Циклон-3

Ракета-носитель «Циклон-3»

 

   Ракета-носитель (РН) «Циклон-3» (11К68) представляет собой трехступенчатую ракету легкого класса для запуска косми­ческих аппаратов различного назначения на низкие и средние круговые и эллиптические околоземные орбиты.

   Ракета космического назначения «Циклон-3» создана на базе двухступенча­той межконтинентальной баллистической ракеты (МБР) Р-36 (8К69). Постановление правительства о разработке носителя 11К68 вышло 2 января 1970 г. Летно-конструкторские испытания РН «Циклон-3» начались 24 июня 1977 г. на космодроме Плесецк. В штатную эксплуатацию ракета принята в 1979 году. За время летных испытаний и штатной эксплуатации осуществлен 121 пуск данного носителя. На различные околозем­ные орбиты выведено свыше 230 космических аппаратов (КА) военного и народнохозяйс­твенного назначения. Также проводились запуски КА в рамках программ международ­ного сотрудничества.

    Ракета «Циклон-3» выполнена по клас­сической схеме «тандем», все ее ступени соединены последовательно. Третья ступень выполнена в ампульном варианте, обеспе­чивающем длительное хранение ракеты в заправленном состоянии.

   Двигатели всех ступеней РН работают на самовоспламеняющемся, с высококипящими компонентами топливе: окислитель - азот­ный тетраоксид (AT); горючее - несиммет­ричный диметилгидразин (НДМГ).

   Важной особенностью РН «Циклон-3» явля­ется возможность двукратного запуска двига­теля третьей ступени в условиях невесомости, что существенно расширяет возможности запуска КА на различные орбиты.

   Система управления РН «Циклон-3» состоит из двух автономных систем: системы управ­ления первой и второй ступеней и системы управления третьей ступени. Первая обес­печивает предстартовую подготовку, старт и управление движением РН до момента отде­ления третьей ступени, вторая - управление полетом на последующих участках выведения КА на орбиту.

   Первая и вторая ступени РН «Цик­лон-3» (с учетом незначительных дора­боток) идентичны ступеням РН «Циклон-2» (11К69), разработанной на базе МБР Р-36.

   Первая ступень состоит из переход­ного отсека (переходника), бака окис­лителя, приборного отсека, бака горю­чего и хвостового отсека.

   Переходник представляет собой цилиндрический отсек клепаной конс­трукции, предназначенный для соеди­нения первой и второй ступеней.

   Приборный отсек предназначен для соединения бака окислителя и бака горю­чего первой ступени и размещения неко­торых приборов системы управления и телеизмерений. По конструкции он аналогичен переходнику.

   Баки окислителя и горючего по конс­трукции аналогичны и представляют собой цилиндрические обечайки, закры­тые с торцов сферическими днищами. Наддув топливных баков РН осущест­вляется продуктами сгорания самих компонентов топлива.

 


Основные характеристики ракеты-носителя

 

Стартовая масса, т

187

Габаритные размеры:

общая длина, м

39,3

диаметр, м

3,0

диаметр головного обтекателя, м

2,7

Количество ступеней

3

Система управления

автономная, инерциальная

Топливо на всех ступенях

жидкое, самовоспламеняющееся, с высококипящими компонентами (окислитель - AT, горючее - НДМГ)

Масса заправляемого топлива, т:

окислитель

123,9

горючее

49,5

Масса выводимой полезной нагрузки, т:

НKB = 200 км

3,6

HKD = 1000 км

2,5

Точность выведения:

на круговую орбиту высотой 600 км:

по высоте орбиты, км

±15

по периоду обращения, с

±5

на круговую орбиту высотой 1500 км:

по высоте орбиты, км

±25

по периоду обращения, с

±12

Максимальное количество КА, выводимых в одном пуске

6

Тип старта

наземный, автоматизированный

Уровень автоматизации предстартовой подготовки и пуска РН

100%

 

   В хвостовом отсеке цилиндрической формы размещается двигательная уста­новка ступени и ряд агрегатов, а также пневмогидравлическая система. На нем имеются четыре опоры, с помощью кото­рых РН устанавливается на пусковое устройство. Конструкция отсека - клепа­ная, аналогичная конструкции переход­ника и приборного отсека. На боковой поверхности хвостового отсека смон­тированы четыре обтекателя, в кото­рых размещены камеры рулевых двига­телей. В каждом из этих обтекателей располагается также пороховой тормоз­ной двигатель.

    Двигательная установка первой ступени состоит из маршевого РД-261 и рулевого РД-68М.

   Маршевый жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) РД-261 с турбонасосной системой подачи топлива разработан на НПО «Энергомаш» и выполнен по схеме без дожигания генераторного газа. Конструктивно этот шестикамерный двигатель состоит из трех одинаковых синхронно функционирующих блоков, собранных на общей раме и имеющих общую кабельную сеть. Каждый блок имеет две камеры, турбонасосный агре­гат (ТНА) с рамой, восстановительный газогенератор (ГГ), пороховой стартер, агрегаты автоматики и трубопроводы.

   Запуск всех трех блоков двигателя происходит синхронно примерно через две секунды после запуска рулевого двигателя. Первоначальная раскрутка ТНА осуществляется пороховыми стар­терами.

   Рулевой двигатель РД-68М разра­ботки ГКБ «Южное» (г. Днепропетровск, Украина) имеет турбонасосную систему подачи и выполнен по схеме без дожи­гания. Он включает в себя четыре пово­ротные камеры (угол поворота ± 42°), ТНА, восстановительный ГГ, пороховой стар­тер, агрегаты автоматики и трубопро­воды. Запуск и выключение - одноступен­чатые. Поворот камер осуществляется гидроприводами.

   Разделение ступеней обеспечива­ется за счет создания ускорения второй ступени работой рулевого двигателя и торможения отделяющейся части первой ступени срабатыванием РДТТ.


   Вторая ступень состоит из трех отсеков - приборного, топливного и хвостового.

   Приборный отсек клепаной конструк­ции из алюминиевых сплавов имеет кони­ческую форму.

Топливный отсек представляет собой цилиндрическую оболочку, снабжен­ную тремя сферическими днищами - верхним, промежуточным и нижним. Промежуточное днище делит объем топливного отсека на две полости - окис­лителя (верхнюю) и горючего (нижнюю). Наддув полостей в полете осуществля­ется от специальных газогенераторов.

    Хвостовой отсек клепаной конструк­ции аналогичен хвостовому отсеку первой ступени. В нем смонтированы двигательная установка (ДУ) и агрегаты пневмогидравлической схемы второй ступени.

    ДУ второй ступени также включает в себя два двигателя: маршевый РД-262 и рулевой РД-69М.

   Маршевый двигатель второй ступени РД-262 разработан НПО «Энергомаш». Конструктивно РД-262 представляет собой «высотный» вариант одного блока двигателя РД-261 и имеет две камеры с увеличенным соплом и ТНА, располо­женный между ними. С целью повыше­ния экономичности выхлопной патру­бок турбины заменен соплом. Истекая через сопло, отработавшие на турбине ТНА генераторные газы создают допол­нительную тягу.

   Рулевой двигатель второй ступени РД-69М разработки ГКБ «Южное» распо­ложен идентично рулевому двигателю первой ступени. Он имеет четыре пово­ротные камеры, ТНА, восстановительный ГГ, агрегаты автоматики, пиростартер. По конструкции он также аналогичен рулевому двигателю первой ступени.

Разделение второй и третьей ступе­ней «холодное» и обеспечивается торможением корпуса отделяющейся части второй ступени с помощью двух РДТТ.

   Третья ступень ракеты-носителя «Циклон-3» разработана в ампульном варианте на базе двигателя ГКБ «Южное» и состоит из рамы, топлив­ного и хвостового отсеков.

    Рама, к которой стыкуется КА, уста­навливается в верхней части ступени.

   Топливный отсек представляет собой тороидальный бак, состоящий из наружной и внутренней цилиндри­ческих обечаек и трех днищ - верхнего, среднего и нижнего. Среднее днище разделяет топливный отсек (ТО) на две полости - окислителя и горючего. Наддув топливных баков третьей ступени осуществляется гелием из шаробаллона высокого давления. Запуск двигатель­ной установки третьей ступени в невесо­мости обеспечивают сетчатые раздели­тели вблизи устройств забора топлива. Во внутренней полости, образованной топливным отсеком, размещен марше­вый ЖРД третьей ступени 11Д25.

Хвостовой отсек предназначен для размещения исполнительных органов системы управления с приводами и ЖРД малой тяги.

   Двигатель включает в себя камеру, ТНА, восстановительный ГГ, два пиростартера, систему выброса генератор­ных газов, раму, агрегаты автоматики и другие элементы. Все агрегаты ЖРД смонтированы на раме, которая крепится к нижнему шпангоуту бака горючего.

Создание управляющих усилий по всем каналам управления на участках работы основного двигателя третьей ступени обеспечивается перепуском генераторного газа после турбины через неподвижные сопла с помощью системы газораспределения. На пассивных учас­тках полета управляющие усилия созда­ются включением ЖРД малой тяги.

   Помимо маршевого двигателя, третья ступень РН «Циклон-3» снабжена спе­циальной жидкостной реактивной систе­мой управления (ЖРС 11Д75), предна­значенной для успокоения ступени с КА после отделения, ее ориентации и стаби­лизации в «свободном» полете и обеспе­чения запуска ее маршевого двигателя в условиях невесомости. Она работает на том же топливе, что и маршевый двига­тель ступени, и фактически представ­ляет собой ЖРД с вытеснительной подачей компонентов. В состав данной системы, питаемой из основных баков, входят десять неподвижных миниатюр­ных камер, пускоотсечные электрогидроклапаны, трубопроводы и элементы крепления на ступени. Восемь камер используются для обеспечения ориента­ции и стабилизации ступени по тангажу, рысканию и крену, а две - для созда­ния осевой перегрузки перед повтор­ным запуском маршевого ЖРД.

   Третья ступень и КА размещаются под головным обтекателем, который сбрасывается во время полета второй ступени после прохождения плотных слоев атмосферы. Для отделения КА используется энергия восьми пружин­ных толкателей.



Основные характеристики двигательной установки первой ступени

 

Параметр

РД-261

РД-68М

Тяга у Земли / в пустоте, кН

2364 / 2643

285 / 328

Удельный импульс тяги у Земли / в пустоте, Н с/кг

2645 / 2957

2492 / 2865

Соотношение компонентов

2,6

2,36

Масса двигателя (сухая), кг

1730

326

Давление в камере, МПа

8,33

6,57

Давление на срезе сопла, кПа

0,077

0,059

 

Основные характеристики двигательной установки второй ступени

 

Параметр

РД-262

РД-69М

Тяга в пустоте, кН

941

54,3

Удельный импульс тяги в пустоте, Н-с/кг

3116

2752

Соотношение компонентов

2,6

2,36

Масса двигателя (сухая), кг

725

120

Высота/ диаметр, м

2,68/2,59

0,9/3,35

 

Основные характеристики маршевого двигателя третьей ступени

 

Параметр

11Д25

Тяга в пустоте, кН

81,8

Удельный импульс тяги в пустоте, Н с/кг

3110

Соотношение компонентов

2,1

Время работы при однократном запуске, с

менее 130

Время работы при двукратном запуске, с

5-120

 

Ракетно-космический комплекс «Циклон»

 

    Наземный комплекс РН «Циклон-2» вклю­чает в себя две стартовые площадки, расположенные на космодроме Байконур. Первый пуск РН «Циклон-М» состоялся в октябре 1967 года. Комплекс для запусков ракеты-носителя «Циклон-3» расположен на космодроме Плесецк и включает две стар­товые площадки.

   В процессе проектирования были реали­зованы технические решения, позволившие уменьшить объем предпусковых операций ракеты-носителя при использовании возмож­ностей нового технического комплекса и мини­мизировать время на подготовку и осущест­вление пуска, который теперь производится в автоматическом режиме.

    Наземный комплекс «Циклон» состоит из стартового (СК) и технического комплексов (ТК).

 

Стартовый комплекс ракеты-носителя «Циклон-3»

 

   Стартовый комплекс обеспечивает опера­тивную подготовку и пуск ракеты-носителя в автоматическом режиме, управление техноло­гическим оборудованием с помощью системы дистанционного автоматического управле­ния, контроль за реализацией циклограммы подготовки.

   Комплекс не имеет послепусковых ремонтно-восстановительных работ стартового оборудования. Узлы и детали разового дейс­твия эвакуируются со стартового комплекса вместе с транспортно-установочным агре­гатом.

 

Стартовый комплекс включает:

 

Наземное технологическое оборудова­ние стартового комплекса предназначено для выполнения всех технологических опера­ций по проведению предстартовой подготовки, пуска РН «Циклон» с космичес­ким аппаратом и включает:

   Пусковое устройство (ПУ) предназна­чено для установки на него ракеты-носителя в вертикальном положении, подго­товки и пуска РН «Циклон-3». Пусковое устройство представляет собой стацио­нарный неповоротный стол с односкат­ным отражателем, устанавливаемым на общем фундаменте со стартовым сооружением.

   Подъемно-установочный агрегат (ПУА) предназначен для подъема РН в вертикальное положение, установки РН на пусковое устройство, отвода транспортно-установочного агрегата (ТУА) на безопасный угол и съема РН с пускового устройства при несостоявшемся пуске. Управление агрегатом осуществляется с центрального пульта системы дистан­ционного управления (СДУ) стартовым оборудованием.

   Агрегат автоматической стыковки коммуникаций (АСК) предназначен для автоматической стыковки и расстыковки заправочных и электрических коммуни­каций, а также коммуникаций термо­статирования и пожаротушения, разме­щенных на ТУА, с соответствующими коммуникациями наземных систем.

   Стыковка коммуникаций производится автоматически в процессе наезда транспортно-установочного агрегата на ПУА с помощью каретки.

 

АСК выполнен в виде трех отде­льных блоков:

   Управление агрегатом автоматичес­кой стыковки коммуникаций произво­дится с центрального пульта системы дистанционного управления стартовым оборудованием и местного пульта при выполнении регламентных работ.

  Транспортно-установочный агрегат предназначен для хранения и транспор­тировки собранной РН, ее установки на ПУ и снятия при несостоявшемся пуске. ТУА представляет собой четы­рехосную тележку на железнодорож­ном ходу. На раме агрегата смонтиро­ваны коммуникации заправки первой и второй ступеней РН компонентами топлива и сжатыми газами, воздуш­ные магистрали термостатирования и электрические кабели РН и КА, а также опоры с ложементами для укладки РН и опорное кольцо. Между ложементами рамы агрегата шарнирно закреплена кабель-мачта с электрическими кабе­лями, обеспечивающая связь с РН и КА после отвода ТУА на безопасный угол. Управление ТУА осуществляется с центрального пульта системы дистан­ционного управления.

   Система термостатирования РКН (РН и КА) предназначена для подачи воздуха с необходимой температурой в отсеки РКН. Она построена по принципу воздушного цикла термостатирования, не содержит токсичных, взрывоопасных и озоноразрушающих веществ и является экологически чистой. Управление термо- статированием отсеков РН осуществля­ется в автоматическом или дистанцион­ном режимах.

   Система заправки окислителем предназначена для приема, хранения и заправки окислителем носителя, а при несостоявшемся пуске - слива окис­лителя из РН. Заправка производится методом выдавливания окислителя сжатым воздухом. Управление систе­мой заправки производится в автома­тическом режиме от системы дистан­ционного управления заправкой.

    Система заправки горючим предна­значена для хранения, заправки горю­чим носителя, а при несостоявшемся пуске - слива горючего из РН. Заправка производится методом выдавливания горючего сжатым азотом. Управляется система в автоматическом режиме от системы дистанционного управления заправкой.

    Система дистанционного управле­ния заправкой предназначена для авто­матического и пооперационного управ­ления системами заправки горючим, окислителем и сжатыми газами при проведении заправки РН и техничес­ком обслуживании систем. Управление системой осуществляется с централь­ного пульта, размещенного на коман­дном пункте СК.

   Система дистанционного управления стартовым оборудованием предназна­чена для автоматического и поопера­ционного управления ТУА, ПУА, АСК и системой обеспечения сжатыми газами стартового оборудования и ракеты-носителя при подготовке ее к пуску и техни­ческом обслуживании оборудования.

   Размещенный на командном пункте центральный пулы предназначен для контроля за работой агрегатов старто­вого оборудования, а также дистанци­онного управления ими в автоматичес­ком и пооперационном режимах.

    Комплект аппаратуры проверки электроцепей предназначен для автомати­ческой проверки монтажа и величины сопротивления и целостности изоляции кабелей АСК и ТУА.

   Система централизованного конт­роля подготовки старта предназначена для выдачи информационно-директив­ных команд оператора систем, учас­твующих в подготовке и проведении пуска РН, а также приема информации о состоянии систем и агрегатов и о выпол­нении ими технологических операций.

 

Основные конструктивные особен­ности стартового комплекса РН «Цик­лон-3»:

Технический комплекс ракеты-носителя «Циклон-3»

 

Технический комплекс ракеты-носителя «Циклон-3» предназначен для проведения всех видов работ по хране­нию, обслуживанию и подготовке РН к пуску.

 

В состав технического комплекса входят:

 

К основным агрегатам технологи­ческого оборудования относятся: