Рн протон – Протон (ракета-носитель) — Википедия

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

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

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

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

Ракета-носитель

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

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

История

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

Характеристики

«Протон-М» — трехступенчатая ракета-носитель тяжелого класса.

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

Спецпроект на тему

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

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

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

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

Запуски и инциденты

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

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

Спецпроект на тему

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

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

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

Перспектива

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

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

 

tass.ru

Список пусков ракет-носителей «Протон-М» (8К82КМ) — Википедия

На этой странице перечислены все пуски РН «Протон-М», начиная с первого пуска 07.04.2001. Список пусков РН «Протон-К» находится на странице Список пусков ракет-носителей Протон-К (8К82К). Планируемые пуски находятся на странице Список планируемых пусков ракет-носителей Протон-М (8К82КМ).

По состоянию на 21 декабря 2018 года РН «Протон-М» стартовала 104 раз, из которых 94 были полностью успешными (90 %). Серым цветом выделены пуски, произведённые под эгидой ILS.

Список пусков РН Протон-М (8К82КМ (с РБ Бриз-М) / 8К82М (с блоком ДМ))
Дата (UTC) Полезная нагрузка РБ Предназначение Платформа
Оператор
Примечания Видео
1 7 апреля 2001 Экран-М Бриз-М (88503) Успешно
2 29 декабря 2002 Nimiq 2 Бриз-М (88504) Успешно
3 15 марта 2004 W3A Бриз-М (88507) Успешно Пуск
4 16 июня 2004

ru.wikipedia.org

Протон (ракета-носитель) — WiKi

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

РН «Протон»

«Протон-К» выводит на орбиту модуль «Звезда» для МКС
Общие сведения
Страна
Семейство «Протон»
Индекс 8К82, 8К82К, 8К82КМ
Назначение Ракета-носитель
Разработчик ГКНПЦ им. М. В. Хруничева (КБ «Салют»)
Изготовитель ГКНПЦ им. М. В. Хруничева
Основные характеристики
Количество ступеней 3—4 (здесь и далее для «Протон-М» третьей фазы модификации)
Длина (с ГЧ) 58,2 м
Диаметр 4,1 м (7,4 м)
Стартовая масса 705 т
Вид топлива НДМГ + АТ
Масса полезной нагрузки  
 • на НОО 23 тонны[3]
 • на ГПО-1500 6,35 т (с РБ «Бриз-М»)
 • на 
ГПО-1800
7,10 т (с РБ «Бриз-М»)
 • на ГСО до 3,7 т (с РБ «Бриз-М»)
История запусков
Состояние действующая
Места запуска Байконур
Число запусков 415 (на 19.04.2018)
 • успешных 368
 • неудачных 27
 • частично неудачных 20
Первый запуск 16.07.1965
Последний запуск 19.04.2018
Всего произведено 414
Варианты «Протон», «Протон-К», «Протон-М»
Первая ступень («Протон-М» 3-й фазы[4][5][6][7])
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[4][7])
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[7][8])
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
 Протон на Викискладе

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

«Протон-К» с разгонным блоком Д регулярно использовалась для запуска различных научных, военных и гражданских космических аппаратов[23]. Трёхступенчатый «Протон-К» использовался для выведения полезной нагрузки на низкие орбиты, четырёхступенчатый — для выведения космических аппаратов на высокоэнергетические орбиты. В зависимости от модификации ракета была способна вывести до 21 т полезной нагрузки на орбиту высотой 200 км и до 2,6 т на геостационарную орбиту (ГСО). В настоящее время[

ru-wiki.org

Список пусков ракет-носителей «Протон-К» (8К82К) — Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

На этой странице перечислены все пуски РН «Протон-К» начиная с первого пуска 10.03.1967. В настоящее время производство «Протона-К» прекращено. Последняя РН этой серии была выпущена в конце 2000-х годов, долгое время хранилась в арсенале и её пуск был произведён 30.03.2012 для вывода последнего спутника серии УС-КМО с помощью последнего РБ версии ДМ-2. Пуск стал 310-м за почти 45 лет службы РН «Протон-К»[1][2].

В настоящее время вместо РН «Протон-К» используется более совершенная версия «Протон-М». Список пусков РН «Протон-М» находится на странице Список пусков ракет-носителей Протон-М (8К82КМ). Планируемые пуски РН «Протон-М» находятся на странице Список планируемых пусков ракет-носителей Протон-М (8К82КМ).

Всего РН «Протон-К» стартовала 310 раз, из которых 277 были полностью успешными (89 %). С учётом частично успешных пусков (не учитывая аварии разгонных блоков), надежность этого варианта ракеты возрастает до более чем 91 %.

Список Пусков РН Протон-К (8К82К)
№ Пуска Дата (UTC) Полезная нагрузка РБ* Примечания
1 10 марта 1967 Космос-146 КК Союз 7К-Л1 (сер.№ 2П) Д Успех[3]. Оба запуска блока Д прошли нормально, бортовые системы (кроме РДМ-3 и СТР) функционировали нормально. Выключение радиомаяка РДМ-3 из-за схемной ошибки не произошло в расчетное время, и прибор отработал непрерывно 42 ч без замечаний вместо положенных по техническим условиям 40 мин. В системе терморегулирования было отмечено нерасчетное падение давления в магистралях[4].
2 8 апреля 1967

ru.wikipedia.org

Протон (ракета-носитель) Википедия

РН «Протон»

«Протон-К» выводит на орбиту модуль «Звезда» для МКС
Общие сведения
Страна
Семейство «Протон»
Индекс 8К82, 8К82К, 8К82КМ
Назначение Ракета-носитель
Разработчик ГКНПЦ им. М. В. Хруничева (КБ «Салют»)
Изготовитель ГКНПЦ им. М. В. Хруничева
Основные характеристики
Количество ступеней 3—4 (здесь и далее для «Протон-М» третьей фазы модификации)
Длина (с ГЧ) 58,2 м
Диаметр 4,1 м (7,4 м)
Стартовая масса 705 т
Вид топлива НДМГ + АТ
Масса полезной нагрузки  
 • на НОО 23 тонны[3]
 • на ГПО-1500 6,35 т (с РБ «Бриз-М»)
 • на ГПО-1800 7,10 т (с РБ «Бриз-М»)
 • на ГСО до 3,7 т (с РБ «Бриз-М»)
История запусков
Состояние действующая
Места запуска Байконур
Число запусков 415 (на 19.04.2018)
 • успешных 368
 • неудачных 27
 • частично неудачных 20
Первый запуск 16.07.1965
Последний запуск 19.04.2018
Всего произведено 414
Варианты «Протон», «Протон-К», «Протон-М»
Первая ступень («Протон-М» 3-й фазы[4][5][6][7])
Длина 21,18 м
Диаметр 7,4 м
Сухая масса 30,6 т
Стартовая масса

ru-wiki.ru

Протон (ракета-носитель) — Gpedia, Your Encyclopedia

РН «Протон»

«Протон-К» выводит на орбиту модуль «Звезда» для МКС
Общие сведения
Страна
Семейство «Протон»
Индекс 8К82, 8К82К, 8К82КМ
Назначение Ракета-носитель
Разработчик ГКНПЦ им. М. В. Хруничева (КБ «Салют»)
Изготовитель ГКНПЦ им. М. В. Хруничева
Основные характеристики
Количество ступеней 3—4 (здесь и далее для «Протон-М» третьей фазы модификации)
Длина (с ГЧ) 58,2 м
Диаметр 4,1 м (7,4 м)
Стартовая масса 705 т
Вид топлива НДМГ + АТ
Масса полезной нагрузки  
 • на НОО 23 тонны[3]
 • на ГПО-1500 6,35 т (с РБ «Бриз-М»)
 • на ГПО-1800 7,10 т (с РБ «Бриз-М»)
 • на ГСО до 3,7 т (с РБ «Бриз-М»)
История запусков
Состояние действующая
Места запуска Байконур
Число запусков 415 (на 19.04.2018)
 • успешных 368
 • неудачных 27
 • частично неудачных 20
Первый запуск 16.07.1965
Последний запуск 19.04.2018
Всего произведено 414
Варианты «Протон», «Протон-К», «Протон-М»
Первая ступень («Протон-М» 3-й фазы[4][5][6][7])
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[4][7])
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[7][8])
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
 Протон на Викискладе

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

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

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

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

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

Классификация грузоподъёмности

Класс Модификация Энергетические хар-ки

при ΔV = 1500 м/с*

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

* с 4-метровым головным обтекателем

История создания

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Конструкция

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

РН УР-500

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

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

Первая ступень

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

Вторая ступень

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

РН «Протон-К»

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

Первая ступень
Первая ступень РН «Протон»

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

Вторая ступень

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

Третья ступень

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

Четвёртая ступень
Система управления РН «Протон-К»

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

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

Используемое топливо

В качестве компонентов топлива во всех ступенях ракеты используются несимметричный диметилгидразин (НДМГ, также известный как гептил) (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[36][40].

Улучшения в РН «Протон-М»

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

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

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

РН «Протон-М» 4-го этапа

Типичный вариант РН «Протон-М», эксплуатируемый в настоящее время[

www.gpedia.com

Протон (ракета-носитель) — Википедия РУ

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

РН «Протон»

«Протон-К» выводит на орбиту модуль «Звезда» для МКС
Общие сведения
Страна
Семейство «Протон»
Индекс 8К82, 8К82К, 8К82КМ
Назначение Ракета-носитель
Разработчик ГКНПЦ им. М. В. Хруничева (КБ «Салют»)
Изготовитель ГКНПЦ им. М. В. Хруничева
Основные характеристики
Количество ступеней 3—4 (здесь и далее для «Протон-М» третьей фазы модификации)
Длина (с ГЧ) 58,2 м
Диаметр 4,1 м (7,4 м)
Стартовая масса 705 т
Вид топлива НДМГ + АТ
Масса полезной нагрузки  
 • на НОО 23 тонны[3]
 • на ГПО-1500 6,35 т (с РБ «Бриз-М»)
 • на ГПО-1800 7,10 т (с РБ «Бриз-М»)
 • на ГСО до 3,7 т (с РБ «Бриз-М»)
История запусков
Состояние действующая
Места запуска Байконур
Число запусков 415 (на 19.04.2018)
 • успешных 368
 • неудачных 27
 • частично неудачных 20
Первый запуск 16.07.1965
Последний запуск 19.04.2018
Всего произведено 414
Варианты «Протон», «Протон-К», «Протон-М»
Первая ступень («Протон-М» 3-й фазы[4][5][6][7])
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[4][7])
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[7][8])
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
 Протон на Викискладе

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

«Протон-К» с разгонным блоком Д регулярно использовалась для запуска различных научных, военных и гражданских космических аппаратов[23]. Трёхступенчатый «Протон-К» использовался для выведения полезной нагрузки на низкие орбиты, четырёхступенчатый — для выведения космических аппаратов на высокоэнергетические орбиты. В зависимости от модификации ракета была способна вывести до 21 т полезной нагрузки на орбиту высотой 200 км и до 2,6 т на геостационарную орбиту (ГСО). В настоящее время[

http-wikipediya.ru

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован.