Разработка РН «Циклон-2» A1К69) и «Циклон-3» A1К68) началась в августе 1965 года в соответствии с правительственным постановлением. Оно предусматривало создание двухступенчатого носителя на базе баллистической ракеты Р-36. Одновременно предусматривалась ее дальнейшая модернизация путем установки третьей ступени. Выбор в качестве базовой ракеты Р-36 был не случаен. Эта мощная ракета обеспечивала выведение головных частей на суборбитальные траектории и на орбиту ИСЗ, что позволяло решать задачу их доставки в Америку как через Северный, так и через Южный полюсы Земли. Это была «глобальная» ракета, по выражению тех лет.

Летно-конструкторские испытания двухступенчатого носителя начались в 1967 г. на космодроме Байконур. ЛКИ трехступенчатого носителя «Циклон-3» начались 24 июня 1977 года на космодроме Плесецк и продолжались до 12 февраля 1979 года. Для проведения этих испытаний и последующей эксплуатации были сооружены технический и стартовый комплексы с двумя пусковыми устройствами. Основные отличия данных комплексов от аналогичных комплексов на космодроме Байконур состоят в отсутствии башен обслуживания на старте, а также в наличии стационарного пункта заправки и последующей ампулизации третьей ступени ракеты. Его оборудование обеспечивает высокую степень автоматизации предстартовых операций при минимальном количестве участвующих в них людей (концепция «безлюдного» старта). При этом полностью исключается необходимость нахождения личного состава у пусковой установки с момента доставки ракеты-носителя и до момента ее старта, т. е. в период проведения наиболее опасных технологических операций (пристыковка и отстыковка наполнительных соединений, заправка и слив ракетного топлива). Первые ступени РН «Циклон-2» и «Циклон-3» практически полностью унифицированы. Конструктивно- компоновочная схема РН «Циклон-3» изображена на рис. 26. Все три ступени ракеты соединены последовательно. Ее длина 39,276 м, диаметр цилиндрической части 3,0 м. Стартовая масса РН до 191 т. Она способна выводить на орбиту высотой 200 км полезный груз массой до 4 т (РН «Циклон-2» - до 2,9 т).

Имеется возможность выводить на орбиту в одном пуске до шести КА. Разделение ступеней РН осуществляется по «полугорячей схеме». Сброс головного обтекателя производится во время работы второй ступени. Первая ступень (длина 18,9 м, диаметр 3,0 м) состоит из переходного отсека (переходника), бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. Переходник представляет собой цилиндрический отсек длиной 1 м клепаной конструкции, предназначенный для соединения первой и второй ступеней. Бак окислителя (длина 10,03 м) представляет собой цилиндрическую обечайку, закрытую с торцов сферическими днищами. Приборный отсек (длина 1,4 м) предназначен для соединения бака окислителя и бака горючего первой ступени и размещения некоторых приборов системы управления и телеизмерений. По конструкции он аналогичен переходнику. Бак горючего (длина 5,876 м) по конструкции аналогичен баку окислителя. Следует отметить, что эта конструкция также используется в баковых отсеках РН «Космос-ЗМ». Внутри бака горючего проходит расходная магистраль окислителя. Она заключена в тоннельную трубу, имеющую гофрированные ребра жесткости. По всей длине этого бака смонтировано шесть радиальных перегородок - успокоителей жидкости. Наддув баков окислителя и горючего осуществляется горячими газами. Для этого в составе рулевого двигателя ступени имеется окислительный газогенератор наддува и смеситель горючего, обеспечивающий снижение температуры восстановительного газа, вырабатываемого основным газогенератором данного двигателя путем его разбавления жидким компонентом - горючим. Хвостовой отсек цилиндрической формы обеспечивает размещение двигательной установки ступени и ряда агрегатов и ее пневмогидравлической системы. На нем также смонтированы четыре опоры, с помощью которых РН устанавливается на пусковое устройство.

Конструкция отсека - клепаная, аналогичная конструкции переходника и приборного отсека. В местах размещения опор имеется усиление. На боковой поверхности хвостового отсека смонтированы четыре обтекателя, в которых размещены камеры рулевых двигателей. В одном из этих обтекателей располагается также пороховой тормозной двигатель. Двигательная установка первой ступени состоит из маршевого РД-251 и рулевого РД-855. Тяга маршевого двигателя у Земли 2459 кН, в пустоте 2749 кН. Тяга рулевого соответственно 297 и 341 кН. Удельный импульс тяги РД-251 у Земли 2645 Н#с/кг, в пустоте 2957 Н • с/кг. Удельный импульс рулевого двигателя - соответственно 2492 и 2865 Н • с/кг. Оба двигателя работают на компонентах топлива: окислитель - азотный тетроксид, горючее - несимметричный диметилгидра- зин. Соотно�?ение компонентов в маршевом двигателе - 2,6, в рулевом двигателе - 1,96. Маршевый двигатель РД-251 с турбонасосной системой подачи разработан в НПО «Энергомаш» и выполнен по схеме без дожигания генераторного газа. Конструктивно этот шестикамерный двигатель состоит из трех одинаковых блоков, собранных на общей раме и имеющих общую кабельную сеть. Каждый блок имеет две камеры, ТНА с рамой, восстановительный ГГ, пороховой стартер, агрегаты автоматики и трубопроводы. Давление в камере 8,66 МПа, на срезе сопла 80 кПа. Сухая масса 1718 кг. Запуск всех трех блоков двигателя осуществляется синхронно примерно через две секунды после запуска рулевого двигателя. Раскрутка их ТНА осуществляется пороховыми стартерами. Рулевой двигатель РД-855 имеет турбонасосную систему подачи и выполнен по схеме без дожигания. Он включает в себя четыре поворотные камеры (угол поворота ±41°), ТНА, восстановительный ГГ, пороховой стартер, агрегаты автоматики и трубопроводы. Запуск и выключение - одноступенчатые. Поворот камер осуществляется гидроприводами.

Вторая ступень состоит из трех отсеков - приборного, топливного и хвостового. Приборный отсек клепаной конструкции из алюминиевых сплавов имеет коническую форму. Топливный отсек выполнен из сплава АМг-6 и представляет собой цилиндрическую оболочку длиной 5,544 м, снабженную тремя сферическими днищами - верхним, промежуточным и нижним. Промежуточное днище делит объем топливного отсека на две полости - окислителя (верхнюю) и горючего (нижнюю). Через полость горючего проходит расходный трубопровод окислителя. В полости окислителя установлены также устройства для демпфирования колебаний жидкости - сверху коническая оболочка и шесть радиальных перегородок вдоль образующей цилиндра. Наддув полостей в полете осуществляется от специальных газогенераторов. Хвостовой отсек - клепаной конструкции, аналогичен хвостовому отсеку первой ступени. В этом отсеке смонтированы двигательная установка и агрегаты ПГС второй ступени. На нижнем торцевом шпангоуте этого отсека имеется теплозащитный экран из титанового сплава. ДУ второй ступени также включает в себя два двигателя: маршевый РД-252 и рулевой РД-855. Они работают на аналогичных компонентах топлива: окислителе AT и горючем НДМГ. Маршевый двигатель второй ступени РД-252 разработан НПО «Энергома�?». Он имеет турбонасосную систему подачи и выполнен по схеме без дожигания. Его тяга в пустоте составляет 937 кН при удельном импульсе тяги 3116 Нфс/кг и соотношении компонентов 2,6. Масса сухого двигателя 723 кг, высота 2,04 м, диаметр 2,2 м. Время работы 60 с. ЖРД состоит из двух камер, ТНА, восстановительного ГГ, агрегатов автоматики, пиростартера, рамы и ряда других элементов. Камеры соединены специальной рамой, к которой крепится ТНА, расположенный горизонтально между камерами в области их критических сечений. Рулевой двигатель второй ступени РД-856 расположен идентично рулевому двигателю первой ступени. Он имеет четыре поворотные камеры, ТНА, восстановительный ГГ, агрегаты автоматики, пиростартер. По конструкции он также аналогичен рулевому ЖРД первой ступени. Тяга двигателя в пустоте 54,73 кН, удельный импульс тяги 2778 Н • с/кг. Третья ступень РН стыкуется со второй через переходник. К этому же переходнику стыкуется головной обтекатель. Таким образом, третья ступень РН «Цикл он-3» располагается под аэродинамическим обтекателем. Она состоит из рамы, топливного и хвостового отсеков. Рама устанавливается в верхней части ступени. К ней стыкуется КА. Топливный отсек представляет собой тороидальный бак, состоящий из наружной и внутренней цилиндрических обечаек и трех днищ - верхнего, среднего и нижнего. Все эти элементы выполнены из сплава АМг-6. Среднее днище разделяет топливный отсек (ТО) на две полости - окислителя и горючего. Внутри полостей установлены демпферы колебаний, заборные устройства и другая внутрибаковая арматура. Вблизи заборных устройств установлены сетчатые разделители для обеспечения запуска двигателя третьей ступени в невесомости. В объеме, образованном внутренней обечайкой ТО, размещается маршевый ЖРД третьей ступени РД-861. Хвостовой отсек предназначен для размещения исполнительных органов системы управления с их приводами и жидкостной реактивной системой. Двигатель РД-861 с турбонасосной системой подачи выполнен по схеме без дожигания генераторного газа. Этот небольшой двигатель разработан в КБ «Южное» под руководством В. Ф. Уткина. Он работает на тех же компонентах топлива: окислителе AT и горючем НДМГ. Тяга двигателя в пустоте 81,8 кН, удельный импульс 3110 Н • с/кг при соотношении компонентов 2,01, время работы при однократном запуске 118 с, при двукратном - 116 с. Двигатель включает в себя камеру, ТНА, восстановительный ГГ, 2 пиростартера, систему выброса генераторных газов, раму, агрегаты автоматики и другие элементы. Все агрегаты ЖРД смонтированы на раме, которая крепится к нижнему �?пангоуту бака горючего. Система выброса генераторных газов, отработавших на турбине ТНА, обеспечивает управление РН на участке полета третьей ступени по каналам тангажа, рыскания и крена. Она состоит из газопроводов, газораспределителей (клапанов перепуска) и восьми неподвижных газовых сопел - четырех по тангажу и рысканию и четырех по крену. Газовые сопла располагаются в хвостовом отсеке ступени. Сопла тангажа и рыскания расположены под углом 35° к продольной оси ступени. Оба запуска двигателя осуществляются с помощью пиростартеров (второй пиростартер для сохранения работоспособности во время первого включения двигателя охлаждается горючим). Перед повторным запуском внутренние полости двигателя продуваются гелием. Помимо маршевого двигателя третья ступень РН «Циклон-3» снабжена специальной жидкостной реактивной системой управления. Она предназначена 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 тех же КРТ, 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, пуско Разработка РН «Циклон-2» A1К69) и «Циклон-3» A1К68) началась в августе 1965 года в соответствии с правительственным постановлением. Оно предусматривало создание двухступенчатого носителя на базе баллистической ракеты Р-36. Одновременно предусматривалась ее дальнейшая модернизация путем установки третьей ступени. Выбор в качестве базовой ракеты Р-36 был не случаен. Эта мощная ракета обеспечивала выведение головных частей на суборбитальные траектории и на орбиту ИСЗ, что позволяло решать задачу их доставки в Америку как через Северный, так и через Южный полюсы Земли. Это была «глобальная» ракета, по выражению тех лет.

Летно-конструкторские испытания двухступенчатого носителя начались в 1967 г. на космодроме Байконур. ЛКИ трехступенчатого носителя «Циклон-3» начались 24 июня 1977 года на космодроме Плесецк и продолжались до 12 февраля 1979 года. Для проведения этих испытаний и последующей эксплуатации были сооружены технический и стартовый комплексы с двумя пусковыми устройствами. Основные отличия данных комплексов от аналогичных комплексов на космодроме Байконур состоят в отсутствии башен обслуживания на старте, а также в наличии стационарного пункта заправки и последующей ампулизации третьей ступени ракеты. Его оборудование обеспечивает высокую степень автоматизации предстартовых операций при минимальном количестве участвующих в них людей (концепция «безлюдного» старта). При этом полностью исключается необходимость нахождения личного состава у пусковой установки с момента доставки ракеты-носителя и до момента ее старта, т. е. в период проведения наиболее опасных технологических операций (пристыковка и отстыковка наполнительных соединений, заправка и слив ракетного топлива). Первые ступени РН «Циклон-2» и «Циклон-3» практически полностью унифицированы. Конструктивно- компоновочная схема РН «Циклон-3» изображена на рис. 26. Все три ступени ракеты соединены последовательно. Ее длина 39,276 м, диаметр цилиндрической части 3,0 м. Стартовая масса РН до 191 т. Она способна выводить на орбиту высотой 200 км полезный груз массой до 4 т (РН «Циклон-2» - до 2,9 т).

Имеется возможность выводить на орбиту в одном пуске до шести КА. Разделение ступеней РН осуществляется по «полугорячей схеме». Сброс головного обтекателя производится во время работы второй ступени. Первая ступень (длина 18,9 м, диаметр 3,0 м) состоит из переходного отсека (переходника), бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. Переходник представляет собой цилиндрический отсек длиной 1 м клепаной конструкции, предназначенный для соединения первой и второй ступеней. Бак окислителя (длина 10,03 м) представляет собой цилиндрическую обечайку, закрытую с торцов сферическими днищами. Приборный отсек (длина 1,4 м) предназначен для соединения бака окислителя и бака горючего первой ступени и размещения некоторых приборов системы управления и телеизмерений. По конструкции он аналогичен переходнику. Бак горючего (длина 5,876 м) по конструкции аналогичен баку окислителя. Следует отметить, что эта конструкция также используется в баковых отсеках РН «Космос-ЗМ». Внутри бака горючего проходит расходная магистраль окислителя. Она заключена в тоннельную трубу, имеющую гофрированные ребра жесткости. По всей длине этого бака смонтировано шесть радиальных перегородок - успокоителей жидкости. Наддув баков окислителя и горючего осуществляется горячими газами. Для этого в составе рулевого двигателя ступени имеется окислительный газогенератор наддува и смеситель горючего, обеспечивающий снижение температуры восстановительного газа, вырабатываемого основным газогенератором данного двигателя путем его разбавления жидким компонентом - горючим. Хвостовой отсек цилиндрической формы обеспечивает размещение двигательной установки ступени и ряда агрегатов и ее пневмогидравлической системы. На нем также смонтированы четыре опоры, с помощью которых РН устанавливается на пусковое устройство.

Конструкция отсека - клепаная, аналогичная конструкции переходника и приборного отсека. В местах размещения опор имеется усиление. На боковой поверхности хвостового отсека смонтированы четыре обтекателя, в которых размещены камеры рулевых двигателей. В одном из этих обтекателей располагается также пороховой тормозной двигатель. Двигательная установка первой ступени состоит из мар�?евого РД-251 и рулевого РД-855. Тяга маршевого двигателя у Земли 2459 кН, в пустоте 2749 кН. Тяга рулевого соответственно 297 и 341 кН. Удельный импульс тяги РД-251 у Земли 2645 Н#с/кг, в пустоте 2957 Н • с/кг. Удельный импульс рулевого двигателя - соответственно 2492 и 2865 Н • с/кг. Оба двигателя работают на компонентах топлива: окислитель - азотный тетроксид, горючее - несимметричный диметилгидра- зин. Соотношение компонентов в маршевом двигателе - 2,6, в рулевом двигателе - 1,96. Маршевый двигатель РД-251 с турбонасосной системой подачи разработан в НПО «Энергомаш» и выполнен по схеме без дожигания генераторного газа. Конструктивно этот шестикамерный двигатель состоит из трех одинаковых блоков, собранных на общей раме и имеющих общую кабельную сеть. Каждый блок имеет две камеры, ТНА с рамой, восстановительный ГГ, пороховой стартер, агрегаты автоматики и трубопроводы. Давление в камере 8,66 МПа, на срезе сопла 80 кПа. Сухая масса 1718 кг. Запуск всех трех блоков двигателя осуществляется синхронно примерно через две секунды после запуска рулевого двигателя. Раскрутка их ТНА осуществляется пороховыми стартерами. Рулевой двигатель РД-855 имеет турбонасосную систему подачи и выполнен по схеме без дожигания. Он включает в себя четыре поворотные камеры (угол поворота ±41°), ТНА, восстановительный ГГ, пороховой стартер, агрегаты автоматики и трубопроводы. Запуск и выключение - одноступенчатые. Поворот камер осуществляется гидроприводами.

Вторая ступень состоит из трех отсеков - приборного, топливного и хвостового. Приборный отсек клепаной конструкции из алюминиевых сплавов имеет коническую форму. Топливный отсек выполнен из сплава АМг-6 и представляет собой цилиндрическую оболочку длиной 5,544 м, снабженную тремя сферическими днищами - верхним, промежуточным и нижним. Промежуточное днище делит объем топливного отсека на две полости - окислителя (верхнюю) и горючего (нижнюю). Через полость горючего проходит расходный трубопровод окислителя. В полости окислителя установлены также устройства для демпфирования колебаний жидкости - сверху коническая оболочка и шесть радиальных перегородок вдоль образующей цилиндра. Наддув полостей в полете осуществляется от специальных газогенераторов. Хвостовой отсек - клепаной конструкции, аналогичен хвостовому отсеку первой ступени. В этом отсеке смонтированы двигательная установка и агрегаты ПГС второй ступени. На нижнем торцевом шпангоуте этого отсека имеется теплозащитный экран из титанового сплава. ДУ второй ступени также включает в себя два двигателя: маршевый РД-252 и рулевой РД-855. Они работают на аналогичных компонентах топлива: окислителе AT и горючем НДМГ. Маршевый двигатель второй ступени РД-252 разработан НПО «Энергомаш». Он имеет турбонасосную систему подачи и выполнен по схеме без дожигания. Его тяга в пустоте составляет 937 кН при удельном импульсе тяги 3116 Нфс/кг и соотно�?ении компонентов 2,6. Масса сухого двигателя 723 кг, высота 2,04 м, диаметр 2,2 м. Время работы 60 с. ЖРД состоит из двух камер, ТНА, восстановительного ГГ, агрегатов автоматики, пиростартера, рамы и ряда других элементов. Камеры соединены специальной рамой, к которой крепится ТНА, расположенный горизонтально между камерами в области их критических сечений. Рулевой двигатель второй ступени РД-856 расположен идентично рулевому двигателю первой ступени. Он имеет четыре поворотные камеры, ТНА, восстановительный ГГ, агрегаты автоматики, пиростартер. По конструкции он также аналогичен рулевому ЖРД первой ступени. Тяга двигателя в пустоте 54,73 кН, удельный импульс тяги 2778 Н • с/кг. Третья ступень РН стыкуется со второй через переходник. К этому же переходнику стыкуется головной обтекатель. Таким образом, третья ступень РН «Цикл он-3» располагается под аэродинамическим обтекателем. Она состоит из рамы, топливного и хвостового отсеков. Рама устанавливается в верхней части ступени. К ней стыкуется КА. Топливный отсек представляет собой тороидальный бак, состоящий из наружной и внутренней цилиндрических обечаек и трех днищ - верхнего, среднего и нижнего. Все эти элементы выполнены из сплава АМг-6. Среднее днище разделяет топливный отсек (ТО) на две полости - окислителя и горючего. Внутри полостей установлены демпферы колебаний, заборные устройства и другая внутрибаковая арматура. Вблизи заборных устройств установлены сетчатые разделители для обеспечения запуска двигателя третьей ступени в невесомости. В объеме, образованном внутренней обечайкой ТО, размещается маршевый ЖРД третьей ступени РД-861. Хвостовой отсек предназначен для размещения исполнительных органов системы управления с их приводами и жидкостной реактивной системой. Двигатель РД-861 с турбонасосной системой подачи выполнен по схеме без дожигания генераторного газа. Этот небольшой двигатель разработан в КБ «Южное» под руководством В. Ф. Уткина. Он работает на тех же компонентах топлива: окислителе AT и горючем НДМГ. Тяга двигателя в пустоте 81,8 кН, удельный импульс 3110 Н • с/кг при соотношении компонентов 2,01, время работы при однократном запуске 118 с, при двукратном - 116 с. Двигатель включает в себя камеру, ТНА, восстановительный ГГ, 2 пиростартера, систему выброса генераторных газов, раму, агрегаты автоматики и другие элементы. Все агрегаты ЖРД смонтированы на раме, которая крепится к нижнему шпангоуту бака горючего. Система выброса генераторных газов, отработавших на турбине ТНА, обеспечивает управление РН на участке полета третьей ступени по каналам тангажа, рыскания и крена. Она состоит из газопроводов, газораспределителей (клапанов перепуска) и восьми неподвижных газовых сопел - четырех по тангажу и рысканию и четырех по крену. Газовые сопла располагаются в хвостовом отсеке ступени. Сопла тангажа и рыскания расположены под углом 35° к продольной оси ступени. Оба запуска двигателя осуществляются с помощью пиростартеров (второй пиростартер для сохранения работоспособности во время первого включения двигателя охлаждается горючим). Перед повторным запуском внутренние полости двигателя продуваются гелием. Помимо маршевого двигателя третья ступень РН «Циклон-3» снабжена специальной жидкостной реактивной системой управления. Она предназначена 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 тех же КРТ, 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, пускоотсеч- ные 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.

При создании ракетно-космического комплекса «Циклон» были внедрены новые подходы к организации работ по подготовке к пуску РН. Это вывело отечественное космическое ракетостроение в середине 60-х годов на новый качественный уровень. Уровень автоматизации по циклу предстартовой подготовки и пуска РН «Циклон-2» и «Циклон-3» составляет 100%, а в целом по работам на комплексе - не менее 80%.

отсечные 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.

При создании ракетно-космического комплекса «Циклон» были внедрены новые подходы к организации работ по подготовке к пуску РН. Это вывело отечественное космическое ракетостроение в середине 60-х годов на новый качественный уровень. Уровень автоматизации по циклу предстартовой подготовки и пуска РН «Циклон-2» и «Циклон-3» составляет 100%, а в целом по работам на комплексе - не менее 80%.