07-05-2024
РН «Протон» | |
«Протон-К» выводит на орбиту модуль «Звезда» для МКС | |
Общие сведения
|
|
---|---|
Страна | СССР, Россия |
Семейство | Протон |
Индекс | 8К82, 8К82К, 8К82КМ |
Назначение | Ракета-носитель |
Разработчик | ГКНПЦ им. М. В. Хруничева (КБ «Салют») |
Изготовитель | ГКНПЦ им. М.В.Хруничева |
Стоимость запуска | $80 — $100 млн (2,4 млрд рублей) |
Основные характеристики
|
|
Количество ступеней | 3 — 4 (здесь и далее для «Протон-М» третьей фазы модификации) |
Длина | 58,2 м |
Диаметр | |
Стартовая масса | 705 т |
Вид топлива | НДМГ + АТ |
Масса полезной нагрузки | |
- на НОО | ~ 23 т |
- на ГПО | 6,15 т (с РБ «Бриз-М») |
- на ГСО | до 3,7 т (с РБ «Бриз-М») |
История запусков
|
|
Состояние | действующая |
Места запуска | Байконур |
Число запусков | 379 (на 06.08.2012) |
- успешных | 334 (на 06.08.2012) |
Первый запуск | 16.07.1965 |
Последний запуск | 06.08.2012 |
Варианты | «Протон», «Протон-К», «Протон-М» |
Длина | 21,18 м |
Диаметр | 7,4 м |
Сухая масса | 30,6 т |
Стартовая масса | 458,9 т |
Маршевые двигатели | 6 x ЖРД РД-276 |
Тяга | 10020 кН (зем.) |
Удельный импульс | 288 с |
Время работы | 121 с |
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 |
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 |
«Прото́н» (УР-500, «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 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».
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.
В начале 60-х годов XX столетия 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[6]; 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[7].
Благодаря настойчивости Челомея, в соответствии с Постановлениями ЦК КПСС и СМ СССР от 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 КБ «Салют», подразделение ГКНПЦ им. Хруничева), вошедшем в состав ОКБ-52 как филиал № 1 всего лишь двумя годами ранее (3 октября 1960 года), началось проектирование ракеты УР-500[8][7][9]. Главным конструктором УР-500 был назначен Павел Ивенсен. В 1962 году эту должность занял Юрий Труфанов[7], а затем — Дмитрий Полухин, ставший впоследствии Генеральным конструктором КБ «Салют». Ведущим конструктором (ответственным исполнителем) проекта всё это время оставался Виталий Выродов[9]. На разработку ракеты отводилось три года[8].
Внешние видеофайлы | |
---|---|
Мощный Протон. 1 часть - История создания РН «Протон». | |
Протон - судьба моя. Часть 1 - История создания РН «Протон». | |
Протон - судьба моя. Часть 2 - История создания РН «Протон». |
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[7].
Ракета разрабатывалась как в боевых вариантах: орбитальной и межконтинентальной баллистической ракеты для поражения сверхмощной термоядерной боеголовкой (100 мегатонн и более) особо важных целей в любой точке планеты, так и в варианте ракеты-носителя тяжёлых спутников[10].
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[11].
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[9][7]. Для боевого варианта проектировался в том числе и маневрирующий боевой блок АБ-500[12].
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[11].
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)[9][7].
Первый пуск 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 эВ) весом около 7 т и других служебных модулей, также включал часть агрегатов второй ступени[13][14]. Таким образом, без агрегатов второй ступени, масса полезной нагрузки РН УР-500 равнялась 8,4 т[15]. Всего в 1965—66 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»[16].
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[15][9].
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[15][17]. Эта дата считается днём рождения РН «Протон-К»[18].
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 факта, что Аполлон-11 успешно прилунился 20 июля 1969 года, было решено свернуть советскую лунную программу[9][17].
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[15].
«Протон-К» с разгонным блоком Д регулярно использовалась для запуска различных научных, военных и гражданских космических аппаратов[11]. 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 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[19] для вывода на орбиту последнего спутника серии УС-КМО с помощью последнего РБ версии ДМ-2[20][21]. 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».
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).
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[22][8][16].
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 путем прорыва пиромембран на входе в двигатель[23][24].
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 2 352 кН в пустоте. 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[24][23].
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.
В начальном варианте РН «Протон-К» унаследовала первую ступень РН УР-500. Позже, в начале 90-х годов двадцатого века, тяга двигателей первой ступени РД-253 была увеличена на 7,7 %, и новый вариант двигателя получил название РД-275[3].
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[8].
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 твердотопливными двигателями. Отделение полезного груза осуществляется после выключения рулевого двигателя РД-0214. При этом третья ступень тормозится четырьмя твердотопливными двигателями[24][23][8].
РН «Протон-К» оснащена автономной инерциальной системой управления (СУ), обеспечивающей высокую точность выведения ПН на различные орбиты[25]. 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[26][27].
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[27].
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[23][28].
Начиная с 2001 года, ракета-носитель «Протон-К» постепенно заменяется 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[29]:
Эти изменения в свою очередь привели к улучшению массовых характеристик ракеты-носителя «Протон-М»[29]. 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 три этапа модернизации (Фаза I, Фаза II и Фаза III), 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. Благодаря этому, максимальная масса выводимого груза, которую «Протон-М» с блоком «Бриз-М» могут доставить на ГПО, увеличилась на 650 кг (с 5500 до 6150 кг)[30][4].
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»[4].
Разработка блока Д велась в ОКБ-1 (сейчас РКК «Энергия» имени С. П. Королева). 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[31][32].
«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[33].
Характеристики разгонных блоков, используемых с РН «Протон» | |||||||||||
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
Название | Индекс ГУКОС | Масса РБ | Топливо | Запас топлива, т | Маршевый двигатель | Тяга в вакууме, тс | Кол-во включений двигателя | Масса ПГ на ГСО, т | Начало эксплуатации | ||
на Земле | в космосе | Протон-К | Протон-М (3-го этапа) | ||||||||
ДМ-2[31][34] | 11С861 | 3,2 | 2,3 | керосин + жидкий кислород | 15,1 | 11Д58М | 8,5 | до 5 | 2,4 | 1982 | |
ДМ-2М[35][32] | 11С861-01 | 2,2 | керосин + жидкий кислород | 15,1 | 11Д58С | 8,5 | до 5 | 2,5 | 1994 | ||
ДМ-03[36] | 11С861-03 | 3,245 | 2,35 | керосин + жидкий кислород | 18,7 | 11Д58М | 8,5 | до 5 | 2,95 | 3,44 | 2007 |
Бриз-М[33] | 14C43 | 2,5 | АТ + НДМГ | До 20 | 14Д30 | 2 | до 8 | 3,7 | 1999 |
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[37][38][39].
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[40][38][39].
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[37].
Внешние видеофайлы | |
---|---|
Доспехи для спутника: устройство и сборка ГО РН «Протон-М». |
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[41]. 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[41][23].
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[42] .
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[4].
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. Варианты их модификаций приведены в таблице[43]:
Варианты конфигурации РН «Протон» | ||||||||||
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
Тип РБ → Тип РН ↓ |
11С824 | 11С824M | 11С824Ф | 11С86 | 11С861 | 11С861-01 | 11С861-03 | 17С40 | 14С43 | КВРБ |
«Протон-К» (8K82K) | Блок-Д (8K82K 11С824) | Блок-Д-1 (8K82K 11С824М) | Блок-Д-2 (8K82K 11С824Ф) | Блок-ДМ (8K82K 11С86) | Блок-ДМ-2, Блок-ДM1 (8K82K 11С861) | Блок-ДМ-2M, Блок-ДM3, Блок-ДM4 (8K82K 11С861-01) | Блок-ДМ-5, Блок-ДM2 (8K82K 17С40) | Бриз-M (8K82K 14С43) | ||
«Протон-М» (8K82KM) | Блок-ДМ-2 (8K82КM 11С861) | Блок-ДМ-2М (8K82КM 11С861-01) | Блок-ДМ-03 (8K82КM 11С861-03) | Бриз-M (8K82KM 14С43) | КВРБ (8K82KM КВРБ) |
Возможности различных модификаций РН «Протон» | ||||||
---|---|---|---|---|---|---|
Модификация | Начало эксплуатации | Стартовая масса, т | Масса полезной нагрузки, т | Объём пространства под обтекателем, м³ | ||
НОО, i = 51,5° | ГПО (остаточная ΔV до ГСО 1500 м/с) | ГСО | ||||
«Протон-К» — Блок «ДМ» (с РД-253, до 1990 г)[23][44] | 1974 | ~700 | 19,76 | 4,35 | 1,88 | |
«Протон-К» — Блок «ДМ-2М» (с РД-275, поздняя модификация)[23][32] | 1995 | ~700 | 20,7 — 20,9 | 4,9 | 1,88 | 60 |
«Протон-М» — «Бриз-М» (ранняя модификация)[30][23] | 2001 | ~702 | ~ 22 | 5,5 | 2,92 | до 100 |
«Протон-М» — «Бриз-М» (Phase III)[45] | 2009 | 705 | 23 | 6,15 | 3,25 | 89 |
Технические характеристики различных модификаций РН «Протон» | ||||
---|---|---|---|---|
Ступень | Первая | Вторая | Третья | Разгонный блок |
«Протон-К» — Блок «ДМ»[23][2][3] | ||||
Двигатели | 6 РД-275 | 3 РД-0210 и 1 РД-0211 | 1 РД-0213 и РД-0214 | 1 11Д58М |
Тяга двигательной установки, кН | 9540 (у земли) | 2300 (в вакууме) | 583+4×31 (в вакууме) | 83,5 |
Масса топлива, т | 419,41 | 156,1 | 46,56 | 15,05 |
Сухая масса, т | 31 | 11,715 | 4,185 | 2,44 |
Время работы, с | 120 | 216 | 231 | 680 |
Удельный импульс, с | 287 | 320 | 325 | 352 |
Протон-М" — «Бриз-М» (Phase III)[4][2][3] | ||||
Двигатели | 6 РД-276 | 3 РД-0210 и 1 РД-0211 | 1 РД-0213 и РД-0214 | 1 14Д30, 4 11Д458М и 12 17Д58Э |
Тяга двигательной установки, кН | 10020 (у Земли) | 2400 (в вакууме) | 583+4×31 (в вакууме) | 19,62+4×0,396+12×0,0133 |
Масса топлива, т | 428,3 | 157,3 | 46,56 | 19,8 |
Сухая масса, т | 30,6 | 11 | 3,5 | 2,5 |
Время работы, с | 121 | 216 | 239 | 3200 (макс.) |
Удельный импульс, с | 288 | 320 | 325 | 328,6 |
Внешние видеофайлы | |
---|---|
Мощный Протон. 2 часть - Стартовый комплекс. |
Пуски РН «Протон» осуществляются только с космодрома Байконур, где к 1965 году были созданы технический и стартовый комплексы с двумя рабочими местами (площадка 92/1) и двумя пусковыми установками (ПУ) (площадка 81). К концу 70-х годов был построен ещё один стартовый комплекс (площадка 200) для обеспечения расширяющейся программы запусков различных космических аппаратов на РН «Протон»[11].
Обе стартовые площадки объединены общей сетью коммуникаций и используют общий комплекс сооружений, обеспечивающих каждую из них сжатыми газами, водой, электроэнергией и хладоагентами для термостатирования компонентов топлива и космических аппаратов. Сборка блоков ракеты, интеграция носителя с полезным грузом и общая проверка системы осуществляются в горизонтальном положении в монтажно-испытательном корпусе (МИК) на технической позиции (площадка № 92) космодрома Байконур. Посредством транспортёра-установщика на железнодорожном ходу РКН (ракета космического назначения) доставляется из МИКа на топливно-заправочную станцию для заправки РБ «Бриз-М». После заправки РКН транспортируется на стартовый комплекс и устанавливается на пусковое устройство. С помощью передвижной фермы обслуживания на рельсовом ходу проводятся электрические проверки РН и головной части, заправка РН и РБ (в случае использования РБ ДМ) компонентами топлива и сжатыми газами, набор готовности двигательной установки ракеты и пуск РКН[46][41].
В настоящее время на Байконуре имеются четыре стартовые позиции РН «Протон-К» и «Протон-М»: по две на площадках 81 и 200, однако только три из них находятся в рабочем состоянии. Стартовые позиции расположенные западнее именуются «Левыми»; расположенные восточнее — «Правыми». Каждой из этих позиций соответствует номер: 81Л (левая) — № 23, 81П (правая) — № 24, 200Л — № 39, 200П — № 40[47].
Внешние видеофайлы | |
---|---|
Сборка 1 ступени РН «Протон-М». ТВ Роскосмос. | |
Подготовка РН «Протон-М» для запуска КА «AsiaSat 5». Заправка РБ «Бриз-М». ТВ Роскосмос. |
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[49]. 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[50].
Сборка РН в МИК 92-А50 проходит в следующем порядке:
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»[52].
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[53][54].
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.
Внешние видеофайлы | |
---|---|
Пуск РКН Протон-М с КА Интелсат-22 Роскосмос. | |
Ночной пуск РКН Протон-М с КА NSS-14 Роскосмос. |
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[53][54].
После начального вертикального участка продолжительностью около 10 секунд 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°[53][54].
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[53][54].
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-и секунд для калибровки расчётной скорости выведения[53][54].
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»[53][54].
Стандартная циклограмма полёта РН «Протон-М»[53][54] | |||
---|---|---|---|
Время, с | Скорость, м/с | Высота, км | |
Начало набора готовности к пуску | -3,10 | 0 | 0 |
Включение двигателей первой ступени (40 % от номинала) | -1,75 | ||
Двигатели первой ступени 107 % от номинала | -0,15 | ||
Команда «Ключ подъёма» | 0,0 | ||
Достижение максимального скоростного напора | 65,5 | 465 | 11 |
Включение двигателей второй ступени | 119,0 | ||
Отделение первой ступени | 123,4 | 1724 | 42 |
Включение рулевых двигателей третьей ступени | 332,1 | ||
Выключение двигателей второй ступени | 334,5 | ||
Разделение второй и третьей ступеней | 335,2 | 4453 | 120 |
Включение двигателей третьей ступени | 337,6 | ||
Сброс головного обтекателя | 348,2 | 4497 | 123 |
Выключение двигателей третьей ступени | 576,4 | ||
Выключение рулевых двигателей третьей ступени | 588,3 | ||
Разделение третьей ступени и орбитального блока | 588,4 | 7182 | 151 |
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[53][54].
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°[53][54].
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[53][54].
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[53][54].
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»[55].
Стоимость РН «Протон» варьируется от года к году и неодинакова для федеральных и коммерческих заказчиков.
В конце 90-х годов XX века стоимость коммерческого пуска РН «Протон-К» с блоком ДМ составляла от $65 до $80 млн[56]. В начале 2004 года стоимость запуска была снижена до $25 млн из-за существенного усиления конкуренции[57] (сравнение стоимости запусков см. Стоимость доставки грузов на орбиту). 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[58].
В 2010 году стоимость запуска коммерческих спутников вновь поднялась и составляла от $100 до $110 млн[59][60].
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[61]. 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)[62], доставки компонентов на Байконур (20 млн) и комплекса услуг по запуску (570 млн)[63][64][65].
Начиная с 1965 года, РН «Протон» производилась в трёх основных вариантах: УР-500, «Протон-К» и «Протон-М».
16 июля 1965 года двухступенчатой РН УР-500 был произведён запуск на орбиту научной космической станции «Протон-1» массой 12,2 т. Всего РН УР-500 в 1965—1966 годах были выведены три спутника: «Протон-1» — «Протон-3», ещё один запуск закончился неудачей. Научная аппаратура спутников «Протон» обеспечивала изучение космических лучей и взаимодействие с веществом частиц сверхвысоких энергий: на спутниках были установлены ионизационный калориметр, гамма-телескоп и другие приборы. Впоследствии РН УР-500 унаследовала название этих КА и стала называться РН «Протон»[11].
Список пусков РН Протон 8К82/УР-500 | |||
---|---|---|---|
№ Запуска | Дата (UTC) | Полезная нагрузка | 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 | Неудача, авария 2-й ступени |
4 | 6 июля 1966 | Протон-3 Н-4, сер. № 4 | Успех |
За всё время своей эксплуатации РН «Протон-К» стартовала 310 раз, из которых 276 были полностью успешными (89 %). С учётом частично успешных пусков (не учитывая аварий разгонных блоков) надёжность этого варианта ракеты возрастает до 91 %.
РН «Протон-К» использовалась в 1967—73 годах для запусков КА «Зонд», «Луна», «Марс» и «Космос», а также научной космической станции «Протон-4» и долговременных обитаемых станций «Салют-1» и «Салют-2». С 1974 года РН используется вместе с РБ ДМ, обладающим собственной системой управления. В этом варианте стали возможны запуски высокоорбитальных и геостационарных космических аппаратов различного назначения. РН «Протон-К» явилась важнейшей составляющей советской и позже российской программы исследования космического пространства. На ней были произведены следующие важные запуски:
Всего было осуществлено 32 коммерческих запуска «Протон-К». Последний коммерческий запуск состоялся 6 июня 2003 года со спутником АМС-9.
В настоящее время 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[19] для вывода на орбиту последнего спутника серии УС-КМО с помощью последнего РБ версии ДМ-2с . Пуск стал 310-м за почти 45 лет службы РН «Протон-К»[20][21].
На август 2012 года, РН «Протон-М» стартовала 65 раз, из которых 59 были полностью успешными (90,7 %). Значимые пуски:
В следующей таблице приведены планируемые на ближайшее время пуски ракеты-носителя «Протон-М» (серым цветом выделены коммерческие пуски, производимые по контрактам ILS):
Список планируемых пусков РН «Протон» [67][68] | |||||||
---|---|---|---|---|---|---|---|
№ | Дата (UTC) | Полезная нагрузка | РБ | Предназначение | Платформа | Оператор | Примечания |
01 | 2012 | Intelsat 23 | Бриз-М | Спутник связи | Star-2 Bus 2.4 | Intelsat | Спутник будет нести 15 активных транспондеров Ku- и 24 C-диапазона. Предназначен для услуг связи для стран Америки, Карибского бассейна, Западной Европы, Африки, а также некоторых островов Тихого и Атлантического океанов. Точка стояния — 307° в. д.. |
02 | 2012 | Луч-5Б | Бриз-М | Спутник МКСР | Экспресс-1000К | Роскосмос | «Луч-5Б» будет принимать целевую или телеметрическую информацию с низколетящих КА, находящихся вне зоны видимости с территории России, и ретранслировать её в режиме реального времени на российские земные станции[69]. |
Ямал-300К | Спутник связи | Экспресс-1000Н | Газпром космические системы | «Ямал-300К» будет запущен в точку стояния 90° в. д., где он будет обеспечивать обслуживание территории России и стран СНГ в диапазонах частот С- и Ku- всеми видами современных услуг связи[70]. | |||
03 | 2012 | EchoStar XVI | Бриз-М | Спутник связи | SS/L 1300 | EchoStar (англ.)русск. | EchoStar XVI будет предоставлять расширенный спектр услуг DTH, включая телевидение высокой чёткости через систему DISH Network для более чем 14 млн абонентов в США из орбитальной позиции 61,5° з. д.[71] По контракту с ILS. |
04 | 2012 | Satmex 8 | Бриз-М | Спутник связи | SS/L 1300 | Satmex (Satélites Mexicanos, S.A.) | По контракту с ILS. |
05 | 2012 | Anik G1 | Бриз-М | Спутник связи двойного назначения | SS/L 1300 | Telesat (англ.)русск. | Предназначен для телевизионного вещания DTH в Канаде, обеспечения государственной спецсвязи в Северной и Южной Америке и Тихоокеанском регионе, а также обеспечит широкополосный интернет, телефонию и передачу видеоинформации в Южной Америке. Точка стояния 107,3° з. д.[72] По контракту с ILS. |
06 | 2012 | Ямал-402 | Бриз-М | Спутник связи | Спейсбас 4000C3 | Газком | |
07 | четвёртый квартал 2012 | Astra 2F | Бриз-М | Спутник связи | Eurostar 3000 | SES | По контракту с ILS. |
08 | декабрь 2012 | Глонасс-М (3 спутника) | ДМ-03 | Навигационные спутники | НИС ГЛОНАСС | Спутники российской глобальной навигационной системы ГЛОНАСС 2-го поколения (блок 47) | |
09 | 2012 | Гарпун № 2 | Бриз-М | Военный Спутник связи | ВС России | Военный спутник-ретранслятор для обеспечения оперативной ретрансляции больших объёмов цифровой информации с КА радиотехнической и видовой разведки сверхдетального наблюдения на наземный пункт приёма в реальном масштабе времени. | |
10 | 2013 | Sirius FM-6 | Бриз-М | КА спутникового радио | SS/L 1300 | SIRIUS XM Radio | По контракту с ILS. КА предназначен для работы на ГСО и будет излучать сигнал спутникового радио, вдвое более мощный, чем предыдущие спутники серии на территории Северной Америки[73]. |
11 | первый квартал 2013 | Экспресс АМ5 | Бриз-М | Спутники связи | Экспресс-2000 | ФГУП «Космическая связь» | Спутник предназначается для предоставления пакета мультисервисных услуг (цифровое телерадиовещание, телефония, видеоконференцсвязь, передача данных, доступ к сети Интернет), для создания сетей VSAT, а также для подвижной правительственной и президентской связи. |
12 | первый квартал 2013 | SES 6 | Бриз-М | Спутники связи | Eurostar 3000 | SES World Skies | По контракту с ILS. SES-6 будет обеспечивать ретрансляцию телевизионных каналов из орбитальной позиции 319,5° в. д. на аудиторию, состоящую из более чем 18 миллионов подписчиков в Южной и Северной Америке и странах Карибского бассейна. Кроме того, SES 6 будет нести ПН для обеспечения мобильной морской и авиационной связи[74]. |
13 | первый квартал 2013 | Eutelsat 7B | Бриз-М | Спутники связи | Спейсбас 4000C3 | Eutelsat | Спутник заменит потерянный КА Eutelsat W3B, будет нести 56 транспондеров Ku- и Ka-диапазонов и работать из позиции 7° в. д.. Основным предназначением спутника станет непосредственное телевещание, профессиональное видео и передача данных в Европе, на Ближнем Востоке, в Африке и Центральной Азии[75]. |
14 | второй квартал 2013 | Экспресс АМ6 | Бриз-М | Спутник связи | Экспресс-2000 | ФГУП «Космическая связь» | Спутник предназначается для предоставления пакета мультисервисных услуг (цифровое телерадиовещание, телефония, видеоконференцсвязь, передача данных, доступ к сети Интернет), для создания сетей VSAT, а также для подвижной правительственной и президентской связи. |
15 | второй квартал 2013 | Inmarsat 5 F1 | Бриз-М | Спутники связи | Boeing 702HP | Inmarsat | Первый из трёх спутников Inmarsat 5 обеспечит передачу голосовой и цифровой связи через всемирную сеть Inmarsat. Каждый из спутников будет располагать 89 лучами Ka-диапазона для обеспечения глобального покрытия с геостационарной орбиты[76]. |
16 | 3-й квартал 2013 | Экспресс-АТ1 | Бриз-М | Спутники связи | Экспресс-1000Н | ФГУП «Космическая связь» | Оба аппарата выводятся вместе в кластерном пуске. КА «Экспресс-АТ1» мощностью 5,6 кВт придёт на смену спутнику Бонум-1 и будет работать из позиции 56° в. д для обеспечения непосредственного спутникового ТВ. На борту КА будет установлено 32 активных транспондера Ku-диапазона, обеспечивающих покрытие западной и восточной части России. КА «Экспресс-АТ2» из позиции 36° в. д. обеспечит телевещание на территории западной части России с помощью 16 транспондеров Ku-диапазона. Мощность спутника — 3 КВт[77][78]. |
Экспресс-АТ2 | |||||||
17 | 2013 | SkyTerra 2 (MSV-2) | Бриз-М | Спутник связи | Boeing 702GEM | SkyTerra | По контракту с ILS. |
18 | 2014 | Модуль «Наука» | Модуль МКС | Роскосмос | Многоцелевой лабораторный модуль (названный «Наука») — один из будущих модулей Российского сегмента МКС, создаваемый ГКНПЦ им. М. В. Хруничева по заказу Федерального космического агентства России. 17-й модуль для МКС. |
Начиная с 1967 года, было произведено 370 пусков РН «Протон». Из них 44 закончились неудачей во время работы первых трёх ступеней и разгонного блока.
Внешние видеофайлы | |
---|---|
Взрыв РН 19 февраля 1969 года (фрагмент из документального фильма «Объект Е-8»). | |
Взрыв РН 2 апреля 1969 года при запуске АМС Марс М-69 (фрагмент из документального фильма «Мощный Протон»). |
Самый аварийный период пришёлся на время отработки РН в условиях «лунной гонки» СССР-США в 1967—1970 гг. В это время проводились лётные испытания ракеты-носителя, разгонного блока Д, возвращаемого аппарата типа «Зонд», а также аппаратов семейства «Луна» и «Марс». 9 неудач произошло во время работы первый трёх ступеней РН «Протон»: пять во время работы 2-й и 3-й ступеней, две — 1-й ступени, и по одной — по ложной команде системы безопасности и из-за разрушения головного обтекателя КА. Ещё четыре неудачи произошли вследствие отказов двигательной установки разгонного блока Д. В общем, поставленные задачи были выполнены только в 10 пусках из 25[79].
Трагически закончилась авария на космодроме в июле 1968 года. При подготовке к пуску космического корабля «Зонд-5Б», назначенному на 21 июля 1968 года, лопнул бак окислителя блока Д, частично разрушив головной обтекатель (ГО). Корабль 7К-Л1 с полуразрушенным ГО упал на несколько метров вниз и застрял на площадках фермы обслуживания; бак горючего блока Д с пятью тоннами керосина оторвался от фермы и упёрся в элементы третьей ступени ракеты. По одним данным 1 человек погиб, один был ранен, по другим данными погибло 3 человека[80][81].
К этому периоду также относится авария 19 февраля 1969 года, когда на 51,4 секунде полёта ракеты произошло разрушение головного обтекателя во время прохождения зоны максимального скоростного напора. В результате был потерян первый самоходный аппарат типа «Луноход»[82]. Другая опасная авария произошла 2 апреля 1969 года при запуске АМС «Марс», когда произошёл отказ одного из двигателей РД-253 на 0.02 секунде. На 41-й секунде полёта ракета врезалась носом в землю примерно в 3 км от стартовой установки. Стартовый комплекс практически не пострадал, но в близлежащем МИКе вылетели стекла[83].
В 1976 году началось развёртывание системы «Экран». Спутники этой серии предназначались для переброски центральных каналов на территорию Сибири и Дальнего Востока: приём вёлся на коллективную земную станцию, и затем программы ретранслировались на прилегающие окрестности[84]. В 1978 году в результате серии из трёх аварий РН «Протон-К» были потеряны три спутника серии «Экран», предназначенные для замены уже существующих (хотя в промежутках между «Экранами» благополучно стартовали другие КА). Перебои в работе системы «Экран» привели к недовольству среди населения[85].
Несколько аварий произошли с РН «Протон» и в постсоветское время.
Так как поля падения отработавших ступеней находятся на территории Казахстана, каждый нештатный пуск вызывает негативную реакцию казахстанского правительства. В 1999 году РН «Протон» дважды падали в Карагандинской области (КА «Грань» и КА «Экспресс-А1»). Во время первой аварии один фрагмент РН упал на жилую территорию, но ничего не повредил. Тем не менее в степи возник пожар, вызванный разливом топлива центральной секции РБ «Бриз М». Топливо второй и третьей ступеней РН выгорело и испарилось при разрушении баков этих ступеней на высотах 28—30 км. Во время второй аварии обломки РН, РБ и спутника «Экспресс-А» упали в малонаселённом районе Карагандинской области Республики Казахстан. Пострадавших в результате аварий не было. Тем не менее представители казахстанского правительства выступили с заявлением о желании Казахстана пересмотреть договор об аренде комплекса Байконур. Также были высказаны требования о переходе от уведомительной практики запусков к разрешительной. Некоторые депутаты парламента Казахстана потребовали запретить запуски российских военных КА с космодрома Байконур[86][87].
6 сентября 2007 года РН «Протон-М» после неудачного запуска с космодрома «Байконур» упала в 40 км от города Жезказган, залив его окрестности гептилом — высокотоксичным топливом. Ситуацию усугубил тот факт, что в этот же день в городе находился казахстанский президент Нурсултан Назарбаев[88]. Несмотря на быструю ликвидацию последствий экологической катастрофы, Казахстан потребовал от России компенсационную выплату в размере $60,7 млн. Россия добилась снижения суммы компенсации до $2,5 млн[89].
5 декабря 2010 года ракета-носитель «Протон-М», которая должна была вывести на орбиту три спутника Глонасс-М, отклонилась от курса на 8 градусов. В результате этого спутники вышли на незамкнутую орбиту и упали в несудоходном районе Тихого океана[90]. Авария не позволила закончить формирование российской навигационной группировки ГЛОНАСС: в случае успеха заработали бы 24 спутника, по восемь в трёх плоскостях. Комиссия пришла к выводу что РН не имела отношения к аварии, которая произошла из-за ошибки при заправке разгонного блока.
В настоящий момент предполагается, что ракета-носитель (РН) «Протон-М» будет полностью заменена на РН «Ангара», которая также будет изготовляться в ГКНПЦ им. М.В.Хруничева. Первый запуск «Ангары» намечен на 2013 год. Начиная с этого момента, РН «Протон-М» в течение нескольких лет будет постепенно вытесняться РН «Ангара», но его полный вывод из эксплуатации возможен не ранее, чем будет принята в оперативное использование РН «Ангара А5»[91][92].
Отказ от использования «Протона» обусловлен несколькими причинами:
Тем не менее задержки в разработке РН «Ангара» означают, что РН «Протон-М» будет продолжать использоваться ещё в течение некоторого времени.
После введения в эксплуатацию первого варианта в 2001 году РН «Протон-М» прошла несколько поэтапных модернизаций. Вариант, 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)[30][93].
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[93]), грузоподъёмность РН «Протон-М» должна быть увеличена. В настоящее время ГКНПЦ им. М. В. Хруничева проводит 4-й этап модернизации РН «Протон-М» — «Бриз-М» («Phase IV Proton Breeze M»). Предполагается, что осуществление этого этапа будет завершено в 2013 году. В результате планируемых усовершенствований масса выводимой на ГПО полезной нагрузки системы будет увеличена до 6300 кг на стандартной трассе (наклонение 51,6°, остаточная ΔV до ГСО 1500 м/с)[30].
Начиная с 90-х годов XX века в ГКНПЦ им. М. В. Хруничева велись работы по кислородно-водородному разгонному блоку (КВРБ), так как это позволило бы значительно увеличить массу полезного груза на высоких орбитах. В результате был успешно разработан двигатель РД-0146, и даже началось изготовление деталей и отдельных блоков этого РБ. Однако, так как КВРБ заметно больше, чем РБ ДМ или «Бриз-М», и должен использоваться с 5-метровым головным обтекателем, такие аспекты, как аэродинамика РН, система управления, программное обеспечение и даже часть электроники, должны быть модернизированы. Кроме того, в настоящее время стартовая площадка не подготовлена для заправки РБ криогенным топливом (жидким водородом). Это означает, что для достижения этих целей потребуются серьёзные финансовые вливания, которые сейчас сконцентрированы на создании РН «Ангара». В связи с этим, работы в этом направлении были приостановлены, а сами блоки переименованы в КВТК (Кислородно-Водородный Тяжёлого Класса) и оптимизированы для использования в новой РН «Ангара»[94][95].
Разработка ракеты-носителя (РН) «Протон» явилась одной из основных программ в советской космонавтике[7][96][97]. Несмотря на череду неудач в первые годы своего существования, наряду с «семёркой» (РН Восток, РН Союз и др.), РН «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[98].
За последние почти полвека разные модификации РН «Протон» совершили более 360 стартов, и с её помощью были запущены более 40 типов различных космических аппаратов (КА) народно-хозяйственного, научного и оборонного назначения[11][99].
Прежде всего, РН «Протон» широко применялась в советской и российской пилотируемой программах. В конце 60-х годах — начале 70-х годов РН «Протон» отрабатывалась в программе пилотируемого облёта Луны Л-1/«Зонд». После закрытия программы разработки ракеты-носителя Н1 она стала единственным из советских средств выведения на орбиту, обеспечивающих запуск тяжёлых модулей массой более 8 т, а с разработкой РН средне-тяжёлого класса Зенит-2 в 1985 году — более 14 т.[100] С её помощью были выведены на орбиту долговременные обитаемые станции «Салют», в том числе гражданские ДОС и военные «Алмаз», беспилотные космические корабли-модули ТКС к этим станциям, а также блоки-модули для сборки на орбите многомодульной станции «Мир» (базовый блок и все модули — «Квант-1», «Квант-2», «Кристалл», «Спектр» и «Природа»)[11][99]. В настоящее время РН «Протон» стала основным средством выведения с российской стороны в рамках проекта создания Международной космической станции («Протон» вывел на орбиту модули «Заря», «Звезда», и в скором времени будет запущен модуль «Наука»)[101].
В непилотируемой космонавтике использование новых телекоммуникационных спутников, запуск которых стал возможен с помощью РН «Протон», явилось важным шагом для развития телевидения, телефонии и спутниковой связи в СССР и России. Протоном были запущены спутники систем «Экран», «Экран-М», «Горизонт», «Галс» и «Экспресс». Ни один другой советский носитель не обладал достаточной энергетикой для доставки этих телекоммуникационных спутников напрямую на ГСО[8][11].
РН «Протон» также служила и для построения оборонных систем и систем двойного назначения. С её помощью была развёрнута часть Единой Системы Спутниковой Связи (ЕССС) на базе космических аппаратов «Радуга», «Радуга-1» и «Радуга-1М» (часть ЕССС, состоящая из КА «Молния-2» и «Молния-3», на высокоэллиптических орбитах была развёрнута с помощью РН «Молния»). Кроме того, РН «Протон» выводила на ГСО различные спутники-ретрансляторы систем Луч, Поток, и в настоящее время начинается развёртывание системы Гарпун. В добавление к этому, начиная с 80-х годов XX века, РН «Протон» участвует в развёртывании глобальной навигационной спутниковой системы «ГЛОНАСС» на базе КА серий «Ураган» и «Ураган-М», запускаемых по три аппарата на одном «Протоне»[11][8].
В сфере научных исследований Солнечной системы с помощью РН «Протон», начиная с конца 1960-х гг., были выведены все советские и российские автоматические межпланетные станции для научных исследований Луны, Венеры, Марса, Фобоса, кометы Галлея и др. Запущенными на РН «Протон» высокоорбитальными аппаратами «Астрон» и «Гранат» (на фотографии) проводилось исследование дальнего космоса в ультрафиолетовом, гамма и рентгеновском диапазонах[11].
В то же время, несмотря на то, что РН «Протон» была разработана в начале 60-х годов, и в настоящее время по своим техническим и эксплуатационным характеристикам эта ракета-носитель успешно конкурирует с аналогичными иностранными РН. Так, по коммерческим программам компании ILS, на октябрь 2011 года РН «Протон» использовалась 68 раз начиная с первого полёта в 1996 году[102][66]. Каждый год производится по 10—12 стартов этой РН, в то время как для иностранных РН тяжёлого класса эта цифра не превосходит шести пусков[103][104].
В данный момент в мире существует несколько ракет-носителей тяжёлого класса, сравнимых по характеристикам с РН «Протон-М». Ниже, в таблице «Сравнение характеристик РН тяжёлого класса», приведены основные характеристики последних модификаций этих РН.
Надо заметить, что все перечисленные РН используют космодромы, расположенные значительно ближе к экватору, чем Байконур. Это даёт им преимущество в массе полезной нагрузки на различных орбитах. Кроме того, зарубежные РН используют жидкий водород в качестве топлива на верхних ступенях, удельный импульс которого заметно выше (450 с против 320 с у гептила). Это позволяет им выводить значительно большую нагрузку на высокие орбиты (ГПО, ГСО и отлётные), но в то же время заметно удорожает стоимость пуска[105]. Тем не менее, несмотря на эти недостатки, а также являясь наследником более 50-летнего дизайна, РН «Протон-М» превосходит почти все аналогичные РН (кроме Delta IV) по массе полезного груза на низкой опорной орбите (см. таблицу).
Сравнение характеристик РН тяжёлого класса | |||||||||||
---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
Ракета-носитель | Страна | Первый полёт | Кол-во запусков в год (всего) | Широта СК | Старт. масса, т | Масса ПН, т | Диам. ГО, м | Успеш. пусков, % | Цена пуска, млн $ | ||
НОО | ГПО (остаточная ΔV до ГСО 1500 м/с) | ГСО | |||||||||
«Протон-М» — «Бриз-М»[45] | 2001 | 10 — 12 (55) | 46° | 705 | 23 | 6,15 | 3,25 | 4,35 | 91 | 80 — 100 | |
Ariane 5 ECA[106] | 2002 | 6 (33) | 5° | 780 | 20 | 10 | 5,4 | 97 | 220 | ||
Зенит-3SL (Морской старт)[107] |
1999 | 4-5 (31) | 0° | 473 | 13,7* | 6,06 | 2,6** | 4,15 | 90 | 45 — 80 | |
Delta IV Heavy[108][109] | 2004 | 1 (5)**** | 35° и 28° | 732 | 23*** | 10,75 | 6,57 | 5,1 | 80 | 265[110] | |
Delta IV Medium+ (5,4)[108][109] | 2009 | 2 — 3 (1)**** | 35° и 28° | 399 | 13,5*** | 5,5 | 3,12 | 5,1 | 100 (1 пуск) | 170[110] | |
Atlas V 551[111] | 2006 | 1 (2)**** | 35° и 28° | 541 | 18,8 | 6,86 | 3,90 | 5,4 | 96 | 190[110] | |
Atlas V 521[111] | 2003 | 2 (2)**** | 35° и 28° | 419 | 13,49 | 4,88 | 2,63 | 5,4 | 96 | 160[110] | |
H-IIB[112] | 2009 | 2 (2) | 30° | 531 | 19 | 8 | 5,1 | 100 (2 пуска) | 182[113] | ||
Великий поход-3B[114][115] | 1996 | 4 (17) | 28° | 426 | 11,2 | 5,1 | 2 | 4,2 | 88 | 50-70 | |
*Зенит-2SLБ и **Зенит-3SLБФ, старт с Байконура; *** орбита МКС (407 x 407 км); **** Всего было произведено 27 пусков РН Atlas V и 17 Delta IV различных модификаций; |
Хотя все упомянутые ракеты тяжёлого класса могут считаться конкурентами, не все ими являются, так как не в состоянии конкурировать с РН «Протон-М» по ряду аспектов: по цене пуска, по массе полезного груза, выводимой на ГПО, по стоимости килограмма полезного груза на орбите и по возможности производить достаточное количество РН в течение года[104].
Основными конкурентами РН «Протон-М» по цене и по выводимой полезной нагрузке являются европейская РН также тяжёлого класса «Ариан-5» компании «Арианэспас» и международный проект «Морской старт» с РН средне-тяжёлого класса «Зенит». Кроме того, конкурентами по массе полезной нагрузки, выводимой на орбиту, могут считаться американские носители «Атлас-5» и «Дельта-4», а также японский носитель «H-IIB». Тем не менее стоимость последних трёх упомянутых РН значительно превышает стоимость РН «Протон-М», и поэтому они фактически не конкурируют с «Протоном»[103].
Другим потенциальным конкурентом является также китайская РН средне-тяжёлого класса «Великий поход-3B», но из-за запрета наложенного США на экспорт американской высокотехнологичной продукции в Китай (т. н. «Международные правила торговли оружием» (International Traffic in Arms Regulations (ITAR)), в настоящее время эта РН используется очень мало[116].
Компания «Арианэспас», которая производит и эксплуатирует РН «Ариан-5», в данный момент (октябрь 2011 г.) является лидером по запускам коммерческих спутников, и ей принадлежит около 50—60 % этого рынка (в зависимости от методики расчёта)[117]. Хотя РН «Ариан-5» (вариант «Ариан ECA») стоит более чем вдвое дороже, чем РН «Протон-М» — «Бриз-М» (около $220 млн[103]), она имеет большую грузоподъёмность, чем «Протон», и обычно выводит на ГПО по два спутника за один пуск, общей массой до 9300 кг[118]. Стоит, однако, отметить, что пуски РН «Ариан-5» происходят с космодрома Куру, который расположен всего лишь в 500 км от экватора, что позволяет выводить на геостационарную орбиту полезную нагрузку на 27 % большей массы, чем с космодрома Байконур[105].
Согласно этой модели, в последнем пуске 21 сентября 2011 года РН «Ариан-5ECA» вывела на геопереходную орбиту два спутника общей массой 8974 кг (Arabsat-5C и SES-2)[119]. В таких случаях заказчики разделяют стоимость запуска, что позволяет «Арианэспас» конкурировать с РН «Протон»: так, например, запуск спутника компании Hughes Communications «Jupiter» массой 6100 кг на «Ариан-5» в 2012 году будет стоить $110 млн, согласно контракту, подписанному в начале мая 2010 года[120].
Тем не менее постоянная тенденция к увеличению массы геостационарных телекоммуникационных спутников угрожает экономической модели «Арианэспас». В последнее время появилось большое количество тяжёлых спутников массой до 6 т и более. Этот факт осложнил подборку «пар» спутников для РН «Ариан-5»: если первый «тяжёлый» спутник весит в районе 6000 кг, то парный спутник должен весить немногим более 3000 кг, что не так-то просто найти. В связи с практической невозможностью выводить спутники в режиме «соло» (из-за высокой стоимости РН «Ариан-5ECA»), «Арианэспас» вынуждена идти на длительные задержки в пусках (вплоть до полугода)[118][121].
Как следствие снижения стоимости «Протона» и увеличения стоимости «Ариан-5», компания ILS (англ.) значительно увеличила свой портфель заказов и даже отбила некоторых клиентов у «Арианэспас»: в марте 2009 года американская компания ViaSat объявила, что расторгает контракт с «Арианэспас» на запуск спутника «ViaSat-1» с тем, чтобы произвести запуск на «Протоне»[58].
«Морской старт» — плавучий космодром для запуска украинских ракет «Зенит-3SL» и одноимённый международный консорциум по эксплуатации космодрома «Морской старт», в настоящее время контролируемый РКК Энергия. Производит старты со стартовой платформы «ODYSSEY» с экватора, откуда РН «Зенит-3SL» способна выводить на геопереходную орбиту почти такую же ПГ (6060 кг), что и РН «Протон-М» из Байконура. Однако возможности по выводу полезной нагрузки на низкую околоземную орбиту у средне-тяжёлого «Зенита» существенно ниже (примерно на девять тонн), чем у тяжёлого «Протона».
РН «Зенит-3SL» конструктивно проще РН «Протон-М» и поэтому дешевле. До 2009 года стоимость запуска при использовании «Морского старта» составляла всего $45 млн[122][123], что, однако, привело к банкротству консорциума и реструктуризации. 24 сентября 2011 года «Морской старт» совершил свой первый пуск после реструктуризации, после которой стоимость запуска оценивалась уже в $80 млн в 2010 году, что сопоставимо со стоимостью запуска на РН «Протон»[124].
Наиболее часто критикуемым аспектом конструкции РН «Протон» является его топливо: несимметричный диметилгидразин (НДМГ или «гептил») является высокотоксичным канцерогенным веществом, которое требует особо осторожного обращения[7]. Поражение НДМГ возможно в результате вдыхания паров или проникновения через кожу. При лёгком отравлении симптомами могут быть головная боль, тошнота, головокружение, повышение артериального давления и др. В этом случае возможно полное выздоровление через 5—6 дней после отравления. При более сильном отравлении выздоровление может занять две недели. В худшем случае отравление гептилом может вызвать многочасовые судороги, потери сознания, отёк лёгких и др. и в результате привести к смерти[125].
Кроме того, при падении отработавших ступеней остатки горючего (в случае с «Протон-К» более двух тонн гептила) загрязняют почву на месте падения, что требует проведения дорогостоящих мероприятий по очистке территории: при проникновении в почву гептил, благодаря своей стабильности, сохраняется там долгое время и способен мигрировать по профилю почвы. При этом поражённая растительность приобретает вид «варёной» зелени. Окислитель, используемый в РН «Протон», азотный тетраоксид, может загрязнять нитратами и нитритами почву и воду[126].
Немногочисленные аварии РН «Протон» наносят ещё больший ущерб: в этом случае тонны НДМГ выливаются на почву в месте падения. Так, в 2007 году, РН «Протон-М» упала в 40 км от города Жезказган. России пришлось выплатить $2,5 млн за очистку территории от гептила[89].
Другим недостатком гептила является относительно низкий удельный импульс ракетных двигателей, которые его используют (288—330 с). Многие зарубежные аналоги оснащены ракетными двигателями, использующими криогенное топливо (жидкий водород) на верхних ступенях с удельным импульсом порядка 450 с, что позволяет добиться лучших результатов по массе ПН[127].
Советская и российская ракетно-космическая техника | ||
---|---|---|
Исторические РН | ||
Эксплуатируемые РН | ||
Разрабатываемые РН | ||
РН на базе МБР | ||
РН на базе БРПЛ | ||
Разгонные блоки | ||
Многоразовые космические системы | Спираль • Буран • Заря • МАКС • Байкал-Ангара • Клипер • ППТС (Русь) |