УР-500 Протон – советская/российская ракета-носитель тяжелого класса, разработанная в ОКБ-52 Челомея (ныне ГКНПЦ им. Хруничева) в 1960-хх годах.
История ракет Протон
В начале 1960-хх годов космическая гонка между СССР и США достигла апогея. Исследования космического пространства и появление огромного количества новых технологий и методик делало еще недавно разработанные ракеты морально устаревшими. Уже к началу 1960-хх руководство СССР приняло решение о создании нового поколения ракет, способных выводит в космос как большую полезную нагрузку, так и тяжелые сверхмощные ядерные заряды.
В конкурсе участвовали основные конструкторские школы: ОКБ Королева предложило ракету Н-1, ОКБ Янгеля тяжелую ракету Р-56, а ОКБ №52 под руководством Челомея предложило семейство ракет под наименованием УР – Универсальная Ракета. Челомей планировал создать сразу 4 унифицированные ракеты: легкую МБР УР-100, среднюю МБР УР-200, тяжелый носитель УР-500 и сверхтяжелый носитель УР-700.
По итогу конкурса было решено отказаться от варианта легкой ракеты. ОКБ №52 получило заказ на среднюю МБР и тяжелый носитель. Заказ на сверхтяжелый носитель получил Королев со-своей Н-1.
Изначально, УР-500 предполагал «пакетную» схему, составленную из четырех параллельно соединенных ракет УР-200, с третьей ступенью, так же созданной на базе УР-200. Со-временем от такой схемы отказались в пользу тандемной, хотя верхние ступени все же были созданы из УР-200.
Ракета создавалась как гражданская – для доставки в космос тяжелых грузов, так и военная – в качестве стратегического носителя сверхтяжелых бомб мощностью до 150 мегатонн. Для этого ракета должна была быть весьма мощной, т.к., например, созданная в 1961 году водородная бомба АН602 (знаменитая Кузькина мать или Царь-бомба) мощностью 58 мегатонн весила 26,5 тонн и не помещалась в фюзеляже бомбардировщика .
Для УР-500 были адаптированы двигатели РД-253, разработанные в КБ Глушко. В свое время этот двигатель был отвергнут Королевым в проекте Н-1 из-за применяемого в нем токсичного топлива. Было решено применить эту технологию с УР-500, хотя токсичность топлива до сих пор является главной претензией к ракетам Протон.
Над проектом надвисла серьезная опасность закрытия после отставки поддерживавшего его Хрущева. Проект УР-200 был закрыт, как дублировавший уже действующие проект МБР Р-9. Однако, после длительного противостояния политиков и инженеров УР-500 было решено сохранить в гражданской версии.
Первый пуск двухступенчатой версии УР-500 совершил в 1965 году с грузом массой в 8,4 тонны. Всего, за 1965-1966 годы было осуществлено 4 запуска, доставивших в космос спутники Протон. Изначально ракету планировали назвать Геркулес, но из-за того, что первые 2 года УР-500 доставляла в космос спутники Протон, то и ее саму стали так называть.
Тогда же началась разработка тяжелой версии Протон-К – уже трехступенчатой для возможности полетов к Луне. Эта ракета взлетела в 1967 году с прототипом будущего корабля для облета Луны.
Тем не менее, Лунная программа СССР не увенчалась успехом: из 11 запусков Протона-К и лунным кораблем полностью успешным признали только 1, а всего из 21 запуска Протона-К успешными признали лишь 6. Вкупе с неудачными запусками ракет Н-1 и тем фактом, что в 1969 году Аполлон-11 достиг Луны, в СССР программа была свернута.
Из-за высокой аварийности и большого количества доработок Протон-К была принят на вооружение только к 1978 году после 61 осуществленного пуска.
Протон-К использовалась для запуска различных научных, военных и гражданских космических аппаратов. Ракета использовалась для выведения полезной нагрузки на низкие орбиты, четырёхступенчатый - для выведения космических аппаратов на высокие. 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.
В первом десятилетии XXI века ракета Протон-К сменилась модернизированной версией Протон-М, которая успешно эксплуатируется в России.
Конструкция ракет Протон
УР-200
Базовая УР-500 была двухступенчатой ракетой, у которой первая ступень – более мощная, была разработана специально, а вторая ступень унаследована от УР-200. Ракета могла вывести до 8,4 тонн груза на низкую орбиту.
Первая ступень семиблочная: один центральный, окруженный шестью боковыми блоками. Центральный блок включает хвостовой отсек, переходный отсек и бак окислителя, двигателей нет. Боковые блоки содержат хвостовые отсеки с двигателями РД-253, топливных баков и передних отсеков.
Вторая ступень состоит из переходного, топливного и хвостового отсеков. Оснащается тремя двигателями РД-0210 и одним РД-0211 (может обеспечивать наддув топливных баков).
Протон-К
Появление модификации Протон-К потребовало внести ряд изменений во вторую ступень базовой ракеты для обеспечения возможности добавления третьей и четвертой ступени. Это позволило увеличить массу полезной нагрузки и работать на более высоких орбитах.
Мощность двигателей первой ступени была увеличена на 7,7% (обновленные двигатели получили индекс РД-275).
Во второй ступени были увеличены топливные баки и изменилась конструкция переходного отсека между первой и второй ступенями.
Третья ступень – новая для УР-500 – состоит из приборного, топливного и хвостового отсеков. Ее разработали на базе второй ступени, но укоротили и установили 1 двигатель РД-0212 + небольшой рулевой двигатель РД-0214.
Протон-М
К 2012 году основной ракетой России стала обновленная модификация Протон-М. Она создана на базе модификации «К», но в нее был внесен ряд изменений, в первую очередь, в систему управления. Благодаря этому ракета эффективнее сжигает топливо, отработанные ступени возвращаются на Землю более точно, получает возможность маневрировать в космосе, а так же позволяет устанавливать более габаритные грузы. Так же двигатели РД-275 были заменены на РД-276, что увеличило на 650 кг массу забрасываемого на ГПО груза.
Все ступени используют топливо, составленное из несимметричного диметилгидразина (НДМГ или гептил) и тетраоксида азота. Это топливо позволило упростить двигатели, но считается крайне токсичным.
Разгонные блоки
Для окончательного выведения груза на орбиту и маневрирования в космосе используются разгонные блоки ДМ и Бриз-М.
Блок ДМ (изначально Блок Д) создавался в ОКБ-1 Королева. После модернизации до версии ДМ блок мог работать в космосе до 9 часов с тремя возможными запусками. Сейчас на его базе создаются новые модификации.
Блок Бриз-М предназначен для ракет Протон-М и и является универсальной и наиболее активно применяющейся системой. Блок позволяет увеличить массу нагрузки до 3,5 тонн на ГСО. Впервые был запущен в 2001 году.
Видео запуска ракеты-носителя Протон-М
Эксплуатация ракет Протон
Разработка ракеты-носителя явилась одной из основных программ в советской космонавтике. Несмотря на череду неудач в первые годы своего существования, наряду с «семёркой» (РН Восток, РН Союз и др.), Ракета Протон стала одной из наиболее используемых ракет-носителей в советской и позже в российской космонавтике. Со временем первоначальные ошибки конструкции были отработаны, и в настоящее время «Протон» является одним из самых надёжных носителей из когда-либо созданных.
Ракета Протон изготавливается на ГКНПЦ им. Хруничева. Собранные элементы ракет доставляются на космодромы по железной дороге. Окончательная сборка ракеты и подготовка к пуску осуществляется на космодроме на площадке 92А-50.
Пуски осуществляются с космодрома Байконур. Из четырех пусковых прощадок, построенных для ракеты в советский период эксплуатируются три: площадки 81Л, 81П и 200Л.
Специально для продвижения коммерческих пусков была учреждена международная компания International Launch Services (ILS). На 2011 год под эгидой ILS было проведено 72 пуска.
Начиная с 1965 года РН Протон в трех своих модификациях запускалась 409 раз (2015 год) из которых 27 пусков были неудачными и 20 частично неудачными.
Планируется, что к 2020 годам ракета уступит место новой, более совершенной и экологичной ракете Ангара.
Конструкция модификаций ракет Протон
Для вывода значительного объёма полезного груза на околоземную орбиту, а затем и в космическое пространство, необходим мощный ракета-носитель (РН), так называемого тяжёлого класса. В СССР работами по созданию такого аппарата занималось подразделение ОКБ-23 - в настоящее время ГКНПЦ им. М. В. Хруничева. Результатом изысканий стало создание двухступенчатого носителя УР-500 (первого в линейке «Протонов»). Он относился к РН средне-тяжёлого класса. На его базе, в дальнейшем, были созданы Протон-К, Протон-М (тяжёлого класса). В США подобные ракеты носят аббревиатуру «Сатурн-1Б».Таким образом, все советские, а впоследствии и российские космические корабли ТКС, Л-1/«Зонд», ИСЗ, орбитальные и межпланетные станции (Салют-ДОС, Алмаз), модули Мира и МКС, выводились на орбиту ракетоносителями серии «Протон». К середине 2000-х годов наибольшее распространение получила модификация «Протон-М». На её долю приходится основная часть выводимых на орбиту космических аппаратов (федеральных российских и коммерческих иностранных).
Первоначально УР-500 (универсальная ракета) проектировался и создавался в качестве орбитальной и межконтинентальной баллистической ракеты способной доставить сверхмощную (100 мегатонн и более) термоядерную боеголовку в любую точку планеты. Однако предусматривался и вариант использования её как ракеты-носителя тяжёлых спутников. 16 июля 1965 года состоялся первый пуск двухступенчатой РН УР-500. В качестве полезной нагрузки выступал космический аппарат Н-4 № 1 «Протон-1». Всего в период с 65 по 66 год осуществлено четыре запуска.
В рамках советской «лунной программы» с июля 1965 года разрабатывается новый трёхступенчатый РН УР-500К (8К82К «Протон-К») и параллельно начиналось проектирование четвёртой ступени. Официально, днём рождения РН «Протон- К» считают 10 марта 1967 года, когда был произведён запуск трёхступенчатой ракеты с блоком Д и КК 7К-Л1П («Космос-146»).
Несмотря на значительные успехи и большое количество удачных конструктивных решений, количество аварий было слишком велико (в период с марта 1967 по август 1970 – 21 пуск, и только 6 целиком успешных). Это отсрочило принятие РН «Протон-К» на вооружение до 1978 года (после 61 пуска). Крайний запуск ракеты данного класса осуществлен 30 марта 2012 года. Она была собрана в ГКНПЦ им. М. В. Хруничева в конце 2000-х годов и хранилась в арсенале. Цель запуска - вывод на орбиту последнего спутника серии УС-КМО. При этом крайний раз применялся разгонный блок версии ДМ-2. В настоящее время «Протон-К» снят с производства. С 1967 по 2012 год ракетоносители данной серии запускались 310 раз. Трёхступенчатый вариант «Протон-К» использовался для доставки ПН (полезной нагрузки) на так называемые, низкие орбиты, а четырёхступенчатые – на орбиты высокоэнергетические. На высоту в 200 км «Протон» мог поднимать до 21 т ПН, и на ГСО (геостационарную орбиту) - до 2,6 т.
В 2001 году, ГКНПЦ им. М. В. Хруничева перешёл на выпуск новой модификации 8К82КМ, иначе - «Протон-М». Современная ракета превосходит предшествующие модификации в плане экологичности. Кроме того, на ней устанавливают новые разгонные блоки - 14С43 Бриз-М, благодаря которым появилась возможность значительно увеличить полезную нагрузку при подъёме на геопереходную и геостационарную орбиты. Ракета-носитель «Протон-М» оснащается высокоточной цифровой системой управления на основе бортового цифрового вычислительного комплекса. И, наконец, стало возможным увеличить размер обтекателей по сравнению с предыдущими РН «Протон-К».
Компоновка трёхступенчатого РН «Протон»
Первая ступень выполнена в форме блоков. Центральный имеет хвостовой отсек, бак окислителя и переходный отсек. Вокруг него симметрично размещены шесть боковых блоков. Каждый из них разделён на передний отсек, бак для горючего и хвостовой отсек. В последнем размещается маршевый жидкостный ракетный двигатель типа РД-253. Таким образом, можно сказать, что двигательная установка первой ступени включает в себя шесть автономных жидкостных ракетных двигателя. Их запуск происходит методом прорыва пиромембран, расположенных на входе в двигатель. Двигатель РД-253 снабжён системой подачи топлива с дожиганием генераторного газа.
Вторая ступень выполнена в форме цилиндра. Отсеки: переходной, топливный и хвостовой. Двигательная установка состоит из трёх РД-0210 и одного 0211 (все автономные). Задача РД-0211 - обеспечить наддув топливного бака. Все они могут отклоняться в тангенциальных направлениях на угол до 3°15". Суммарная тяга двигательной установки равняется 2 352 кН в пустоте. Запуск двигателей второй ступени происходит до включения ЖРД первой ступени, благодаря чему происходит «горячий» принцип разделения ступеней. А именно:
Тяга двигателей второй ступени становится больше остаточной тяги ЖРД первой ступени;
- пироболты, соединяющие фермы ступеней, подрываются;
- ступени начинают расходится;
- выходящие из камер ЖРД второй ступени продукты сгорания, воздействуют на тепловой экран первой ступени и отталкивают её.
Третья ступень включает в себя три отсека (приборный, топливный и хвостовой) цилиндрической формы. Снабжена одним маршевым ЖРД.
Силовые установки всех ступеней ракеты-носителя «Протон» используют одинаковые компоненты топлива. Это несимметричный диметилгидразин (иначе гептил или НДМГ), химическая формула которого - (CH3)2N2H2, а также тетраоксид азота - N2O4. Эти компоненты относятся к разряду особо токсичных, и требуют самого осторожного обращения. Их использование обусловлено возможностью увеличить надёжность двигательной установки и упрощение её конструкции за счёт самовоспламенения топливной смеси.
Все запуски РН «Протон» происходят исключительно с космодрома Байконур. Там к началу 1965 года построили стартовый и технический комплексы – два рабочих места (площадка 92/1) и две пусковые установки (площадка 81). Дополнительный стартовый комплекс (площадка 200) был закончен в конце 70-х годов. Стоимость одного запуска РН типа «Протон», в среднем, обходится в $80 - $100 млн или 2,4 млрд рублей.
Описание* : Proton 7 от Universal Nutrition это премиальный протеин, он создан на основе продвинутой мультипротеиновой матрицы состоящей из оптимального соотношения быстрых и долгоусваивающихся протеинов. Proton 7 содержит 23 грамма ультра-премиум протеина в каждой порции, к тому же Universal Nutrition Proton 7 содержит 5 грамм клетчатки и 5 грамм незменимых жирных кислот в каждой порции, а также соедржит смесь пищеварительных ферментов для улучшения биодоступности и усваиваемости протеина и макисмального попадания в кровь аминокислот. Proton 7 подходит для использования в любое время суток!
Состав питательных веществ в одной порции (1 мерная ложка - 43,7 гр.) продукта**:
- Калории - 181, в т.ч. калории от жиров - 45
- Всего жиров - 5 гр., в т.ч. насыщенные жиры - 1 гр., транс жиры - 0 гр.
- Холестерин - 21 мг.
- Калий - 136 мг.
- Натрий - 102 мг.
- Всего углеводов - 11 гр., в т.ч. пищевая клетчатка - 5 гр., сахар - 2 гр.
- Протеин - 23 гр.
- Кальций - 44%
- Железо - 4%
- Фосфор - 27%
- Магний - 3%
- Селен - 8%
Ингредиенты**:
протеиновая матрица Proton 7 (ультра фильтрованный концентрат сывороточного протеина (молоко),
концентрат молочного протеина, казеинат кальция, мицеллярный казеин, гидролизат сывороточного протеина, изолят сывороточного протеина, яичный альбумин), матрица пищеварительных ферментов и клетчатки Proton 7 (полидекстроза, инулин, бромелайн, папаин), матрица незаменимых жирных кислот Proton 7 (подсолнечное масло, порошок триглицеридов со средней цепочкой), мальтодекстрин, натуральные и искусственные ароматизаторы, сухой кукурузный сироп, лецитин (соя), натрия казеинат, смесь коллоидов Proton 7 (целлюлозная камедь, ксантановая камедь, каррагинан), хлорид натрия, ацесульфам калия, моноглицериды, дикалия фосфат, токоферолы, диоксид кремния, сукралоза. Возможно содержание молока, сои, яйц, арахиса, орехов, рыбы, молюсковых и пшеницы.
Применение: смешайте 1-2 мерных ложки Proton 7 с 240-480 мл. нежирного молока или вашего любимого напитка. Для лучшего размешивания используйте блендер или шейкер. Не превышайте рекомендуемую дозировку. Продукт не должен использоваться, как замена полноценного питания. Прекратите прием продукта, если почувствуете отклонения от нормального состояния здоровья.
Порций в упаковке: 52.
Противопоказания: индивидуальная непереносимость компонентов продукта, беременным и кормящим женщинам, лицам до 18 лет. Перед применением проконсультироваться с врачом.
Примечание: не является лекарством.
Условия хранения: хранить вдали от прямого попадания солнечных лучей, в сухом, прохладном месте, недоступном для детей.
Срок годности: смотреть на упаковке.
Изготовитель : Universal Nutrition, 3 Terminal Rd, New Brunswick, NJ 08901, Phone: 800.872.0101.
* описание предоставлено производителем продукта.
** состав питательных веществ и ингредиентов, а также вес одной порции и вес самого продукта может незначительно меняться в зависимости от вкуса продукта.
Ракета-носитель «Протон» — прямая наследница советской двухступенчатой межконтинентальной баллистической ракеты УР-500, спроектированной в КБ, которое возглавлял Владимир Челомей. Ее разработка началась в 1961 году, вскоре стало понятно, что на вооружение она не пойдет из-за ее избыточной мощности, хотя она была способна доставить до территории противника знаменитую термоядерную бомбу, условно называемую «кузькина мать». Базироваться ракета должна была в шахтах, однажды приехавший на Байконур Хрущев, узнав, сколько нужно денег для этого, сказал:
«Так что мы будем строить — коммунизм или шахты для УР-500?»
Ракета потеряла свое боевое назначение, но была переориентирована на запуск спутников. Первый пуск состоялся 16 июля 1965 года с лабораторией для исследования космических частиц «Протон». Всего было выполнено четыре пуска двухступенчатого варианта, из них три — успешно. На основе этой ракеты Челомей предложил программу пилотируемого облета Луны, и на ракету поставили еще одну, третью ступень и небольшой разгонный блок. Однако разработчики не успели реализовать программу, поскольку сделать космический корабль и разгонный блок поручили конструкторскому бюро Сергея Королева. За Челомеем оставалась фактически только ракета. Всего по программе было запущено 11 беспилотных кораблей, из них 4 не вышли на орбиту Земли из-за аварий ракеты-носителя, 4 корабля совершили облет Луны.
Один корабль в июле 1968 года не был запущен из-за аварии разгонного блока во время подготовки к старту. В январе 1970 года программа была закрыта из-за того, что Советский Союз упустил приоритет в первом полете человека к Луне (в декабре 1968 года американские астронавты на корабле Apollo 8 первыми в мире осуществили облет Луны с выходом на окололунную орбиту, а в июле 1969 года на корабле Apollo 11 высадились на лунную поверхность). После закрытия программы облета ракета, получившая со временем название «Протон», применялась в трехступенчатом и четырехступенчатом вариантах для запуска космических аппаратов.
Александр Шлядинский
В 1970-е годы на ракете стали запускать первые советские орбитальные станции «Салют» и «Алмаз», а также межпланетные зонды к Луне, Марсу и Венере. «Протон» был единственной советской ракетой, способной запускать геостационарные спутники, висящие над одной точкой экватора на высоте 36 тыс. км. При полной массе в 700 тонн ракета доставляет на низкую околоземную орбиту 21 тонну или на геостационарную - до 3,5 тонны. Стартовые комплексы для «Протона» были и остаются только на Байконуре. В 1993 году американские и российские предприятия учредили компанию Lockheed-Khrunichev-Energia International (LKEI), преобразованную в 1995 году в International Launch Services (ILS), которая с 1996 года осуществляла запуски иностранных спутников на ракете «Протон» на коммерческой основе.
Раз ступень, два ступень...
Военное прошлое этой ракеты определило одно из главных ее отличий - все три ступени используют в качестве горючего несимметричный диметилгидразаин (гептил) и в качестве окислителя - тетраксид азота. Это связано с тем, что баллистическая ракета должна задолго до старта находиться в боеготовом состоянии. В отличие от нее ранее разработанные королевские ракеты использовали в качестве окислителя жидкий кислород, который испаряется и не допускает долгого хранения. Недостатком долгохранимого топлива является токсичность обоих его компонентов, достоинством — ему не требуется система зажигания, поскольку горючее воспламеняется само при контакте с окислителем.
В отличие от «Союза», у которого при старте начинают одновременно работать и «боковушки» первой ступени, и центральная вторая ступень, «Протон» выполнен по оптимальной схеме с последовательным делением ступеней.
В настоящее время используется самая совершенная модификация ракеты — «Протон-М», — оснащенная форсированными двигателями, облегченной конструкцией и цифровой системой управления.
Всего на ракете 11 маршевых однокамерных двигателей: шесть — первой, четыре — второй и один — третьей ступени. Третья ступень имеет также рулевой четырехкамерный двигатель.
Первая ступень состоит из одного центрального бака окислителя и окружающих его шести баков с горючим. Шесть качающихся двигателей РД-276 (разработки НПО «Энергомаш» и производства пермского завода «Протон-ПМ») обеспечивают тягу и управление ракетой на участке работы первой ступени (примерно 120 секунд).
Третья ступень с разгонным блоком и нагрузкой
Александр ШлядинскийВторая ступень состоит из бака окислителя и горючего, разделенного перегородкой, а также четырех качающихся двигателей (три РД-0210 и один РД-0211) (разработки КБ химической автоматики и производства Воронежского механического завода). Помимо создания тяги РД-0211 генерирует газ наддува для создания избыточного давления в баках.
Разделение ступеней осуществляется по так называемой горячей схеме: двигатели верхней ступени включаются до того, как останавливаются двигатели нижней. Это делается для того, чтобы избежать проблемы включения двигателей в невесомости, поскольку перегрузка ракеты участвует в создании необходимого давления при подаче топлива в турбонасос. Ступень работает 200 секунд.
Третья ступень устроена аналогично второй — верхний бак с окислителем, нижний с горючим, однако у нее только один неподвижно установленный маршевый двигатель (РД-0213) и один рулевой РД-0214 с четырьмя качающимися камерами. Они также начинают работать до полного выключения двигателей второй ступени. Рулевой двигатель фактически вытаскивает третью ступень с полезной нагрузкой из переходника, соединяющего ее со второй ступенью. Третья ступень работает примерно 240 секунд.
Именно с работой двигателей третьей ступени сейчас связывают как минимум три аварии ракет «Протон» — недавнюю, 2014 года, к которой привело разрушение подшипника турбонасоса рулевого двигателя, и 1988 года.
«Если что-то в ракете перестает работать, подается команда АВД — «аварийное выключение двигателей». Это пошло еще со времен боевых ракет, чтобы в случае отказа ракета упала на нашей территории. Двигатели выключаются, ракета падает в атмосфере и, как правило, сгорает», — поясняет редактор журнала «Новости космонавтики» Игорь Афанасьев. Поскольку ракета стоит гораздо меньше стартового комплекса, в аварийных случаях в момент пуска основная задача — наоборот, увести ракету от старта. «Поэтому в случае отказа или даже взрыва одного из двигателей первой ступени подается команда на форсирование оставшихся и только потом подается команда АВД», — пояснил эксперт.
Деградировал
Как , майская причина недавней аварии «Протона» крылась все в том же рулевом двигателе третьей ступени, отказ которого произошел из-за «повышенных вибронагрузок, вызванных увеличением дисбаланса ротора турбонасосного агрегата, связанного с деградацией свойств его материала под действием высоких температур и несовершенством системы балансировки». При этом, как выяснилось, отказ «имеет конструктивный характер».
Для облегчения разделения наверху второй ступени предусмотрены пороховые тормозные двигатели, которые помогают избежать опасных соударений ступеней. После этого третья ступень с нагрузкой и разгонный блок выходят на переходную или низкую околоземную орбиту.
Схема выведения на геостационарную орбиту
Первый разгонный блок, а по сути, четвертая ступень ракеты, появился во время реализации программы облета Луны. Он предназначен для перевода космического аппарата с низкой околоземной орбиты на траекторию полета к Луне и другим планетам либо на геостационарную орбиту. Разгонный блок продолжительное время автономно работает в открытом космосе, функционируя в невесомости, и имеет свою систему активной ориентации и стабилизации.
На «Протоне» применяются два типа разгонных блоков (РБ). Блок «Д» — кислородно-керосиновый (разработки РКК «Энергия»), применяется в основном для запуска аппаратов ГЛОНАСС. «Бриз-М» (ГКНПЦ имени М.В. Хруничева) — на долгохранимых компонентах, для запусков геостационарных спутников. Сам он по сути двухступенчатый — центральная часть окружена тороидальным блоком сбрасываемых баков.
Основное отличие РБ (он относится не к ракете, а к космической головной части) от ступеней ракеты в том, что он может работать в невесомости, когда в баках топливо может собираться в виде шаров, в нем могут появляться пузыри газа, из-за которых двигатель может «захлебнуться». Поэтому для создания слабых перегрузок могут использоваться небольшие пороховые двигатели.
Привычная задача для «Протона» — выведение геостационарных спутников (36 тыс. км). Для этого разгонный блок должен сообщить аппарату, находящемуся на низкой круговой орбите, дополнительную скорость (порядка 3 км/с), чтобы он перешел с круговой орбиты на эллиптическую. И уже в дальней точке этого эллипса нужно придать аппарату еще один импульс, чтобы сообщить ему первую космическую скорость для этой высоты. Одна из сложностей заключается в том, что Байконур находится далеко от экватора. Поэтому орбиты спутников имеют высокое наклонение и для запуска геостационарного аппарата требуются дополнительные импульсы разгонного блока, чтобы «выпрямить» орбиту и заставить спутник висеть точно над экватором.
По той же причине на Луну или Марс «Протон» может отправить больше груза, чем на геостационарную орбиту.
«Схема «Протона» не меняется с 1965 года, однако сейчас применяются новые технологии, меняются материалы, немного увеличена эффективность двигателей. Возможность улучшения сильно завязана на конструкцию ракеты и габариты. Чтобы увеличить тягу, нужно либо давление в камерах увеличивать, либо увеличивать сопло, но это требует изменения габаритов ракеты и — главное — стартового комплекса», — пояснил Афанасьев.
Из Филей на поезде
Ракета собирается в Филях, на заводе Хруничева, и в виде небольшого числа транспортабельных блоков отправляется специальным железнодорожным составом на космодром. Изначально размеры элементов ракеты выбирались таким образом, чтобы наиболее габаритная ее часть (бак окислителя первой ступени диаметром 4100 мм), помещенная в специальный удлиненный вагон, могла перевозиться, не причиняя проблем встречным поездам и контактной электросети, свободно проходить в туннелях и по кривым участкам пути. При этом на участках с минимальными радиусами кривизны, чтобы избежать столкновения, приходится останавливать движение поездов встречного направления. Самая широкая неразборная часть ракет, диаметром до 5 м, — головной обтекатель.
Чтобы доставить его по железной дороге, его разделяют пополам вдоль и везут в наклонном положении.
В отличие от авиации, где расследование большинства аварий заканчивается публичным и детальным отчетом МАК, результаты космических аварий в России часто обнародуются без должной детализации.
«Протон» (УР-500 - Универсальная ракета, «Протон-К», «Протон-М») - ракета-носитель (РН) тяжёлого класса, предназначенная для выведения автоматических космических аппаратов на орбиту Земли и далее в космическое пространство. 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, наряду с американской РН «Сатурн-1Б».
Видео пуска ракеты Протон-М
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.
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
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.
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.
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.
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
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.
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.
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 счет тяги рулевого ЖРД третьей ступени, запускаемого до выключения маршевых ЖРД второй ступени, и торможения отделяемой части второй ступени имеющимися на ней шестью твёрдотопливными двигателями 8Д84. Отделение полезного груза осуществляется после выключения рулевого двигателя РД-0214. При этом третья ступень тормозится четырьмя твердотопливными двигателями.
Система управления РН «Протон-К»
РН «Протон-К» оснащена автономной инерциальной системой управления (СУ), обеспечивающей высокую точность выведения ПН на различные орбиты. 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.
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.
Используемое топливо
В качестве компонентов топлива во всех ступенях ракеты используются несимметричный диметилгидразин (НДМГ, также известный как гептил) (CH3)2N2H2 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.
Улучшения в РН «Протон-М»
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:
- более полная выработка бортового запаса топлива, что увеличивает массу ПГ на орбите и уменьшает остатки вредных компонентов в местах падения отработавших первых ступеней РН;
- сокращение размеров полей, отводимых для падения отработавших первых ступеней РН;
- возможность пространственного манёвра на активном участке полёта расширяет диапазон возможных наклонений опорных орбит;
- упрощение конструкции и увеличение надёжности многих систем, чьи функции теперь выполняет БЦВК;
- возможность установки головных обтекателей больших размеров (до 5 м в диаметре), что позволяет более чем вдвое увеличить объём для размещения полезного груза и использовать на РН «Протон-М» ряд перспективных разгонных блоков;
- быстрое изменение полётного задания.
Эти изменения в свою очередь привели к улучшению массовых характеристик ракеты-носителя «Протон-М». 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, 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).
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), 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) и до 6500 кг при выводе на супер синхронную орбиту (орбиту с высотой в апогее до 65000 км). Первый пуск усовершенствованного носителя состоялся 9 июня 2016 года со спутником Intelsat 31.
Дальнейшие улучшения РН Протон-М
- Увеличение тяги двигателей первой ступени.
- Применение высокоэнергетических молекулярных комплексов, растворяемых в обоих компонентах высококипящего топлива.
- Снижение энергетических и гидравлических потерь в трактах турбонасосных агрегатов двигателя, путём использования специальных присадок из полимерных материалов, высокомолекулярный полиизобутилен (ПИБ). Использование горючего с присадкой ПИБ позволит увеличить массу полезного груза, выводимого на переходную к геостационарной орбиту на 1,8 %.
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 им. М. В. Хруничева разработал новый разгонный блок «Бриз-М», используемый в РН «Протон-М» наряду с РБ семейства Д.
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 используются разгонные блоки моделей ДМ-2, ДМ-2М и ДМ-03 производства РКК «Энергия», у которых количество включений было увеличено до 5.
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.
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.
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.
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.
Головные обтекатели
За всё время эксплуатации РН «Протон» с ней использовалось большое количество различных головных обтекателей (ГО). Тип обтекателя зависит от типа полезного груза, модификации РН и используемого разгонного блока. Сброс ГО осуществляется в начальный период работы ускорителя третьей ступени. Цилиндрическая проставка сбрасывается после отделения космической головной части. Классические стандартные обтекатели РН «Протон-К» и «Протон-М» для вывода КА на низкие орбиты без РБ имеют внутренний диаметр 4,1 м (внешний 4,35 м) и длину 12,65 м и 14,56 м соответственно. Так, например, обтекатель этого типа использовался при запуске РН «Протон-К» с модулем «Заря» для МКС 20 ноября 1998 года.
Для проведения коммерческих запусков в комплектации с блоком «ДМ» используются головные обтекатели длиной 10 м, внешним диаметром 4,35 м (максимальная ширина ПН должна быть не более 3,8 м). В случае использования РБ «Бриз-М» стандартный обтекатель при проведении одиночных коммерческих запусков имеет длину 11,6 м и при проведении двойных коммерческих запусков - 13,2 м. В обоих случаях внешний диаметр ГО равен 4,35 м.
Головные обтекатели производятся ФГУП ОНПП «Технология» в городе Обнинск Калужской области. ГО изготовляется из нескольких обечаек, которые представляют собой трёхслойные конструкции с алюминиевым сотовым заполнителем и обшивками из углепластика, содержащие усиления и вырезы для люков. Использование материалов этого типа позволяет достичь снижения массы по сравнению с аналогом из металлов и стеклопластика не менее чем на 28-35 %, повысить жёсткость конструкции на 15 % и улучшить акустические характеристики в 2 раза.
В случае коммерческих запусков через компанию ILS, которая осуществляет маркетинг пусковых услуг РН «Протон» на международном рынке, используются альтернативные ГО бо́льшего размера: длиной 13,3 м и 15,25 м и диаметром 4,35 м. Кроме того, для увеличения возможностей РН «Протон-М» активно изучается возможность использования ГО 5-метрового диаметра. Это позволит запускать спутники большего размера и повысит конкурентоспособность РН «Протон-М» против его основного конкурента «Ариан-5», который уже используется с ГО диаметром 5 м.
Варианты конфигурации
РН «Протон» (УР-500) существовала только в одной конфигурации - 8K82. РН «Протон-К» и «Протон-М» за многие годы эксплуатации использовали различные типы разгонных блоков. Кроме того, РКК, производитель РБ ДМ, оптимизировала свои изделия для конкретных полезных нагрузок и каждой новой конфигурации присваивала новое наименование. Так, например, различные конфигурации РБ 11С861-01 могли иметь различные наименования в зависимости от полезной нагрузки: Блок-ДМ-2M, Блок-ДM3, Блок-ДM4 и т. д.
Сборка РН «Протон-М»
Сборка и подготовка к запуску РН «Протон-М» проходят в монтажно-испытательных корпусах (МИК) 92-1 и 92А-50 на территории «площадки 92».
В настоящее время в основном используется МИК 92-А50, который был достроен и усовершенствован в 1997-1998 годах. Кроме того, в 2001 году была сдана в эксплуатацию единая оптоволоконная система дистанционного управления и контроля космических аппаратов (КА), которая позволяет заказчикам проводить подготовку КА на техническом и стартовом комплексах непосредственно из пультовой, размещенной в МИКе 92А-50.
Сборка РН в МИК 92-А50 проходит в следующем порядке:
- Блоки РН «Протон» доставляются в МИК 92-А50, где каждый блок проверяется автономно. После этого производится сборка ракеты-носителя. Сборка первой ступени выполняется в специальном стапеле «револьверного» типа, что существенно снижает трудозатраты и повышает надёжность сборки. Далее полностью собранный пакет из трёх ступеней подвергается комплексным испытаниям, после чего дается заключение о готовности его к стыковке с космической головной частью (КГЧ);
- Контейнер с КА доставляется в зал 102 МИКа 92-А50, где проводятся работы по очистке его наружных поверхностей и подготовительные операции для разгрузки;
- Далее КА извлекается из контейнера, подготавливается и заправляется компонентами топлива в чистовом зале 103А. Там же проводятся проверки КА, после чего он перевозится в соседний зал 101 для сборки с разгонным блоком;
- В чистовом зале 101 (технический комплекс сборки и проверки КГЧ) проводится стыковка КА с РБ «Бриз-М»;
- КГЧ перевозится в чистовой зал 111, где проводятся сборка и испытания ракеты космического назначения (РКН) «Протон-М»;
- Через несколько дней после завершения электрических испытаний полностью собранная РКН вывозится из МИКа на топливно-заправочную станцию для заправки баков низкого давления разгонного блока «Бриз-М». Эта операция длится два дня;
- По завершении заправки проводится заседание Государственной комиссии по итогам работ, выполненных на техническом и стартовом комплексах РН «Протон». Комиссия принимает решение о готовности РКН к установке на стартовой площадке;
- РКН устанавливается на стартовой площадке..
Сборка РН «Протон-К» проводится в МИКе 92-1. Этот МИК являлся основным до ввода в эксплуатацию МИКа 92-А50. В нём находятся технические комплексы сборки и проверки РН «Протон-К» и КГЧ, где также осуществляется стыковка КГЧ с РН «Протон-К».
Стандартная схема полёта РН «Протон-М» с РБ «Бриз-М»
Для выведения космических аппаратов на геостационарную орбиту РН «Протон-М» следует стандартной схеме выведения с использованием штатной трассы полёта для обеспечения точности падения отделяемых частей ракеты-носителя в заданных районах. В результате, после работы первых трёх ступеней РН и первого включения РБ «Бриз-М», орбитальный блок (ОБ) в составе РБ «Бриз-М», переходной системы и космического аппарата (КА) выводится на опорную орбиту высотой 170 × 230 км, обеспечивающую наклонение 51,5°. Далее РБ «Бриз-М» выполняет ещё 3 включения, в результате которых формируется переходная орбита с апогеем, близким апогею целевой орбиты. После пятого включения РБ выводит КА на целевую орбиту и отделяется от КА. Общее время полёта от подачи сигнала «Контакт подъёма» (КП) до отделения КА от РБ «Бриз-М» обычно составляет около 9,3 часа.
В следующем описании приведены приблизительные времена включений и выключений двигателей всех ступеней, время сброса ГО и пространственной ориентации РН для обеспечения заданной траектории. Точные времена определяются конкретно для каждого пуска в зависимости от конкретной полезной нагрузки и конечной орбиты.
Участок работы РН «Протон-М»
За 1,75 с (Т −1,75 с) до пуска включаются шесть двигателей первой ступени РД-276, чья тяга в этот момент составляет 40 % от номинала, и набирают 107 % тяги в момент подачи сигнала КП. Подтверждение сигнала КП поступает в момент Т +0,5 с. Через 6 секунд полёта (Т +6 с) тяга возрастает до 112 % от номинала. Ступенчатая последовательность включения двигателей позволяет получить подтверждение их штатного функционирования до того, как тяга увеличена до максимальной. После начального вертикального участка продолжительностью около 10 с РКН выполняет манёвр по крену для установления требуемого азимута полёта. При наклонении орбиты 51,5°, как в случае с выведением на геостационар, азимут составляет 61,3°. При других наклонениях орбиты используются другие азимуты: для орбит с наклонением 72,6° азимут составляет 22,5°, а для орбит с наклонением 64,8° - 35,0°.
Три РД-0210 и один РД-0211 второй ступени включаются на 119-й секунде полёта и переходят в режим полной тяги в момент отделения первой ступени на 123-й секунде. Рулевые двигатели третьей ступени включаются на 332-й секунде, после чего двигатели второй ступени выключаются на 334-й секунде полёта. Отделение второй ступени осуществляется после того, как на 335-й секунде включаются шесть тормозных РДТТ и происходит её уведение.
Двигатель РД-0213 третьей ступени включается на 338 с, после чего происходит сброс головного обтекателя (ГО) примерно на 347 секунде от сигнала КП. Как и для ступеней, момент сброса ГО выбирается для обеспечения гарантированного попадания ускорителя второй ступени РН в заданный район падения, а также обеспечения тепловых требований КА. После выключения маршевого двигателя третьей ступени на 576-й секунде четыре рулевых двигателя работают ещё в течение 12-ти секунд для калибровки расчётной скорости выведения.
После достижения заданных параметров, примерно на 588-й секунде полёта система управления выдаёт команду на выключение рулевого двигателя, после которой третья ступень отделяется от орбитального блока и уводится с помощью тормозных РДТТ. Момент разделения с третьей ступенью принимается за начало автономного полёта ОБ. Дальнейшее выведение КА осуществляется с помощью РБ «Бриз-М».
Участок работы РБ «Бриз-М»
Выведение ОБ на геопереходную орбиту осуществляется по схеме с пятью включениями маршевого двигателя (МД) РБ «Бриз-М». Как и в случае с РН, точные времена включений и параметры орбит зависят от конкретной миссии. Сразу после отделения третьей ступени РН включаются двигатели стабилизации РБ, которые обеспечивают ориентацию и стабилизацию ОБ на участке пассивного полёта по суборбитальной траектории до первого включения двигателя РБ. Примерно через полторы минуты после отделения от РН (в зависимости от конкретного КА) выполняется первое включение МД длительностью 4,5 мин, в результате которого формируется опорная орбита высотой 170 × 230 км и наклонением 51,5°.
Второе включение МД длительностью порядка 18 мин производится в районе первого восходящего узла опорной орбиты после 50 мин пассивного полёта (с выключенными двигателями), в результате которого формируется первая промежуточная орбита с апогеем высотой 5000-7000 км. После того, как в течение 2-2,5 часов пассивного полёта ОБ достигнет перигея первой промежуточной орбиты, выполняется третье включение маршевого двигателя в районе восходящего узла до полной выработки топлива из дополнительного топливного бака (ДТБ, около 12 мин). Примерно через две минуты, во время которых сбрасывается ДТБ, выполняется четвёртое включение МД. В результате третьего и четвёртого включений формируется переходная орбита с апогеем, близким к апогею целевой геопереходной орбиты (35 786 км). На этой орбите КА проводит в пассивном полёте примерно 5,2 часа. Последнее, пятое включение МД, выполняется в апогее переходной орбиты в районе нисходящего узла для поднятия перигея и изменения наклонения до заданного, в результате которого РБ выводит КА на целевую орбиту. Примерно через 12-40 мин после пятого включения МД производится ориентация ОБ в направлении отделения КА с последующим отделением КА.
В промежутках между включениями МД система управления РБ выполняет развороты орбитального блока для обеспечения поддержания оптимальной температуры на борту, выдачи импульсов тяги, проведения сеансов радиоконтроля, а также для отделения КА после пятого включения.
Эксплуатация
С 1993 года маркетинг пусковых услуг РН «Протон» на международном рынке осуществляется совместным предприятием «International Launch Services» (ILS) (с 1993 по 1995 год: «Локхид-Хруничев-Энергия»). ILS имеет эксклюзивное право на маркетинг и коммерческую эксплуатацию РН «Протон» и перспективного ракетно-космического комплекса «Ангара». Хотя компания ILS зарегистрирована в США, её контрольный пакет принадлежит российскому ГКНПЦ им. М. В. Хруничева. На октябрь 2011 года, в рамках компании ILS были осуществлены 72 запуска космических аппаратов с использованием РН «Протон-К» и «Протон-М».
Стоимость Протон-М
Стоимость РН «Протон» варьируется от года к году и неодинакова для федеральных и коммерческих заказчиков, хотя порядок цены одинаков для всех потребителей.
Коммерческие пуски
В конце 1990-х годов стоимость коммерческого пуска РН «Протон-К» с блоком ДМ составляла от $65 до $80 млн. В начале 2004 года стоимость запуска была снижена до $25 млн из-за существенного усиления конкуренции. С тех пор стоимость запусков на «Протонах» постоянно возрастала и в конце 2008 года достигла примерно $100 млн на ГПО с использованием «Протон-М» с блоком «Бриз-М». Однако с началом мирового экономического кризиса в 2008 году обменный курс рубля к доллару снизился на 33 %, что привело к снижению стоимости запуска до примерно $80 млн. В июле 2015 года стоимость пуска РН «Протон-М» была снижена до $65 млн для возможности конкуренции с РН "Фалкон".
Пуски по федеральной космической программе России
Для федеральных заказчиков прослеживается последовательное увеличение стоимости носителя начиная с начала 2000-х годов: стоимость РН «Протон-М» (без блока «ДМ») выросла с 2001 по 2011 год в 5,4 раза - с 252,1 млн до 1356,5 млн рублей. Общая стоимость «Протон-М» с блоком «ДМ» или «Бриз-М» в середине 2011 года составляла порядка 2,4 млрд рублей (около $80 млн или €58 млн). Эта цена складывается из самой РН «Протон» (1,348 млрд), РБ «Бриз-М» (420 млн), доставки компонентов на Байконур (20 млн) и комплекса услуг по запуску (570 млн).
Цены по состоянию на 2013 год: 1,521 млрд рублей стоил сам «Протон-М», 447 млн - разгонный блок «Бриз-М», 690 млн - услуги по запуску, ещё 20 млн рублей стоила транспортировка ракеты на космодром, 170 млн рублей - головной обтекатель. Итого российскому бюджету один запуск «Протона» обходился в 2,84 млрд рублей.
Тактико-технические характеристики Протон-М
Количество ступеней........................3 - 4 (здесь и далее для «Протон-М» третьей фазы модификации)
Длина........................58,2 м
Стартовая масса........................705 т
Вид топлива........................НДМГ + АТ
Масса полезной нагрузки
- на НОО........................23 тонны
- на ГПО........................6,35 т (с РБ «Бриз-М»)
- на ГСО........................до 3,7 т (с РБ «Бриз-М»)
История запусков
Места запуска........................Байконур
Число запусков........................411 (на 9.06.2016)
- успешных........................364
- неудачных........................27
- частично неудачных20
Первый запуск........................16.07.1965
Последний запуск........................9.06.2016
Всего произведено........................410
Первая ступень («Протон-М» 3-й фазы)
Длина........................21,18 м
Диаметр........................7,4 м
Сухая масса........................30,6 т
Стартовая масса........................458,9 т
Маршевые двигатели........................6 × ЖРД РД-276
Тяга........................10026 кН (зем.)
Удельный импульс........................288 с
Время работы........................121 с
Вторая ступень («Протон-М» 3-й фазы)
Длина........................17,05 м
Диаметр........................4,1 м
Сухая масса........................11 т
Стартовая масса........................168,3 т
Маршевый двигатель........................ЖРД РД-0210 (3 шт.) и РД-0211 (1 шт.)
Тяга........................2400 кН
Удельный импульс........................320 с
Время работы........................215 с
Третья ступень («Протон-М» 3-й фазы)
Сухая масса........................3,5 т
Стартовая масса........................46,562 т
Маршевый двигатель........................ЖРД РД-0213
Рулевой двигатель........................ЖРД РД-0214
Тяга........................583 кН (маршевый) (31 кН (рулевой))
Удельный импульс........................325 с
Время работы........................239 с
Фото Протон-М
You have no rights to post comments