне конструкторське бюро «Південне» ім. М. К. Янгеля|КБ Південне]]
|країна             = {{країна з прапорцем|EU}}+{{країна з прапорцем|ITA}}
|cpl-year           =
|cpl                =
|висота             = 30
|діаметр            = 3
|маса               = 137,000
|ступенів           = 4
|вантаж =
{{Ракета/Вантаж|маса=1,500|місце=[[Низька опорна орбіта|LEO]]}}
|status     = активний
|космодроми = [[Куру (Гвіана)|Куру]]
|перший     = [[13 лютого]] [[2012]]
|last       = [[3 грудня]] [[2015]]
|запусків   = 21
|вдалих     = 19
|невдалих   = 2
|часткових  =
{{Ракета/Ступінь
|номер      = Перший
|двигуни    = 1 [[P80]]
|тяга       = 3040
|тривалість = 107
|паливо     = Тверде
}}{{Ракета/Ступінь
|номер      = Другий
|двигуни    = '''Маршевий''' 1 [[Zefiro 23]]
|тяга       = 1200
|тривалість = 71.6
|паливо     = Тверде
}}{{Ракета/Ступінь
|номер      =  Третій
|двигуни    =  1 [[Zefiro 9]]
|тяга       =  84,9
|паливо     =  Тверде
}}{{Ракета/Ступінь
|номер      =  Четвертий
|двигуни    =  1 [[AVUM]]
|тяга       =  2.45
|тривалість =  315.2
|паливо     =  [[Азотний тетраоксид|N2O4]]+[[Несиметричний диметилгідразин|C2H8N2]]
}}
}}
'''VEGA''' — [[ракета-носій]] легкого класу, що з [[1998]] року розробляється спільно Європейським космічним агентством ([[Європейське космічне агентство|ESA]]) та Італійським космічним агентством (ASI). Ракета названа за іменем [[Вега|найяскравішої зірки північної півкулі]].

Проєкт «Vega» розроблявся з початку 1990-х ASI, на заміну ракети-носія «[[Скаут (ракета-носій)|Скаут]]» виробництва [[НАСА]]. 27-28 листопада 2000-го року проєкт «Vega» увійшов до програми ракети-носія «[[Аріан (сімейство ракет-носіїв)|Аріан]]».

Перший запуск відбувся [[13 лютого]] [[2012]] року, з космодрому [[Куру (Гвіана)|Куру]] ([[Французька Гвіана]]).

== Історія створення ==
Проєкт ({{lang-it|'''V'''ettore '''E'''uropeo di '''G'''enerazione '''A'''vanzata}}, VEGA — Передова європейська ракета-носій нового покоління) розроблявся з початку 1990-х Італійським космічним агентством, на заміну ракети-носія «[[Скаут (ракета-носій)|Скаут]]» виробництва США. 27-28 листопада 2000 року проєкт «Vega» увійшов до програми ракети-носія «[[Аріан (сімейство ракет-носіїв)|Аріан]]».

На початку 1990-х років кілька європейських держав виступили з ініціативою створення легкого носія, який би доповнював важке сімейство ракет-носіїв Аріан. [[Італійське космічне агентство]] активно просувало концепцію, базовану на своїх попередніх напрацюваннях у сфері [[Твердопаливний ракетний двигун|твердопаливних ракетних двигунів]] (РДТП).

[[Італійське космічне агентство]] у грудні [[1997]] оголосило, що в країні розроблені ракети-носії сімейства Vega («Вега»), роботи щодо якого здійснювались з [[1988]] фірмою BPD Difesae Spazio. Спочатку планувалось збільшити [[вантажність]] американської ракети-носія Scout-Gl удвічі, додавши до неї два твердопаливні навісні прискорювачі РАР від ракети-носія [[Аріан-4]]. Для експериментів з мікрогравітації передбачалась установка, що повертається у капсулі. Запуски планувалось здійснювати з плавучої стартової платформи [[Сан-Марко (космодром)|Сан-Марко]], розташованої недалеко від екватора в затоці [[Формоза (затока)|Формоза]] біля берегів [[Кенія|Кенії]]. Вартість робіт оцінювалась у 200 млн дол. Перший запуск планувався [[1995]].

Цей проєкт, відомий як Скаут-2 або San Marco Scout, [[1993]] як суто італійська розробка був перероблений під технологію РДТП Zefiro («Зефір»), створених на базі прискорювачів РАР, але з хитним соплом. [[1991]] відбулись чотири стендові вогневі випробування, [[18 березня]] [[1992]] перше льотне випробування зв'язки трьох двигунів Zefiro на військовому полігоні у [[Сардинія|Сардинії]] було частково успішним. Передбачалось закінчити наземні випробування до середини [[1995]] і здійснити два кваліфікаційні польоти носія у кінці того ж року, щоб почати експлуатацію в середині [[1996]].

Однак [[1994]] графік робіт змінився і ракета отримала нинішню назву Vega. Крім основного варіанта Vega-KO пропонувались варіанти К2 та К4 з двома або чотирма навісними пришвидшувачами РДТП Zefiro, однак від прискорювачів відмовилися.

Програма Vega була офіційно прийнята [[Європейське космічне агентство|Європейським космічним агентством]] (ESA) у червні [[1998]], але фінансування обмежувалось початковим етапом. Наступні кроки вимагали схвалення програми міністрами держав — членів ESA на їхній зустрічі в [[Брюссель|Брюсселі]] у травні [[1999]]. Узгодити позиції не вдалось через розбіжності з приводу участі в програмі різних країн. Наступний період невпевненості стимулював кілька переговорів, націлених на пошук прийнятного компромісу. Зрештою [[консенсус]] був досягнутий, і роботи за проєктом легкого носія продовжились.

Формально проєкт фінансування програми Vega в обсязі €335 млн був представлений державам — учасникам ESA у грудні [[2000]]. Внески країн розподіляються таким чином [[Італія]] — 65 %, [[Франція]] — 12,43 %, [[Бельгія]] — 5,63 %, [[Іспанія]] — 5 %, [[Нідерланди]] — 3,5 %, [[Швейцарія]] — 1,34 %, [[Швеція]] — 0,8 %.

== Призначення ==
Плановане корисне навантаження ракети-носія Vega становить 1500 кг на колову орбіту висотою 700 км.

У 2000-х з'явилась необхідність виведення на полярні кругові низькі орбіти супутників масою від 300 до 2000 кг. Зазвичай, це низькобюджетні проєкти дослідних організацій та університетів зі спостереження землі для наукових завдань, а також розвідувальні супутники, наукові супутники і аматорські супутники. Ракети-носії такого класу існують в лінійці космічних носіїв різних країн, наприклад, індійська «[[PSLV]]», українська «[[Дніпро (ракета-носій)|Дніпро]]» російська «[[Рокот (ракета-носій)|Рокот]]», американські «[[Антарес (ракета-носій)|Антарес]]» і «[[Falcon 1]]», китайська «[[Великий похід-2C]]».

Ракета призначена для доправлення невеликих корисних навантажень (від 300 до 2000 кг) на низькі орбіти або полярні, особливо [[Сонячно-синхронна орбіта|сонячно-синхронну]]. Ймовірно, буде можливість вивести два-три невеликі супутники на різні орбіти, що є рідкістю для таких невеликих ракет космічного призначення.

[[Arianespace]] здійснює [[маркетинг]] ракети-носія Vega, як системи, призначеної для запусків на низькі навколоземні і сонячно-синхронні орбіти. Проте в першому кваліфікаційному запуску VEGA мала доставити основним корисним навантаженням апарат масою 400 кг, LARES (супутникове ТБ), на орбіту висотою 1450 км з нахилом 71,5 град.

В рамках перших кваліфікаційних випробувань планується вивести на орбіту супутники: [[LARES]]; [[ALMASat 1]]; [[AtmoCube]]; [[E-Star]]; [[Goliat]]; [[OUFTI 1]]; [[PW Sat 1]]; [[UNICubeSat]]; [[UWE]]; [[XaTcobeo]].

[[14 грудня]] [[2023]] року, під час брифінгу в ході засідання Ради Європейське космічне агентство (ESA) було повідомлено про відкладення наступного і останнього польоту оригінальної версії ракети-носія Vega через проблему з верхнім ступенем ракети. Запуск ракети Vega, який раніше був запланований на весну 2024 року, було відкладено на вересень того ж року через відсутність баків для верхнього ступеня ракети Avum. Ця остання місія «Веги» раніше була призначена для запуску наукового супутника «Biomass Earth» для ESA. Однак зараз планується запуск «Sentinel-2C», іншого космічного корабля науки про Землю, який є частиною програми [[Програма «Коперник»|«Коперник»]]<ref>[https://portaltele.com.ua/news/kosmos/zapusk-vega-vidkladeno-cherez-problemu-z-bakom-verhnogo-stupenya.html Запуск Vega відкладено через проблему з баком верхнього ступеня. 14.12.2023]</ref>.

== Оцінка проєкту, його значення і перспективи ==

=== Оцінка і значення носія для Європейського космосу ===
З появою ракети-носія Vega, ESA отримує носій легкого класу і закриває усю лінійку ракет-носіїв усіх класів. До цієї лінійки входять важкий «[[Аріан-5]]» і середній російський носій «[[Союз-СТ]]», що з'явився в розпорядженні ESA:

{| class="wikitable sortable"
|----- bgcolor="#FFDEAD"
! align="center"|
! Vega
! [[Союз на Куру|Союз-СТБ]]
! [[Аріан-5]]
|-
| Клас
| Легкий
| Середній
| Важкий
|-
| Маса, т
| 137
| 313
| 777
|-
| Довжина, м
| 30
| 51,1
| 59
|-
| Ступенів
| 4
| 3
| 2
|-
| Паливо
| [[РДТП]] / [[Несиметричний диметилгідразин|НДМГ]] + [[Азотний тетраоксид|АТ]]
| [[гас]] + [[кисень]]
| [[гас]] + [[кисень]]
|-
| Корисне навантаження на [[Низька опорна орбіта|НОО]], кг
| 1 500 — 2 000
| 9 000 — 9 200
| 16 000 — 21 000
|-
| Корисне навантаження на [[Сонячно-синхронна орбіта|ССО]], кг
| —
| 4 900
| 6 200 — 10 500
|-
|}

=== Значення і цілі проєкту ===
* Можливість виведення невеликих супутників розробки європейських інститутів на [[Полярна орбіта|полярну орбіту]];
* Менша залежність європейських космічних розробників від сторонніх космічних агентств;
* Залучення коштів від виведення закордонних супутників здешевленням вартості виводу і збільшенням надійності носія;
* Дослідження нових технологій у сфері аерокосмічних полімерних матеріалів і твердопаливних двигунів для ракет-носіїв;
* Отримання нових даних про навколоземний космічний простір за програмою «[[CubeSat]]».

=== Перспективи носія і розвиток конкурентних легких проєктів ===
За 25 років розробки було кілька відстрочок і було витрачено понад 700 млн € для остаточної готовності європейської бюджетної ракети-носія Vega до першого польоту.

Ракета-носій Vega — найменша з трьох ракет-носіїв ESA. Космічне агентство розраховує, що нова ракета зможе задовольнити запити ринку зі запуску невеликих науково-дослідних супутників і зробить космічні дослідження доступними для університетської науки<ref>{{cite news|url=http://ria.ru/science/20130504/935772768.html|title=Запуск легкої ракети "Вега" з космодрому Куру перенесено на 13 лютого|date=01.02.2012|accessdate=2 липня 2013|archive-date=9 травня 2013|archive-url=https://web.archive.org/web/20130509103435/http://ria.ru/science/20130504/935772768.html}} {{ref-ru}}</ref>. Ракета-носій буде використовуватись переважно для запуску супутників, що спостерігають за поверхнею Землі.

До 2016 року планується здійснити 5 запусків. Їх оплатить ESA, супутники якого будуть основними вантажами ракети-носія Vega найближчими роками. У космос вирушать «Sentinel-2, −3», «Proba-V» і «Aeolus», а також науковий супутник для вивчення гравітаційних хвиль «LISA-Pathfinder». Після 2016-го року ESA буде самостійно шукати комерційне навантаження на ринку. Потенційними клієнтами вважаються національні космічні агентства, університети та комерційні компанії.

Після вдалого першого запуску ракета-носій Vega буде здійснювати 3-5 запусків на рік, а орієнтовна вартість запуску становитиме $4-5 млн<ref name="esa-6">{{cite web|title=Рекламний буклет Вега|url=http://esamultimedia.esa.int/docs/VEGA.pdf|publisher=ESA|archiveurl=https://www.webcitation.org/68oCZPVhr?url=http://esamultimedia.esa.int/docs/VEGA.pdf|archivedate=2012-06-30|accessdate=2012-03-23|deadurl=no}}{{ref-en}}</ref><ref name="esa-17">{{cite web|title=Перспективи розвитку італійської космонавтики|url=http://www.flightglobal.com/news/articles/italian-space-agency-plans-its-relaunch-318226/|publisher=ESA|archiveurl=https://www.webcitation.org/68oCZr0BN?url=http://www.flightglobal.com/news/articles/italian-space-agency-plans-its-relaunch-318226/|archivedate=2012-06-30|accessdate=2012-03-23|deadurl=no}}{{ref-en}}</ref>.

== Конструкція ==
Vega розробляється як моноблочна ракета з трьома твердопаливними ступенями й космічною головною частиною (КГЧ) з додатковим ступенем на рідкому паливі, розташованим у [[обтікач корисного вантажу|обтікачі корисного вантажу]]. Три твердопаливні ступені виводять [[Космічна головна частина|КГЧ]] на низьку орбіту. Рідинний ступінь «Верхній модуль доведення й орієнтації» ({{lang-en|Attitude and Vernier Upper Module}}, AVUM) використовується для підвищення точності первинного виведення (компенсування розсіювання характеристик РДТП) для «скруглення» орбіти і маневру відведення з орбіти порожнього ступеня. Модуль також забезпечить керування креном при роботі третього ступеня і тривісне керування на балістичних ділянках польоту і перед відділенням [[Корисне навантаження|корисного вантажу]].

{| class="wikitable sortable"
|----- bgcolor="#FFDEAD"
! align="center"|
! Перший ступінь
! Другий ступінь
! Третій ступінь
! Четвертий ступінь
|-
| Найменування
| P80
| Zefiro 23
| Zefiro 9
| AVUM
|-
| Висота
| 10,5 м
|  7,5 м
|  3,85 м
|  1,74 м
|-
| Діаметр
| 3 м
| 1,9 м
| 1,9 м
| 1,9 м
|-
| Маса палива
| 88 т
| 23,9 т
| 10,1 т
|  0,55 т
|-
| Тяга (макс)
| 3 040 кН
| 1 200 кН
|   213 кН
|     2,45 кН
|-
| Коефіцієнт розширення сопла
| 16
| 25
| 56
| -
|-
| Тривалість роботи
| 107 с
| 71,6 с
| 117 с
| 315,2 с
|}

=== Р80 ===
Перший ступінь ракети-носія довжиною 11,714 м, діаметром 3,005 м, має двигун РДТП з 88,365 т. палива, тягою 3040 кН, коефіцієнт розширення сопла 16, тривалість роботи 109,8 с. Суха маса (маса без палива) — 7,33 т. [[Питомий імпульс]] в вакуумі — 280 сек. Виготовлений з полі-волокна, сопло двигуна оснащено електроприводом відхилення. [[30 листопада]] [[2006]] успішно відбулось перше випробування. [[4 грудня]] [[2007]] успішно відбулось друге випробування, під час якого була досягнута тяга 190 тс при тривалості роботи 111 с, параметри роботи двигуна перебували в межах заявлених.

Перший ступінь «Веги» має новий РДТП P80 (розроблений за паралельною програмою), конструктивні елементи, необхідні для з'єднання з другим ступенем, з наземною інфраструктурою і з головним вузлом бортового радіоелектронного обладнання (БРЕО) ступеня.

Двигун P80 адаптований під малу ракету-носій Vega, але його масштаб дозволяє застосувати ці технології на новому поколінні твердопаливних стартових прискорювачів для «[[Аріан-5]]».

=== Zefiro 23 ===
Розвиток двигуна Zefiro було ініційовано компанією «Avio» і профінансовано «Avio» і ISA. Другий ступінь ракети-носія Vega. Виготовлений з вуглецево-епоксидного волокна, а сопло з вуглецево-фенольного волокна з вуглецево-волоконними вставками. Використання цих матеріалів зменшило масу конструкції і збільшило її міцність. Довжина — 8,39 м, діаметр — 1,9 м, маса палива — 23,906 т, тяга — 1196 кН (на рівні моря), коефіцієнт розширення сопла — 25, тривалість роботи 86,7 с. Суха маса (маса без палива) — 1,95 т. Питомий імпульс в вакуумі — 287,5 сек. Перший успішний запуск відбувся [[26 червня]] [[2006]] в Сальто-ді-Квір, Сардинія, Італія. Другий запуск [[27 березня]] [[2008]] успішно закінчився присвоєнням кваліфікації ступеня ракети-носія.

Двигун другого ступеня «Веги» — подовжений варіант італійського РДТП Zefiro 16, зі збільшеною до 24 т масою палива. Три двигуни Zefiro пройшли вогневі стендові випробування (у червні 1998, у червні 1999 і у грудні 2000) з позитивними результатами.

Новий подовжений РДТП, відомий як Zefiro 23, має легкий корпус з [[Композитні матеріали|композитних матеріалів]], виготовлений спіральним намотуванням вуглецевої нитки з епоксидним єднальним, теплоізоляцію на базі пластика EPDM малої щільності і рухоме сопло з гнучким шарніром.

Циліндрична шашка палива НТРВ 1912 має зіркоподібний внутрішній канал у хвостовій частині двигуна. Тиск у камері згоряння Zefiro 23 становить 95 бар, максимальна тяга у вакуумі — 1200 кН. Сопло має діаметр критичного перерізу 294 мм і ступінь розширення (геометричний) приблизно 25. Номінальна тривалість роботи РДТП — приблизно 71 сек.

Крім двигуна Zefiro, другий ступінь має елементи конструкції, необхідні для з'єднання із суміжними ступенями і головним вузлом БРЕО. Стики в «полярних» точках двигуна і міжступеневі фланці — з високоміцного алюмінію. Перехідник між другим і третім ступенями — алюмінієва циліндрична конструкція.

=== Zefiro 9 ===
[[Файл:Vega-et-Ariane-5.png|right|300px|thumb| Порівняння ракет носіїв VEGA та [[Аріан-5|Ariane-5]]]]
Третій ступінь ракети-носія має довжину 4,12 м, діаметр 1,9 м, маса палива 10,115 т, тяга (в вакуумі) — 313 кН, коефіцієнт розширення сопла 56, тривалість роботи 128,6 с. Суха маса (маса без палива) — 915 кг. Питомий імпульс в вакуумі — 296 сек. Перше випробування успішно відбулось [[20 грудня]] [[2005]] року на полігоні Сальто-ді-Квір, на південно-східному узбережжі Сардинії, Італія. Друге випробування відбулось [[28 березня]] [[2007]] року в Сальто-ді-Квір — на 35-й секунді роботи двигуна різко знизився внутрішній тиск, що спричинило втрату тяги. Це було викликано конструкційними недоліками. [[23 жовтня]] [[2008]] відбулось успішне повторне випробування з модифікованим соплом, зареєстрованому, як Zefiro-9A. [[28 квітня]] [[2009]] на полігоні Сальто-ді-Квір відбулось останнє вогневе випробування з присвоєнням кваліфікації ступеня ракети-носія Vega.

Двигун третього ступеня ракети-носія Vega — укорочений РДТП Zefiro 16 зі зменшеною до 10,115 т масою палива. За конструкцією він подібний до двигуна другого ступеня.

Тиск у камері згоряння Zefiro 9 становить 67 бар. Сопло має діаметр критичного перерізу 164 мм і геометричний ступінь розширення 56. Запалювання відбувається після кількох секунд пасивного польоту (залежно від необхідної траєкторії) після відділення Zefiro 23.

Міжступеневий перехідник з'єднує Zefiro 9 із AVUM, а також БРЕО і системою безпеки ступеня.

=== AVUM ===
Верхній модуль точної стабілізації ({{lang-en|Altitude Vernier Upper Module}}, AVUM) — четвертий ступінь ракети-носія Vega. Довжина — 1,74 м, діаметр — 2,31 м, маса палива — 550 кг, тяга — 2,45 кН, Питомий імпульс в вакуумі — 315,5 с. Тривалість роботи до 6672 с. Суха маса — 131 кг. Обладнаний некріогенним [[Рідинний ракетний двигун замкнутої схеми|РРД замкнутої схеми]] багаторазового вмикання. Пальне — [[несиметричний диметилгідразин]], Окислювач — [[азотний тетраоксид]]. Ступінь обладнано двигуном і основними компонентами авіоніки ракети-носія.

Верхній ступінь AVUM має два модуля. У першому встановлені елементи рушійної установки ({{lang-en|AVUM Propulsion Module}}, АРМ — рушійний відсік AVUM), у другому — відсік обладнання ({{lang-en|AVUM Avionics Module}}, ААМ — модуль авіоніки ступеня AVUM).

APM забезпечує керування орієнтацією і осьову тягу на останніх стадіях польоту Vega, виконуючи наступні функції:
* керування креном на ділянці роботи третього і четвертого ступенів;
* керування орієнтацією при пасивному польоті і на орбіті;
* корекція помилок швидкості через розкид характеристик РДТП;
* імпульс швидкості для скруглення орбіти;
* націлювання супутника;
* маневр при відділенні супутника;
* відведення порожнього ступеня з орбіти.

Загальна маса палива — 250 — 550 кг залежно від конфігурації ракети-носія і планованого запуску.

Космічна головна частина, крім ступеня AVUM і обтічника, має адаптер корисного навантаження (передбачається використовувати наявний адаптер ракети-носія [[Аріан-5]] діаметром 937 мм). Головний обтічник висотою 7,9 м має складну конструкцію (дві композитні вуглець-вуглецеві оболонки і стільниковий алюмінієвий заповнювач) з циліндричною частиною зовнішнього діаметра 2,6 м і довжиною 3,5 м.

Скидання головного обтічника здійснюється за допомогою спрацьовування замків і подовженого піротехнічного заряду на ділянці пасивного польоту між роботою РДТП другого і третього ступенів.

Базова архітектура БРЕО Vega відповідає підходу, аналогічному концепції [[Аріан-5]], і має чотири головні підсистеми:
* Електроживлення та розподілу енергії;
* Телеметрії;
* Локалізації несправностей і безпеки;
* Управління польотом і введення польотних завдань.

== Участь України ==
[[2004]] [[Державне конструкторське бюро «Південне» ім. М. К. Янгеля|Державне конструкторське бюро «Південне»]] отримало право постачати ракетні двигуни для європейської ракети-носія Vega в рамках контракту з італійською фірмою Avio<ref>http://fbc.net.ua/news/newscompany/KB_Juzhnoe_izgotovilo_blok_marshevogo.html {{Webarchive|url=https://web.archive.org/web/20160304190212/http://fbc.net.ua/news/newscompany/KB_Juzhnoe_izgotovilo_blok_marshevogo.html |date=4 березня 2016 }} КБ «Південне» виготовило блок маршового двигуна VG 143{{ref-ru}}</ref>.

У рамках контракту з компанією Avio (Італія), КБ «Південне» розробляє [[маршевий двигун|маршовий двигун]] [[РД-843]], що входить до складу рідинної рушійної установки [[Розгінний блок|розгінного блоку]] європейської ракети-носія Vega і призначеного для створення тяги, управління вектором тяги за тангажем і рисканням, маневрування розгінного блоку, відведення розгінного блоку з орбіти<ref>http://www.yuzhnoye.com/?idD=33&id=124&path=News/News {{Webarchive|url=https://web.archive.org/web/20160306060219/http://yuzhnoye.com/?id=124&idd=33&path=news%2Fnews |date=6 березня 2016 }} 18 липня 2006 КБ «Південне» почало кваліфікаційні вогневі випробування блоку маршевого двигуна VG 143.{{ref-ru}}</ref>. [[Державне конструкторське бюро «Південне» ім. М. К. Янгеля|КБ Південне]] протягом чотирьох років працювало над створенням унікального розгінного блоку — рідинного ракетного двигуна четвертого ступеня [[РД-843]] з тягою 250 кг.

=== Етапи виконання контракту ===
[[18 липня]] [[2006]] року [[Державне конструкторське бюро «Південне» імені М. К. Янгеля|КБ «Південне»]] почало кваліфікаційні вогневі випробування блоку маршового двигуна [[РД-843]].

[[27 липня]] [[2006]] року відбулось перше настроювальне випробування.

На початку квітня [[2010]] [[Південний машинобудівний завод]] за кресленнями КБ «Південне» зібрало і здало замовнику першу льотну модель блоку маршового двигуна (БМД) керівного модуля четвертого ступеня ракети-носія. БМД упакований в контейнер і буде відправлений у Авіо (Італія) до кінця квітня 2010 року<ref>http://www.yuzhnoye.com/?idD=75&id=124&path=News/News {{Webarchive|url=https://web.archive.org/web/20160305141309/http://yuzhnoye.com/?id=124&idd=75&path=news%2Fnews |date=5 березня 2016 }} Здана перша льотна модель БМД{{ref-ru}}</ref>.

У квітні [[2010]] року почалась передача серійних двигунів замовнику.

У листопаді [[2017]] року Європейська ракета-носій [[VEGA (ракета-носій)|Vega]] з українським двигуном успішно стартувала з космодрому Куру у Французькій Гвіані<ref>{{Cite web |url=https://hromadske.ua/posts/u-frantsii-zapustyly-raketu-vega-z-ukrainskym-dvyhunom |title=У Франції запустили ракету Vega з українським двигуном |accessdate=12 листопада 2017 |archive-date=12 листопада 2017 |archive-url=https://web.archive.org/web/20171112185819/https://hromadske.ua/posts/u-frantsii-zapustyly-raketu-vega-z-ukrainskym-dvyhunom }}</ref>.

[[3 вересня]] [[2020]] року з космодрому Куру [[Європейське космічне агентство|Європейського космічного агентства]] у Французькій Гвіані відбувся запуск ракети-носія Vega. Як повідомило [[Державне конструкторське бюро «Південне» імені М. К. Янгеля|КБ «Південне»]], це 15-й успішний пуск ракети Vega. В рамках програми Європейського космічного агентства під назвою Small Spacecraft Mission Service, ракета-носій вивела на сонячно-синхронну орбіту 53 мікро- та наносупутників, які належать 21 організації з 13 країн. Супутники призначені для обслуговування різних програм, включаючи спостереження за Землею, телекомунікації, науку, технології та освіту<ref>{{Cite web |url=https://ua.news/ua/vydeo-raketa-s-ukraynskym-dvygatelem-vyvela-v-kosmos-bolee-50-sputnykov/ |title=Відео: ракета з українським двигуном вивела у космос понад 50 супутників. 03.09.2020 |accessdate=3 вересня 2020 |archive-date=4 вересня 2020 |archive-url=https://web.archive.org/web/20200904141631/https://ua.news/ua/vydeo-raketa-s-ukraynskym-dvygatelem-vyvela-v-kosmos-bolee-50-sputnykov/ }}</ref>.

[[16 листопада]] [[2021]] року, об 11:27 (за київським часом), з космодрому Куру (Французька Гвіана) відбувся 18-й успішний пуск європейської ракети-носія (РН) легкого класу Vega. РН Vega вивела на орбіту три розвідувальні супутники CERES на замовлення Міністерства оборони Франції. Двигун [[РД-843]], який використовують у складі рідинної рушійної установки 4-го ступеня РН Vega, розроблено ДП [[Державне конструкторське бюро «Південне» імені М. К. Янгеля|КБ «Південне»]] та виготовлено ДП «ВО Південний машинобудівний завод»
<ref>[https://www.nkau.gov.ua/ua/news/khronika-podii/1836-vidbuvsy-18-uspishnii-pusk-lv-vega Відбувся 18-й успішний пуск ракети легкого класу VEGA] {{Webarchive|url=https://web.archive.org/web/20220220093730/https://www.nkau.gov.ua/ua/news/khronika-podii/1836-vidbuvsy-18-uspishnii-pusk-lv-vega |date=20 лютого 2022 }}, 16.11.2021, Державне космічне агентство України</ref>.

[[5 вересня]] [[2024]] року, о 4:50 (за київським часом), з космодрому Куру у Французькій Гвіані відбувся останній запуск стандартної версії ракети-носія Vega з українською розробкою - блоком маршового двигуна (БМД) РД-843, який використовується у складі рідинної рушійної установки 4-го ступеня ракети-носія. Vega вивела на орбіту європейський супутник дистанційного зондування Землі «Sentinel-2C»<ref>[https://novosti-n.org/ua/ukraine/Raketa-Vega-z-ukrayinskym-blokom-marshovogo-dvyguna-uspishno-vyvela-na-orbitu-yevropejskyj-suputnyk-317743 Ракета Vega з українським блоком маршового двигуна успішно вивела на орбіту європейський супутник. 08.09.2024, 18:10]</ref>. Arianespace поступово переходить на використання нової, більш потужної модифікації ракети-носія Vega С, яка вже двічі у 2022 році була запущена в космос<ref>[https://www.space.com/arianespace-final-vega-rocket-launch Europe's Vega rocket aces its final mission (video). // By Mike Wall. 5 Sep 2024]</ref><ref>[https://noworries.news/naukovczi-bilshe-ne-vykorystovuvatymut-kultovu-raketu-vega-dlya-kosmichnyh-misij/# Науковці більше не використовуватимуть культову ракету Vega для космічних місій. 05.09.2024, 5:42 pm]</ref>.

=== Перспектива співпраці ===
Європейські розробники планують замінити український розгінний блок. Зараз розгінний блок «Веги» працює на класичних висококиплячих компонентах, але європейці хочуть відмовитись від використання цього токсичного, хоча й ефективного палива. Вони мають намір перевести розгінний блок на кисень-метанове ракетне паливо. До його виробництва планують залучити німецький концерн Astrium.{{Немає АД|10|03|2017}}

Планується, що європейська версія четвертого ступеня не буде знижувати енергетичні можливості носія.

== Стартовий комплекс ==
Запуск ракети планується здійснювати з майданчика ELV ({{lang-fr|Encemble de lancement Vega}} — Майданчик для запуску Веги) космодрому Куру (Французька Гвіана), який був переобладнаний з ELA-1 — старого майданчика для запуску ракет-носіїв «Європа», [[Аріан-2]], [[Аріан-3|-3]]. Після побудови майданчик називався CECLES і використовувався для запуску ракети-носія «Європа-2».

Перший запуск з майданчика відбувся [[5 листопада]] [[1971]] року. Запуск закінчився невдало. Стартовий майданчик був зруйнований. [[1979]] майданчик відновили для запуску ракети-носія [[Аріан-1]], а [[24 грудня]] 1979 року відбувся перший успішний запуск. Майданчик назвали ELA (скорочення від {{lang-fr|Encemble de lancement Ariane}} — Майданчик для запуску Аріан). [[31 травня]] [[1986]] успішно відбувся запуск ракети-носія [[Аріан-2]], а [[4 серпня]] [[1984]] року успішно відбувся запуск ракети-носія [[Аріан-3]]. [[1988]] року майданчик перейменували в ELA-1, оскільки було введено в експлуатацію ELA-2 для [[Аріан-4]]. Експлуатація Аріан-1 припинилась [[22 лютого]] [[1986]], Аріан-2 — [[2 квітня]] [[1989]] року, Аріан-3 — [[12 липня]] 1989 року. Майданчик ELA-1 був зруйнований. [[2011]] року майданчик відновили для проєкту «Vega».

Стартовий комплекс ESA (Гвіанський космічний центр CSG в Куру, Французька Гвіана) дозволяє виводити [[Космічний апарат|космічні апарати]] з різними азимутами запуску (екваторіальні, полярні і проміжні способи). Стартовий майданчик для «Веги» розташований між комплексами для запуску [[Аріан-4]] і [[Аріан-5]]. Новий наземний сегмент використовує наявну інфраструктуру, зокрема стартовий стіл ELA-1, який був спочатку побудований для Аріоан-1, і Центр управління [[Аріан-5]]. Збірка ракети-носія та операції інтеграції будуть виконуватись на стартовому столі у новій пересувній споруді BIV ({{lang-fr|Bailment d'lntegration Vega}} — Споруда збирання Веги), яка буде приділятися після заключної збірки. Управління операціями запуску буде здійснюватись зі спеціальної кімнати в межах Центру управління [[Аріан-5]] (CDL-3).

== Конкуренти ==
{{Порівняння характеристик РН легкого класу}}
На світовому ринку запуску носіїв легкого класу Vega за потужністю конкурує з:
* [[Taurus]] від Orbital — 1320 кг на [[Низька опорна орбіта|низьку опорну орбіту]];
* [[Falcon 1e]] від [[SpaceX]] — 1010 кг на [[Низька опорна орбіта|низьку опорну орбіту]];
* [[Великий похід (ракета)|Великий похід]] Китайської Народної Республіки — 1,800-8400 кг на [[Низька опорна орбіта|низьку опорну орбіту]];
* [[Стріла (ракета носій)|Стріла]] з Російської Федерації — 1700 кг на [[Низька опорна орбіта|низьку опорну орбіту]];
* [[Рокот]] з Російської Федерації — 1950 кг на [[Низька опорна орбіта|низьку опорну орбіту]] або 1200 кг на [[Сонячно-синхронна орбіта|сонячно-синхронну орбіту]].

== Примітки ==
{{примітки|2}}

== Джерела ==
* [http://www.esa.int/SPECIALS/Launchers_Access_to_Space/ASEKMU0TCNC_0.html Page sur la partie du site de l'ESA consacrée aux lanceurs] {{Webarchive|url=https://web.archive.org/web/20110805053905/http://www.esa.int/SPECIALS/Launchers_Access_to_Space/ASEKMU0TCNC_0.html |date=5 серпня 2011 }}
* [https://web.archive.org/web/20110722033246/http://www.elv.it/en/vega-programme/program/ Le site du lanceur Vega du contractant ELV]
* [https://web.archive.org/web/20090330165121/http://arianespace.com/launch-services-vega/vega_overview.asp Page sur le lanceur Vega sur le site Arianespace]
* [https://web.archive.org/web/20110903225954/http://www.cnes-csg.fr/web/CNES-CSG-fr/3881-vega.php Page sur le lanceur et le chantier sur le site du Centre spatial guyanais]
* [http://www.capcomespace.net/dossiers/espace_europeen/VEGA/vega.htm Genèse détaillée du lanceur Vega] {{Webarchive|url=https://web.archive.org/web/20110426064523/http://www.capcomespace.net/dossiers/espace_europeen/VEGA/vega.htm |date=26 квітня 2011 }} (site personnel)

{{Ракети-носії України}}
{{Європейське космічне агентство}}
{{Бібліоінформація}}
[[Категорія:Ракети-носії]]

title: Vega

Призначення: Ракета космічного призначення

Виробник: ESA, ASI, Avio+КБ Південне

Країна: Європейський Союз+ Італія

title: Розміри

Діаметр: 3 м

title: Вантаж

title: Історія запусків

Космодроми: Куру

title: Частково невдалих

Паливо: Тверде

title: Другий ступінь

Двигуни: Маршевий 1 Zefiro 23

title: Третій ступінь

Двигуни: 1 Zefiro 9

title: Четвертий ступінь

Двигуни: 1 AVUM


text:
# 10023 Владіфедоров
10023 Владіфедоров (10023 Vladifedorov) — астероїд головного поясу, відкритий 17 листопада 1979 року.
Тіссеранів параметр щодо Юпітера — 3,482.

wikiname: ukwiki

title: 10023 Владіфедоров

in_language: uk

wikitext:
{{Планета
| назва = 10023 Владіфедоров
| тип = астероїд
| центр = Сонце
| відкривач = [[Черних Людмила Іванівна]]
| місце відкриття = [[Кримська астрофізична обсерваторія|КрАО]]
| дата відкриття = [[17 листопада]] [[1979]]
| метод відкриття =
| на честь =
| мп_категорія = [[Астероїд головного поясу]]
| альт_назви = '''1979 WX3''' <br />1975 VQ3
| пос_орбіта = <ref name="jpl">{{JPL мале тіло|10023|2014.04.30|2014.04.08}}</ref>
| епоха = [[23 травня]] [[2014]] (2 456 800,5 [[Юліанський день|JD]])
| апоцентр = 2,867615318105 [[Астрономічна одиниця|а. о.]]
| перицентр = 2,003802302841 [[Астрономічна одиниця|а. о.]]
| велика піввісь = 2,435708810473 [[Астрономічна одиниця|а. о.]]
| сер_радіус орбіти =
| ексцентриситет = 0,177322718452
| орбітальний період = 1388,469926043 д
| синодичний період =
| середня швидкість = 0,259278212115 °/д
| середня аномалія = 56,47711888917°
| нахил орбіти = 1,933518565166°
| кутова відстань =
| висх_довгота = 124,6388067824°
| арг_перицентру = 267,0862311171°
| розміри =
| альбедо =
| період обертання =
| стандартна величина = 14,0
| спектр_тип =
}}

'''10023 Владіфедоров''' (10023 Vladifedorov) — [[астероїд]] [[пояс астероїдів|головного поясу]], відкритий [[17 листопада]] [[1979]] року.

[[Тіссеранів параметр]] щодо [[Юпітер (планета)|Юпітера]] — 3,482.

== Примітки ==
{{Примітки}}

{{DEFAULTSORT:Владіфедоров}}

== Див. також ==
* [[Список астероїдів (10001-10100)]]

== Посилання ==
{{Портал|Астрономія}}

* {{Орбіта МП|10023}}
* [http://www.minorplanetcenter.net/iau/lists/NumberedMPs Інформація про малі планети на сайті minorplanetcenter.net] {{Webarchive|url=https://web.archive.org/web/20140513034022/http://www.minorplanetcenter.net/iau/lists/NumberedMPs |date=13 травня 2014 }}{{ref-en}}

{{Навігація малих планет|10022 Zubov|10024 Marthahazen|}}

{{Сонячна система}}
[[Категорія:Астрономічні об'єкти, відкриті 1979]]
[[Категорія:Головний пояс астероїдів]]

title: 10023 Владіфедоров

Відкривач: Черних Людмила Іванівна

Місце відкриття: КрАО

Дата відкриття: 17 листопада 1979

title: Позначення

Названа на честь: Vladimir Fiodorovd

Категорія малої планети: Астероїд головного поясу

title: Орбітальні характеристики

title: Фізичні характеристики


text:
# Тростянець (притока Ягорлика)
Тростяне́ць — річка в Україні, в межах Подільського і Окнянського районів Одеської області, а також у Молдові (Придністров'я). Права притока Ягорлика (басейн Дністра).

## Опис
Довжина 46 км, площа водозбірного басейну 685 км². Похил річки 2,4 м/км. Долина з крутими схилами, ярами; завширшки до 1,5 км, завглибшки до 80 м. Річище слабозвивисте. Стік річки зарегульованний. Використовується на сільськогосподарські потреби.

## Розташування
Тростянець бере початок біля села Романівки. Тече спершу на південь, у середній течії — на південний захід, у пониззі — знову на південь. Впадає до Ягорлика біля села Дойбани II.

title: Тростянець (притока Ягорлика)

wikitext:
{{Річка
| назва             = Тростянець
| зображення        =
| зображення_розмір =
| підпис            =
| довжина           = 46 км
| висота_витоку     =
| стік              =
| площа_басейну     = 685 км²
| витік             = біля с. [[Романівка (Куяльницька сільська громада)|Романівки]]
| витік_коорд       = {{coord|47|48|59|N|29|20|40|E|scale:6000}}
| гирло             = [[Ягорлик]]
| країни_басейну    = {{UKR}}
*[[Одеська область]]
{{MDA}}
| прирічкові_країни =
| притоки =
| мапа =
| мапа_розмір =
| мапа_підпис =
}}
{{Otheruses|тип=інші річки з назвою|Тростянець (значення){{!}}Тростянець}}

'''Тростяне́ць''' — [[річка]] в [[Україна|Україні]], в межах [[Подільський район (Одеська область)|Подільського]] і [[Окнянський район|Окнянського]] районів [[Одеська область|Одеської області]], а також у [[Молдова|Молдові]] ([[Придністров'я]]). Права притока [[Ягорлик]]а (басейн [[Дністер|Дністра]]).

== Опис ==
Довжина 46 км, площа водозбірного басейну 685 км². [[Похил річки]] 2,4 м/км. Долина з крутими схилами, [[яр]]ами; завширшки до 1,5 км, завглибшки до 80 м. [[Річище]] слабозвивисте. Стік річки зарегульованний. Використовується на сільськогосподарські потреби.

== Розташування ==
[[File:Dried Trostianets River near Topaly.jpg|thumb|left|250px|Пересохла річка Тростянець біля села [[Топали]]]]
Тростянець бере початок біля села [[Романівка (Куяльницька сільська громада)|Романівки]]. Тече спершу на південь, у середній течії — на південний захід, у пониззі — знову на південь. Впадає до Ягорлика біля села [[Дойбани II]].

== Джерела ==
* {{ГЕУ}}
* [https://web.archive.org/web/20161221091748/http://shron.chtyvo.org.ua/Levchenko_SP/Kataloh_richok_Ukrainy.pdf «Каталог річок України»]. — К. : Видавництво АН УРСР, 1957. — С. 51. — (№ 736).
* [https://shron1.chtyvo.org.ua/Zheliezniak_Iryna/Slovnyk_hidronimiv_Ukrainy.pdf? Словник гідронімів України] — К.: Наукова думка, 1979. — С. 572 (Тростянець № 10)

{{Odessa-geo-stub}}
{{Moldova-geo-stub}}
{{river-stub}}
{{Портали|Географія|Гідрологія}}

[[Категорія:Малі річки України]]
[[Категорія:Річки Молдови]]
[[Категорія:Річки Придністров'я]]
[[Категорія:Річки Одеської області]]
[[Категорія:Річки Подільського району (Одеська область)]]
[[Категорія:Статті про річки Одеської області без зображення в картці]]

title: 47°24′03″ пн. ш. 29°13′22″ сх. д. / 47.40093° пн. ш. 29.22279° сх. д.

Витік: біля с. Романівки

Гирло: Ягорлик

Басейн: басейн Дністра

Країни: Україна · *Одеська область · Молдова

Регіон: Одеська область

Довжина: 46 км

Площа басейну: 685 км²


text:
# Бобров Вікторін Флавіанович
Вікторін Флавіанович Бобров (нар. 25 квітня (8 травня) 1884, Камишин Саратовська губернія — 1946) — професор, Ректор Київського політехнічного інституту з 1921 по 1929 роки.

## Біографія
Народився 8 травня(25 квітня) 1884 року в місті Камишин Саратовська губернія. У 1910 році закінчив Київський політехнічний інститут, механічне відділення, інженер-технолог.
Після закінчення інституту певний час працював у Тверській губернії. Утім незабаром повернувся до Києва, де влаштувався на роботу на Київську Печерську (Кріпосну) водоводну станцію та, майже водночас, налагодив контакти для співпраці з київськими представництвами кількох машинобудівних німецьких фірм.
З 1913 року працював авіаційним інженером в П'ятому авіаційному парку — окремій військовій авіаремонтній частини, Київ.
З лютого 1919 року Начальник Головних авіаційних майстерень Управління Червоного Повітряного Флоту України.
З 1921 по 1929 роки був Ректором Київського політехнічного інституту.
З 1929 — директор новоствореної Київської філії Науково-дослідного інституту Променергетики. Втім, посади професора кафедри літакобудування КПІ він не залишив. Понад те, потроїв зусилля щодо створення в інституті окремого авіафакультету. І в 1931 році такий факультет нарешті створюється! Додамо, що невдовзі, в серпні 1933 року, на його базі був утворений вже самостійний навчальний заклад — Київський авіаційний інститут.
У 1931 році його переводять на роботу на Московський авіазавод № 39 ім. В. Р. Менжинського.
З 1933 року він обіймає посаду декана літакобудівного факультету Московського авіаційного інституту та в 1936—1937 роках Вікторин Флавіанович стає ректором.
Трагічно помер 17 квітня 1946 року через зараження крові.

title: Бобров Вікторін Флавіанович

wikitext:
{{Науковець
| ім'я                    = Бобров Вікторін Флавіанович
| портрет                 =
| дата народження         = 8.5.1884(25.4)
| місце народження        = [[Саратовська область]]
| дата смерті             = 17.5.1946
| резиденція              = [[Київ]]
| громадянство            =
| галузь                  = [[Механіка]]
| заклад                  = [[Київський політехнічний інститут]]
| Alma Mater              = [[Київський політехнічний інститут]]
| відомий через           =
| Посада                  = [[Київський політехнічний інститут#Ректори|Ректор Київського політехнічного інституту]]
| звання                  = [[професор]]
| ступінь                 =
| учні                    =
| нагороди                =
| примітки                =
}}
{{Однофамільці|Бобров}}
'''Вікторін Флавіанович Бобров''' ({{нар}} {{ДН|8|5|1884|25|4}}, [[Камишин]] [[Саратовська область|Саратовська губернія]] — [[1946]]) — [[професор]], [[Київський політехнічний інститут#Ректори|Ректор Київського політехнічного інституту]] з 1921 по 1929 роки.

== Біографія ==

Народився [[8 травня]]([[25 квітня]]) [[1884]] року в місті [[Камишин]] [[Саратовська область|Саратовська губернія]]. У 1910 році закінчив [[Київський політехнічний інститут]], механічне відділення, інженер-технолог.

Після закінчення інституту певний час працював у [[Тверська губернія|Тверській губернії]]. Утім незабаром повернувся до Києва, де влаштувався на роботу на Київську Печерську (Кріпосну) водоводну станцію та, майже водночас, налагодив контакти для співпраці з київськими представництвами кількох машинобудівних німецьких фірм.

З 1913 року працював авіаційним інженером в П'ятому авіаційному парку — окремій військовій авіаремонтній частини, [[Київ]].

З лютого 1919 року Начальник [[Серійний завод «Антонов»|Головних авіаційних майстерень]] Управління Червоного Повітряного Флоту України.

З 1921 по 1929 роки був [[Київський політехнічний інститут#Ректори|Ректором Київського політехнічного інституту]].

З 1929 — директор новоствореної Київської філії Науково-дослідного інституту Променергетики. Втім, посади професора кафедри літакобудування КПІ він не залишив. Понад те, потроїв зусилля щодо створення в інституті окремого авіафакультету. І в 1931 році такий факультет нарешті створюється! Додамо, що невдовзі, в серпні 1933 року, на його базі був утворений вже самостійний навчальний заклад — [[Національний авіаційний університет|Київський авіаційний інститут]].

У 1931 році його переводять на роботу на Московський авіазавод № 39 ім. В. Р. Менжинського.

З 1933 року він обіймає посаду декана літакобудівного факультету Московського авіаційного інституту та в 1936—1937 роках Вікторин Флавіанович стає ректором.

Трагічно помер 17 квітня 1946 року через зараження крові.

== Посилання ==
[http://kpi.ua/bobrov Згуровський М. Окрема сторінка Вікторина Боброва // Київський політехнік.- 2010.- № 32-33.] {{Webarchive|url=https://web.archive.org/web/20111002004858/http://kpi.ua/bobrov |date=2 жовтня 2011 }}
* Татарчук В. В. Вчений в галузі авіабудування В. Ф. БОБРОВ (1884—1946 рр.): віхи біографії (до 130-річчя з дня народження) // Історія науки і біографістика. Електронне наукове фахове видання. — 2014. — № 3. // [http://inb.dnsgb.com.ua/2014-3/14.pdf http://inb.dnsgb.com.ua/2014-3/14.pdf] {{Webarchive|url=https://web.archive.org/web/20220121013022/http://inb.dnsgb.com.ua/2014-3/14.pdf |date=21 січня 2022 }}

[[Категорія:Уродженці Камишина]]
[[Категорія:Українські інженери]]
[[Категорія:Ректори Київського політехнічного інституту]]

title: Бобров Вікторін Флавіанович

Народився: 25 квітня (8 травня) 1884 · Саратовська область

Помер: 17 травня 1946 (62 роки) · Москва, СРСР

Місце проживання: Київ

Країна: Російська імперія · СРСР

Діяльність: інженер, викладач університету

Alma mater: Київський політехнічний інститут

Галузь: Механіка

Заклад: Київський політехнічний інститут

Вчене звання: професор

Нагороди: орден Трудового Червоного Прапора


text:
# Вершик Анатолій Мойсейович
Анатолій Мойсейович Вершик (* 28 грудня 1933, Ленінград, РРФСР — 14 лютого 2024) — російський математик, доктор фізико-математичних наук, головний науковий співробітник Санкт-Петербурзького відділення математичного інституту РАН, президент Санкт-Петербурзького математичного товариства з 1998 по 2008 роки.

## Біографія
Мати — Люстерник Єва Яківна (1904–1991), відомий сходознавець-індолог, історик російсько-індійських відносин, професор. Батько — Вершик Мойсей Менделевич (1904–1992), викладач політекономії (згодом завідувач кафедри політекономії в Ленінградському інституті інженерів зв'язку).
З 1944 вчився в 222-й школі, яку закінчив в 1951 з медаллю, і вступив на математико-механічний факультет Ленінградського університету, який закінчив з відзнакою в 1956, відмовився від пропозиції вступити до аспірантури і влаштувався на роботу в один з нових обчислювальних центрів, де займався в основному прикладними задачами. Через два роки вступив до аспірантури математико-механічного факультету; науковий керівник — Г. П. Акілов. Був учнем професорів В. А. Рохліна, Л. В. Канторовича, Г. П. Акілова та Д. К. Фаддєєва.
В 1963 захищає кандидатську дисертацію. З 1962 — асистент математико-механічного факультету ЛДУ, з 1966 — доцент, в 1974 захищає докторську дисертацію. В 1985 — професор математико-механічного факультету ЛДУ. В 1992 переходить на роботу в Санкт-Петербурзьке відділення математичного інституту РАН, де очолює лабораторію обчислювальної математики і теорії зображень, зберігаючи одночасно посаду професора ЛДУ; з 2002 — головний науковий співробітник математичного інституту, одночасно — завідувач лабораторією теорії зображень та динамічних систем.
В 2007 — лауреат Премії Гумбольдта.

## Політичні погляди
У березні 2014 року, після російської інтервенції в Україну, разом з рядом інших відомих діячів науки і культури Росії висловив свою незгоду з політикою російської влади в Криму. Свою позицію вони виклали у відкритому листі.

title: Вершик Анатолій Мойсейович

wikitext:
{{Науковець
| ім'я               =
| ім'я_мовою_оригіналу =
| жінка              =
| зображення         =
| зображення_розмір  =
| зображення_підпис  =
| дата народження    =
| місце народження   = [[Ленінград]],[[РРФСР]]
| дата смерті        =
| місце смерті       =
| резиденція         =
| громадянство       =
| національність     =
| галузь             =
| заклад             = [[Санкт-Петербурзьке відділення математичного інституту РАН]]
| Alma Mater         =
| посада             = <!--інша суспільно значуща посада-->
| відомий завдяки    =
| звання             =
| ступінь            =
| керівник           = [[Акілов Гліб Павлович]]
| учні               =
| батько             =
| мати               =
| дружина            =
| чоловік            =
| діти               =
| нагороди           =<!-- {{(!}} style="background: transparent"
{{!}} {{шаблон_вищої_нагороди}}
{{!)}}
{{(!}} style="background: transparent"
{{!}} {{шаблон_нагороди}} {{!!}} {{шаблон_нагороди}}
{{!}}-
{{!}} {{шаблон_нагороди}} {{!!}} {{шаблон_нагороди}}
{{!)}} -->
| автограф           =
| примітки           =
| особиста_сторінка  =
}}
'''Анатолій Мойсейович Вершик''' (* [[28 грудня]] [[1933]], [[Ленінград]], [[РРФСР]] — [[14 лютого]] [[2024]]) — російський [[математик]], [[доктор фізико-математичних наук]], головний науковий співробітник [[Санкт-Петербурзьке відділення математичного інституту РАН|Санкт-Петербурзького відділення математичного інституту РАН]], президент Санкт-Петербурзького математичного товариства з 1998 по 2008 роки.

== Біографія ==
Мати — Люстерник Єва Яківна ([[1904]]–[[1991]]), відомий сходознавець-індолог, історик російсько-індійських відносин, професор. Батько — Вершик Мойсей Менделевич ([[1904]]–[[1992]]), викладач політекономії (згодом завідувач кафедри політекономії в [[Санкт-Петербурзький державний університет телекомунікацій|Ленінградському інституті інженерів зв'язку]]).

З [[1944]] вчився в 222-й школі, яку закінчив в [[1951]] з медаллю, і вступив на [[математико-механічний факультет Ленінградського університету]], який закінчив з відзнакою в [[1956]], відмовився від пропозиції вступити до аспірантури і влаштувався на роботу в один з нових обчислювальних центрів, де займався в основному прикладними задачами. Через два роки вступив до аспірантури математико-механічного факультету; науковий керівник — [[Акілов Гліб Павлович|Г. П. Акілов]]. Був учнем професорів [[Рохлін Володимир Абрамович|В. А. Рохліна]], [[Канторович Леонід Віталійович|Л. В. Канторовича]], Г. П. Акілова та [[Фаддєєв Дмитро Костянтинович|Д. К. Фаддєєва]].

В [[1963]] захищає кандидатську дисертацію. З [[1962]] — асистент математико-механічного факультету [[ЛДУ]], з [[1966]] — доцент, в [[1974]] захищає докторську дисертацію. В [[1985]] — професор математико-механічного факультету [[ЛДУ]]. В [[1992]] переходить на роботу в Санкт-Петербурзьке відділення математичного інституту РАН, де очолює лабораторію обчислювальної математики і теорії зображень, зберігаючи одночасно посаду професора [[ЛДУ]]; з [[2002]] — головний науковий співробітник математичного інституту, одночасно — завідувач лабораторією теорії зображень та динамічних систем.

В [[2007]] — лауреат [[Премія Гумбольдта|Премії Гумбольдта]].

== Політичні погляди ==
У березні [[2014]] року, після [[Російська інтервенція в Україну 2014|російської інтервенції в Україну]], разом з рядом інших відомих діячів науки і культури Росії висловив свою незгоду з політикою російської влади в Криму. Свою позицію вони виклали у [[Заява діячів культури Росії проти військової інтервенції Росії в Україну|відкритому листі]]<ref>{{cite web|автор = |publication-date = 13.03.2014|URL = http://www.novayagazeta.ru/news/1679348.html|назва = Звернення ініціативної групи з проведення Конгресу інтелігенції «проти війни, проти самоізоляції Росії, проти реставрації тоталітаризму» і лист діячів культури на підтримку позиції Володимира Путіна по Україні та Криму|видавець = // novayagazeta.ru|accessdate = 2014-3-16|archive-date = 2014-12-25|archive-url = https://web.archive.org/web/20141225153401/http://www.novayagazeta.ru/news/1679348.html}}</ref>.

== Примітки ==
{{reflist}}

{{Бібліоінформація}}

[[Категорія:Уродженці Санкт-Петербурга]]
[[Категорія:Радянські математики]]
[[Категорія:Російські математики]]
[[Категорія:Доктори фізико-математичних наук Росії]]
[[Категорія:Підписанти проти військової інтервенції Росії в Україну]]
[[Категорія:Комбінаторики]]
[[Категорія:Доктори фізико-математичних наук СРСР]]
[[Категорія:Науковці Санкт-Петербурзького університету]]

title: Вершик Анатолій Мойсейович

Народився: 28 грудня 1933 · Ленінград,РРФСР

Помер: 14 лютого 2024 (90 років) · Санкт-Петербург, Росія

Країна: СРСР · Росія

Діяльність: математик, викладач університету

Alma mater: Ленінградський державний університет (1956)

Галузь: комбінаторика, алгебра, лінійне програмування, механіка, теорія ймовірностей, теорія міри, математика, теорія представлень, динамічні системи, ергодична теорія і геометрія

Науковий ступінь: доктор фізико-математичних наук (1974)

Науковий керівник: Акілов Гліб Павлович

Аспіранти, докторанти: Sergey Fomind · Dmitry Buragod · Nikolai Mnevd · Alexander Barvinokd · Anna Erschlerd · Andrei Aleksandrovich Lodkind · Natalia Tsilevichd · Wolfgang Temel'td · Alexandr Livshicd · Sergei V. Kerovd · Vadim Adol'fovich Kaimanovichd · Vladimir Gershkovicd · Piotr Sporyshevd · Nikita Sidorovd · Victor Arzumaniand · Sergei Karpushevd · Uri Balded · Ol'ga Granichinad · Michail Zakharevichd · Yuri Yakubovichd · Grigorii Pushkarevd · Alexander Grigor'evich Kachurovskiid · Fedor Petrovd · Pavel Pavlovich Nikitind · Alexey Rafailovich Minabutdinovd

Членство: Європейська академія · Американське математичне товариство

Мати: Eva Lyusternikd

Діти: Анна Верщик

Нагороди: Q21660832? (2014) премія Гумбольдта (2007) член Американського математичного товаристваd (2013)


text:
# Vulpia geniculata
Vulpia geniculata – вид рослин родини Тонконогові (Poaceae).

## Опис
Стебла до 75 см, прямовисні чи висхідні, рифлені, гладкі. Листові пластини до 10 см в довжину і 0,5–4 мм шириною, плоскі, заплутані в висиханні. Волоть 4–21 см. Колоски 6–11 мм, з 2–4(6) двостатевими квітками. Цвіте і плодоносить навесні.

## Поширення
Північна Африка: Алжир; Марокко; Туніс. Південна Європа: Італія [вкл. Сардинія, Сицилія]; Франція [вкл. Корсика]; Португалія [вкл. Мадейра]; Гібралтар; Іспанія [вкл. Балеарські острови, Канарські острови [Гран-Канарія]]. Росте в луках.

title: Vulpia geniculata

wikitext:
{{Speciesbox
| name =
| image = No-image-uk.png
| image_width = 283px
| genus = Vulpia
| species = geniculata
| authority = ([[Карл Лінней|L.]]) [[Link]], [[1827]]
}}

'''''Vulpia geniculata''''' – [[вид (біологія)|вид]] рослин [[родина (біологія)|родини]] [[Тонконогові]] (Poaceae).

== Опис ==
Стебла до 75 см, прямовисні чи висхідні, рифлені, гладкі. [[Листок|Листові]] пластини до 10 см в довжину і 0,5–4 мм шириною, плоскі, заплутані в висиханні. [[Волоть]] 4–21 см. Колоски 6–11 мм, з 2–4(6) двостатевими квітками. Цвіте і плодоносить навесні.

== Поширення ==
[[Північна Африка]]: Алжир; Марокко; Туніс. [[Південна Європа]]: Італія [вкл. Сардинія, Сицилія]; Франція [вкл. Корсика]; Португалія [вкл. Мадейра]; Гібралтар; Іспанія [вкл. Балеарські острови, Канарські острови [Гран-Канарія]]. Росте в луках.

== Примітки ==
{{reflist}}

== Джерела ==
* [http://www.floravascular.com/index.php?spp=Vulpia%20geniculata Flora Vascular] {{Webarchive|url=https://web.archive.org/web/20151123080953/http://www.floravascular.com/index.php?spp=Vulpia%20geniculata |date=23 листопада 2015 }} {{ref-es}}
* [https://web.archive.org/web/20151123031614/http://www.ars-grin.gov/cgi-bin/npgs/html/taxon.pl?408813 United States Department of Agriculture] {{ref-en}}

{{Тонконогові-доробити}}
{{taxonbar|from1=Q6165195|from2=Q39589613}}

[[Категорія:Вульпія|geniculata]]
[[Категорія:Флора Північної Африки]]
[[Категорія:Флора Європи]]
[[Категорія:Рослини, описані 1827]]

title: Біологічна класифікація

Царство: Рослини (Plantae)

Клада:
Судинні рослини (Tracheophyta)
Покритонасінні (Angiosperms)
Однодольні (Monocotyledon)
Комелініди (Commelinids)

Порядок: Тонконогоцвіті (Poales)

Родина: Злакові (Poaceae)

Підродина: Мітлицевидні (Pooideae)

Рід: Лисичник (Vulpia)

Вид: V. geniculata

title: Біноміальна назва

Біноміальна назва: Vulpia geniculata · (L.) Link, 1827