Користувач:Naelsia/С5М
С5М (індекс ГРАУ 11С683) - третій ступінь РН Циклон-3. Використовувався для запуску КА різного призначення (таких як Метеор, Океан, Космос), в тому числі і по програмам міжнародного співробітництва (Аркад, Магіон, Іонозонд).(1,245)
який призначений запусків автоматичних космічних апаратів наукового, прикладного, комерційного та військового призначення на кругові та еліптичні орбіти у діапазоні висот від 150 до 10000 км.(6)
Запуски космічних апаратів здійснюються двома базовими трасами на орбіти нахилом 82.5 і 73.6 градусів.(6)
На потрібну початкову орбіту космічний апарат виводиться за допомогою третього ступеня. У її конструкції при проектуванні були закладені широкі можливості реалізації енергетично оптимальних траєкторій виведення КА на задані орбіти, як кругові, так і еліптичні з будь-яким необхідним положенням перигею. З цією метою передбачені можливості з керування часом, тривалістю та кількістю включень двигуна ступеня.(6)
Для запуску використовує космодром "Плєсєцк".
Може доставляти КА масою 3,6 т на орбіту 200*200*74 град (1, 249)
Маса корисного вантажу на орбіти
200 км 65 град 4 т
200 км 90 град 3,6 т
3500 км 65 град 1,55 т
3500 км 90 град 1,27 т (1,252)
Наприкінці 60-х почалася розробка ще одного, потужнішого носія з урахуванням ракети Р-36 орбітального варіанта. Він отримав індекс 11К68 і складався з двох щаблів, аналогічних щаблях РН 11К69, і третього ступеня С5М нової розробки. Цей ступінь був розроблений з використанням технічних рішень, реалізованих на орбітальному відсіку ракети 8К69. Двигун ОГЧ було доопрацьовано під дворазовий запуск. Паливний відсік також був прийнятий тороїдальним із збільшеним об'ємом для розміщення понад 3 т висококиплячих компонентів палива. РН 11К68, названа пізніше «Циклон-3», була використана в 1980 р. з КА «Целіна-Д», також розробленим КБ «Південне». Надалі КРК "Циклон-3" приймався в експлуатацію у складі космічних комплексів "Метеор", "Мусон", "Стріла". У зв'язку з необхідністю запуску одночасно шести супутників «Стріла» розробником була модернізована система управління щаблі С5М. Усього проведено 122 пуски РН 11К68, які підтвердили її високу надійність.(4)
Ще 1962 року ЦНДІмаш запропонував використати тільки що прийняті на озброєння ракети Р-16 для запусків метеорологічних ШСЗ «Метеор». Проте було ухвалено рішення для цих цілей доопрацювати PH «Схід». Але за кілька років ситуація змінилася. Починаючи з 1969 року планувалося зняття з бойового чергування Р-16 з терміном гарантійного зберігання, що минув. У цьому випадку пропозиція Янгеля обіцяла величезний економічний ефект. За його задумом такі МБР одразу прямують на полігон, де до них пристикується заправлений паливом додатковий щабель з космічним апаратом і бойова ракета перетворюється на ракету-носій. Пропозицію Янгеля ухвалили, але частково. У липні 1967 року Рада Міністрів СРСР приймає постанову про використання носія, що розробляється на базі Р-36, для запусків КА серії «Космос» і «Метеор». А в серпні 1968 року в тактико-технічному завданні було конкретизовано, що на основі ракети Р-36 створюються два носії: двоступінчастий — для вирішення завдань, визначених постановою 1965 року, та триступеневий — як універсальний носій легкого класу. (10)
Розвитком лінії 8К67-8К69-11К67-11К69 стала ракета-носій 11К68, розроблена на підставі Постанови ЦК КПРС та РМ СРСР від 20 червня 1970 N 570-188 з використанням універсального ступеня С5М. Це було останнє спільне дітище у сфері створення ракет-носіїв КА двох керівників організацій: Генерального конструктора ОКБ-586 академіка М.К.Янгеля та Генерального директора "Південного машинобудівного заводу" А.М.Макарова. Триступенева з послідовним розподілом щаблів ракета-носій 11К68 була скомпонована з двоступінчастої ракети 11К69 (без КА і головного обтічника) і "універсальної щаблі С5М", яка була прискорювачем третього ступеня нової ракети-носія. Основна ідея творців цієї РН полягала в тому, що її параметри вибиралися таким чином, щоб масово-габаритні характеристики сходинки разом з КА та головним обтічником, її початкова тяговооруженность були порівняні з характеристиками орбітальної головної частини глобальної ракети. Це дозволяло використовувати без особливих доопрацювань у заводських умовах більшість типів бойових балістичних ракет, створених на "Південмашзаводі", хоча енергетичні можливості нових носіїв виявлялися дещо нижчими за максимально можливі.(5)
РМ СРСР своєю Постановою від 21 червня 1967 року N 715-240 зобов'язав промисловість та МО СРСР використовувати ракету-носій 11К64, що розробляється на базі Р-16 (8К64) з додатковим ступенем С5М, для запусків КА серії "Космос" та "Метеор". Однак у серпні 1968 року було прийнято згадувану вище Постанову, яка зобов'язувала на основі ракети ОР-36М створити дві ракети-носія: двоступінчастий носій (11К69) – для вирішення завдань, визначених у серпні 1965 року, та триступеневий (11К68) – легкого класу. У 1980 році ракета-носій 11К68 отримала назву "Циклон". З огляду на історію створення цієї ракети-носія, доцільно називати її - носій "Циклон-3", а двоступінчасту ракету-носій 11К69 - носій "Циклон-2". Льотно-конструкторські випробування "Циклон-2" проходили з 24 червня 1977 року по 12 лютого 1979 року на 53 НДІП МО. Усього було шість пусків, і виконати заплановану програму випробувань вдалося достроково. Ракета-носій 11К68 ("Циклон-3") має такі характеристики. Стартова маса (без КА) - 185 т. Маса корисного вантажу, що виводиться на кругові орбіти з висотами і нахилом 200 км і 65 º, 200 км і 90 º, 3500 км і 65 º, 3500 км і 90 º, дорівнює, відповідно, 4 т ,6 т, 1,55 т і 1,27 т. Маса конструкції РН в цілому 11,2 т, прискорювача першого ступеня 6,3 т, - другого ступеня 3,5 т, - третього ступеня (С5М) -1,4 т. Довжина РН (без головного обтічника/з головним обтічником) - 32,2/39,27 м. Максимальний діаметр першого і другого ступенів - 3 м, третього - 2,7 м. Маса палива, що заправляється, на першому ступені - 121,2 т, другого ступеня - 49,1 т, третього ступеня 3,2 т. Склад маршової рухової установки та основні характеристики двигунів для першого та другого щаблів такі ж, як і для відповідних щаблів РН 11К69. Двигун третього ступеня 11Д25 має тягу в порожнечі 7,96 тс та питомий імпульс у порожнечі 314,4 с. Польотна надійність (на 1 січня 1993 року) 0,968, тобто дещо нижче, ніж у РН 11К69. У січні 1980 року новий комплекс із ракетою-носієм 11К68 було прийнято в експлуатацію. Зазначені комплекси з ракетами-носіями 11К69 та 11К68 після завершення льотно-конструкторських випробувань прийняті на озброєння Міністерством Оборони СРСР для вирішення цільових завдань та функціонують дотепер.(5)
У серпні 1965 року на підставі урядової постанови №651-244 у КБ "Південне" було розгорнуто роботи зі створення двоступінчастого носія "Циклон-2" (інша назва - "Циклон-М") для запусків космічних об'єктів на низьку навколоземну орбіту. Одночасно велися дослідження щодо розширення можливостей нового носія шляхом встановлення додаткового третього ступеня. Через два роки офіційно було розпочато роботи зі створення триступеневої ракети-носія "Циклон-3", що складається з ракети-носія (РН) "Циклон-2" та універсального ступеня С5М (Постанова Ради Міністрів СРСР від 21 липня 1967 року №715-240) ). Універсальний ступінь С5М призначений для транспортування космічних апаратів (КА) на високі навколоземні орбіти і спочатку передбачалося за допомогою використовувати балістичні ракети Р-14, Р-16 і Р-36 для запусків КА без доробок ракет в заводських умовах. За задумом М.ЯНГЕЛЯ ракети, що знімаються з бойового чергування, прямували б відразу на полігон, де до них пристиковувався заправлений паливом додатковий щабель з космічним апаратом і бойові ракети використовувалися б для запусків наукових, народногосподарських та військових КА. Літні випробування "Циклону-3" проходили на космодромі "Плесецьк" з 24 червня 1977 року по 12 лютого 1979 року. Усього було проведено 6 пусків, під час яких вдалося достроково виконати намічену програму випробувань. Новий ракетний комплекс був готовий замінити два старі - "Космос-3" і "Схід", але тільки в січні 1980 року було прийнято постанову РМ СРСР про прийняття комплексу в експлуатацію. Довгий час новий ракетний комплекс фактично залишався без роботи. Тільки в 1984 році на нього були повністю переведені завдання із запусків КА, які до цього вирішувалися за допомогою РН "Схід". В даний час РН "Циклон-3" використовується менше ніж на половину своїх можливостей. З її допомогою на середньовисотні приполярні орбіти виводяться космічні апарати "Метеор", "Океан", "Мусон" та АУОС, а також запускаються космічні апарати на користь забезпечення національної безпеки та оборони Росії. На 4 жовтня 1993 року проведено 106 пусків, їх 102 повністю успішних (96.23 відсотка).(6)
Історія починається 2 січня 1970 року, коли було прийнято постанову про розробку трьохступеневого варінту РН на базі Циклон-2 з третім ступенем С5М. Льотно-конструкторські випробування проходили з 24.06.1977 по 12.02.1979 (6 пусків) на космодромі Плесецк. В ході ЛКВ в 1980 році Циклон-3 був прийнятий в експлуатацію.(1, 244)
Третій ступінь з самого початку створювався ампулюзованим, з великим терміном збереження в заправленому вигляді.(1, 249)
24.12.2014 з пускової установки 2 космодрома Плесецк було запущено 2 українські КА, але через відхилення в роботі третього ступеню вони вийшли на нерозрахункову орбіту. (1,252)
Всього було здійснено 122 пуски, з яких 5 було аварійним, а в 3 КА були виведені на нерозрахункові орбіти.(1,252)
Афанасьев «Новая жизнь ракетно-космического комплекса «Циклон-2», журнал «Новости космонавтики» N 10, 2004 г - подивитись
В орбітальному варіанті (ракета 8К69) до складу орбітальної головної частини ракети (ОГЧ) крім бойової головної частини входить відсік управління. Тут розміщено рухову установку та прилади системи управління для орієнтації та стабілізації ГЧ. Гальмівний двигун ОГЧ – однокамерний. Його турбонасосний агрегат запускається від порохового стартера. Двигун працює на тих же компонентах палива, що двигуни ракети. Стабілізацію ОГЧ по тангажу та нишпоренню на ділянці активного гальмування при спуску з орбіти виконують чотири нерухомі сопла, що працюють на вихлопних газах турбіни. Подача газу в сопла регулюється дросельними пристроями. Стабілізацію по крену здійснюють чотири тангенційно розташовані сопла. Система управління, орієнтації та стабілізації ОГЧ – автономна інерційна. Вона доповнена радіовисотоміром, який контролює висоту орбіти двічі – на початку орбітальної ділянки та перед подачею гальмівного імпульсу. Гальмівний двигун встановлений у центральній частині відсіку управління всередині тороїдального паливного модуля. Прийнята форма паливних ємностей дозволила зробити компонування відсіку оптимальним та знизити масу його конструкції. Усередині паливних ємностей для надійності запуску та роботи двигуна в стані невагомості встановлені розділові сітки та перегородки, що забезпечують надійну безкавітаційну роботу насосів двигуна. Гальмівна рухова установка створює імпульс, переводячи ОГЧ з орбітальної траєкторії на балістичну. ОГЧ при бойовому чергуванні зберігається, як і ракета, у заправленому стані. Надійність запуску та роботи гальмівної рухової установки відпрацьовувалася на літаючій лабораторії штучної невагомості в літаку Ту-16. Тривалість періоду невагомості у літаку становила приблизно 12 с. Таким чином було створено та відпрацьовано тороїдальний паливний модуль з установкою рідинного ракетного двигуна у внутрішній циліндричній порожнині торового кільця баків. Цей модуль із встановленим у ньому двигуном став основною частиною відомого ампулізованого ракетного прискорювача - ступеня С5М.(5)
Третій ступінь РН "Циклон-3" є практичною реалізацією проекту універсального ступеня С5М. Вона виконана в ампульному варіанті, що забезпечує її тривале зберігання у заправленому стані. Для зменшення зовнішніх габаритів щаблі її рухова установка встановлена всередині тороїдального паливного відсіку. На щаблі встановлена своя власна автономна інерційна система керування, яка пов'язана з системою керування першого та другого щаблів лише через систему узгодження осей гіроприладів. Необхідна ув'язка роботи обох систем управління забезпечується шляхом обміну мінімальною кількістю команд та сигналів.(6)
Розгінний блок С5М складається з приладного контейнера, ємності з гелієм, бака окислювача, бака пального, рухової установки, хвостового відсіку і рами корисного навантаження. Приладовий контейнер виконаний у вигляді тороподібної герметичної оболонки, що має майже прямокутний поперечний переріз. Зовнішній діаметр цієї оболонки становить 2,2 м, висота - 0,8 м. Внутрішній діаметр оболонки дорівнює 0,8 м. Оболонка зварена, усередині має раму для розміщення на ній приладів системи керування. На верхній напівоболонці контейнера встановлена кільцева рама корисного навантаження заввишки 0,2 м і діаметром 0,8 м. Усередині циліндричної порожнини приладового контейнера змонтований шар-балон, що має діаметр 0,6 м. Балон закріплений на конусоподібній рамі на її меншому передньому шпан . Рама встановлена на внутрішньому розпірному шпан гоуті торообразного бака окислювача за допомогою заднього шпангоуту, що має діаметр 0,8 м. Тороподібні паливні баки утворюють паливний відсік з суміщеним днищем, що розділяє відсік на передній бак окислювача і задній бак. Топливний відсік має переднє днище баку окислювача і заднє днище баку пального. Висота днищ становить -0,2 м, ширина паливного відсіку - -0,6 м. Усередині баків встановлені апарати системи наддуву, контролю рівня палива, ДПК, демпфери коливань. На задньому днищі бака окислювача встановлені сифонний забірний пристрій, витратний трубопровід окислювача, який виведений на внутрішню поверхню бака. На задньому днищі бака пального є профільований забірний пристрій, витратний трубопровід пального, спрямований по осі блоку, надалі він загинається практично на 180° і прямує до двигуна. Над забірними пристроями баків встановлені сітчасті роздільники, що перешкоджають догляду рідини від забірних пристроїв при польоті РН в умовах невагомості за рахунок поверхневого натягу сил на комірках сітки. Усі силові елементи паливного відсіку виготовлені зі сплаву АМг6. В утвореному внутрішніми стінками баків тороїдального паливного відсіку об'ємі діаметром 0,8 м нерухомо встановлений маршовий двигун 11Д25, тяга якого в порожнечі дорівнює 79,6 кН. На задньому розпірному шпан гоуті бака пального закріплений хвостовий відсік, утворений двома конічними оболонками. Передній конус має меншу основу, діаметр якого дорівнює 2,2 м, і висоту 0,4 м. Конус закінчується заднім шпангоутом діаметром 2,2 м. Шпангоут є стикувальним (з його допомогою забезпечується з'єднання з переднім торцевим шпангоутом останнього ступеня РН). Крім того, до шпангоуту приварено задній зворотний конус хвостового відсіку, що має висоту 0,4 м і задню меншу основу діаметром 2 м. Відсік має задній торцевий шпангоут, на якому закріплена торцева діафрагма з круглим центральним від верстям для проходу сопла двигуна. Діафрагма покрита теплоізоляцією для захисту її від впливу гарячих газів, що витікають із сопла. На задньому торцевому шпан гоуті розміщені газові сопла системи викиду генераторного газу, який відпрацював на турбіні ТНА. Ця система складається з газоводів, газорозподільників (клапанів перепуску) і восьми нерухомих газових сопел: чотирьох, що забезпечують управле1 - рама ПН; 2 - nриборний контейнер; 3 – балон з гелієм; 4 - головний обтічник; 5 - бак «О • (АТ); 6-маршовий двигун ЖРД РД-861; 7 - бак "Г" (НДМГ); 8 – хвостовий відсік; 9 - нерехідний відсік 2-ї стуnенія по тен гажу і нишпоренню, і чотирьох - по крену. Сопла тан гажа і нишпорення розташовані під кутом зз град до поздовжньої осі РБ (сопла крену встановлені попарно в площині стабілізації і 1-111 двома блоками). Сопла в кожному блоці спрямовані в різні сторони щодо до кола поперечного перерізу хвостового відсіку. Система викиду генераторного газу варта управління положенням РБ при польоті на АУТ РБ. Крім маршового двигуна до складу рухової установки РБ входить спеціальна рідинна реактивна система. Вона призначена для стабілізації РБ після відокремлення його від РН, орієнтації та стабілізації при польоті на ПУТ, а також для запуску маршового ЗРД в умовах невагомості. Основними елементами та системами є десять нерухомих камер малої тяги, що працюють на основних компонентах палива (ОКП) у короткочасному або імпульсному режимах включення. Для включення камер використовуються пусковідсічні електрогідроклапани (ЕГК). Паливо в ЕГК подається трубопроводами з основних баків під дією газу наддуву (гелію). Камери закріплені на задньому торцевому пангоуті хвостового відсіку. Вісім камер використовуються для керування положенням РБ і стабілізації по каналах тан гажу, нишпорення і крену, а дві - для створення осьового навантаження перед повторним запуском маршового двигуна в умовах невагомості. (2,393)
Дійсно, паливні баки КС С5М виконані тороїдальними зі значним діаметром (2,7 м) та порівняно невеликою висотою (1,6 м), що зумовлює велику вільну поверхню та малу глибину рідини. Для усунення дестабілізуючого впливу рідини в баки пального та окислювача С5М було встановлено по 12 радіальних перегородок із закріпленими на них демпфуючими елементами. Введення додаткових конструкцій у баки несприятливо відбивається на вагових та енергетичних характеристиках КС (3).
Третій ступінь розділяється з другим холодним методом, другий ступінь гальмується за допомогою РДТП.(1, 249) Розділення відбувається за допомогою 4 пружинних штовхачів(?). Скидання головного обтічника (ГО), ***закріленого за нижній шпангоут третього ступеню***, відбувається під час роботи другого ступеню (2,128)
Паливний бак представляє з себе тороїдальний бак з суміщеним днищем, що утворює в відсіку дві порожнини - окисника та пального. (2,128)
У отворі паливних баків розміщено двигун РД-261 (11Д25) (2,129)
Має власну автономну систему управління ступенем, яка пов'язана з іншою (для першого та другого ступенів разом) тільки через систему узгодження осей гіроприборів. Була розроблена Київським радіозаводом (1, 249)
На відміну від перших двох ступенів, третій ступінь був нової розробки, на базі двигуна РД-861.
Характеристика ступеню
Загальна довжина 3,86 м
Діаметр баків 2,26 м
Тип ДУ Однокамерний маршовий двигун РД-861 розробки КБ "Південне"
Тяга двигуна 78,8 кН
Час роботи ДУ 126 с
Стартова маса 4,63 т
Суха маса 1,407 т (1, 248)
Характристики ступеню (2раз)
Маса конструкції 1,4 т
Маса палива 3,2 т
Довжина 3,16 м
Діаметр 2,4 м
Двигун РД-861
Тяга двигуна в пустоті 8,33 тс
Питомий імпульс в пустоті 317 с (1,253)
Двигун третього ступеню може здійснювати два ввімкнення під час польоту.
Для управління ступенем під час роботи ДУ використовується 8 нерухомих сопел газогенератора.(1,249)
Управління польотом здійснюється перерозподілом вихлопних газів турбіни між стаціонарними рульовими соплами (2,129)
Для орієнтації на ділянці польоту з вимкненим РРД використовується 10 РРД малої тяги. (1, 249)
Для забезпечення запуску в умовах невагомості, в паливних баках установлено сітчасті роздільники(?), а перед повторним запуском використовується блок забезпечення запуску (БЗЗ), який створює повздовжнє прискорення для переміщення палива до заборного присторою.(1,249)
Окрім маршового двигуна 11Д25, третій ступінь має спеціальну Рідинну реактивну систему управління, призначену для заспокоєння ступеню з КА після розділення, орієнтації та стабілізації в свободному польоті, а також забезпечення запуску маршового двигуна в умовах невагомості (2,129)
Система управління представляє з себе РРД з витискальною системою подачі. Вона живиться паливом з основних баків, має 10 мініатюрних нерухомих камер згорання, 8 камер використовуються для орієнтації та стабілізації по тангажу, рисканню та крену, 2 для створення повздовжнього прискорення перед ввімкненням маршового двигуна. (2,129)
Пізніше схожа схема застосовуватиметься на третьому ступені Циклон-4 та другому ступені Циклон-4М.(без джерела, я сам джерело)
Максимальне осьове перевантаження 12, поперечне 1,5.
Точність по висоті +- 25 км, по періоду обертання +-12 с, по нахилу +-5 км.
Погодні обмеження для запуску температура -40 до +50 град, швидкість вітру 20 м/с.(1, 254)
На стартовій позиції, що складається з двох однакових пускових пристроїв, проводиться передстартова підготовка до пуску та пуску РН у будь-яку пору року та доби, у будь-яких метеорологічних умовах (дощ, сніг, град, туман, пил), при температурі навколишнього повітря від -40oC до +50oC та швидкості вітру біля землі до 20 м/с.(6)
Хвостовий відсік має форму усіченого конусу, де розміщуються виконавчі органи системи керування та рідинної раективної системи.
Маршовий двигун 11Д25 з турбонасосною системою подачі палива, виконаний по схемі без допалювання генераторного газу, працює на на паливі АТ+НДМГ.
Тяга в пустоті 78,7 кН 8,026 тс
Питома тяга в пустоті 3170 Н/с*кг
Маса двигуна 123 кг
Довжина 1,55 м
Найбільший поперечний розмір 0,8 м
Час роботи 130 с
Число включень 2
Запуск двигунів здійснюється піростартерами.
Відношення компонентів палива К = 2,01 (2,129)
Усі двигуни РН "Циклон" працюють на самозаймистих компонентах ракетного палива - азотному тетраоксиді та несиметричному диметилгідразині. Рухові установки першого і другого ступенів складаються з маршового (МД) та рульового (РД) двигунів. Конструкція МД третього ступеня залежно від обраної схеми польоту забезпечує або одноразове або дворазове його включення. Управління польотом третього ступеня здійснюється за допомогою восьми нерухомих вихлопних сопел газогенератора турбонасосного агрегату МД. На ділянці польоту третього ступеня з вимкненим МД керування орієнтацією ступеня забезпечується десятьма ЗРД малої тяги. Щоб забезпечити запуск МД в умовах невагомості в паливному відсіку третього ступеня, встановлені спеціальні сітчасті роздільники. Перед повторним запуском МД використовується рідинна реактивна система - блок забезпечення запуску (БОЗ), який створює поздовжнє прискорення для осадження палива біля забірних пристроїв.(6)
Третій ступінь стикується з другим ступенем за допомогою спеціального перехідника, на який встановлюється і головний обтічник, що захищає третій ступінь і космічний апарат від впливу повітряного потоку, що набігає. РН "Циклон-3" виводить космічні апарати на задані орбіти за "жорсткими" траєкторіями, які закладені в пам'ять системи управління у вигляді програм зміни швидкості та кутової орієнтації ракети в залежності від часу польоту. У польоті система управління з допомогою своїх інерційних вимірювачів визначає фактичні значення параметрів польоту, порівнює їх з розрахунковими значеннями і виробляє сигнали, що управляють, за допомогою яких змінюються поточні швидкість і кути орієнтації ракети до їх збігу з розрахунковими значеннями. Необхідний набір програм руху номінальними траєкторіями розраховується заздалегідь і записується в пам'ять бортової апаратури під час її виготовлення. У ході підготовки РН до пуску балістиками космодрому складається Польотне завдання, в якому вказуються необхідна програма руху та параметри налаштування систем управління. Дані Польотного завдання записуються на згадку про системи управління носія на останніх хвилинах передстартової підготовки.(6)
Починаючи з 98 пуску РН "Циклон-3" (13 липня 1992 року) проводяться роботи з екологічного захисту навколишнього середовища від проток ракетного палива, що залишається у ступенях, що відпрацювали. Використання нового методу розрахунку доз заправки баків РН, розробленого фахівцями космодрому спільно з КБ "Південне", дозволив 1992 року зменшити залишки палива в баках перших ступенів приблизно на 30 відсотків. Очікується проведення конструктивних доробок, які дозволять більш ніж у два рази зменшити залишки палива.(6)
ЛКВ 1977-1979 - 6 пусків
1981 - 5 пусків
1982 - 4 пуски
1983 - 5 пусків
1984 - 7 пусків
1985 - 12 пусків
1986 - 12 пусків (1,244)
2001 9 січня, оновлено 11 січня: комісія КБ «Південне», Україна, з розслідування останньої аварії ракети «Циклон-3» завершила роботу цього тижня. Хоча звіт комісії не був оприлюднений, представники промисловості заявили, що, швидше за все, збій викликала система управління третьою ступеню автомобіля. Київський радіозавод в Україні виготовив систему керування на борту «Циклон-3», однак деякі елементи системи поставляє російський виробник із міста Саратов. Джерело, близьке до розслідування, повідомило, що цей субпідрядник може бути звинувачений у невдачі. Водночас представник Росавіакосмосу повідомив, що дані телеметрії, отримані під час запуску, показали, що під час польоту заклинило рульове управління двигуном третього ступеня. Поки не було зрозуміло, чи може система управління нести відповідальність за цю аномалію.
Офіційний висновок про причини аварії зробить міжвідомча комісія, до складу якої входять представники КБ «Південне», Росавіакосмосу, Національного космічного агентства України (НКАУ) і полігону Плесецьк. Міжвідомча комісія планує оприлюднити свої висновки 15 лютого 2001 року.
27 грудня 2000 року о 21:56 за московським часом ракета-носій «Циклон-3» стартувала з російського північного космодрому в Плесецьку. На борту корабля перебували три супутники військового зв'язку «Стріла» і три «цивільні» версії цього ж корабля. , відомий як Gonec D1 (Messenger). Збій стався під час роботи третього ступеня, що призвело до передчасної зупинки його двигуна РД-861. За даними Росавіакосмосу, пускова установка разом із корисним вантажем впала в крижане Східно-Сибірське море за 58 кілометрів на південний схід від острова Врангеля.(7)
2001 31 липня, 12:00 за московським часом: Ракета "Циклон-3" успішно повернулася в політ після невдачі в грудні 2000 року, доставивши космічний корабель "Коронас-Ф" на близько 500-кілометрову орбіту з кутом нахилу 82,5 градуса. Запуск відбувся з майданчика 32 у Плесецьку.(7)
27 грудня 2001 року (EST): Під час останнього космічного запуску 2001 року українська ракета доставила на орбіту секстет супутників зв’язку після старту рано вранці з російського північного космодрому в Плесецьку.
28 грудня о 06:24 за московським часом триступеневий розгінний блок «Циклон-3» стартував із 32-го РКК у Плесецьку. На борту ракети було шість супутників, у тому числі три космічні апарати «Гонець Д1» («Посланник»), призначені для поповнення низькоорбітальної орбіти. мережа зв'язку. Решта три супутники на борту ракети належали Міністерству оборони Росії і згідно зі стандартною практикою для військових космічних кораблів були ідентифіковані як Космос-2384, -2385 і -2386.
Третій ступінь ракети "Циклон-3" зазвичай виводить весь кластер з шести космічних кораблів на кругові орбіти з висотою близько 1400 кілометрів і нахилом 82,6 градуса до екватора.(7)
24 грудня 2004 р.: 24 грудня 2004 р. о 14:20 за московським часом з Площадки 32 у Плесецьку була запущена ракета-носія «Циклон-3» з космічним кораблем «Січ-1М» і мікросупутником КС5МФ2.
Передбачалося, що корабель дистанційного зондування Землі «Січ-1М» буде виведений на орбіту розміром 681 на 640 кілометрів з кутом нахилу до екватора 82,5 градуса, однак за результатами перших радіолокаційних спостережень NORAD було виявлено, що третій ступінь ракети-носія та обидва корисні вантажі знаходяться в орбіті. 281 на 639-кілометрову орбіту. Це може бути ознакою того, що другий спалювання третього ступеня Циклон-3 не вдалося, залишивши космічний корабель на марній і нестабільній орбіті. Очікувалося, що другий запуск двигуна третього ступеня для кругової орбіти відбудеться через 39 хвилин після запуску.
Тим часом в офіційному прес-релізі КБ «Південне» в Дніпропетровську, Україна, яке побудувало і пускову установку, і корисне навантаження, зазначено, що місія успішно вийшла на заплановану орбіту. Лише через 48 годин після запуску російські джерела підтвердили, що корисний вантаж не вийшов на орбіту через ненормальну роботу третього ступеня, і в результаті орбітальний термін служби обох супутників буде скорочений. «Січ-1М» може пропрацювати лише рік замість трьох, а КС5МФ2 — через півроку. Неофіційні повідомлення з України також свідчать про те, що після відділення від третього ступеня обидва супутники впали в космосі, таким чином значно зменшивши енергопостачання від сонячних батарей.
Російське управління місією підтримало цей запуск, однак українська наземна станція управління взяла на себе відповідальність за обидва корисні вантажі після того, як вони вийшли на орбіту.(7)
30 січня 2009 року о 16:30 за московським часом: ракета-носія «Циклон-3» стартувала з 32-го майданчика російського північного космодрому в Плесецьку з супутником «Коронас-Фотон» вагою 1900 кілограмів. За даними російських космонавтів, корабель, як і планувалося, відокремився від третього ступеня ракети-носія о 17:14 за московським часом.(7)
Станом на 25.02.2020 5 с5м вже розпались, ще 109 знаходяться на орбіті. (8)
Серед 5 що розпались, один розпався 27.04.2017 (дописати призначення, місце падіння) (9), ще один 12.02.2020 (8).
Розгінний блок
Циклон-3
Циклон-2
РД-861К
- Блинов Иванов Сеченов Шалай Ракеты-носители. Проекты и реальность 2011
- Кобелев Милованов Средства выведения космических аппаратов. Ракетно-космическая техника. Том 1 2009
- Игдалов Кучма Поляков Шептун Ракета как объект управления 2004
- Дегтярёв Горбулин Эволюция ракетно-космических разработок КБ "Южное" - Вісник НАН України 2014 №6
- Гудилин Слабкий Ракетно-космические системы (История. Развитие. Перспективы) 1996
- Сергеев Информационный бюлетень пресс-центра космодрома "Плесецк" №25 1993
- russianspaceweb Tsyklon launch vehicle family
- Jonathan McDowell official X account
- Spaceflight101.com
- Сергеев "Циклон" - Авиация и космонавтика 1994, №3-4
- Norbert Brügge Space Launch Vehicles all of the world https://www.b14643.de/Spacerockets_1/East_Europe_2/Tsiklon/Description/Frame.htm