Министерство образования и науки Российской Федерации Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ (национальный исследовательский университет)» Институт №6 «Аэрокосмический» Кафедра 610: «Управление эксплуатацией ракетно-космических систем» Курсовая работа на тему: Протон-М. Комплексы систем наземного обеспечения Выполнил: ст. гр. М6О-313с-18 Кошелев И.С. Проверил: Катков В.А. Москва 2021 Оглавление Введение ................................................................................................................... 3 История создания .................................................................................................... 4 Назначение комплекса ............................................................................................ 7 Конструкция ракеты - носителя ............................................................................. 8 РН УР-500 ...............................................................................................................................................9 РН «Протон-К» ...................................................................................................... 11 Система управления РН «Протон-К» .................................................................. 13 Используемое топливо.......................................................................................... 15 Улучшения в РН «Протон-М» ............................................................................. 15 Разгонные блоки .................................................................................................... 17 Блок ДМ ................................................................................................................. 17 Блок Бриз-М ........................................................................................................... 18 Переходные системы ............................................................................................ 19 Электрические системы и системы телеметрии данных .................................. 20 Головные обтекатели ............................................................................................ 20 Варианты конфигурации ...................................................................................... 21 Стартовые комплексы ........................................................................................... 22 Основные характеристики и оборудование комплексов .................................. 25 Сборка РН «Протон-М»........................................................................................ 27 Технология подготовки к пуску «Протон-К»..................................................... 28 Запуски ................................................................................................................... 30 Коммерческие пуски ............................................................................................. 31 Пуски по федеральной космической программе России .................................. 32 История пусков РН «Протон» .............................................................................. 32 РН «Протон-К» (8К82К) ....................................................................................... 32 РН «Протон-М» (8К82КМ) .................................................................................. 34 Стандартная циклограмма полета ....................................................................... 36 Заключение ............................................................................................................ 37 Список литературы ............................................................................................... 39 Введение «Протон» — одноразовая ракета-носитель тяжёлого класса, предназначенная для выведения автоматических космических аппаратов на орбиту Земли и далее в космическое пространство. Способна выводить на геостационарную орбиту 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 среднетяжёлого класса, а трёхступенчатый «Протон-К» — тяжёлого. Ракета-носитель «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, а также межпланетных станций. Целью курсовой работы является закрепление и углубление знаний, приобретенных студентом в ходе аудиторных (лекционных и практических) занятий по курсу, путём самостоятельного поиска информации по предложенной задаче, критического анализа её и составления записки-реферата с выводами об эффективности рассмотренного ракетного комплекса История создания В начале 1960-хх годов космическая гонка между СССР и США достигла апогея. Исследования космического пространства и появление огромного количества новых технологий и методик делало еще недавно разработанные ракеты морально устаревшими. Уже к началу 1960-хх руководство СССР приняло решение о создании нового поколения ракет, способных выводит в космос как большую полезную нагрузку, так и тяжелые сверхмощные ядерные заряды. В конкурсе участвовали основные конструкторские школы: ОКБ Королева предложило ракету Н-1, ОКБ Янгеля тяжелую ракету Р-56, а ОКБ №52 под руководством Челомея предложило семейство ракет под наименованием УР – Универсальная Ракета. Челомей планировал создать сразу 4 унифицированные ракеты: легкую МБР УР-100, среднюю МБР УР-200, тяжелый носитель УР-500 и сверхтяжелый носитель УР-700. По итогу конкурса было решено отказаться от варианта легкой ракеты. ОКБ №52 получило заказ на среднюю МБР и тяжелый носитель. Заказ на сверхтяжелый носитель получил Королев со-своей Н-1. Проектирование МБР УР-200 в соответствии с Постановлениями ЦК КПСС и СМ СССР началось 1 августа 1961 г. Годом позже, по Постановлению ЦК КПСС в ОКБ-23 (в настоящее время КБ «Салют», подразделение ГКНПЦ им. М. В. Хруничева), началось проектирование ракеты УР-500. Главным конструктором УР-500 был назначен Павел Ивенсен. В 1962 году эту должность занял Юрий Труфанов, а затем — Дмитрий Полухин, ставший впоследствии Генеральным конструктором КБ «Салют». Ведущим конструктором (ответственным исполнителем) проекта всё это время оставался Виталий Выродов. На разработку ракеты отводилось три года. 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 расположением ступеней. Тем не менее, как и предполагалось на начальном этапе, в качестве верхних ступеней было решено применить модифицированный вариант УР-200. Ракета разрабатывалась как в боевых вариантах: глобальной орбитальной и межконтинентальной баллистической ракеты (12 000 км) для поражения сверхмощной термоядерной головной частью (индекс — 8Ф17, мощность — 150 мегатонн) особо важных целей в любой точке планеты, так и в варианте ракетыносителя тяжёлых спутников. Согласно конструктивно-компоновочной на Машиностроительном заводе им. схеме, М. В. Хруничева и ракета изготовлялась 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. Модификация ракетоносителей Протон Двигатели первой ступени, ЖРД РД-253, были разработаны в КБ Энергетического машиностроения (генеральный конструктор В. П. Глушко). отвергнут С. П. Королёвым для использования в Этот двигатель ракете Н-1 из-за был токсичности компонентов его топлива и недостаточного удельного импульса. Было решено, что после некоторой переделки РД-253 будет использован на первой ступени УР-500. Для боевого варианта проектировался в том числе и маневрирующий боевой блок АБ-500. В разработку новой ракеты были вовлечены и другие конструкторские бюро: Химавтоматики изготовляло двигатели второй и третьей ступени (главный конструктор Косберг, а затем А. Д. Конопатов), «НИИ Автоматики и Приборостроения» — систему управления и электроавтоматики, КБ «Рубин» и КБ «Восход» — ступеней, НИИ рулевые приводы, Приборостроения — управляющие систему отклонением опорожнения двигателей баков, НИИ всех Точной механики — систему безопасности РН и КБ Киевского завода «Арсенал» — систему прицеливания. 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). 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. Первый пуск с космическим аппаратом на новой двухступенчатой РН УР-500 состоялся 16 июля 1965 года с космическим аппаратом Н-4 № 1 «Протон-1» (схема конструкции указана на рис.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. Таким образом, без агрегатов второй ступени, масса полезной нагрузки РН УР-500 равнялась 8,4 т. 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». Назначение комплекса «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. 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. Эта дата считается днём рождения РН «Протон-К». 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. 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. «Протон-К» с разгонным блоком Д регулярно использовалась для запуска различных научных, военных и гражданских космических аппаратов. 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 для вывода на орбиту последнего спутника серии УС-КМО с помощью последнего РБ версии ДМ-2. 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 БризМ, 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 ракеты - носителя 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. 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. ТТХ Первая ступень («Протон-М» 3-й фазы) Длина........................21,18м 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 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. ТТХ Второй ступени («Протон-М» 3-й фазы) Длина........................17,05 м Диаметр........................4,1 м Сухая масса........................11 т Стартовая масса........................168,3 т Маршевый двигатель........................ЖРД РД-0210 (3 шт.) и РД-0211 (1 шт.) Тяга........................2400 кН Удельный импульс........................320 с Время работы........................215 с 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 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» Начиная с июля 1965 года началась разработка трёхступенчатого варианта РН УР500К (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. [1] Первый пуск трёхступенчатой ракеты «Протон-К» был произведён 10 марта 1967 года с космодрома «Байконур» с блоком Д и КК 7К-Л1П («Космос-146»), прототипом будущего лунного корабля 7К-Л1. Эта дата считается днём рождения РН «Протон-К». 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. 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. «Протон-К» с разгонным блоком Д регулярно использовалась для запуска различных научных, военных и гражданских космических аппаратов. 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 для вывода на орбиту последнего спутника серии УС-КМО с помощью последнего РБ версии ДМ-2. В общей сложности с 1967 по 2012 год РН «Протон-К» стартовала 310 раз и производилась в ГКНПЦ им. М. В. Хруничева. Вторая ступень РН «Протон-К» была разработана на базе второй ступени РН УР-500. Для увеличения массы ПН на орбите были увеличены объёмы топливных баков и изменена конструкция ферменного переходного отсека, соединяющего её с первой ступенью. Третья ступень Третья ступень РН «Протон-К» имеет цилиндрическую форму и состоит из приборного, топливного и хвостового отсеков. Как и вторая ступень, третья ступень РН «Протон-К» также была разработана на базе второй ступени РН УР-500. Для этого исходный вариант второй ступени РН УР-500 был укорочен, и на ней был установлен один маршевый ЖРД вместо четырёх. Поэтому маршевый двигатель РД-0212 (конструкции С. А. Косберга) по устройству и работе аналогичен двигателю РД-0210 второй ступени и является его модификацией. Этот двигатель состоит из маршевого однокамерного двигателя РД-0213 и четырёхкамерного рулевого двигателя РД-0214. Тяга маршевого двигателя 588 кН в пустоте, а рулевого — 32 кН в пустоте. Разделение второй ступени происходит за счет тяги рулевого ЖРД третьей ступени, запускаемого до выключения маршевых ЖРД второй ступени, и торможения отделяемой части второй ступени имеющимися на ней шестью твёрдотопливными двигателями 8Д84. Отделение полезного груза осуществляется после выключения рулевого двигателя РД-0214. При этом третья ступень тормозится четырьмя твердотопливными двигателями. Система управления РН «Протон-К» РН «Протон-К» оснащена автономной инерциальной системой управления (СУ), обеспечивающей высокую точность выведения ПН на различные орбиты. СУ была спроектирована под руководством Н. А. Пилюгина и использовала ряд оригинальных решений на основе гироскопов, разработка которых началась ранее на ракетах Р-5 и Р-7. Приборы СУ размещаются в приборном отсеке, расположенном на ускорителе третьей ступени. Клёпаный негерметизированный приборный отсек выполнен в виде торовой оболочки вращения прямоугольного поперечного сечения. В отсеках тора размещены основные приборы СУ, выполненной по троированной схеме (с тройным резервированием). Кроме того, в приборном отсеке расположены приборы системы регулирования кажущейся скорости; приборы, определяющие параметры конца активного участка траектории, и три гиростабилизатора. Командно-управляющие сигналы также построены с использованием принципа троирования. Такое решение повышает надёжность и точность выведения космических аппаратов. Используемое топливо В качестве компонентов топлива во всех ступенях ракеты используются несимметричный диметилгидразин (НДМГ, также известный как гептил) (CH3)2N2H2 и тетраоксид азота N2O4. Самовоспламеняющаяся топливная смесь позволила упростить двигательную установку и увеличить её надёжность. В то же время компоненты топлива являются весьма токсичными и требуют крайней осторожности в обращении. Улучшения в РН «Протон-М» 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: 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 ракетыносителя «Протон-М». Кроме того, модернизация РН «Протон-М» с разгонным блоком (РБ) «Бриз-М» проводилась и после начала их использования. Начиная с 2001 года РН и РБ прошли 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). Разгонные блоки Блок Д Для выведения полезной нагрузки на высокие, переходные к геостационарным, геостационарные и отлётные орбиты используется дополнительная ступень, называемая разгонным блоком (РБ). Разгонные блоки позволяют осуществлять многократные включения своего маршевого двигателя и реориентацию в пространстве для достижения заданной орбиты. Первые разгонные блоки для РН «Протон-К» были сделаны на базе ракетного блока Д носителя Н-1 (его пятой ступени). В конце 1990 годов ГКНПЦ им. М. В. Хруничева разработал новый разгонный блок «Бриз-М», используемый в РН «Протон-М» наряду с РБ семейства Д. Блок ДМ Разработка блока Д велась в ОКБ-1 (сейчас РКК «Энергия» имени С. П. Королёва). В составе РН «Протон-К» с середины 60-х годов блок Д претерпел несколько модификаций. После модификации, направленной на повышение грузоподъёмности и снижение стоимости блока Д, РБ стал называться «Блок-ДМ». Модифицированный разгонный блок имел время активного существования 9 часов, и количество запусков двигателя было ограничено тремя. В настоящее время используются разгонные блоки моделей ДМ-2, ДМ2М и ДМ-03 производства РКК «Энергия», у которых количество включений было увеличено до 5. Блок Бриз-М «Бриз-М» — разгонный блок для ракет-носителей «Протон-М» и «Ангара». «Бриз-М» обеспечивает выведение космических аппаратов на низкие, средние, высокие орбиты и ГСО. Применение разгонного блока «Бриз-М» в составе ракеты-носителя «Протон-М» позволяет увеличить массу полезной нагрузки, выводимой на геостационарную орбиту, до 3,5 т, а на переходную орбиту до более чем 6 т. Первый запуск комплекса «Протон-М» — «Бриз-М» состоялся 7 апреля 2001 года. Переходные системы При стандартной схеме выведения механическое и электрическое соединение КА с РБ «Бриз-М» осуществляется посредством переходной системы, состоящей из изогридного углепластикового или металлического адаптера и системы разделения (СР). Для выведения на геостационарные орбиты могут использоваться несколько различных переходных систем, различающихся по диаметру кольца крепления КА: 937, 1194, 1664 и 1666 мм. Конкретный адаптер и система разделения выбираются в зависимости от конкретного КА. Адаптеры, используемые в РН «Протон-М», разработаны и изготовляются ГКНПЦ им. М. В. Хруничева, а системы разделения производятся фирмами RUAG Space AB, ГКНПЦ им. М. В. Хруничева и EADS CASA Espacio. Как пример можно привести систему разделения 1666V, которая состоит из замковой ленты, соединяющей КА и адаптер между собой. Лента состоит из двух частей, стянутых посредством соединительных болтов. В момент разделения РБ и КА пирогильотины системы разделения перерубают соединительные болты замковой ленты, после чего лента раскрывается, и за счёт освобождения восьми пружинных толкателей (количество может меняться в зависимости от типа используемой системы разделения), расположенных на адаптере, осуществляется отделение КА от РБ. Электрические системы и системы телеметрии данных Кроме основных механических блоков, упомянутых выше, РН «Протон-М» насчитывает ряд электрических систем, используемых на всём протяжении подготовки к пуску и пуска РКН. С помощью этих систем осуществляется электрическое и телеметрическое соединение КА и систем РН с пультовой 4102 во время подготовки к пуску, а также сбор телеметрических данных во время полёта. Головные обтекатели Головные обтекатели «Протон-М», используемые ILS для коммерческих запусков. За всё время эксплуатации РН «Протон» с ней использовалось большое количество различных головных обтекателей (ГО). Тип обтекателя зависит от типа полезного груза, модификации РН и используемого разгонного блока. Сброс ГО осуществляется в начальный период работы ускорителя третьей ступени. Цилиндрическая проставка сбрасывается после отделения космической головной части. Классические стандартные обтекатели РН «Протон-К» и «Протон-М» для вывода КА на низкие орбиты без РБ имеют внутренний диаметр 4,1 м (внешний 4,35 м) и длину 12,65 м и 14,56 м соответственно. Так, например, обтекатель этого типа использовался при запуске РН «Протон-К» с модулем «Заря» для МКС 20 ноября 1998 года. Для проведения коммерческих запусков в комплектации с блоком «ДМ» используются головные обтекатели длиной 10 м, внешним диаметром 4,35 м (максимальная ширина ПН должна быть не более 3,8 м). В случае использования РБ «Бриз-М» стандартный обтекатель при проведении одиночных коммерческих запусков имеет длину 11,6 м и при проведении двойных коммерческих запусков — 13,2 м. В обоих случаях внешний диаметр ГО равен 4,35 м. Головные обтекатели производятся ФГУП ОНПП «Технология» в городе Обнинск Калужской области. ГО изготовляется из нескольких обечаек, которые представляют собой трёхслойные конструкции с алюминиевым сотовым заполнителем и обшивками из углепластика, содержащие усиления и вырезы для люков. Использование материалов этого типа позволяет достичь снижения массы по сравнению с аналогом из металлов и стеклопластика не менее чем на 28—35 %, повысить жёсткость конструкции на 15 % и улучшить акустические характеристики в 2 раза. В случае коммерческих запусков через компанию ILS, которая осуществляет маркетинг пусковых услуг РН «Протон» на международном рынке, используются альтернативные ГО бо́льшего размера: длиной 13,3 м и 15,25 м и диаметром 4,35 м. Кроме того, для увеличения возможностей РН «Протон-М» активно изучается возможность использования ГО 5-метрового диаметра. Это позволит запускать спутники большего размера и повысит конкурентоспособность РН «Протон-М» против его основного конкурента «Ариан-5», который уже используется с ГО диаметром 5 м. Варианты конфигурации РН «Протон» (УР-500) существовала только в одной конфигурации — 8K82. РН «ПротонК» 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: Стартовые комплексы Стартовый комплекс — сооружение, откуда стартует ракета-носитель, а также объекты, обеспечивающие доставку на стартовую площадку, проверку, заправку, подготовку и запуск космических аппаратов (ракет-носителей). На космодроме могут находиться один или несколько стартовых комплексов. В стартовый комплекс входят мачты обслуживания: кабель мачты. С помощью кабель-мачт, к бортовым разъёмам комплекса ракета-носитель/летательный аппарат подсоединяются разъёмы подачи электроэнергии, наземных систем автоматизированного контроля и управления стартом. Кабель-мачты автоматически отсоединяются от комплекса ракета-носитель/летательный аппарат при старте. Кабель-заправочная мачта установлена на оптимальном расстоянии рядом со стартовым столом. Форма мачты - восьмигранная пирамида - была выбрана из соображений минимизации нагрузки от стартующей РН и ветра. Мачта общей высотой 70 м и массой 1 1 00 т имеет 19 этажей. На ней размещены оборудование и жидкостные контуры. Она оснащена четырьмя блоками поворотных платформ, которые, охватывая РН при предстартовой подготовке, способны уменьшить нагрузку на колеса и механизмы МLР во время сильного ветра (циклона). Мачта оборудована подъемником грузоподъемностью 1,5 т и башенным краном грузоподъемностью 10 т, способным поднимать грузы с уровня земли на вершину сооружения. Особые меры приняты на мачте для заправки ракеты GSL V криогенными компонентами топлива. Для защиты области стартового стола от ударов молний служат четыре мачты-дивертора высотой 1 20 м со сложной схемой заземления в нижней части. Дополнительные громоотводы имеются на сооружениях криогенной заправки. Зона старта состоит из стартового стола с железобетонным фундаментом для закрепления MLP. Уровень стартового стола поднят над землей на 2,5 м, чтобы использовать преимущества дефлектора реактивной струи. Последний имеет максимальную глубину 1 ,5 м и отклоняет горячие выхлопные газы далеко от стартового стола, распределяя их двухсторонним газоотводным лотком с жаропрочным покрытием. Длина Трубы лотка - 80 м в обе стороны; на последнем участке в 28 м «труба» открыта для уменьшения уровня акустических нагрузок. Стартовый комплекс имеет отдельные хранилища и вспомогательное оборудование для долгохранимых компонентов ракетного топлива (горючее UН25 и окислитель N204), криогенных компонентов (жидкий кислород и жидкий водород) и газов. Хранилища размещены за тыльной стороной кабельзаправочной мачты. Долгохранимые компоненты располагаются в шести баках из нержавеющей стали емкостью 60 м3 каждый, вкопанных в землю; для предотвращения загрязнения топлива влагой из атмосферного воздуха и уменьшения выкипания из-за более низкого давления паров баки наддуваются сухим азотом. Отдельная система хранения сжиженного азота, имеющая три бака емкостью по 130 м3 каждый, предназначена для того, чтобы обеспечить наддув жидкостей и подачу газообразного азота наземным потребителям. Вблизи кабель-заправочной мачты установлены также сооружения для хранения сжатого гелия и сжатого атмосферного воздуха; газами высокого давления заряжаются бортовые газовые баллоны РН и питаются наземные потребители. Встроенные системы безопасности (воздух для дыхания, аварийные водяные сплинкерно-дренчерные фонтаны, системь1 нейтрализации, очистки от загрязнений, борьбы с огнем, оснащенные дистанционным или автоматическим приводом) имеются на всех сооружениях SLP. На расстоянии примерно 6 км от стартового стола находится центр управления заправкой, откуда специалисты дистанционно управляют опасными операциями по заправке баков РН компонентами топлива и газами. Система управления троирована и имеет высокую устойчивость к повреждениям. Для текущего контроля операций по обслуживанию ступеней РН имеется 17 пультов. Транспортировка РН «Протон – М» на 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». Обе стартовые площадки объединены общей сетью коммуникаций и используют общий комплекс сооружений, обеспечивающих каждую из них сжатыми газами, водой, электроэнергией и хладагентами для термостатирования компонентов топлива и космических аппаратов. Сборка блоков ракеты, интеграция носителя с полезным грузом и общая проверка системы осуществляются в горизонтальном положении в монтажноиспытательном 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. 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. Площадка 81 Л (ПУ № 23) используется для пусков РН «Протон-К» в рамках федеральных программ. В последние несколько лет не использовалась, последний пуск был произведён 27 марта 2004 года; Площадка 81П (ПУ № 24) используется для пусков РН «Протон-К» и «Протон-М» в рамках федеральных программ; Площадка 200 Л (ПУ № 39) используется для пусков РН «Протон-К» и «ПротонМ» в рамках международных программ компанией ILS; Площадка 200П (ПУ № 40) была законсервирована в 1991 году. Позже эту ПУ планировалось переделать в стартовый комплекс для ракет типа «Ангара», и технологическое оборудование этого стартового комплекса было демонтировано. И хотя проект стартового комплекса «Ангары» был перебазирован на площадку № 250, пуски с этой ПУ возобновлены не были. Установка РН «Протон – М» на стартовый стол Основные характеристики и оборудование комплексов Основные характеристики Количество стартовых площадок 2 Количество технологических систем на одном СК (агрегатов) 46 в том числе пусковых устройств 3 Расстояние между пусковыми устройствами, м 600 Управление предстартовыми операциями дистанционное, автоматическое (при отсутствии обслуживающего персонала в других сооружениях) Стыковка гидравлических, пневматических и электрических коммуникаций к ракете дистанционная, автоматическая Отстыковка коммуникаций от борта ракеты-носителя ходом ракеты Время подготовки РН «Протон» с КГЧ, дни 3-4 Минимальный интервал между пусками с одной пусковой установки, сут. не более 20 Построение стартового комплекса обеспечивает достаточную автономность каждой стартовой площадки. Агрегаты и системы стартового комплекса, все технологические процессы подготовки к пуску и пуска ракеты-носителя созданы с учетом максимальной безопасности обслуживающего персонала и высокой экологичности при эксплуатации. В состав основного технологического оборудования стартового комплекса входят следующие системы и средства: транспортно-установочное и пусковое оборудование; средства обслуживания ракеты-носителя и космической головной части; заправочные средства; автоматизированная система управления технологическим наземным оборудованием (НО); средства термостатирования; средства нейтрализации паров и проливов компонентов ракетного топлива (КРТ); система измерений; системы газового контроля; система противопожарной технологической защиты; система наземного электроснабжения спецтоками; технические системы. К основным сооружениям стартового комплекса относятся: стартовые сооружения; командные пункты; хранилища компонентов ракетного топлива и сжатых газов; сооружения термостатирования; сооружения нейтрализации паров и проливов КРТ; сооружения системы электроснабжения; насосная станция системы пожаротушения; станция газоснабжения. Сборка РН «Протон-М» РН «Протон-М» со спутником AMC-12 подготавливается к вывозу на СК в зале 111 монтажно-испытательного корпуса 92-А50, январь 2005 г. Сборка и подготовка к запуску РН «Протон-М» проходят в монтажно-испытательных корпусах (МИК) 92-1 и 92А-50 на территории «площадки 92». В настоящее время в основном используется МИК 92-А50, который был достроен и усовершенствован в 1997—1998 годах. Кроме того, в 2001 году была сдана в эксплуатацию единая оптоволоконная система дистанционного управления и контроля космических аппаратов (КА), которая позволяет заказчикам проводить подготовку КА на техническом и стартовом комплексах непосредственно из пультовой, размещенной в МИКе 92А-50. Сборка РН в МИК 92-А50 проходит в следующем порядке: Блоки РН «Протон» доставляются в МИК 92-А50, где каждый блок проверяется автономно. После этого производится сборка ракеты-носителя. Сборка первой ступени выполняется в специальном стапеле «револьверного» типа, что существенно снижает трудозатраты и повышает надёжность сборки. Далее полностью собранный пакет из трёх ступеней подвергается комплексным испытаниям, после чего дается заключение о готовности его к стыковке с космической головной частью (КГЧ); Контейнер с КА доставляется в зал 102 МИКа 92-А50, где проводятся работы по очистке его наружных поверхностей и подготовительные операции для разгрузки; Далее КА извлекается из контейнера, подготавливается и заправляется компонентами топлива в чистовом зале 103А. Там же проводятся проверки КА, после чего он перевозится в соседний зал 101 для сборки с разгонным блоком; В чистовом зале 101 (технический комплекс сборки и проверки КГЧ) проводится стыковка КА с РБ «Бриз-М»; КГЧ перевозится в чистовой зал 111, где проводятся сборка и испытания ракеты космического назначения (РКН) «Протон-М»; Через несколько дней после завершения электрических испытаний полностью собранная РКН вывозится из МИКа на топливно-заправочную станцию для заправки баков низкого давления разгонного блока «Бриз-М». Эта операция длится два дня; По завершении заправки проводится заседание Государственной комиссии по итогам работ, выполненных на техническом и стартовом комплексах РН «Протон». Комиссия принимает решение о готовности РКН к установке на стартовой площадке; РКН устанавливается на стартовой площадке. Сборка РН «Протон-К» проводится в МИКе 92-1. Этот МИК являлся основным до ввода в эксплуатацию МИКа 92-А50. В нём находятся технические комплексы сборки и проверки РН «Протон-К» и КГЧ, где также осуществляется стыковка КГЧ с РН «Протон-К». Технология подготовки к пуску «Протон-К» Доставка ракеты-носителя на космодром осуществляется железнодорожным транспортом поблочно. В монтажно - испытательном корпусе (МИКе) площадки 92 каждый блок проверяется автономно, после чего производится сборка ракеты-носителя. Оригинальностью отличается сборка первой ступени. Она выполняется в специальном стапеле "револьверного" типа, что существенно снижает трудозатраты и повышает надежность сборки. Полностью собранное изделие подвергается комплексным испытаниям, после чего дается заключение о готовности его к стыковке с космической головной частью (КГЧ). Следует заметить, что топливные баки перед сборкой ракеты наддуваются и остаются постоянно наддутыми на всех этапах подготовки к пуску. Это делается с целью повышения жесткости конструкции собранного изделия в наземных условиях, когда действующие на ракету нагрузки сильно отличаются от полетных. Такой подход позволяет значительно снизить массу несущих элементов корпуса и повысить массовую эффективность ракеты-носителя в целом. Механическая и электрическая стыковка заправленного космического аппарата с адаптером и разгонным блоком "ДМ" (четвертой ступенью ракеты-носителя) выполняется в зале общей сборки сооружения 40 площадки 31. Эта же операция может осуществляться в сооружении 1 площадки 254 (в зале для подготовки орбитального корабля "Буран"). При необходимости стыковка осуществляется в вертикальном положении. Для стыковки с КА разгонный блок "ДМ" устанавливается вертикально на поддерживающем кольце, опирающемся на поворотное основание. Вокруг поворотного основания имеются фермы обслуживания с выдвижными площадками, обеспечивающими доступ к КА. Головной обтекатель (ГО) устанавливается после перевода разгонного блока с КА в горизонтальное положение. Одна створка ГО подводится на ложементах снизу, а вторая пристыковывается сверху с помощью мостового крана. Полностью собранная космическая головная часть (КГЧ) перегружается на железнодорожный транспортер и отправляется на заправочную станцию, где осуществляется ее заправка высококипящими компонентами топлива. После этого транспортер следует в МИК площадки 92. В МИКе выполняется механическая стыковка КГЧ с ракетой-носителем и подключение необходимых электрических цепей. При необходимости на головной обтекатель устанавливается специальный теплоизолирующий чехол. Далее полностью собранная ракета укладывается на установщик и готовится к отправке на стартовую позицию. Ракета-носитель с КГЧ, закрепленная на установщике, транспортируется на стартовую позицию, где осуществляется перевод ракеты в вертикальное положение и установка ее на стартовое устройство. При этом электро-, пневмо- и заправочные коммуникации подсоединяются к нижнему торцу первой ступени ракеты. В течение всех транспортировок температурный режим КА может быть обеспечен с помощью передвижной системы кондиционирования, смонтированной в железнодорожном вагоне. КА связывается с кабельной линией пристартового бункера через транзитный кабель, проложенный в гаргроте РН. Если необходимо, к КА через разъемы головного обтекателя и кабельную систему башни обслуживания могут быть подведены дополнительные электрические цепи. Они должны быть отключены за 2 часа до пуска. Доступ к КА осуществляется с площадок башни обслуживания через люки головного обтекателя. Эти люки должны быть также закрыты за 2 часа до пуска. Во время установки РН на пусковое устройство в течение 4-х часов система кондиционирования должна быть отключена от КГЧ. После подвода к РН башни обслуживания работа системы кондиционирования возобновляется. Предпусковые операции начинаются с генеральных испытаний и подготовки ракетыносителя к пуску. Одновременно проводятся электрические испытания КА. При этом постоянно осуществляется кондиционирование воздуха в КГЧ и зарядка химических батарей. Линии управления системой кондиционирования воздуха связаны с КА и панелями управления в пультовой комнате. Циркулирующий воздух регулирует в соответствие с программой, определенной Заказчиком , потоки тепла, идущие снаружи и от аппаратуры КА. Система кондиционирования воздуха должна быть отключена за 2 часа до пуска. Подготовка КА к пуску может продолжаться 1 день. Затем проводятся общие испытания КА с РН. На основе результатов этих испытаний делается вывод о готовности его к полету. Наземные разъемы от КА должны быть отстыкованы в промежуток от 2 часов до 30 минут перед пуском. Подзарядка бортовых химических батарей заканчивается за 2 часа до него. Обслуживающий персонал должен быть эвакуирован за 2 часа до старта РН. Заказчик, для наблюдения за состоянием КГЧ и обеспечения безопасности, может воспользоваться пристартовыми телевизионной и телеметрической системами. Представители фирмы "ILS" и разработчики КА совместно со специалистами по РН и стартовому комплексу принимают решение о запуске. Оно должно быть единогласным. Это решение принимается, по крайней мере, за 30 минут до пуска. За 8 часов до пуска должны быть выполнены следующие операции: установка начальных состояний в бортовые системы КА; подготовка КА к полету; подтверждение готовности КА к запуску наличием соответствующих телеметрических данных с его борта. Запуски РН «Протон-М» с коммерческим спутником ArabSat 4B во время «вертикализации» 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». Коммерческие пуски В конце 1990-х годов стоимость коммерческого пуска РН «Протон-К» с блоком ДМ составляла от $65 до $80 млн. В начале 2004 года стоимость запуска была снижена до $25 млн из-за существенного усиления конкуренции (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. В 2010 году стоимость запуска коммерческих спутников вновь поднялась и составляла от $200 до $310 млн за один пуск ракеты-носителя. Пуски по федеральной космической программе России Для федеральных заказчиков прослеживается последовательное увеличение стоимости носителя начиная с начала 2000-х годов: стоимость РН «Протон-М» (без блока «ДМ») выросла с 2001 по 2011 год в 5,4 раза — с 252,1 млн до 1356,5 млн рублей. Общая стоимость «Протон-М» с блоком «ДМ» или «Бриз-М» в середине 2011 года составляла порядка 2,4 млрд рублей (около $80 млн или €58 млн). Эта цена складывается из самой РН «Протон» (1,348 млрд), РБ «Бриз-М» (420 млн), доставки компонентов на Байконур (20 млн) и комплекса услуг по запуску (570 млн). Цены по состоянию на 2013 год: 1,521 млрд рублей стоил сам «Протон-М», 447 млн — разгонный блок «Бриз-М», 690 млн — услуги по запуску, ещё 20 млн рублей стоила транспортировка ракеты на космодром, 170 млн рублей — головной обтекатель. Итого российскому бюджету один запуск «Протона» обходился в 2,84 млрд рублей. История пусков РН «Протон» Начиная с 1965 года, РН «Протон» производилась в трёх основных вариантах: УР-500, «Протон-К» и «Протон-М». 8К82/УР-500 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». РН «Протон-К» (8К82К) «Протон-К» с модулем «Заря» для МКС. 20 Ноября 1998 За всё время своей эксплуатации РН «Протон-К» стартовала 310 раз, из которых 277 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—1973 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: 10.03.1967 — первый пуск РН «Протон-К» с блоком Д и кораблем «Союз 7К-Л1». Этот пуск положил начало советской программе пилотируемого облёта Луны. Вследствие неотработанности РН «Протон-К» с блоком Д, из 11 попыток запусков РН «Протон-К» с 7К-Л1 только в шести пусках РН успешно отработала программу. Из этих пяти попыток только «Зонд-8» выполнил полностью успешный облёт Луны 11.08.1969 и возвращение на Землю; 26.03.1974 — первый запуск на ГСО макета КА «Радуга», отработка систем разгонного блока ДМ; 29.07.1974 — первый запуск на ГСО действующей связной станции «Молния-1С»; 22.12.1975 — первый запуск на ГСО КА «Радуга» Единой Системы Спутниковой Связи; 26.10.1976 — первый запуск ретранслятора «Экран» системы непосредственного телевизионного вещания; 19.12.1978 — первый запуск ретранслятора «Горизонт»; в 1976—1979 годах РН «Протон-К» было проведено три запуска парных космических аппаратов с целью отработки спускаемых КА «Космос-881», «Космос-882»; «Космос-997», «Космос-998» и «Космос-1100», «Космос-1101»; в 1978 году трёхступенчатая РН «Протон-К» совместно с техническим и стартовым комплексами была принята в серийную эксплуатацию; 12.10.1982 — запуск трёх навигационных спутников «Космос-1413», «Космос1414» и «Космос-1415». Этим было положено начало развёртыванию Глобальной навигационной спутниковой системы (ГЛОНАСС); 20.02.1986 — запуск базового модуля «Мир», первого компонента космической станции «Мир»; 08.04.1996 — первый коммерческий запуск РН, с геостационарным спутником связи «Астра 1F»; 20.11.1998 — запуск модуля «Заря», первого модуля Международной космической станции (МКС) (на фотографии). 12.07.2000 — запуск модуля «Звезда», второго модуля МКС. 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 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». РН «Протон-М» (8К82КМ) На 25 декабря 2015 года, РН «Протон-М» стартовала 95 раз, из которых 85 были полностью успешными (89,5 %). Значимые пуски: 07.04.2001 состоялся первый пуск модернизированной ракеты 8К82КМ «ПротонМ» с цифровой системой управления и новым разгонным блоком 14С43 «Бриз-М». Это позволило увеличить полезную нагрузку при выведении на геостационарные орбиты (ГСО). Первым «Протоном-М» был запущен последний КА серии «ЭкранМ»; 16.06.2004 была впервые опробована РН «Протон-М» первого этапа модернизации (Proton Breeze M, Phase I). В результате этой модернизации максимальная масса ПН выводимой на геопереходную орбиту (ГПО) была увеличена до 5645 кг. В этом пуске на орбиту был выведен спутник Intelsat 10-02 массой 5575 кг, рекордной для РН «Протон-М» на этот момент; 07.07.2007 была впервые использована РН второго этапа модернизации (Proton Breeze M, Phase II). На орбиту был успешно выведен спутник DirecTV-10 рекордной массой 5893 кг; 11.02.2009 была впервые использована РН третьего этапа модернизации (Proton Breeze M, Phase III). Впервые на геостационарную орбиту были запущены два спутника в одном пуске. Кроме того, на ГСО была выведена рекордная для ракетносителей СССР/России полезная нагрузка весом около 3700 кг (спутники«Экспресс АМ-44» и «Экспресс МД-1»); 16.07.2011 впервые на орбиту были выведены 2 спутника по новой для РН «Протон-М» схеме: первый спутник, SES 3, был штатно «оставлен» на геопереходной орбите, тогда как второй спутник, «КазСат-2», был напрямую доставлен на ГСО; 20.10.2011 на геопереходную орбиту был успешно выведен спутник ViaSat-1 рекордной массы 6740 кг; 02.07.2013 произошёл нештатный (аварийный) пуск РН «Протон-М» с тремя навигационными спутниками «Глонасс-М». После старта ракета потеряла устойчивость и рухнула на земную поверхность в 2,5 км от стартовой позиции, полностью разрушилась и сгорела; спутники уничтожены. 16.05.2014 произошло падение ракеты-носителя «Протон-М» с российским спутником связи. Сбой произошёл на 540-й секунде после старта из-за нештатной ситуации на этапе работы третьей ступени. «Протон-М» должна была вывести на орбиту самый мощный российский спутник связи «Экспресс-АМ4Р». В северных провинциях Китая упали объекты: как предполагается, это были части ракеты, запущенной накануне, не сумевшей выйти из атмосферы и упавшей в Тихий океан. 15.12.2014 400-й пуск РН «Протон» в истории с 1965 года (86 пуск РН «ПротонМ»). Стандартная циклограмма полета Заключение 1.Разработка ракеты-носителя (РН) «Протон» явилась одной из основных программ в советской космонавтике. Несмотря на череду неудач в первые годы своего существования, наряду с «семёркой» (РН Восток, РН Союз и др.), 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. 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. 2.Прежде всего, РН «Протон» широко применялась в советской и российской пилотируемой программах. В конце 1960-х — начале 1970-х годов РН «Протон» отрабатывалась в программе пилотируемого облёта Луны Л-1/«Зонд», а в конце 1970-х — начале 1980-х проектировавшегося многоразового годов пилотируемого предполагалась корабля ЛКС. носителем После закрытия программы разработки ракеты-носителя Н-1 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 к 1985 году — более 14 т. 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»). 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 будет использован для запуска модуля «Наука»). 3.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. 4.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 1980-х годов, РН «Протон» участвует в развёртывании глобальной навигационной спутниковой системы «ГЛОНАСС» на базе КА серий «Ураган» и «УраганМ», запускаемых по три аппарата на одном «Протоне». 5.В сфере научных исследований Солнечной системы с помощью РН «Протон», начиная с конца 1960-х годов, 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. 6.Несмотря на то, что РН «Протон» была разработана в начале 60-х годов, ракетаноситель успешно конкурировала с аналогичными иностранными РН до середины 2010-х годов. Так, по коммерческим программам компании ILS, на октябрь 2011 года РН «Протон» использовалась 68 раз начиная с первого полёта в 1996 году. До 2013 года ежегодно производилось по 10—12 стартов этой РН, в то время как для иностранных РН тяжёлого класса эта цифра не превосходит шести пусков. Начиная с 2014 года число пусков РН «Протон» неуклонно снижалось и в 2016 году ракета была использована только четыре раза. Список литературы Литература: 1. Тяжелая ракета – носитель «Протон». – М.: Яуза-пресс, 2016 г. – 112с. 2. Глонасс, Глонасс – М.: Федеральное космическое агентство. – 64 с. 3. Александр Железняков. 100 лучших ракет СССР и России. Первая энциклопедия отечественной ракетной техники. – М.: Яуза-Пресс, 2016. – 152 с. 4. Сердюк В.К. Проектирование средств выведения космических аппаратов. — М.: Машиностроение-Полёт, 2009. – 504 с. 5. Черток Б. Е. Ракеты и люди. Горячие дни холодной войны. — М.: Машиностроение, 1999. – 146 с. 6. Афанасьев И. Б. РН «Протон»: лётные испытания. Часть 1 // Новости космонавтики. — 1998. — Т. 8, вып. 170, № 3. — ISSN 1561-1078. 7. Афанасьев И. Б. РН «Протон»: лётные испытания. Часть 2 // Новости космонавтики. — 1998. — Т. 8, вып. 171, № 4. — ISSN 1561-1078. 8. Ясюкевич В. «Протоновскому» управлению Байконура - полвека // Новости космонавтики. — 2013. — Т. 23, вып. 363, № 4. — С. 65-67. — ISSN 1561-1078. 9. http://www.khrunichev.ru/main.php?id=42 10. https://i-bormey.livejournal.com/1193880.html Перечень сайтов: 1. http://www.khrunichev.ru/main.php?id=42 2. https://i-bormey.livejournal.com/1193880.html
