"Союз-2" – новая ракета-носитель, которая позволит в будущем заменить ракеты-носители "Союз-У", "Союз-ФГ" и "Молния-М" одной ракетой-носителем.
Ракета-носитель "Союз-2" в сочетании с разгонным блоком "Фрегат" позволит выводить космические аппараты на всевозможные типы орбит: низкие, средние, высокоэллиптические, солнечно-синхронные, геопереходные и геостационарные. 
Разработка ракеты-носителя "Союз-2" велась на базе ракеты-носителя "Союз" в два этапа (этапы 1А и 1Б). 
Этап модернизации 1А:  
на двигателях I-II ступени применяются форсуночные головки с улучшенным смесеобразованием;  
разработана новая, единая для всех трех ступеней система управления на базе высокопроизводительной цифровой машины;  
применяется новая цифровая радиотелеметрическая система;  
конструкция блока III ступени максимально унифицирована как для этапа 1А, так и для этапа 1Б. 
Этап модернизации 1Б:  
дополнительно к мероприятиям этапа 1А используется новый двигатель на блоке III ступени с повышенными энергетическими характеристиками. 

Это позволило повысить точность выведения, устойчивость и управляемость ракеты-носителя, а также использовать сборочно-защитный блок с головным обтекателем диаметром 4,11 м и длиной 11,43 м.

Технические характеристики ракеты-носителя "Союз-2" Количество ступеней 3 Стартовая масса  312 т Максимальная длина  46,3 м Диаметр головного обтекателя 2,7 м; 3,0 м; 3,3 м; 3,715 м; 4,11 м При разработке РН «Союз-2» особое внимание было уделено обес­печению максимальной преемственности с прототипом. Конструкция сухих и топливных отсеков, внутрибаковых устройств, пневмогидроарматуры, монтаж двигателей боковых и центрального блоков ракеты-носителя в основном аналогичны РН «Союз», однако неко­торые корпусные элементы всех ступеней усилены без изменения принципиальной конструктивной схемы. По-иному размещены приборы и кабельная сеть системы управления на боковых и центральном блоке. Блок третьей ступени сохранил габариты прототипа, однако для оптимизации массы заправляемых компонентов топлива изме­нена конфигурация баков. При этом приняты в расчет соотношения расходов компонентов как для варианта третьей ступени с двигателем РД-0110 (этап 1а), так и для варианта с двигателем РД-0124 (этап 16). Наконец, по-новому размещены на блоке третьей ступени элементы систем телеизмерений и внешнетраекторных измерений.      Центральным направлением модернизации ракеты стало созда­ние принципиально иной цифровой системы управления, которая разработана на основе современных принципов управления и новой отечественной элементной базы. В качестве главного звена системы управления РН «Союз-2» используется быстродействующая борто­вая цифровая вычислительная машина (БЦВМ) с большим объемом оперативной памяти.      БЦВМ непрерывно принимает сигналы от чувствительных элемен­тов системы управления, исполнительных органов и других абонен­тов, сравнивает текущие значения с программными и в соответствии с принятым законом управления вырабатывает соответствующие управ­ляющие воздействия. В состав измеряемых параметров входят пара­метры вектора скорости, значения углов тангажа, рыскания, враще­ния, а также показатели расходомеров топлива. В отличие от активной системы управления, цифровая система легко адаптируется к усло­виям полета, включая случайные внешние воздействия, и парирует их без превышения действующих на ракету-носитель силовых нагрузок по сравнению с их расчетными и допустимыми значениями. Чувствительные элементы и БЦВМ располагаются на третьей ступени ракеты-носителя, а преобразующие устройства и исполни­тельные органы - на первой и второй ступенях.     Внедрение цифровой системы управления позволяет рацио­нально использовать энергетические возможности РН «Союз-2» при выведении крупногабаритных КА, требующих применения голо­вных обтекателей диаметром 3,7 и 4,11 м.      Ракета-носитель «Союз-2» выполнена по схеме с параллель­ным отделением боковых ракетных блоков в конце работы первой ступени и поперечным отделением ракетного блока второй ступени по окончании его работы. На первом этапе полета работают двига­тели четырех боковых и центрального блоков, на втором, после отделения боковых блоков, - только двигатель центрального блока.      Первая ступень РН включает четыре боковых блока конической формы, закреплённых в шаровых опорах центрального блока.      Конструктивно-компоновочная схема бокового блока состоит из силового конуса, несущего конического бака окислителя, межба­кового отсека, несущего конического бака горючего, отсека баков перекиси водорода и жидкого азота и цилиндрического хвостового отсека специальной формы. В хвостовом отсеке каждого бокового блока размещается автоном­ный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) однократного включения РД-107А, работающий на жидком кислороде и керосине и оснащен­ный четырьмя маршевыми камерами и двумя рулевыми соплами. Для управления полетом на каждом боковом блоке с внешней стороны, противоположной центральному блоку, на небольшом пилоне уста­новлен аэродинамический руль, выполненный в виде треугольного крыла малого удлинения. Для привода руля имеется электричес­кая рулевая машина.     Двигатели боковых блоков работают в течение -118 секунд после старта, после чего отключаются. Выключение происходит по результатам сравнения текущего значения скорости с расчетным. После отключения двигателей боковые блоки отделяются от цент­рального блока и сбрасываются.     Вторая ступень (центральный блок) состоит из хвостового отсека, в котором установлен двигатель однократного включения РД-108А, содержащий четыре маршевых камеры и четыре рулевых сопла, отсека бака перекиси водорода, в котором также установлен тороидальный бак жидкого азота, отсека бака горючего, межбакового отсека, отсека бака окислителя и приборного отсека.      Запуск ЖРД центрального и боковых блоков производится на Земле, что даёт возможность контролировать работу двигателей в переходном режиме и при возникновении неисправностей во время пуска отменять пуск ракеты. Это обеспечивает повышение безопас­ности эксплуатации. Управление полетом по трем осям осуществляется с помощью четырех рулевых камер двигателя РД-108А. Номинальное время работы двигателя центрального блока состав­ляет -280-290 секунд. Разделение второй и третьей ступеней проис­ходит по «горячей схеме».      Третья ступень (блок «И»), состоящая из переходного отсека, бака горючего, бака окислителя, хвостового отсека и двигателя, установлена на центральном блоке и соединена с ним с помощью ферменной конструкции. Для обоих вариантов РН «Союз-2» блок «И» оснащается двига­тельной установкой, состоящей из четырехкамерного двигателя одно­кратного включения и четырех поворотных рулевых сопел, использу­емых для управления полетом по трем осям. Маршевый двигатель третьей ступени включается примерно за две секунды до отключения центрального блока. Газы, истекающие из сопел двигателя третьей ступени, непосредственно отделяют ступень от центрального блока. После отключения двигателя и отделения космического аппарата или разгонного блока с КА третья ступень выполняет маневр увода путем открытия дренажного клапана в баке горючего.