ДВС РОТОРНЫЙ EMDRIVE РАСКОКСОВКА HONDAВИДЫ

Ракета-носитель «Протон-М»: характеристика, запуск, крушение. Протон м двигатели


Ракета-носитель «Протон-М». Досье - Биографии и справки

ТАСС-ДОСЬЕ. На 11 сентября 2017 г. в 22:23 мск запланирован запуск с космодрома Байконур ракеты-носителя "Протон-М" с разгонным блоком "Бриз-М".

На околоземную орбиту будет выведен телекоммуникационный спутник Amazоnas-5, принадлежащий испанской компании Hispasat.

Предстоящий запуск станет 101-м для "Протона-М" и 415-м для всего семейства "Протон". Ракета "Протон-М" в 69-й раз будет использоваться для коммерческого запуска, а все семейство - в 100-й раз. В рамках контрактов компании ILS, имеющей эксклюзивное право на маркетинг "Протонов", запуск 11 сентября станет 95-м в истории.

Ракета-носитель

"Протон-М" - одноразовая ракета космического назначения. Принадлежит к семейству ракет-носителей "Протон", созданному в начале 1960-х гг. под руководством конструктора Владимира Челомея (первая ракета семейства именовалась УР-500, впервые стартовала в 1965 году). Предназначена для выведения в космос различных космических аппаратов, в том числе межпланетных автоматических станций, навигационных, военных, коммерческих спутников.

Разработчик и изготовитель - Государственный космический научно-производственный центр им. М. В. Хруничева (ГКНПЦ, Москва).

История

"Протону-М" предшествовала модификация "Протон-К", которая эксплуатировалась в 1967-2012 годах. Ракеты-носители этого семейства использовались для запусков всех советских/ российских орбитальных станций - первой в мире долговременной станции "Салют" (1971 год) и последующих шести одноименных станций (1973-1982 годах), модулей комплекса "Мир" (находился на околоземной орбите в 1986-2001 годах), а также российских модулей Международной космической станции (МКС). С помощью "Протонов" в космос запускались различные научные, военные и гражданские космические аппараты (спутники серии "Космос", "Экран", "Радуга", "Горизонт"), автоматические станции для исследования Луны, Марса, Венеры, кометы Галлея.

Характеристики

"Протон-М" - трехступенчатая ракета-носитель тяжелого класса.

Длина - 56,2 м, максимальный диаметр - 7,4 м, стартовая масса - около 705 т. Применяемый в настоящее время головной обтекатель имеет длину 15,3 м и диаметр 4 м.

В первой ступени используются шесть жидкостных ракетных двигателей РД-276, которые были разработаны НПО "Энергомаш" им. академика В. П. Глушко (Химки, Московская область) под наименованием РД-275М (или 14Д14М). В настоящее время РД-276 серийно производятся пермским ПАО "Протон-ПМ". Работу второй и третьей ступеней обеспечивают жидкостные двигатели разработки Конструкторского бюро химавтоматики (КБХА, Воронеж), изготовитель - Воронежский механический завод (ВМЗ, филиал ГКНПЦ). На второй ступени установлено три РД-0210 и один РД-0211, на третьей - двигательный блок РД-0212 (состоит из основного двигателя РД-0213 и рулевого РД-0214). Во всех двигателях используется токсичное топливо гептил.

Основа системы управления ракеты - бортовой компьютер "Бисер-3" Научно-производственного центра автоматики и приборостроения им. академика Н. А. Пилюгина (Москва).

Дополнительно на ракете могут применяться разгонные блоки "Бриз-М" и КВРБ (кислородно-водородный разгонный блок) разработки ГКНПЦ, а также блок типа ДМ Ракетно- космической корпорации "Энергия" им. С. П. Королева (РКК "Энергия"; г. Королев, Московская обл.).

Максимальная грузоподъемность "Протона-М" составляет 22,4 т (на низкую опорную орбиту). В сочетании с блоком "Бриз-М" ракета может выводить полезную нагрузку весом более 6 т на геопереходную орбиту и до 3,7 т - на геостационарную.

Запуски и инциденты

Запуски "Протона-М" проводятся с космодрома Байконур (арендуется Россией у Казахстана). Коммерческую эксплуатацию ракеты на международном рынке космических услуг осуществляет компания ILS (International Launch Services, "Интернэшнл лонч сервисиз"; г. Рестон, штат Вирджиния, США), контрольный пакет акций которой принадлежит ГКНПЦ. Один запуск "Протона-М" обходится примерно в 65 млн долларов США.

Впервые ракета стартовала 7 апреля 2001 года с разгонным блоком "Бриз-М": на орбиту был выведен спутник телевещания "Экран-М". Первый коммерческий запуск "Протона-М" состоялся 30 декабря 2002 года с блоком "Бриз-М" и канадским космическим аппаратом Nimiq-2.

В период с июня 2016 года по июнь 2017 года в пусковой деятельности "Протона-М" был годовой перерыв. В частности, запуски были приостановлены из-за обнаружения в декабре 2016 года проблем в одном из двигателей (производства ВМЗ) ракеты.

Всего к 11 сентября 2017 года проведено 100 запусков ракеты-носителя - 90 успешных, пять аварийных и пять нештатных (по вине "Бриза-М" спутники выводились на нерасчетные орбиты). Из них 68 проведено по коммерческим программам (63 успешных, два аварийных, три нештатных).

Предыдущий запуск состоялся 17 августа 2017 года: ракета "Протон-М" с блоком "Бриз-М" вывела в космос спутник "Космос-2520" в интересах Минобороны России.

Перспектива

В сентябре 2016 года Космический центр Хруничева объявил о создании двух дополнительных модификаций на базе тяжелого "Протона-М": ракет среднего ("Протон средний", Proton medium) и легкого ("Протон легкий", Proton light) классов. Новые модификации будут стартовать в связке с блоком "Бриз- М". Они предназначены исключительно для коммерческих запусков (в рамках контрактов ILS). Первый запуск средней версии может состояться в 2018 г., легкой - после 2020 г. Кроме того, с 2020 г. на "Протонах" планируется применять увеличенный головной обтекатель длиной 16,25 м и диаметром 5,1 м, который позволит запускать крупногабаритные спутники.

Ракеты "Протон-М" планируется использовать для запусков предположительно до 2025 года. На начало июня 2017 года Центр Хруничева имел восемь действующих контрактов на 15 коммерческих запусков "Протонов" до 2023 года. Впоследствии этот космический носитель может заменить разработанная ГКНПЦ тяжелая ракета "Ангара-5" (единственный испытательный запуск проведен в 2014 году), работающая на менее опасном топливе на основе керосина. 

tass.ru

Ракета-носитель «Протон-М»: характеристика, запуск, крушение

протон мКосмонавтика всегда была «козырем» нашей страны, поводом для гордости ее граждан. Еще со времен первого спутника и первого человека в космосе мы привыкли к динамичному развитию этой отрасли, являющейся одним из наиболее значимых геополитических аргументов.

К сожалению, разруха в 90-е годы значительно отбросила отрасль назад, но в последнее время все начинает выправляться. Доказательством тому могут служить возобновившиеся полеты тяжелой ракеты «Протон-М», которая способна выводить на орбиту рекордные объемы грузов.

История создания

К 1960 году, который едва ли не официально считался временем небывалого взлета советской космонавтики, стала окончательно ясна необходимость государства в очень мощной ракете-носителе, которая бы могла выводить на орбиту еще больше грузов. Конечно же, «первую скрипку» в лоббировании таких планов играла даже не официальная космонавтика, а военные, которым был нужен мощный «грузовик» для транспортировки в космос тяжелых военных грузов.

Обе стороны Холодной Войны в те годы проявляли небывалый интерес к планам вывода на геостационарную орбиту сверхмощных водородных бомб. К счастью, до практического выполнения столь самоубийственных шагов военные СССР и США все же не дошли, но ракета «Протон-М» к тому времени была уже готова.

Вернемся же к непосредственной истории создания. Заниматься разработкой было поручено ОКБ-52, во главе которого стоял Челомей В. Н. Чтобы это бюро могло справиться с тем невообразимым объемом работ, который предстояло выполнить в сравнительно сжатые сроки, потребовалось включить в него не один десяток авиационных КБ со всей страны.

Уже в 1962 году был создан первый прототип. Ракета называлась «УР-200». С 1962 по 1964 год было проведено сразу девять пробных запусков новой техники.

масса протона а е м

Новый прототип

Все они прошли успешно, но в 1961 году, еще до начала пробных полетов, сам Челомей настоял на разработке нового прототипа. Согласно расчетам, он должен был стать в пять (!) раз тяжелее исходного варианта!

Первоначально создатели хотели пойти по пути «наименьшего сопротивления», соединив две ракеты «УР-200» и добавив к получившейся конструкции еще одну разгонную ступень. Однако уже предварительные расчеты наглядно показали, что надежность такой конструкции явно будет оставлять желать много лучшего.

В результате было решено создать новую ракету «УР-500», но для некоторого упрощения расчетов ученые остановились на компромиссном варианте: взяв последовательное расположение ступеней, в качестве верхней части они использовали таковую для «УР-200». Конечно же, первоначальный проект был значительно переработан.

Двигатели

 ракета протон мС двигателями разработчикам пришлось повозиться. Дело в том, что в результате долгих споров они выбрали полиблочный вариант компоновки первой ступени. Такая схема давала возможность вписываться в технологические пролеты мостов и туннелей при перевозке ступеней ракеты, но накладывала некоторые ограничения на используемое топливо.

Классическая кислород-керосиновая пара была практически невозможна, так как потребовалось бы значительно увеличивать размеры, а потому в качестве топлива выбрали ядовитый несимметричный диметилгидразин с тетраксидом азота в качестве окислителя.

На этой почве произошел конфликт с Королевым, который требовал именно керосин. До 1965 года проводились масштабные испытания новой силовой установки в условиях, максимально приближенных к реальности.

Дальнейшая история

Как часто бывало в отечественной космонавтике тех лет, политика властвовала над всем. К 1965 году, когда проект уже был фактически полностью готов, предприятие мучали проверками по приказу Л.И. Брежнева. Он с нескрываемым недоверием относился к наследию своего предшественника.

А потому разработка «УР-200» была окончательно остановлена. К счастью, 500-ю модель удалось отстоять. В середине 1965 года на орбиту был успешно выведен спутник «Протон». Сигнал от него удалось получить только спустя несколько часов после вывода на орбиту, так что долгое время запуск считался неудачным.

В первых публикациях прессы ракету ошибочно назвали именем спутника. А оно вскоре прижилось, а потому именно с 1965 года в нашей космонавтике и появился «Протон-М». Точнее, вместо индекса «М» у ракеты была приставка «К».

Модернизированной она стала именоваться только с 2001 года, когда на орбиту при помощи нее впервые закинули груз.

Основные характеристики

запуск протон мХарактеристики этого чуда советско-российского ракетостроения и в самом деле впечатляют. Компоновка ракеты – трехступенчатая. Сама масса «Протона А Е М» – 702 тонны! Ракета позволяет выводить на геопереходную орбиту сразу шесть тонн полезного груза.

Первая ступень имеет диаметр более шести метров, третья – более четырех. Учитывая, что в качестве топлива используются весьма токсичные компоненты, требуется строжайшее соблюдение всех предполетных норм подготовки как самой ракеты, так и стартовой площадки для нее.

При этом стоимость запуска – менее 100 миллионов долларов. К слову, для американской ракеты Delta IV Heavy, которая является одним из основных конкурентов нашего аппарата «Протон-М», этот показатель равен… 265 миллионам долларов. В три раза выше!

рн протон м

Печальная статистика

Увы, но в названии статьи не просто так есть слово «крушение». Далеко не только габаритами и количеством выводимого груза прославился этот носитель. Дело в том, что ракета «Протон-М» известна количеством своих неудачных запусков. Традиция эта пошла еще с предшественника.

Судите сами. Из четырех первых запусков, прошедших в период с 1965 по 1966 год, один уже был неудачным по причине аварии второй разгонной ступени. Впрочем, было бы странно ожидать обратного, так как испытания принципиально новой техники такого рода всегда сопряжены с высокой вероятностью неудач.

Вообще, всего зафиксировано примерно 47 случаев, когда запуск «Протон-М» заканчивался неудачей. Учитывая, что всего было около 400 стартов, получаем около 89% успешных пусков.

Самые известные катастрофы

Аварии данной ракеты-носителя вряд ли бы вызвали такой широкий общественный резонанс (тем более что нештатные ситуации случались с «Протоном» постоянно), да вот только с его запусками связывают развитие отечественной системы глобального позиционирования - ГЛОНАСС.

Так что те 100 миллионов долларов, в которые обходится сам старт, попросту ничтожны в сравнении с тем ущербом, который государство несет в случае потери хотя бы одного такого спутника. Это особенно ярко проявилось в 2010 году, когда сразу три спутника группировки ГЛОНАСС отправились не на орбиту, а на дно Тихого Океана.

Ущерб тогда составил порядка 3 миллиардов рублей, не считая цены самой ракеты. В результате данной аварии (произошедшей из-за ошибок при заправке ступеней топливом) своих постов лишились десятки высокопоставленных «космических» чиновников.

В 2011 году, опять-таки, из-за неполадок с двигателями ракеты, не удалось вывести на правильную разгонную орбиту уникальный спутник «Экспресс АМ4». Именно с ним связывали полный переход к цифровому телевизионному вещанию в нашей стране. Спасти аппарат пытались всем миром: были задействованы станции телеметрии по всей планете, но предотвратить сгорание спутника в атмосфере не удалось.

Стоимость ущерба оценивается минимум в 10 миллиардов рублей.

В 2012 году произошла фактически аналогичная история с двумя спутниками связи. Опять-таки из-за неполадок в топливной системе ракеты аппараты были выведены на неправильную орбиту. Наладить с ними связь не удалось, техника была признана потерянной. Стоимость ущерба – примерно те же 10 миллиардов.

В середине 2013 года эпопея с ГЛОНАСС продолжилась. Опять-таки три многострадальных спутника (!) взорвались вместе с ракетой. Расследование было доскональным. На сей раз виноватыми оказались датчики угловых скоростей, которые при сборке установили с поворотом на 180 градусов от нормального положения. Из-за этого ракета-носитель пошла по совершенно неправильной орбите.

Наконец, в мае этого года на дно снова отправился спутник «Экспресс», вновь похоронили планы на скорый переход к цифровому вещанию.ракета носитель протон м

Выводы и перспективы

В результате всех вышеописанных случаев лишились службы многие начальники. Правительство выделило приблизительно 2 миллиарда рублей на лучшую подготовку к запускам ракет этого типа. Как итог, стоимость запуска одного «Протона» (с учетом всех потерь) сравнялась с таковой для американской ракеты «Атлас-5».

Несмотря на это, РН «Протон-М» остается одним из самых важных столпов коммерческих запусков. Даже с авариями стоимость вывода на геостационарную орбиту остается самой низкой в мире, а потому нехватки в потенциальных партнерах и клиентах Роскосмос не испытывает.ракета носитель

Новая ракета

Впрочем, специалисты уже давно говорят о том, что «Протон-М» вскоре свое отлетает. Дело в том, что в настоящее время ведутся интенсивные разработки «Ангары». Это новая блочная ракета не только дешевле своего предшественника, но и куда проще в изготовлении. В «Ангаре» используются керосин-кислородные двигатели. Ее можно запускать с космодромов «Плесецк» и «Восточный», не платя казахам астрономические суммы за аренду «Байконура».

Несмотря на столь радужные перспективы, ракета-носитель «Протон-М» наверняка будет использоваться еще долго, так как разработка новой техники запаздывает.

fb.ru

Все двигатели ракет «Протон-М» отозваны

  1. Hi-News.ru
  2. Темы
  3. Технологии
  4. Все двигатели ракет «Протон-М» отозваны

Газета «Коммерсант» сообщила, что руководство «Роскосмоса» приняло решение вернуть все двигатели второй и третьей ступени ракет «Протон-М» обратно на завод, где они были сделаны. Двигатели ракет-носителей было решено отозвать назад на Воронежский механический завод (ВМЗ) из-за использования в их конструкции неликвидных компонентов. При сборке новых двигателей применялись не материалы, содержащие драгоценные металлы, а их недорогие аналоги, неспособные выдерживать высоких температур.

Роскосмос» ведет тотальную проверку качества производимой продукции. В частности, серьезно усилен контроль за чистотой всех систем и помещений на «Байконуре». Благодаря использованию новых стендов и систем, специалисты теперь проверяют также те параметры, которые не изучались десятилетиями, — цитирует газета представителя пресс-службы «Роскосмоса».

Сейчас, по его словам, двигатели подвергнут дополнительным испытаниям. Специалисты решили не спешить и убедиться еще раз в том, что техника полностью надёжна, безопасна и соответствует всем техническим нормам, по которым она изготавливается. А это означает, что запуски ракет-носителей «Протон» придётся отложить минимум до лета 2017 года.

По одной из версий авария ракеты-носителя «Союз-У» тоже могла произойти из-за халатности, допущенной при сборке двигателя третьей ступени на Воронежском механическом заводе. Так это или нет — предстоит выяснить в ходе проверки, инициированной «Роскосмосом».

Все двигатели ракет «Протон-М» отозваны Вячеслав Ларионов
ПриложениеHi-News.ru

Новости высоких технологий в приложении для iOS и Android.

Высший разум рекомендует:

hi-news.ru

УР-500 / 8К82 Протон - SL-9

ДАННЫЕ НА 2016 г. (стандартное пополнение)Комплекс К8К82, ракета УР-500 / 8К82 "Протон" - SL-9

Межконтинентальная баллистическая ракета (МБР) тяжелого класса. Разработка ракеты начата ОКБ-52 генерального конструктора В.Н.Челомея в инициативном порядке весной 1961 г. Официальное решение о разработке ракеты принято Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР №409-183 от 24 апреля 1962 г. Тактико-технические требования на ракету приняты Министерством обороны СССР решением №Т726 от 17.01.1963 г. Главный ведущий конструктор темы УР-500 на первом этапе - П.А.Ивенсен. С 1962 г. главный конструктор темы - Ю.Н.Труфанов. На проектном этапе непосредственное участие в определении технических параметров ракеты приняли Д.А.Полухин (позже назначен главным ведущим конструктором темы), В.К.Карраск, Г.Д.Дермичев, В.А.Выродов, Э.Т.Радченко, Е.С.Кулага, Н.Н.Миркин, Ю.П.Колоснов, В.Ф.Гусев и А.Т.Тарасов.

Проработки проекта ракеты были начаты еще во второй половине 1961 г. по инициативе В.Челомея. Разработка проекта ракеты была задана в трех вариантах:- межконтинентальная баллистическая ракета тяжелого класса;- глобальная ракета;- ракета-носитель космических аппаратов массой 12-13 тонн;

На начальной стадии разработки проект прошел несколько значительно отличающихся вариантов компоновки ракеты (см.Модификации). В итоге в январе 1962 г. для доработки была выбрана схема с пакетной компоновкой первой ступени. 24 апреля 1962 г. вышло Постановление Совмина СССР (см.выше)  о разработке ракеты УР-500 с окончательной компоновкой первой ступени. В мае 1962 г. на базе этого варианта был выпущен аванпроект ракеты УР-500. Эскизный проект ракеты УР-500 завершен в 1963 г. Проектирование УР-500 вцелом завершено к концу 1964 г.

После октября 1964 г. в связи со снятием с должности Н.С.Хрущева проект УР-500 был пересмотрен и разработка боевого варианта ракеты была прекращена. В работе осталась только ракета-носитель космических аппаратов.

Ракета-носитель УР-500 / 8К82 на старте пуска одного из ИСЗ "Протон", площадка №81 космодрома Байконур, предположительно 16.07.1965 г. (реконструкция фото по кадрам кинохроники, http://militaryrussia.ru, апрель 2014 г.).В 1964 г. в заключении НИИ-4 на эскизный проект УР-500 была отмечена недостаточность энергетических возможностей этой ракеты, как носителя космических объектов. В то же время, наличие достаточных запасов по начальным тяговооруженностям ступеней, удельным импульсом двигателей и прочности конструкции, дало повод к выдвижению предложения о создании дополнительной третьей ступени для этой ракеты. Мнение НИИ-4 оказалось близким к аргументации Президента АН СССР М.В.Келдыша, который в 1964 г. доказал правительству, что нужда в трёхступенчатой РН на базе УР-500 с грузоподъёмностью около 20 т на орбите высотой 200 км и наклонением 51 град. чрезвычайно велика. На этом же этапе, вероятно, была прекращена разработка ракеты УР-500 в качестве МБР.

Весной 1965 г. Завод имени М.В. Хруничева изготовил блоки ракеты УР-500. Спутник-лаборатория, названный «Протон» и предназначенный для изучения космических частиц высоких энергий, включающий, кроме научной, служебную аппаратуру, солнечные батареи и сбрасываемый головной обтекатель, был изготовлен в ОКБ-52 на базе корпуса третьей ступени ракеты будущей трехступенчатой УР-500К.

Летно-конструкторские испытания ракеты 8К82 (образец ракеты - "Геркулес" или "Атлант" по разным данным - ист. - 24 апреля...) начаты 16 июля 1965 г. со стартового комплекса на площадке №81 5 НИИП МО запуском ИСЗ "Протон-1". В ходе летно-конструкторских испытаний ракеты проводились запуски космических аппаратов серии "Протон" - всего в 1965-1966 г.г. на низкую орбиту были выведены три тяжёлых исследовательских ИСЗ "Протон-1, -2, -3", массой около 12 т каждый. В варианте ракеты-носителя УР-500 / 8К82 в базовом двухступенчатом исполнении обеспечивала доставку на орбиту высотой 200 км и наклонением 60 град. полезных грузов массой до 13 тонн.

Пуски ракеты УР-500 / 8К82 (ист. - 24 апреля):

№пп Дата Место старта Результат Примечание
1 16.07.1965 г. Полигон Байконур, пл.81 успешный пуск Запуск ракеты с зав.№207 с ИСЗ "Протон-1", ракета "Геркулес" или "Атлант"
2 02.11.1965 г. Полигон Байконур, пл.81 успешный пуск  Запуск ИСЗ "Протон-2"
3 24.03.1966 г. Полигон Байконур, пл.81 аварийный пуск Авария на этапе работы второй ступени ракеты, обломки носителя упали в районе Акмолинска (Целиноград / Акмола)
4 06.07.1966 г. Полигон Байконур, пл.81 успешный пуск Запуск ИСЗ "Протон-3"
Наименование "Протон" стало использоваться для обозначения ракет-носителей семейства УР-500 / 8К82 позже (ист. - 24 апреля...). 3 августа 1964 г. Постановлением Совмина СССР "О работах по исследованию Луны и космического пространства" был определен срок советской экспедиции на Луну - 1967-1968 г.г. На основании Постановлений ЦК КПСС и Совета Министров СССР №532-205 от 07.07.1965 г. в соответствии с дополнениями и уточнениями к ТТТ, в разработке и обосновании которых принимал участие институт, Центральным конструкторским бюро машиностроения под руководством Генерального конструктора В.Н.Челомея и его первого заместителя В.Н.Бугайского был разработан космический ракетный комплекс К8К82К с трёхступенчатой ракетой УР-500К или 8К82К ("Протон-К"). В марте 1967 г. запуском КА "Космос-146" начались летно-конструкторские испытания ракеты-носителя "Протон-К", совмещенные с целевыми пусками ряда КА, автоматических станций и других важнейших космических объектов. Так же было принято решение о разработке проекта ракеты-носителя УР-500К - Л1, который предусматривал пилотируемый облет Луны на корабле Л-1 разработки ОКБ-1.

Пусковая установка - по первоначальному проекту должна была обеспечивать горячий старт в соответствии с ТТТ МО СССР №Т726 от 17.01.1963 г.

Наземный незащищенный стартовый комплекс 8П882К для проведения летно-конструкторских  испытаний ракеты был оборудован на  площадке №81 5-го НИИП Министерства Обороны (космодром Байконур). комплекс состоял из двух стартовых позиций, разнесенных на 600 м. В составе каждой позиции были: сооружение с пусковым устройством, подъемно-установочным агрегатом, агрегатом (башней) обслуживания, транспортно-установочной тележкой. Здесь же - командный пункт, хранилище горючего и окислителя, другие служебные сооружения. На стартовой позиции носитель переводился из горизонтального в вертикальное положение и устанавливался на стартовый стол подъемным устройством установщика. УР-500 крепилась своей хвостовой частью непосредственно на поворотных опорах пускового стола. Обслуживание проводилось с помощью передвижной башни на рельсовом ходу, отводимой перед стартом. Роль кабельных и кабель-заправочных мачт выполнял специальный механизм стыковки со сложным электро-, гидро-, пневморазъемом, ответная часть которого располагалась на днище центрального блока первой ступени (ист. - 24 апреля...).

Одна из первых ракет УР-500 / 8К82 "Протон" и ферма обслуживания стартового комплекса, Байконур, площадка №81 (фото из архива ANT13, http://leninsk.ru).

Ракета УР-500 / 8К82 на стартовой позиции, площадка №81 космодрома Байконур (http://cosmopark.ru/).

Пусковой стол имеет двухлотковый газоотводной канал. В момент старта и в первые мгновения полета ракеты шесть поворотных опор стола отслеживают движение носителя до высоты примерно 100-150 мм, а затем убираются в индивидуальную нишу и закрываются защитными створками (ист. - 24 апреля...).

Механизм стыковки разъемов, так же как и опоры, поднимается, отслеживая путь ракеты, а затем отбрасывается пневмоускорителем вниз, герметично закрываясь специальной стальной бронекрышкой, образующей рассекатель газовой струи (ист. - 24 апреля...).

Головной исполнитель по стартовому комплексу - КБ общего машиностроения (ист. - 24 апреля...). Установщик ракеты на стартовый стол 8У260 смонтирован в Байконуре для испытаний ракеты в сентябре 1963 г. Производитель установщика - Новокраматорский машиностроительный завод (г.Краматорск, Украина, источник).

Установка ракеты-носителя "Протон-К" с космическим аппаратом серии "Космос" на пусковой стол на стартовой площадке №81, космодром Байконур, 24.06.2008 г. (http://www.federalspace.ru/).

Для подготовки ракеты-носителя (сборка ракеты, контрольные испытания) на полигоне на площадке №92 к 1965 году была создана техническая позиция с монтажно-испытательным корпусом (МИК), которая к 1980 году была дооснащена вторым монтажно-испытательным корпусом МИК-К. Головной исполнитель технической позиции - филиал № 2 ЦКБМ (ОКБ «Вымпел») - (ист. - 24 апреля...).

На стадии проектирования (1961-1964 г.г.) прорабатывалась и шахтная пусковая установка для боевого варианта ракеты УР-500. Макет ШПУ был продемонстрирован Н.С.Хрущеву в 1964 г. во время его визита на Байконур.

Ракета УР-500 / 8К82:Конструкция - базовый вариант ракеты УР-500 / 8К82 представлял из себя двухступенчатую ракету  с пакетным размещением 6 ЖРД в отдельных гондолах на первой ступени. Вторая ступень последовательно соединялась с первой.

Здесь и далее под "ступенями" подразумеваются ракетные блоки соответствующих ступеней.

Ракета УР-500 / 8К82 в монтажно-испытательном корпусе (http://cosmopark.ru/).

Устройство ракеты УР-500. Желтым выделены баки горючего, оранжевым - окислителя (http://dic.academic.ru/, обработано).

Ракета УР-500 / 8К82 на стартовой позиции (http://cosmopark.ru/).

- 1 ступень 8С810 - аванпроект ракеты УР-500 предполагал пакетную компоновку с размещением бака окислителя и 4-х неуправляемых ЖРД в корпусе ступени и 4 управляемых ЖРД и баков с горючим в 4/8 боковых гондолах. После переделки двигателей ОКБ-456 в 1961-1963 г.г. ступень была перекомпонована. Боковых блоков стало 6, а мощность двигательной установки выросла на 12.5%.Первая ступень ракеты-носителя "Протон-М" на заводе им.Хруничева (http://www.federalspace.ru/).

Первая ступень ракеты-носителя "Протон-К". Площадка №81, космодром Байконур, 24.06.2008 г. (http://www.federalspace.ru/).

- 2 ступень 8С811 - аванпроектом предусматривалось использование доработанной первой ступени ракеты УР-200.

- 3 ступень - аванпроектом предлагалось, что ступень будет такого же диаметра как и вторая ступень, с торообразными топливными баками, неподвижным основным и управляемым рулевым (с 4 камерами) двигателями.

Система управления: автономная инерциальная, гавный конструктор - Н.А.Пилюгин. Предполагалось использование и системы радиокоррекции - при первых испытаниях использовался пункт радиокоррекции площадки №83 полигона Байконур.

Двигатели: - 1 ступень - на начальном этапе проектирования предполагалось использование двигателей РД-0203 / 8Д43 разработки КБХА (главный конструктор С.А.Косберг), но тяга этих двигателей (50 т) оказалась недостаточной. В ноябре 1961 г. было принято решение об использовании двигателей тягой по 150 т разработки ОКБ-456 (главный конструктор - В.П.Глушко), который так же работал на высококипящих компонентах. Было принято решение двигательную установку 1-й ступени ракеты УР-500 собрать из 4-х неподвижных ЖРД РД-253 / 11Д43 ОКБ-456 (в центре) и 4-х качающихся ЖРД 8Д43 КБХА, которые обеспечивали управление ракетой.

Предварительная проработка моделей ЖРД на высококипящих компонентах для лунной ракеты Н-1 была начата ОКБ-456 в 1960-1961 г.г. Вариант РД-253 представлял из себя двигатель с тягой 100-150 т на азотном тетроксиде и НДМГ. Однако ОКБ-1 (разработчик ракеты) настаивало на применении керосина и жидкого кислорода. В результате разработка двигателей для ракеты Н1 была поручена ОКБ-276 Н.Д. Кузнецова. 24 апреля 1962 года вышло Постановление Совета Министров СССР о разработке ракеты УР-500 (8К82). В конструктивно-компоновочной схеме, утвержденной в мае 1962 года, на первой ступени было установлено 4 неподвижных двигателя РД-253 (11Д43) и 4 качающихся ЖРД РД-0203 (8Д43) от УР-200 разработки ОКБ-154 С.А. Косберга. Однако уже в эскизном проекте, законченном в 1963 году, эта связка была заменена на 6 двигателей РД-253 на качающемся подвесе (источник).

В связи с явной сложностью комбинированной двигательной установки с двумя типами двигателей В.Н.Челомей обратился к В.П.Глушко с просьбой изменить конструкцию двигателя, перекомпоновав его и установив узел подвеса для управления вектором тяги. Просьба была выполнена, а заодно был проведен ряд работ, направленных на упрощение ЖРД и увеличение его надежности. С 1961 г. по 1963 г. велись испытания отдельных агрегатов и узлов и выбиралась штатная схема двигателя. С июня 1963 г. по январь 1965 г. проводилась отработка запуска ЖРД в условиях, максимально приближенных к летным, и на режимах, более напряженных по сравнению с представленными в техническом задании.

ЖРД РД-253 выполнен по закрытой схеме с турбо-насосным агрегатом (ТНА).

- 2 ступень - на этапе аванпроекта планировалось использвание ступени подобной первой ступени ракеты УР-200 и потому оснащенной 4 двигателями разработки КБХА с увеличенной степенью расширения сопел. Управление полетом - качанием двигателей с помощью рулевых машинок. Разработка двигателей начата в 1962 г.Топливо - самовоспламеняющеесяГорючее - несимметричный диметилгидразинОкислитель - тетраоксид азота

- 3 ступень - неподвижный ЖРД разработки КБХА (высотная модификация РД-0203) + рулевой 4-х камерный ЖРД открытой схемы разработки КБХА.

Аванпроект "моноблок" / УР-500 (вариант 2) Аванпроект "пакетная схема" / УР-500 (вариант 3), 1962 г. УР-500 / 8К82
Двигатели, 1-я ступень 4 х ЖРД РД-253 / 11Д434 х ЖРД 8Д43

Топливо:- горючее - азотный тетроксид- окислитель - несимметричный диметилгидразин (НДМГ)

Тяга суммарная:- на земле - 808 т- в пустоте - 916,4 тВремя работы двигателей - 115,2 с

4 х ЖРД РД-253 / 11Д434 х ЖРД 8Д43

Топливо:- горючее - азотный тетроксид- окислитель - несимметричный диметилгидразин (НДМГ)

Тяга суммарная:- на земле - 808 т- в пустоте - 916,4 тВремя работы двигателей - 118,6 с

6 х ЖРД РД-253 / 11Д43

Топливо:- горючее - азотный тетроксид- окислитель - несимметричный диметилгидразин (НДМГ)

Время работы двигателей - 127-130 с

ТТХ РД-253:Высота - 3000 ммДиаметр - 1500 ммМасса сухого ЖРД - 1080 кгМасса залитого ЖРД - 1260 кгТяга у земли - 150 тоннТяга в пустоте - 166 тоннДавление в камере сгорания - 14.7 МПаУдельный импульс тяги у земли - 2796 м/сУдельный импульс тяги в пустоте - 3100 м/с

Двигатели, 2-я ступень 4 х ЖРД 8Д48

Топливо:- горючее - азотный тетроксид- окислитель - несимметричный диметилгидразин (НДМГ)

Тяга в пустоте - 324.5 тВремя работы двигателей - 118,8 с

4 х ЖРД 8Д48

Топливо:- горючее - азотный тетроксид- окислитель - несимметричный диметилгидразин (НДМГ)

Тяга в пустоте - 324.5 тВремя работы двигателей - 118,8 с

3 х ЖРД РД-0208 / 8Д4111 х ЖРД РД-0209 / 8Д412

ЖРД с дожиганием окислительного генераторного газа, РД-0209 отличается отводом для наддува баков ступени.

Топливо:- горючее - азотный тетроксид- окислитель - несимметричный диметилгидразин (НДМГ)

Тяга в пустоте - 58.1 тУдельный импульс тяги в пустоте - 326 секМасса - 540 кгВысота двигателя - 2327 ммДиаметр двигателя - 1470 ммДавление в камере - 150 кг/кв.смВремя работы двигателей - 150 с(источник)Время работы двигателей - 210-230 с (по др.данным)

Двигатели, 3-я ступень установка 8Д49, которая включает однокамерный ЖРД замкнутой схемы 8Д48 и 4-х камерный рулевой ЖРД открытой схемы 8Д611

Тяга в пустоте - 62,5 тВремя работы двигателей - 110,3 с

установка 8Д49, которая включает однокамерный ЖРД замкнутой схемы 8Д48 и 4-х камерный рулевой ЖРД открытой схемы 8Д611

Тяга в пустоте - 62,5 тВремя работы двигателей - 110,3 с

-

ТТХ ракеты:

  Аванпроект "моноблок" / УР-500 (вариант 2) Аванпроект "пакетная схема" / УР-500 (вариант 3), 1962 г. УР-500 / 8К82
Длина 1-й ступени 30 м 21,18 м 21,18 м19.9 м (боковые блоки)
Длина 2-й ступени 10,882 м 10,882 м 9,62 м
Длина 3-й ступени 3,7 м 3,7 м -
Максимальный поперечный размер 1-й ступени 6,2 м 7,4 м 7,4 м
Диаметр блоков 1-й ступени     1,55 м боковые блоки4,05 м центральный блок
Диаметр 2-й ступени 4.1 м 4.1 м 4,05 м
Диаметр 3-й ступени 4.1 м 4.1 м -
Масса стартовая ок.500 т ок.500 т 580 т
Масса общая 1-й ступени     457,5 т
Масса общая 2-й ступени     105,76 т
Масса сухая     50.5 т
Масса конструкции 1-й ступени 25,56 т 26,9 т 32,5 т
Масса конструкции 2-й ступени 16 т 16 т 5,8 т
Масса конструкции 3-й ступени 2,1 т 2,1 т -
Масса топлива     527,960 т
Масса топлива 1-й ступени 341,8 т 352 т 425 т
Масса топлива 2-й ступени 121,7 т 121,7 т 99,96 т
Масса топлива 3-й ступени 21,76 т 21,76 т  
Масса полезной нагрузки:- ИСЗ, официально - 12-13 т- ИСЗ, реально - 8.3-8.4 т (12-13 т - с учетом массы аппаратуры, размещенной на второй ступени ракеты-носителя, ист. - Афанасьев И.)- ИСЗ, высота орбиты 200 км, наклонение 57град - 12200 кг (ист. - Кобелев)

Дальность действия (расчетная, МБР) - более 12000 км (при забрасываемой массе около 12 т, ист. - Кобелев)

Типы БЧ:Тяжелая БЧ 8Ф117 с термоядерным зарядом мощностью 6 / 10 / 15 Мт по разным данным. Именно таким типом БЧ ракету планировалось оснастить по экскизному проекту. Существует неподтвержденная никем информация о планах оснащения ракеты моноблочной БЧ мощностью 150 Мт, но оценка массы такого изделия превышает возможности ракеты.

Модификации:- УР-500 (вариант 1) - первый вариант компоновки МБР УР-500:      - первая ступень - пакет из 4-х ракет УР-200        - вторая ступень - вторые ступени пакета из 4-х ракет УР-200      - третья ступень - модернизированная одиночная вторая ступень ракеты УР-200  Проведена подробная оценка системы и построен динамически подобный макет.

Проект ракеты УР-200 и первоначальный облик УР-500 (рисунок А.Ясинского, 1993 г., http://kosmonavtiks.ru).

Модели ракет (слева - на право) УР-200, УР-500К "Протон-К" и первоначальный облик УР-500. Музей ЦНИИМАШ (http://dic.academic.ru/).

- УР-500 (вариант 2) - второй вариант компоновки МБР УР-500 - трехступенчатая ракета с последовательным расположением ступеней. Вторая ступень - результат глубокой переработки 2-й ступени ракеты УР-200. Проработка варианта велась филиалом №1 ОКБ-52  (главный конструктор В.Н.Бугайский) под руководством ведущего конструктора М.К.Мишетьяна.Варианты первоначального облика УР-500 (рисунок А.Ясинского, 1993 г., http://kosmonavtiks.ru). - УР-500 (вариант 3) - третий вариант компоновки МБР УР-500 - трехступенчатая ракета с пакетом блоков с горючим и двигателями на первой ступени. Разработка варианта ракеты велась филиалом №1 ОКБ-52, ведущий конструктор Э.Т.Радченко. В январе 1962 г. схема 1-й ступени была доработана до современного почти вида. В мае 1962 г. на базе этой ракеты выпущен аванпроект ракеты УР-500.

- УР-500 / 8К82 "Протон" - базовый проект тяжелой МБР / двухступенчатой ракеты-носителя.

Проекции ракет-носителей УР-500 / 8К82 и вариантов УР-500К / 8К82К (http://ru.wikipedia.org/). - ГР-2 / УР-500 - модификация тяжелой МБР 8К82 - глобальная ракета.

- УР-500К / 8К82К "Протон-К" - трехступенчатая ракета-носитель "Протон".

Ракета УР-500К / 8К82К с кораблей 7К-Л1, 22.11.1967 г. (фото из коллекции П.Дружинина, http://cosmopark.ru/).

Ракета-носитель "Протон-К" с космическим аппаратом серии "Космос" на стартовой площадке №81, космодром Байконур, 24.06.2008 г. (http://www.federalspace.ru/).

Запуск ракеты-носителя "Протон-М" с космическим аппаратом "Экспресс-АМ5", космодром Байконур, 26.12.2013 г. (http://www.federalspace.ru/).

Статус: СССР - в качестве МБР ракета проектировалась, но так и не была создана, не испытывалась и на вооружении не состояла.

- 1964 г. октябрь - прекращение разработки боевых вариантов ракеты УР-500 - МБР и глобальной ракеты.

Источники:24 апреля - 50 лет назад вышло Постановление ЦК КПСС и Совмина СССР о создании ракеты УР-500К. 2012 г. (источник).Афанасьев И. 35 лет РН Протон. // Новости космонавтики. №1-5 / 1998 г.Гудилин В.Е., Слабкий Л.И. Ракетно-космические системы. М., 1996 г.Кобелев В.Н., Милованов А.Г. Средства выведения космических аппаратов. М., "Рестарт", 2009 г.

militaryrussia.ru

Протон (ракета-носитель) - Технические характеристики

Список запусков Протон 8К82/УР-500 № Запуска Дата Полезная нагрузка Примечания Список запусков РН Протон-К № Запуска Дата Полезная нагрузка РБ* Примечания Список запусков РН Протон-М / 8К82М) № Запуска Дата Полезная нагрузка РБ Примечания
1 16 июля 1965 Протон-1 Н-4, сер.№ 1 Успех
2 2 ноября 1965 Протон-2 Н-4, сер.№ 2 Успех
3 24 марта 1966 Протон Н-4, сер.№ 3 Провал
4 6 июля 1966 Протон-3 Н-4, сер.№ 4 Успех
1 10 марта 1967 Космос-146 КК Союз 7К-Л1 Д Частичный провал, отказ разгонного блока «Д»
2 8 апреля 1967 Космос-154 КК Союз 7К-Л1 Д Частичный провал, отказ разгонного блока «Д»
3 27 сентября 1967 Зонд-4А КК Союз 7К-Л1 Д Провал, авария 1й ступени РН
4 22 ноября 1967 Зонд-4Б КК Союз 7К-Л1 Д Провал, авария 2й ступени РН
5 2 марта 1968 Зонд-4 КК Союз 7К-Л1 Д Успех
6 22 апреля 1968 Зонд-5А КК Союз 7К-Л1 Д Провал
7 21 июля 1968 Зонд-5Б КК Союз 7К-Л1 Д Провал
8 14 сентября 1968 Зонд-5 КК Союз 7К-Л1 Д Успех
9 10 ноября 1968 Зонд-6 КК Союз 7К-Л1 Д Успех
10 16 ноября 1968 Протон-4 Н-6, сер.№ 1 - Успех
11 20 января 1969 Зонд-7А КК Союз 7К-Л1 Д Провал
12 19 февраля 1969 КК Луна типа Е8-Л Д Провал
13 27 марта 1969 АМС Марс М-69 Д Провал
14 2 апреля 1969 АМС Марс М-69 Д Провал
15 14 июня 1969 АМС Луна типа Е-8-5 Д Провал
16 13 июля 1969 Луна-15 Д Успех
17 7 августа 1969 Зонд-7 КК Союз 7К-Л1 Д Успех
18 23 сентября 1969 Космос-300 АМС Луна типа Е-8-5 Д Частичный провал, отказ разгонного блока «Д»
19 22 октября 1969 Космос-305 АМС Луна типа Е-8-5 Д Частичный провал, отказ разгонного блока «Д»
20 28 ноября 1969 КК Союз 7К-Л1Е Д Провал
21 6 февраля 1970 АМС Луна типа Е-8-5 Д Провал
22 8 августа 1970 макет спутника связи Радуга - Провал
23 12 сентября 1970 Луна-16 типа Е-8-5 Д Успех
24 20 октября 1970 Зонд-8 КК Союз 7К-Л1 Д Успех
25 10 ноября 1970 Луна-17 Д Успех
26 2 декабря 1970 Космос-382 КК Союз 7К-Л1Е Д Успех
27 19 апреля 1971 ДОС Салют-1 - Успех
28 10 мая 1971 Космос-419 АМС Марс типа 3МС Д Частичный провал, отказ разгонного блока «Д»
29 19 мая 1971 Марс-2 Д Успех
30 28 мая 1971 Марс-3 Д Успех
31 2 сентября 1971 Луна-18 Д Успех
32 28 сентября 1971 Луна-19 Д Успех
33 14 февраля 1972 Луна-20 Д Успех
34 29 июля 1972 ДОС Салют - Провал
35 8 января 1973 Луна 21 Д Успех
36 3 апреля 1973 Салют-2 - Успех
37 11 мая 1973 Космос-557 - Успех
38 21 июля 1973 Марс-4 Д Успех
39 25 июля 1973 Марс-5 Д Успех
40 5 августа 1973 Марс-6 Д Успех
41 9 августа 1973 Марс-7 Д Успех
42 26 марта 1974 Космос-637 ДМ Успех
43 29 мая 1974 Луна-22 Д Успех
44 24 июня 1974 Салют-3 - Успех
45 29 июля 1974 Молния-1С ДМ Успех
46 28 октября 1974 Луна-23 Д Успех
47 26 декабря 1974 Салют-4 - Успех
48 8 июня 1975 Венера-9 Успех
49 14 июня 1975 Венера-10 Успех
50 8 октября 1975 Космос-775 Успех
51 16 октября 1975 Луна-24А Провал
52 22 декабря 1975 Радуга-01 Успех
53 22 июня 1976 Салют-5 Успех
54 9 августа 1976 Луна-24 Успех
55 11 сентября 1976 Радуга-02 Успех
56 26 октября 1976 Экран-01 Успех
57 15 декабря 1976 Космос-881 и Космос-882 Успех
58 17 июля 1977 Космос-929 Успех
59 23 июля 1977 Радуга-03 Успех
60 4 августа 1977 2 ТКС Провал
61 20 сентября 1977 Экран-02 Успех
62 29 сентября 1977 Салют-6 Успех
63 30 марта 1978 Космос-997 и Космос-998 Успех
64 27 мая 1978 Экран Провал
65 18 июля 1978 Радуга-04 Успех
66 17 августа 1978 Экран Провал
67 9 сентября 1978 Венера-11 Успех
68 14 сентября 1978 Венера-12 Успех
69 17 октября 1978 Экран Провал
70 19 декабря 1978 Горизонт-01 Частичный провал, отказ разгонного блока ДМ
71 21 февраля 1979 Экран-3 Успех
72 25 апреля 1979 Радуга-05 Успех
73 22 мая 1979 Космос-1100 и Космос-1101 Успех
74 5 июля 1979 Горизонт-02 Успех
75 5 июля 1979 Экран-4 Успех
76 28 декабря 1979 Горизонт-03 Успех
77 20 февраля 1980 Радуга-06 Успех
78 14 июня 1980 Горизонт-04 Успех
79 14 июля 1980 Экран-5 Успех
80 5 октября 1980 Радуга-07 Успех
81 26 декабря 1980 Экран-6 Успех
82 18 марта 1981 Радуга-08 Успех
83 25 апреля 1981 Космос-1267 Успех
84 26 июня 1981 Экран-7 Успех
85 31 июля 1981 Радуга-09 Успех
86 9 октября 1981 Радуга-10 Успех
87 30 октября 1981 Венера-13 Успех
88 4 ноября 1981 Венера-14 Успех
89 5 февраля 1982 Экран-8 Успех
90 15 марта 1982 Горизонт-05 Успех
91 19 апреля 1982 Салют-7 Успех
92 13 мая 1982 Космос-1366 Успех
93 22 июля 1982 Экран Провал
94 16 сентября 1982 Экран-9 Успех
95 12 октября 1982 Космос-1413,1414,1415 Успех
96 20 октября 1982 Горизонт-06 Успех
97 26 ноября 1982 Радуга-11 Успех
98 24 декабря 1982 Радуга Провал
99 2 марта 1983 Космос-1443 Успех
100 12 марта 1983 Экран-10 Успех
101 23 марта 1983 Астрон Успех
102 8 апреля 1983 Радуга-12 Успех
103 2 июня 1983 Венера-15 Успех
104 7 июня 1983 Венера-16 Успех
105 30 июня 1983 Горизонт-07 Успех
106 10 августа 1983 Космос-1490,1491,1492 Успех
107 26 августа 1983 Радуга-13 Успех
108 29 сентября 1983 Экран-11 Успех
109 30 ноября 1983 Горизонт-08 Успех
110 29 декабря 1983 Космос-1519,1520,1521 Успех
111 15 февраля 1984 Радуга-14 Успех
112 2 марта 1984 Космос-1540 Успех
113 16 марта 1984 Экран-12 Успех
114 29 марта 1984 Космос-1546 Успех
115 22 апреля 1984 Горизонт-09 Успех
116 19 мая 1984 Космос-1554,1555,1556 Успех
117 22 июня 1984 Радуга-15 Успех
118 1 августа 1984 Горизонт-10 Успех
119 24 августа 1984 Экран-13 Успех
120 4 сентября 1984 Космос-1593,1594,1595 Успех
121 28 сентября 1984 Космос-1603 Успех
122 15 декабря 1984 Вега-1 Успех
123 21 декабря 1984 Вега-2 Успех
124 18 января 1985 Горизонт-11 Успех
125 21 февраля 1985 Космос-1629 Успех
126 22 марта 1985 Экран-14 Успех
127 17 мая 1985 Космос-1650,1651,1652 Успех
128 30 мая 1985 Космос-1656 Успех
129 8 августа 1985 Радуга-16 Успех
130 27 сентября 1985 Космос-1686 Успех
131 25 октября 1985 Космос-1700 Успех
132 15 ноября 1985 Радуга-17 Успех
133 24 декабря 1985 Космос-1710,1711,1712 Успех
134 17 января 1986 Радуга-18 Успех
135 19 февраля 1986 МИР Успех
136 4 апреля 1986 Космос-1738 Успех
137 24 мая 1986 Экран-15 Успех
138 10 июня 1986 Горизонт-12 Успех
139 16 сентября 1986 Космос-1778,1779,1780 Успех
140 25 октября 1986 Радуга-19 Успех
141 18 ноября 1986 Горизонт-13 Успех
142 29 ноября 1986 Меч-К Провал
143 30 января 1987 Космос-1817 Успех
144 19 марта 1987 Радуга-20 Успех
145 31 марта 1987 Квант-1 Успех
146 24 апреля 1987 Космос-1838,1839,1840 Успех
147 11 мая 1987 Горизонт-14 Успех
148 25 июля 1987 Космос-1871 Успех
149 3 сентября 1987 Экран-16 Успех
150 16 сентября 1987 Космос-1883,1884,1885 Успех
151 1 октября 1987 Космос-1888 Успех
152 28 октября 1987 Космос-1894 Успех
153 26 ноября 1987 Космос-1897 Успех
154 10 декабря 1987 Радуга-21 Успех
155 27 декабря 1987 Экран-17 Успех
156 18 января 1988 Горизонт Провал
157 17 февраля 1988 Космос-1917,1918,1919 Успех
158 31 марта 1988 Горизонт-15 Успех
159 26 апреля 1988 Космос-1940 Успех
160 6 мая 1988 Экран-18 Успех
161 21 мая 1988 Космос-1946,1947,1948 Успех
162 7 июля 1988 Фобос-1 Успех
163 12 июля 1988 Фобос-2 Успех
164 1 августа 1988 Космос-1961 Успех
165 18 августа 1988 Горизонт-16 Успех
166 16 сентября 1988 Космос-1970,1971,1972 Успех
167 20 октября 1988 Радуга-22 Успех
168 10 декабря 1988 Экран-19 Успех
169 10 января 1989 Космос-1987,1988,1989 Успех
170 26 января 1989 Горизонт-17 Успех
171 14 апреля 1989 Радуга-23 Успех
172 31 мая 1989 Космос-2022,2023,2024 Успех
173 22 июня 1989 Радуга-1-1 Успех
174 5 июля 1989 Горизонт-18 Успех
175 28 сентября 1989 Горизонт-19 Успех
176 26 ноября 1989 Квант-2 Успех
177 1 декабря 1989 Гранат Успех
178 15 декабря 1989 Радуга-24 Успех
179 27 декабря 1989 Космос-2054 Успех
180 15 февраля 1990 Радуга-25 Успех
181 19 мая 1990 Космос-2079,2080,2081 Успех
182 31 мая 1990 Кристалл Успех
183 20 июня 1990 Горизонт-20 Успех
184 18 июля 1990 Космос-2085 Успех
185 9 августа 1990 Экран-М Провал
186 3 ноября 1990 Горизонт-21 Успех
187 23 ноября 1990 Горизонт-22 Успех
188 8 декабря 1990 Космос-2109,2110,2111 Успех
189 20 декабря 1990 Радуга-26 Успех
190 27 декабря 1990 Радуга-1-2 Успех
191 14 февраля 1991 Космос-2133 Успех
192 28 февраля 1991 Радуга-27 Успех
193 31 марта 1991 Алмаз-1 Успех
194 4 апреля 1991 Космос-2139,2140,2141 Успех
195 2 июля 1991 Горизонт-23 Успех
196 13 сентября 1991 Космос-2155 Успех
197 23 октября 1991 Горизонт-24 Успех
198 22 ноября 1991 Космос-2172 Успех
199 19 декабря 1991 Радуга-28 Успех
200 29 января 1992 Космос-2177,2178,2179 Успех
201 2 апреля 1992 Горизонт-25 Успех
202 14 июля 1992 Горизонт-26 Успех
203 29 июля 1992 Космос-2204,2205,2206 Успех
204 10 сентября 1992 Космос-2209 Успех
205 30 октября 1992 Экран-20 Успех
206 27 ноября 1992 Горизонт-27 Успех
207 17 декабря 1992 Космос-2224 Успех
208 17 февраля 1993 Космос-2234,2235,2236 Успех
209 25 марта 1993 Радуга-29 Успех
210 27 мая 1993 Горизонт Провал, авария 2 ступени РН
211 30 сентября 1993 Радуга-30 Успех
212 28 октября 1993 Горизонт-28 Успех
213 18 ноября 1993 Горизонт-29 Успех
214 20 января 1994 Галс-1 Успех
215 5 февраля 1994 Радуга-1-3 Успех
216 18 февраля 1994 Радуга-31 Успех
217 11 апреля 1994 Космос-2275,2276,2277 Успех
218 20 мая 1994 Горизонт-30 Успех
219 6 июля 1994 Космос-2282 Успех
220 11 августа 1994 Космос-2287,2288,2289 Успех
221 21 сентября 1994 Космос-2291 Успех
222 13 октября 1994 Экспресс-1 Успех
223 31 октября 1994 Электрон-1 Успех
224 20 ноября 1994 Космос-2294,2295,2296 Успех
225 16 декабря 1994 Луч-1 Успех
226 28 декабря 1994 Радуга-32 Успех
227 7 марта 1995 Космос-2307,2308,2309 Успех
228 20 мая 1995 Спектр Успех
229 24 июля 1995 Космос-2316,2317,2318 Успех
230 30 августа 1995 Космос-2319 Успех
231 11 октября 1995 Луч-1 Успех
232 17 ноября 1995 Галс-2 Успех
233 14 декабря 1995 Космос-2323,2324,2325 Успех
234 25 января 1996 Горизонт-31 ДМ-2 Успех
235 19 февраля 1996 Радуга-33 ДМ-2 Частичный успех, отказ разгонного блока ДМ2
236 8 апреля 1996 Астра 1F ДМ3 Успех
237 23 апреля 1996 Природа - Успех
238 25 мая 1996 Горизонт-32 ДМ-2 Успех
239 6 сентября 1996 Inmarsat 3F2 по контракту с компанией Inmarsat ДМ1 Успех
240 26 сентября 1996 Экспресс-2 ДМ-2М Успех
241 16 ноября 1996 Марс-8 Д-2 Частичный провал, отказ разгонного блока Д2
242 24 мая 1997 Telstar-5 ДМ4 Успех
243 6 июня 1997 Космос-2344 ДМ-5 Успех
244 18 июня 1997 Иридиум-9,10,11,12,13,14,16 по контракту с компанией Motorola ДМ2 Успех
245 14 августа 1997 Космос-2345 ДМ-2 Успех
246 28 августа 1997 PanAmSat-5 ДМ3 Успех
247 14 сентября 1997 Иридиум-27,28,29,30,31,32,33 по контракту с компанией Motorola ДМ2 Успех
248 12 ноября 1997 Купон ДМ-2М Успех
249 2 декабря 1997 Астра 1G ДМ3 Успех
250 24 декабря 1997 Asiasat-3 ДМ3 Частичный успех, отказ разгонного блока ДМ3
251 7 апреля 1998 Иридиум-62,63,64,65,66,67,68 по контракту с компанией Motorola ДМ2 Успех
252 29 апреля 1998 Космос-2350 ДМ-2 Успех
253 7 мая 1998 EchoStar-4 ДМ3 Успех
254 30 августа 1998 Астра 2A ДМ3 Успех
255 4 ноября 1998 PanAmSat-8 ДМ3 Успех
256 20 ноября 1998 Заря - Успех
257 30 декабря 1998 Космос-2362,2363,2364 ДМ-2 Успех
258 15 февраля 1999 Телстар-6 ДМ3 Успех
259 28 февраля 1999 Радуга-1-4 ДМ-2 Успех
260 21 марта 1999 Asiasat-3S ДМ3 Успех
261 20 мая 1999 Nimiq-1 ДМ3 Успех
262 18 июня 1999 Астра 1H ДМ3 Успех
263 5 июля 1999 Радуга Бриз-М Провал, авария 2 ступени РН
264 6 сентября 1999 Ямал-101 и Ямал-102 ДМ-2М Успех
265 26 сентября 1999 LMI-1 ДМ3 Успех
266 27 октября 1999 Экспресс-А1 ДМ-2 Провал, авария 2 ступени РН
267 12 февраля 2000 Garuda-1 ДМ3 Успех
268 12 марта 2000 Экспресс-А2 ДМ-2М Успех
269 17 апреля 2000 SESAT ДМ-2М Успех
270 6 июня 2000 Горизонт-45 Бриз-М Успех
271 24 июня 2000 Экспресс-А3 ДМ-2М Успех
272 30 июня 2000 Sirius-1 ДМ3 Успех
273 4 июля 2000 Космос-2371 ДМ-2 Успех
274 12 июля 2000 Звезда - Успех
275 28 августа 2000 Радуга-1-5 ДМ-2 Успех
276 5 сентября 2000 Sirius-2 ДМ3 Успех
277 1 октября 2000 GE-1A ДМ3 Успех
278 13 октября 2000 Космос-2374,2375,2376 ДМ-2 Успех
279 21 октября 2000 GE-6 ДМ3 Успех
280 30 ноября 2000 Sirius-3 ДМ3 Успех
281 15 мая 2001 PanAmSat-10 ДМ3 Успех
282 16 июня 2001 Астра 2C ДМ3 Успех
283 24 августа 2001 Космос-2379 ДМ-2 Успех
284 6 октября 2001 Радуга-1-6 ДМ-2 Успех
285 1 декабря 2001 Космос-2380,2381,2382 ДМ-2 Успех
286 30 марта 2002 Intelsat 903 ДМ3 Успех
287 7 мая 2002 DirecTV-5 ДМ3 Успех
288 10 июня 2002 Экспресс А4 ДМ-2М Успех
289 25 июля 2002 Космос-2392 ДМ-5 Успех
290 22 августа 2002 EchoStar-8 ДМ3 Успех
291 17 октября 2002 / Интеграл ДМ2 Успех
292 25 ноября 2002 Астра 1K ДМ3 Успех
293 25 декабря 2002 Космос-2394,2395,2396 ДМ-2М Успех
294 24 апреля 2003 Космос-2397 ДМ-2 Успех
295 6 июня 2003 AMC-9 Бриз-М Успех
296 24 ноября 2003 Ямал-200 № 1 и № 2 ДМ-2М Успех
297 10 декабря 2003 Космос-2402,2403,2404 Бриз-М Успех
298 28 декабря 2003 Экспресс АМ22 ДМ-2М Успех
299 27 марта 2004 Радуга-1-7 ДМ-2 Успех
300 26 апреля 2004 Экспресс АМ11 ДМ-2М Успех
301 29 октября 2004 Экспресс АМ1 ДМ-2М Успех
302 26 декабря 2004 Космос-2411,2412,2413 ДМ-2 Успех
303 29 марта 2005 Экспресс АМ2 ДМ-2М Успех
304 24 июля 2005 Экспресс АМ3 ДМ-2 Успех
305 25 декабря 2005 Космос-2417,2418,2419 ДМ-2 Успех
306 18 июня 2006 Казсат ДМ3 Успех
307 25 декабря 2006 Космос-2424,2425,2426 ДМ-2 Успех
308 26 октября 2007 Космос-2431,2432,2433 ДМ-2 Успех
309 27 июня 2008 Космос-2440 ДМ3 Успех
310 28 февраля 2009 Радуга-1-8 ДМ-2 Успех
* - серии разгонного блока предоставлены «GUNTER’S SPACE PAGE»
1 7 апреля 2001 Экран-М Бриз-М Частично успешный
2 29 декабря 2002 Nimiq 2 Бриз-М Успешно
3 15 марта 2004 W3A Бриз-М Успешно
4 16 июня 2004 Intelsat 10-02 Бриз-М Успешно
5 4 августа 2004 Amazonas Бриз-М Успешно
6 14 октября 2004 AMC-15 Бриз-М Успешно
7 3 февраля 2005 AMC-12 Бриз-М Успешно
8 22 мая 2005 DirecTV-8 Бриз-М Успешно
9 8 сентября 2005 Anik F1-R Бриз-М Успешно
10 29 декабря 2005 AMC-23/Worldsat-3 Бриз-М Успешно
11 28 февраля 2006 ArabSat 4A Бриз-М Неудача
12 4 августа 2006 Hot Bird 8 Бриз-М Успешно
13 8 ноября 2006 ArabSat 4B Бриз-М Успешно
14 11 декабря 2006 Measat 3 Бриз-М Успешно
15 10 апреля 2007 Anik F3 Бриз-М Успешно
16 7 июля 2007 DirecTV-10 Бриз-М Успешно)
17 6 сентября 2007 JCSat-11 Бриз-М Неудача
18 18 ноября 2007 Сириус 4 Бриз-М Успешно
19 9 декабря 2007 Радуга-1М-1 Глобус-1М Бриз-М Успешно
20 25 декабря 2007 Космос-2434, Космос-2435, Космос-2436 ДМ-2 Успешно
21 28 января 2008 Экспресс-АМ33 Бриз-М Успешно
22 11 февраля 2008 Thor 5 Бриз-М Успешно
23 15 марта 2008 AMC-14 Бриз-М Частичная неудача
24 19 августа 2008 Inmarsat-4F3 Бриз-М Успешно
25 20 сентября 2008 Nimiq-4 Бриз-М Успешно
26 25 сентября 2008 Космос-2442, 2443, 2444 ДМ-2 Успешно
27 5 ноября 2008 Астра-1M Бриз-М Успешно
28 10 декабря 2008 Ciel-2 Бриз-М Успешно
29 25 декабря 2008 Космос-2447, 2448, 2449 ДМ-2 Успешно
30 11 февраля 2009 Экспресс-АМ44 и Экспресс-МД1 Бриз-М Успешно
31 3 апреля 2009 Eutelsat W2A Бриз-М Успешно
32 16 мая 2009 ProtoStar II Бриз-М Успешно
33 30 июня 2009 Sirius FM5 Бриз-М Успешно
34 11 августа 2009 AsiaSat-5 Бриз-М Успешно
35 17 сентября 2009 Nimiq-5 Бриз-М Успешно
36 24 ноября 2009 W2 Бриз-М Успешно
37 14 декабря 2009 3 КА «Глонасс-М» ДМ-2 Успешно
38 29 декабря 2009 DirecTV-12 Бриз-М Успешно
39 28 января 2010 Радуга-1М-2 Глобус-1М Бриз-М Успешно
40 12 февраля 2010 Интелсат-16 Бриз-М Успешно
41 2 марта 2010 Космос-2459, 2460, 2461 ДМ-2 Успешно
42 20 марта 2010 ЭхоСтар 14 Бриз-М Успешно
43 24 апреля 2010 AMC-4R Бриз-М Успешно
44 4 июня 2010 BADR-5 Бриз-М Успешно
45 10 июля 2010 EchoStar 15 Бриз-М Успешно
46 2 сентября 2010 Космос-2464,2465,2466 ДМ-2 Успешно
47 14 октября 2010 Сириус ХМ-5 Бриз-М Успешно
48 14 ноября 2010 MSV-1 Бриз-М Успешно
49 5 декабря 2010 Глонасс-М ДМ-03 Неудача
50 27 декабря 2010 KA-SAT Бриз-М Успешно
51 20 мая 2011 23:15:19 ЛМВ Telstar 14R Бриз-М Успешно
52 16 июля 2011 SES 3/ КазСат-2 Бриз-М Успешно
53 18 августа 2011 Экспресс АМ4 Бриз-М Частичная неудача
Планируемые запуски
02 31 августа 2011 Гарпун №1 Бриз-М Ответственное хранение в сборочных цехах РКЗ, ФГУП «ГКНПЦ им. М. В. Хруничева»
03 14 сентября 2011 QuetzSat-1 Бриз-М
04 30 сентября 2011 ViaSat-1 Бриз-М Изготавливается в сборочных цехах РКЗ, ФГУП «ГКНПЦ им. М. В. Хруничева»
05 16 октября 2011 SES 4 Бриз-М
06 30 октября 2011 3 КА Глонасс-М ДМ-2
07 ноябрь 2011 AMOS-5/ Луч-5А Бриз-М Изготавливается в сборочных цехах РКЗ, ФГУП «ГКНПЦ им. М. В. Хруничева»
08 Конец 2011 Asiasat 7 Бриз-М
09 Декабрь 2011 Telcom 3/ Экспресс МД2 Бриз-М
10 Конец 2011 YahSat 1B Бриз-М Изготавливается в механических цехах РКЗ, ФГУП «ГКНПЦ им. М. В. Хруничева»
11 Конец 2011 MSV-2 Бриз-М Изготавливается в сборочных цехах РКЗ, ФГУП «ГКНПЦ им. М. В. Хруничева»
12 Конец 2011 Astra 4B Бриз-М
13 Конец 2011 Sirius FM6 Бриз-М
14 Конец 2011 Intelsat 23 Бриз-М
*- БР «Бриз-М»
* — БР «Бриз-М»)
* ILS — International Launch Services
* ЕКА — Европейское космическое агентство

www.vonovke.ru

Протон-М Википедия

Общие сведения Страна Семейство Индекс Назначение Разработчик Изготовитель Основные характеристики Количество ступеней Длина (с ГЧ) Диаметр Стартовая масса Вид топлива Масса полезной нагрузки  • на НОО  • на ГПО-1500  • на ГПО-1800  • на ГСО История запусков Состояние Места запуска Число запусков  • успешных  • неудачных  • частично неудачных Первый запуск Последний запуск Всего произведено Варианты Первая ступень («Протон-М» 3-й фазы[4][5][6][7]) Длина Диаметр Сухая масса Стартовая масса Маршевые двигатели Тяга Удельный импульс Время работы Вторая ступень («Протон-М» 3-й фазы[4][7]) Длина Диаметр Сухая масса Стартовая масса Маршевый двигатель Тяга Удельный импульс Время работы Третья ступень («Протон-М» 3-й фазы[7][8]) Сухая масса Стартовая масса Маршевый двигатель Рулевой двигатель Тяга Удельный импульс Время работы
РН «Протон»
«Протон-К» выводит на орбиту модуль «Звезда» для МКС
«Протон»
8К82, 8К82К, 8К82КМ
Ракета-носитель
ГКНПЦ им. М. В. Хруничева (КБ «Салют»)
ГКНПЦ им. М. В. Хруничева
3—4 (здесь и далее для «Протон-М» третьей фазы модификации)
58,2 м
4,1 м (7,4 м)
705 т
НДМГ + АТ
 
23 тонны[3]
6,35 т (с РБ «Бриз-М»)
7,10 т (с РБ «Бриз-М»)
до 3,7 т (с РБ «Бриз-М»)
действующая
Байконур
414 (на 17.08.2017)
367
27
20
16.07.1965
17.08.2017
414
«Протон», «Протон-К», «Протон-М»
21,18 м
7,4 м
30,6 т
458,9 т
6 × ЖРД РД-276
10026 кН (зем.)
288 с
121 с
17,05 м
4,1 м
11 т
168,3 т
ЖРД РД-0210 (3 шт.) и РД-0211 (1 шт.)
2400 кН
320 с
215 с
3,5 т
46,562 т
ЖРД РД-0213
ЖРД РД-0214
583 кН (маршевый) (31 кН (рулевой))
325 с
239 с
 Протон на Викискладе

«Прото́н» (УР-500 — Универсальная ракета, «Протон-К», «Протон-М») — одноразовая ракета-носитель (РН) тяжёлого класса, предназначенная для выведения автоматических космических аппаратов на орбиту Земли и далее в космическое пространство. Способна выводить на геостационарную орбиту (ГСО) грузы до 3,3 т. Разработана в 1961—1967 годах в подразделении ОКБ-23 (ныне ГКНПЦ им. М. В. Хруничева), являвшемся частью ОКБ-52 В. Н. Челомея. Исходный двухступенчатый вариант носителя «Протон» (УР-500) стал одним из первых носителей средне-тяжёлого класса, а трёхступенчатый «Протон-К» — тяжёлого[9].

РН «Протон» явилась средством выведения всех советских и российских орбитальных станций «Салют-ДОС» и «Алмаз», модулей станций «Мир» и МКС, планировавшихся пилотируемых космических кораблей ТКС и Л-1/«Зонд» (советской лунно-облётной программы), а также тяжёлых ИСЗ различного назначения и межпланетных станций.

С середины 2000-х годов основной модификацией ракеты-носителя «Протон» стала РН «Протон-М», используемая для запуска как федеральных российских, так и коммерческих иностранных космических аппаратов[10].

В сентябре 2016 года Центр им. М. В. Хруничева объявил о расширении продуктовой линейки ракет-носителей «Протон» с разгонным блоком «Бриз-М». Для этого планировалось создать новые двухступенчатые модификации ракеты-носителя — «Протон Средний» (способна выводить на ГСО грузы до 2,2 т) и «Протон Лёгкий» (способна выводить на ГСО грузы до 1,45 т)[11]. В апреле 2017 года было объявлено о том, что создание РН «Протон Лёгкий» отложено[12][13].

В июне 2018 года генеральный директор «Роскосмоса» Дмитрий Рогозин поставил задачу прекратить производство ракеты-носителя «Протон» после выполнения контрактов, далее летать исключительно на «Ангаре»[14][15].

Классификация грузоподъёмности

Класс Модификация Энергетические хар-ки

при ΔV = 1500 м/с*

Количество блоков 1-й ступени
Тяжёлый «Протон-М» 6 300 кг 1 центральный + 6 боковых
Средний «Протон Средний» 5 000 кг 1 центральный + 6 боковых
Лёгкий «Протон Лёгкий» 3 600 кг 1 центральный + 4 боковых

* с 4-метровым головным обтекателем

История создания

В начале 1960-х годов руководство СССР было заинтересовано в создании ракет, способных выводить в космос большую полезную нагрузку военного назначения, а также нести боеголовку в несколько десятков мегатонн в тротиловом эквиваленте. Проекты на разработку этих ракет представили все конструкторские бюро (КБ): КБ С. П. Королёва, которое в то время уже работало над межконтинентальной баллистической ракетой (МБР) Р-9, представило проект тяжёлой «лунной» ракеты Н-1; КБ М. К. Янгеля предложило проект унифицированных МБР Р-46 и тяжёлой РН Р-56 со стартовой массой 1165—1421 т[16]; опытное конструкторское бюро № 52 (ОКБ-52) под руководством В. Н. Челомея предлагало создать семейство ракет различной стартовой массы для широкого диапазона забрасываемого груза: МБР лёгкого класса УР-100 («Универсальная Ракета»), МБР среднего класса УР-200, МБР тяжёлого класса УР-500 и сверхмощную РН УР-700[17].

Благодаря настойчивости Владимира Челомея, в соответствии с Постановлениями ЦК КПСС и СМ СССР 16 марта и 1 августа 1961 г., ОКБ-52 начало проектирование стратегической МБР УР-200 (8К81). Годом позже, по Постановлению ЦК КПСС и СМ СССР № 409—183 от 29 апреля 1962 г., в ОКБ-23 (в настоящее время[когда?] КБ «Салют», подразделение ГКНПЦ им. М. В. Хруничева), вошедшем в состав ОКБ-52 как филиал № 1 (3 октября 1960 года), началось проектирование ракеты УР-500[17][18][19]. Главным конструктором УР-500 был назначен Павел Ивенсен. В 1962 году эту должность занял Юрий Труфанов[17], а затем — Дмитрий Полухин, ставший впоследствии Генеральным конструктором КБ «Салют». Ведущим конструктором (ответственным исполнителем) проекта всё это время оставался Виталий Выродов[19]. На разработку ракеты отводилось три года[18].

По первоначальному проекту УР-500 представляла собой четыре параллельно соединённые двухступенчатые ракеты УР-200 с третьей ступенью, изготовленной на базе модифицированной второй ступени УР-200. После тщательной проработки этого варианта оказалось, что такая конструкция ракеты не позволяет достичь желаемой относительной грузоподъёмности. Проведя углубленную проработку концепции ракеты, ОКБ-23 начало разработку УР-500 по трёхступенчатой схеме с последовательным (тандемным) расположением ступеней. Тем не менее, как и предполагалось на начальном этапе, в качестве верхних ступеней было решено применить модифицированный вариант УР-200[17].

Ракета разрабатывалась как в боевых вариантах: глобальной орбитальной и межконтинентальной баллистической ракеты (12 000 км) для поражения сверхмощной термоядерной головной частью (индекс — 8Ф17[20], мощность — 150 мегатонн[21]) особо важных целей в любой точке планеты, так и в варианте ракеты-носителя тяжёлых спутников[22].

Согласно конструктивно-компоновочной схеме, ракета изготовлялась на Машиностроительном заводе им. М. В. Хруничева и транспортировалась в разобранном виде железнодорожным транспортом на «Байконур». Диаметр центральных блоков ракеты был определён по размеру железнодорожного габарита погрузки — 4100 мм. В то же время, длина конструкции центрального блока первой ступени была определена необходимым объёмом окислителя в ускорителе первой ступени и длиной железнодорожного крупногабаритного груза[23].

Двигатели первой ступени, ЖРД РД-253, были разработаны в КБ Энергетического машиностроения (генеральный конструктор В. П. Глушко). Этот двигатель был отвергнут С. П. Королёвым для использования в ракете Н-1 из-за токсичности компонентов его топлива и недостаточного удельного импульса. Было решено, что после некоторой переделки РД-253 будет использован на первой ступени УР-500[17][19]. Для боевого варианта проектировался в том числе и маневрирующий боевой блок АБ-500[24].

В разработку новой ракеты были вовлечены и другие конструкторские бюро: КБ Химавтоматики изготовляло двигатели второй и третьей ступени (главный конструктор С. А. Косберг, а затем А. Д. Конопатов), «НИИ Автоматики и Приборостроения» — систему управления и электроавтоматики, КБ «Рубин» и КБ «Восход» — рулевые приводы, управляющие отклонением двигателей всех ступеней, НИИ Приборостроения — систему опорожнения баков, НИИ Точной механики — систему безопасности РН и КБ Киевского завода «Арсенал» — систему прицеливания[23].

Протон-К в варианте для запуска КК 7К-Л1

Разработка ракеты горячо поддерживалась Н. С. Хрущёвым. Однако после его отставки было принято решение о прекращении работ по ракете УР-200, аналогичной по возможностям МБР Р-9 С. П. Королёва. Так как УР-500 включала в себя вариант УР-200, такая же участь грозила и ей. Тем не менее, благодаря твёрдой позиции академика М. В. Келдыша, в конце концов было решено использовать УР-500 как тяжёлый носитель для космических аппаратов (КА)[17][19].

В начале 1964 года были начаты работы по монтажу технологического оборудования наземного стартового комплекса на Байконуре. Первый пуск ракеты с использованием наземного оборудования состоялся 15 мая 1964 года. Проект межконтинентальной баллистической ракеты УР-500 был прекращён в 1964 году.[25]

Первый пуск с космическим аппаратом на новой двухступенчатой РН УР-500 состоялся 16 июля 1965 года с космическим аппаратом Н-4 № 1 «Протон-1». Этот спутник весом 12,2 т, кроме ионизационного калориметра СЭЗ-14 (Спектр, Энергия, Заряд до 1014 эВ) весом около 7 т и других служебных модулей, также включал часть агрегатов второй ступени[26][27]. Таким образом, без агрегатов второй ступени, масса полезной нагрузки РН УР-500 равнялась 8,4 т[28]. Всего в 1965—1966 годах были выполнены четыре запуска спутников «Протон». Хотя официально ракета была названа «Геркулес» (или, по другим данным, «Атлант»), в прессе она упоминалась по имени своей первой полезной нагрузки — «Протон»[29].

Начиная с июля 1965 года началась разработка трёхступенчатого варианта РН УР-500К (8К82К «Протон-К»). Новая РН была также разработана в филиале № 1 ОКБ-52. РН «Протон-К» должна была использоваться для вывода на отлётную траекторию новых КА для облёта Луны. Кроме того, начались работы над четвёртой ступенью РН «Протон-К» на базе пятой ступени ракеты-носителя Н-1, получившей название блок Д. Согласно этому проекту (УР-500К-Л-1), двухсекционный корабль 7К-Л1 (вариант «Союза») выводился на отлётную траекторию для полёта к Луне, совершал облёт Луны и благополучно возвращался. Полёты были запланированы сначала в беспилотном, а затем в пилотируемом вариантах[19][28].

Первый пуск трёхступенчатой ракеты «Протон-К» был произведён 10 марта 1967 года с блоком Д и КК 7К-Л1П («Космос-146»), прототипом будущего лунного корабля 7К-Л1[28][30]. Эта дата считается днём рождения РН «Протон-К»[31].

Из 11 запусков 7К-Л1 только полёт КА «Зонд-7» был признан полностью успешным, что означает, что общая вероятность совершения облёта Луны и приземления на территории Советского Союза составила не более 9 %. В остальных 10 пусках в пяти случаях миссии не были завершены по вине «Протона-К» и ещё пять миссий — по вине 7К-Л1. В результате из-за большого количества неудач с Н-1, «Протоном» и 7К-Л1 и того, что Аполлон-11 успешно прилунился 20 июля 1969 года, было решено свернуть советскую лунную программу[19][30].

Кроме того, из-за большого количества аварий на начальном этапе лётных испытаний (с марта 1967 года по август 1970 года было произведено всего лишь 6 полностью успешных пусков из 21-го) РН «Протон-К» была принята на вооружение только в 1978 году, после 61-го пуска[28].

«Протон-К» с разгонным блоком Д регулярно использовалась для запуска различных научных, военных и гражданских космических аппаратов[23]. Трёхступенчатый «Протон-К» использовался для выведения полезной нагрузки на низкие орбиты, четырёхступенчатый — для выведения космических аппаратов на высокоэнергетические орбиты. В зависимости от модификации ракета была способна вывести до 21 т полезной нагрузки на орбиту высотой 200 км и до 2,6 т на геостационарную орбиту (ГСО). В настоящее время[когда?] производство «Протона-К» прекращено. Последняя РН этой серии была выпущена в конце 2000-х годов и хранилась в арсенале. Её пуск был произведён 30 марта 2012 года[32] для вывода на орбиту последнего спутника серии УС-КМО с помощью последнего РБ версии ДМ-2[33][34]. В общей сложности с 1967 по 2012 год РН «Протон-К» стартовала 310 раз и производилась в ГКНПЦ им. М. В. Хруничева.

С 2001 года в ГКНПЦ им. М. В. Хруничева выпускается более современная модификация ракеты — 8К82КМ «Протон-М». Новый вариант РН «Протон» отличается повышенной экологичностью, цифровой системой управления и новым разгонным блоком 14С43 Бриз-М, что позволило заметно увеличить полезную нагрузку при выведении на геопереходную и геостационарную орбиты. Модифицированная версия позволяет устанавливать обтекатели больших размеров по сравнению с «Протон-К».

Конструкция

Первый вариант ракеты-носителя «Протон» был двухступенчатым. Последующие модификации ракеты, «Протон-К» и «Протон-М», запускались либо в трёх- (на опорную орбиту), либо в четырёхступенчатом вариантах (с разгонным блоком).

РН УР-500

Различные версии РН УР-500 и РН «Протон-К»

Ракета-носитель (РН) УР-500 («Протон», индекс ГРАУ 8K82) состояла из двух ступеней, первая из которых была разработана специально для этой РН, а вторая унаследована от проекта ракеты УР-200. В этом варианте РН «Протон» была способна выводить 8,4 т полезного груза на низкую околоземную орбиту[18][29][35].

Первая ступень

Первая ступень состоит из центрального и шести боковых блоков, расположенных симметрично вокруг центрального. Центральный блок включает в себя переходный отсек, бак окислителя и хвостовой отсек, в то время как каждый из боковых блоков ускорителя первой ступени состоит из переднего отсека, бака горючего и хвостового отсека, в котором закреплён двигатель. Таким образом, двигательная установка первой ступени состоит из шести автономных маршевых жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) РД-253. Двигатели имеют турбонасосную систему подачи топлива с дожиганием генераторного газа. Запуск двигателя осуществляется путём прорыва пиромембран на входе в двигатель[36][37].

Вторая ступень

Вторая ступень имеет цилиндрическую форму и состоит из переходного, топливного и хвостового отсеков. Двигательная установка второй ступени включает в себя четыре автономных маршевых ЖРД конструкции С. А. Косберга: три РД-0210 и один — РД-0211. Двигатель РД-0211 является доработкой двигателя РД-0210 для обеспечения наддува топливного бака. Каждый из двигателей может отклоняться на угол до 3° 15' в тангенциальных направлениях. Двигатели второй ступени также имеют турбонасосную систему подачи топлива и выполнены по схеме с дожиганием генераторного газа. Общая тяга двигательной установки второй ступени составляет 2352 кН в вакууме. Двигатели второй ступени запускаются раньше начала выключения маршевых ЖРД первой ступени, что обеспечивает «горячий» принцип разделения ступеней. Как только тяга двигателей второй ступени превышает остаточную тягу ЖРД первой ступени, происходит подрыв пироболтов, соединяющих фермы ступеней, ступени расходятся, а продукты сгорания из камер ЖРД второй ступени, воздействуя на тепловой экран, тормозят и отталкивают первую ступень[36][37].

РН «Протон-К»

Ракета-носитель (РН) «Протон-К» была разработана на базе двухступенчатой РН УР-500 с некоторыми изменениями на второй ступени и с добавлением третьей и четвёртой ступеней. Это позволило увеличить массу ПН на низкой околоземной орбите, а также выводить космические аппараты на более высокие орбиты.

Первая ступень
Первая ступень РН «Протон»

В начальном варианте РН «Протон-К» унаследовала первую ступень РН УР-500. Позже, в начале 1990-х годов, тяга двигателей первой ступени РД-253 была увеличена на 7,7 %, и новый вариант двигателя получил название РД-275[6].

Вторая ступень

Вторая ступень РН «Протон-К» была разработана на базе второй ступени РН УР-500. Для увеличения массы ПН на орбите были увеличены объёмы топливных баков и изменена конструкция ферменного переходного отсека, соединяющего её с первой ступенью[18].

Третья ступень

Третья ступень РН «Протон-К» имеет цилиндрическую форму и состоит из приборного, топливного и хвостового отсеков. Как и вторая ступень, третья ступень РН «Протон-К» также была разработана на базе второй ступени РН УР-500. Для этого исходный вариант второй ступени РН УР-500 был укорочен, и на ней был установлен один маршевый ЖРД вместо четырёх. Поэтому маршевый двигатель РД-0212 (конструкции С. А. Косберга) по устройству и работе аналогичен двигателю РД-0210 второй ступени и является его модификацией. Этот двигатель состоит из маршевого однокамерного двигателя РД-0213 и четырёхкамерного рулевого двигателя РД-0214. Тяга маршевого двигателя 588 кН в пустоте, а рулевого — 32 кН в пустоте. Разделение второй ступени происходит за счёт тяги рулевого ЖРД третьей ступени, запускаемого до выключения маршевых ЖРД второй ступени, и торможения отделяемой части второй ступени имеющимися на ней шестью твердотопливными двигателями 8Д84. Отделение полезного груза осуществляется после выключения рулевого двигателя РД-0214. При этом третья ступень тормозится четырьмя твердотопливными двигателями[18][36][37].

Четвёртая ступень
Система управления РН «Протон-К»

РН «Протон-К» оснащена автономной инерциальной системой управления (СУ), обеспечивающей высокую точность выведения ПН на различные орбиты[38]. СУ была спроектирована под руководством Н. А. Пилюгина и использовала ряд оригинальных решений на основе гироскопов, разработка которых началась ранее на ракетах Р-5 и Р-7[39][20].

Приборы СУ размещаются в приборном отсеке, расположенном на ускорителе третьей ступени. Клёпаный негерметизированный приборный отсек выполнен в виде торовой оболочки вращения прямоугольного поперечного сечения. В отсеках тора размещены основные приборы СУ, выполненной по троированной схеме (с тройным резервированием). Кроме того, в приборном отсеке расположены приборы системы регулирования кажущейся скорости; приборы, определяющие параметры конца активного участка траектории, и три гиростабилизатора. Командно-управляющие сигналы также построены с использованием принципа троирования. Такое решение повышает надёжность и точность выведения космических аппаратов[20].

Используемое топливо

В качестве компонентов топлива во всех ступенях ракеты используются несимметричный диметилгидразин (НДМГ, также известный как гептил) (Ch4)2N2h3 и тетраоксид азота N2O4. Самовоспламеняющаяся топливная смесь позволила упростить двигательную установку и увеличить её надёжность. В то же время компоненты топлива являются весьма токсичными и требуют крайней осторожности в обращении[36][40].

Улучшения в РН «Протон-М»

РН «Протон-М» со спутником Inmarsat-4F3 перед установкой на стартовый стол

C 2001 по 2012 год ракета-носитель «Протон-К» постепенно была заменена на новый модернизированный вариант носителя, РН «Протон-М». Хотя в основном конструкция РН «Протон-М» базируется на РН «Протон-К», серьёзные изменения были сделаны в системе управления (СУ) РН, которая была полностью заменена на новую совершенную систему управления на основе бортового цифрового вычислительного комплекса (БЦВК). С использованием новой СУ на РН «Протон-М» достигаются следующие улучшения[41]:

Эти изменения в свою очередь привели к улучшению массовых характеристик ракеты-носителя «Протон-М»[41]. Кроме того, модернизация РН «Протон-М» с разгонным блоком (РБ) «Бриз-М» проводилась и после начала их использования. Начиная с 2001 года РН и РБ прошли четыре этапа модернизации (Фаза I, Фаза II, Фаза III и Фаза IV), целью которых было облегчение конструкции различных блоков ракеты и разгонного блока, увеличение мощности двигателей первой ступени РН (замена РД-275 на РД-276), а также другие усовершенствования.

РН «Протон-М» 4-го этапа

Типичный вариант РН «Протон-М», эксплуатируемый в настоящее время[когда?], называется «Phase III Proton Breeze M» (РН «Протон-М» — РБ «Бриз-М» третьей фазы). Этот вариант способен вывести на геопереходную орбиту (ГПО) ПГ массой до 6150 кг, используя обычную трассу выведения (с наклонением 51,6°) и ПГ массой до 6300 кг, используя оптимизированную трассу с наклонением 48° (с остаточной ΔV до ГСО 1500 м/с)[42][43].

Тем не менее, в связи с постоянным увеличением массы телекоммуникационных спутников и невозможностью использовать оптимизированную трассу с наклонением 48° (так как эта трасса не оговорена в «Договоре аренды космодрома Байконур», и каждый раз, пуская «Протон» по этому наклонению, это необходимо дополнительно согласовывать с Казахстаном[43]), грузоподъёмность РН «Протон-М» была увеличена. В 2016 году ГКНПЦ им. М. В. Хруничева завершило 4-й этап модернизации РН «Протон-М» — «Бриз-М» («Phase IV Proton Breeze M»). В результате проведённых усовершенствований масса выводимой на ГПО полезной нагрузки системы была увеличена до 6300-6350 кг на стандартной трассе (наклонение 51,6°, остаточная ΔV до ГСО 1500 м/с)[42] и до 6500 кг при выводе на суперсинхронную орбиту (орбиту с высотой в апогее до 65000 км). Первый пуск усовершенствованного носителя состоялся 9 июня 2016 года со спутником Intelsat 31[44][45].

Дальнейшие улучшения РН «Протон-М»

Разгонные блоки

Для выведения полезной нагрузки на высокие, переходные к геостационарным, геостационарные и отлётные орбиты используется дополнительная ступень, называемая разгонным блоком (РБ). Разгонные блоки позволяют осуществлять многократные включения своего маршевого двигателя и реориентацию в пространстве для достижения заданной орбиты. Первые разгонные блоки для РН «Протон-К» были сделаны на базе ракетного блока Д носителя Н-1 (его пятой ступени). В конце 1990 годов ГКНПЦ имени М. В. Хруничева разработал новый разгонный блок «Бриз-М», используемый в РН «Протон-М» наряду с РБ семейства Д[7].

Блок ДМ

Разработка блока Д велась в ОКБ-1 (сейчас РКК «Энергия» имени С. П. Королёва). В составе РН «Протон-К» с середины 60-х годов блок Д претерпел несколько модификаций. После модификации, направленной на повышение грузоподъёмности и снижение стоимости блока Д, РБ стал называться «Блок-ДМ». Модифицированный разгонный блок имел время активного существования 9 часов, и количество запусков двигателя было ограничено тремя. В настоящее время[когда?] используются разгонные блоки моделей ДМ-2, ДМ-2М и ДМ-03 производства РКК «Энергия», у которых количество включений было увеличено до 5[47][48].

Блок Бриз-М

«Бриз-М» — разгонный блок для ракет-носителей «Протон-М» и «Ангара». «Бриз-М» обеспечивает выведение космических аппаратов на низкие, средние, высокие орбиты и ГСО. Применение разгонного блока «Бриз-М» в составе ракеты-носителя «Протон-М» позволяет увеличить массу полезной нагрузки, выводимой на геостационарную орбиту, до 3,5 т, а на переходную орбиту до более чем 6 т. Первый запуск комплекса «Протон-М» — «Бриз-М» состоялся 7 апреля 2001 года[49].

Характеристики разгонных блоков, используемых с РН «Протон» Название Индекс ГУКОС Масса РБ Топливо Запас топлива, т Маршевый двигатель Тяга в вакууме, тс Удельный импульс, сек Кол-во включений двигателя Масса ПГ на ГСО, т Начало эксплуатации на Земле в космосе Протон-К Протон-М (3-го этапа)
ДМ-2[47][50] 11С861 3,2 2,3 Синтин + жидкий кислород 15,1 11Д58М 8,5 360[51] до 5 2,4 1982
ДМ-2М[48][52] 11С861-01 2,2 Синтин + жидкий кислород 15,1 11Д58С 8,5 361 до 5 2,5 1994
ДМ-03[53] 11С861-03 3,245 2,35 Синтин + жидкий кислород 18,7 11Д58М11Д58МДФ[54] 8,5 361367[54] до 5 2,95 3,44 2007
Бриз-М[49] 14C43 2,5 АТ + НДМГ До 20 14Д30 2 329 до 8 3,7 1999

Переходные системы

При стандартной схеме выведения механическое и электрическое соединение КА с РБ «Бриз-М» осуществляется посредством переходной системы, состоящей из изогридного углепластикового или металлического адаптера и системы разделения (СР). Для выведения на геостационарные орбиты могут использоваться несколько различных переходных систем, различающихся по диаметру кольца крепления КА: 937, 1194, 1664 и 1666 мм. Конкретный адаптер и система разделения выбираются в зависимости от конкретного КА. Адаптеры, используемые в РН «Протон-М», разработаны и изготовляются ГКНПЦ им. М. В. Хруничева, а системы разделения производятся фирмами RUAG Space AB, ГКНПЦ им. М. В. Хруничева и EADS CASA Espacio[55][56][57].

Как пример можно привести систему разделения 1666V, которая состоит из замковой ленты, соединяющей КА и адаптер между собой. Лента состоит из двух частей, стянутых посредством соединительных болтов. В момент разделения РБ и КА пирогильотины системы разделения перерубают соединительные болты замковой ленты, после чего лента раскрывается, и за счёт освобождения восьми пружинных толкателей (количество может меняться в зависимости от типа используемой системы разделения), расположенных на адаптере, осуществляется отделение КА от РБ[56][57][58].

Электрические системы и системы телеметрии данных

Кроме основных механических блоков, упомянутых выше, РН «Протон-М» насчитывает ряд электрических систем, используемых на всём протяжении подготовки к пуску и пуска РКН. С помощью этих систем осуществляется электрическое и телеметрическое соединение КА и систем РН с пультовой 4102 во время подготовки к пуску, а также сбор телеметрических данных во время полёта[55].

Головные обтекатели

wikiredia.ru

Протон (ракета-носитель) Википедия

Общие сведения Страна Семейство Индекс Назначение Разработчик Изготовитель Основные характеристики Количество ступеней Длина (с ГЧ) Диаметр Стартовая масса Вид топлива Масса полезной нагрузки  • на НОО  • на ГПО-1500  • на ГПО-1800  • на ГСО История запусков Состояние Места запуска Число запусков  • успешных  • неудачных  • частично неудачных Первый запуск Последний запуск Всего произведено Варианты Первая ступень («Протон-М» 3-й фазы[4][5][6][7]) Длина Диаметр Сухая масса Стартовая масса Маршевые двигатели Тяга Удельный импульс Время работы Вторая ступень («Протон-М» 3-й фазы[4][7]) Длина Диаметр Сухая масса Стартовая масса Маршевый двигатель Тяга Удельный импульс Время работы Третья ступень («Протон-М» 3-й фазы[7][8]) Сухая масса Стартовая масса Маршевый двигатель
РН «Протон»
«Протон-К» выводит на орбиту модуль «Звезда» для МКС
«Протон»
8К82, 8К82К, 8К82КМ
Ракета-носитель
ГКНПЦ им. М. В. Хруничева (КБ «Салют»)
ГКНПЦ им. М. В. Хруничева
3—4 (здесь и далее для «Протон-М» третьей фазы модификации)
58,2 м
4,1 м (7,4 м)
705 т
НДМГ + АТ
 
23 тонны[3]
6,35 т (с РБ «Бриз-М»)
7,10 т (с РБ «Бриз-М»)
до 3,7 т (с РБ «Бриз-М»)
действующая
Байконур
414 (на 17.08.2017)
367
27
20
16.07.1965
17.08.2017
414
«Протон», «Протон-К», «Протон-М»
21,18 м
7,4 м
30,6 т
458,9 т
6 × ЖРД РД-276
10026 кН (зем.)
288 с
121 с
17,05 м
4,1 м
11 т
168,3 т
ЖРД РД-0210 (3 шт.) и РД-0211 (1 шт.)
2400 кН
320 с
215 с
3,5 т
46,562 т
ЖРД РД-0213

ru-wiki.ru