Протон (ракета-носитель)

Материал из in.wiki
(перенаправлено с «Протон»)
Перейти к навигации Перейти к поиску

«Прото́н» (УР-500; модификации «Протон-К», «Протон-М») — ракета-носитель (РН) тяжёлого класса, предназначенная для выведения автоматических космических аппаратов на орбиту Земли и далее в космическое пространство[1]. Разработана в 1961-1967 годах в подразделении ОКБ-23 (ныне ГКНПЦ имени М. В. Хруничева).

Исходный двухступенчатый вариант носителя «Протон» (УР-500) стал одним из первых носителей средне-тяжёлого класса, а трёхступенчатый «Протон-К» — тяжёлого.

«Протон-М» представляет собой развитие ракеты-носителя «Протон-К» и обладает улучшенными энергомассовыми, эксплуатационными и экологическими характеристиками. Всего с 7 апреля 2001 года по 13 марта 2023 года выполнено 115 пусков ракеты-носителя «Протон-М»; на околоземные орбиты и отлетные траектории выведены 134 космических аппарата[1].

В июне 2018 года генеральный директор «Роскосмоса» Дмитрий Рогозин поставил задачу прекратить производство ракеты-носителя «Протон» после выполнения заключенных контрактов, далее использовать исключительно РН «Ангара»[2][3]. 24 декабря 2019 года было прекращено производство двигателей для первой ступени РН «Протон»[4].

К недостаткам этой ракеты-носителя можно отнести использование экологически вредного топлива[5].

Разработка[править | править код]

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; 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-70[5].

Предварительные работы по проекту баллистической ракеты УР-500 были начаты в 1961 году в ОКБ-52 Государственного комитета по авиационной технике по инициативе и под руководством Генерального конструктора Владимира Николаевича Челомея[6]. Благодаря его настойчивости и 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), а в следующем году началось проектирование ракеты-носителя УР-500[5]. Главным конструктором УР-500 был назначен Павел Ивенсен, в 1962 году его сменил Юрий Труфанов[5], а его — Дмитрий Полухин (впоследствии Генеральный конструктор КБ «Салют»). Всё это время ведущим конструктором (ответственным исполнителем) проекта оставался Виталий Выродов[6].

Новая МБР проектировалась по стандартной для мощных стратегических ракет с жидкостно-реактивными двигателями двухступенчатой схеме с последовательным их расположением, а ракета-носитель, исходя из необходимости выведения тяжелых ПН на околоземную орбиту, предполагалась трехступенчатой (модификация МБР УР-500). Для ускорения работ собирались использовать модифицированный вариант УР-200 (схожа по возможностям с МБР Р-9) в качестве верхних ступеней. Постановление Совета Министров СССР о создании новой ракеты вышло 29 апреля 1962 года. На разработку отводилось три года. Окончательную конструктивно-компоновочную схему приняли в мае 1962 года[6].

Схема УР-500 «моноблок» и «полиблок»[5].

УР-500 изначально представляла собой четыре параллельно соединенные ракеты УР-200 с третьей ступенью на базе модифицированной второй ступени УР-200. Однако такая конструкция не позволяла достичь желаемой относительной грузоподъемности. ОКБ-23 начало разработку УР-500 по трехступенчатой схеме с тандемным расположением ступеней, оставив в качестве верхних ступеней модифицированный вариант УР-200[5].

Ракета разрабатывалась с учётом применения в военных целях: как в виде глобальной орбитальной и межконтинентальной баллистической ракеты (12000 км) для поражения сверхмощной термоядерной боеголовкой 8Ф17[7] мощностью 150 мегатонн[8] особо важных целей, так и в варианте ракеты-носителя тяжёлых спутников[9].

Рассматривались два варианта первой ступени: полиблочный и моноблочный. Моноблочный вариант состоял из двух последовательно соединенных транспортных блоков: верхнего (бак окислителя) и нижнего (бак горючего и двигательная установка), имел малую «сухую» массу ступени, прокладка топливных магистралей и сборка в целом была проще. Полиблочный вариант состоял из центрального блока (бак окислителя большого диаметра) и нескольких навесных блоков (баков горючего малого диаметра), что обеспечивало небольшую длину ступени в собранном состоянии, а также позволяло использовать центральный блок в качестве несущего элемента. В январе 1962 года была выбрана конструктивно-компоновочная схема первой ступени ракеты с полиблочной компоновкой, что наилучшим образом учитывало ограничения по ветровым нагрузкам и изгибающим моментам[5].

В то время из разработанных и проверенных двигателей были лишь используемые на ракете УР200 тягой 50 тс, чего было явно недостаточно. Двигательная установка первой ступени УР500 состояла из четырёх неподвижных ЖРД РД-253, конструкции В. Глушко и четырех качающихся ЖРД конструкции С. Косберга. Центральные двигатели являлись частью блока бака окислителя, качающиеся двигатели были навесными блоками баков горючего. Вторая ступень УР500 была модифицированным вариантом первой ступени ракеты УР200, на ней планировали установить четыре двигателя С.Косберга с увеличенной степенью расширения сопл. Управление ракетой на участке полёта второй ступени осуществлялось качанием двигателей с помощью четырех рулевых машинок. Третья ступень УР500 состояла из маршевого двигателя и рулевого двигателя открытой схемы. Вследствие требования обеспечить одинаковый диаметр второй и третьей ступени, последняя была спроектирована с торовыми баками[5].

Конструкторы исходили из того, что ракета будет именно массовым космическим носителем, поэтому конструктивному совершенству ракеты уделялось особое внимание. В связи с этим Челомей обратился к Глушко с просьбой изменить конструкцию двигателя, добавив узел подвеса для управления вектором тяги. Глушко выполнил просьбу, дополнительно упростив конструкцию и увеличив надежность ЖРД. С 1961 по 1963 гг. проводились испытания отдельных агрегатов и узлов и выбиралась штатная схема двигателя; с июня 1963 по январь 1965 гг. проводилась отработка запуска ЖРД в условиях, максимально приближенных к лётным[5].

Ur500avan.jpg

После переделки двигателя была перекомпонована первая ступень. Концепция стала более логичной и стройной, с шестью качающимися ЖРД разработки В.Глушко (вместо восьми), при этом тяга двигательной установки возросла на 12,5%. Были изменены структура и число транспортабельных блоков, центральный блок стал «чистым» и представлял собой только бак окислителя. Масса заправляемых компонентов топлива и стартовая масса ступени возросли, а силовая схема ступени и схема прокладки трубопроводов упростились[5].

Эскизный проект УР500 был завершен в 1963 году, а основные проектно-технологические задачи были решены к концу 1964 года. Однако отношение руководства страны изменилось после отставки Н.С. Хрущева: всё, ранее им одобряемое, воспринималось с большим подозрением. УР500 удалось отстоять, но в основном как носитель искусственных спутников и космических аппаратов[5][6].

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[10]. После первого пуска УР-500 в прессе стали писать о новой, более мощной ракете-носителе «Протон». В двухступенчатом варианте масса полезной нагрузки составляла 8.3-8.4 тонны. При этом масса УР-500 была значительно выше «Союза» (самой мощной ракеты-носителя на базе Р-7)[11]. Название было взято от космического аппарата «Протон-1», выведенного на орбиту при первом запуске. Трёхступенчатый вариант ракеты-носителя получил название «Протон-К»[10].

В 1965-1966 годах было выполнено четыре запуска спутников «Протон». Ракета официально называлась «Геркулес» или «Атлант», но в прессе использовалась название «Протон»[11].

Первый пуск «Протон-К» состоялся 10 марта 1967 года. Программа государственных испытаний ракеты завершилась в сентябре 1977 года, за это время был произведён 61 пуск[12]. Трёхступенчатый «Протон-К» использовался для выведения полезной нагрузки на низкие орбиты, четырёхступенчатый — для выведения космических аппаратов на высокоэнергетические орбиты. Ракета была способна вывести до 21 т полезной нагрузки на орбиту высотой 200 км и до 2,6 т на геостационарную орбиту.

Производство «Протона-К» прекращено. Последняя РН этой серии была выпущена в конце 2000-х годов, её пуск был произведён 30 марта 2012 года для вывода на орбиту последнего спутника серии УС-КМО с помощью последнего РБ версии ДМ-2[13][14]. Всего в процессе эксплуатации с 1967 по 2012 год РН «Протон-К» стартовала 310 раз.

С 2001 года ГКНПЦ им. М. В. Хруничева выпускает модификацию ракеты 8К82КМ «Протон-М», с повышенной экологичностью и цифровой системой управления, а также обтекателями больших размеров. Модифицированная версия оснащена разгонным блоком 14С43 «Бриз-М» для увеличения полезной нагрузки.

Центр им. М. В. Хруничева в 2016 году планировал расширить линейку ракет-носителей «Протон» с разгонным блоком «Бриз-М». Разрабатывались двухступенчатые модификации «Протон Medium» (2,2 тонн полезной нагрузки) и «Протон Light» (1,45 т), которые были предназначены для коммерческого использования дочерней компанией «International Launch Services» (ILS)[15]. В апреле 2017 года тема новых модификаций ещё обсуждалась: уже было признание нецелесообразности разработки варианта «Light», но вариант «Medium» мог остаться в разработке как конкурент американской ракете «Falcon 9»[16][17].

В мае 2022 года генеральный директор Центра им. М.В. Хруничева Алексей Варочко сказал в интервью, что осталось собрать ещё четыре ракеты-носителя «Протон», и осталось осуществить 13 пусков. Таким образом. производство ракет «Протон» завершилось в 2022 году[18].

Конструкция[править | править код]

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).

Варианты ракеты и их грузоподъёмность[править | править код]

Модификация Класс ПН на НОО, кг ПН на ГПО-1500, кг ПН на ГПО-1800, кг ПН на ГСО, кг Ступеней Количество блоков 1-й ступени
«Протон» (УР500) Средний 8 400 2 1 центральный + 6 боковых
«Протон-К» (УР500К) Тяжёлый 19 760 — 20 900 4 350 — 4 900 1 880 3 1 центральный + 6 боковых
«Протон-М» Тяжёлый 23 700 6 350 7 100 3 300 3 1 центральный + 6 боковых
(проект) «Протон Средний» Средний 5 000 5 500 2 200 2 1 центральный + 6 боковых
(проект) «Протон Лёгкий» Лёгкий 3 600 4 170 1 450 2 1 центральный + 4 боковых

Все варианты с 4-х метровым головным обтекателем.

РН УР-500 («Протон»)[править | править код]

Ракета-носитель УР-500 (Протон) состояла из двух ступеней: первая специально разработанная, вторая унаследована от УР-200. Ракета была способна выводить 8,4 т полезного груза на низкую околоземную орбиту[11].

Первая ступень[править | править код]

Первая ступень ракеты состоит из центрального и шести боковых блоков. Центральный блок включает переходный отсек, бак окислителя и хвостовой отсек. Боковые блоки ускорителя состоят из переднего отсека, бака горючего и хвостового отсека с двигательной установкой, которая состоит из шести автономных маршевых ЖРД РД-253. Двигатели имеют турбонасосную систему подачи топлива с дожиганием генераторного газа, запуск двигателя осуществляется путём прорыва пиромембран на входе в двигатель[19][20].

Вторая ступень[править | править код]

Вторая ступень состоит из трех отсеков. Двигательная установка включает четыре автономных маршевых ЖРД конструкции С.А. Косберга, которые могут отклоняться на угол до 3°15' в тангенциальных направлениях. Двигатели имеют турбонасосную систему подачи топлива и выполнены по схеме с дожиганием генераторного газа, суммарная тяга двигательной установки составляет 2352 кН в вакууме. Двигатели запускаются раньше начала выключения маршевых ЖРД первой ступени для обеспечения «горячего» принципа разделения ступеней. Подрыв пироболтов происходит, когда тяга двигателей второй ступени превышает остаточную тягу ЖРД первой ступени[19][20].

РН «Протон-К»[править | править код]

Основная статья: «Протон-К».

Ракета-носитель «Протон-К» была разработана на базе ракеты-носителя УР-500 с некоторыми изменениями и добавлением третьей и четвертой ступеней, что позволило увеличить массу полезной нагрузки и выводить космические аппараты на более высокие орбиты.

РН «Протон-М»[править | править код]

Основная статья: «Протон-М».

В период с 2001 по 2012 год ракета-носитель «Протон-К» постепенно была заменена на новый модернизированный вариант «Протон-М»[1].

Стартовая масса, т ~705
Количество ступеней 3
Компоненты топлива:

— первой ступени

— второй ступени

— третьей ступени


НДМГ + АТ

НДМГ + АТ

НДМГ + АТ

Двигатели:

— первой ступени

— второй ступени

— третьей ступени


6 х РД-276

3 х РД-0210 и 1 х РД-0211

1 х РД-0213 и 1 х РД-0214

Используемые разгонные блоки Бриз-М и ДМ-03
Космодром Байконур
Масса полезной нагрузки, т.*

— на НОО (низкая опорная орбита) (200 км, i=51,6 град.)


С разгонным блоком «Бриз-М»

— на ГПО (геопереходная орбита)

— на ГСО (геостационарная орбита)


22,4


6,3

3,3

Источники[править | править код]

  1. ↑ 1,0 1,1 1,2 Ракета-носитель «Протон-М» / Роскосмос. Дата обращения: 17.12.2024.
  2. ↑ Рогозин поставил задачу прекратить производство «Протонов» / «Известия» (22 июня 2018). Дата обращения: 17.12.2024
  3. ↑ Дмитрий Рогозин: Россия откажется от устаревших экспериментов на МКС / «РИА Новости» (22 июня 2018). Дата обращения: 17.12.2024.
  4. ↑ Центру Хруничева передали последние двигатели для «Протона» / «РИА Новости» (24 декабря 2019). Дата обращения: 17.12.2024.
  5. ↑ 5,00 5,01 5,02 5,03 5,04 5,05 5,06 5,07 5,08 5,09 5,10 Афанасьев И. 35 лет РН «Протон» // «Новости космонавтики» (1998). — №1/2 — С. 45-48. Дата обращения: 17.12.2024.
  6. ↑ 6,0 6,1 6,2 6,3 Петраков В., Афанасьев И. Страсти по «Протону» // Авиация и космонавтика. — 1993. — № 4. — С. 10-12. Дата обращения: 20.12.2024.
  7. ↑ Гудилин В. Е., Слабкий Л. И. Ракетный комплекс УР-500 // Ракетно-космические системы (История. Развитие. Перспективы). — М., 1996. — 326 С.
  8. ↑ Ясюкевич В. «Протоновскому» управлению Байконура — полвека // «Новости космонавтики». — 2013. — Т. 23, вып. 363, № 4. — С. 65—67.
  9. ↑ Государственный космический научно-производственный центр имени М. В. Хруничева: к 90-летию предприятия. — М.: «Военный парад», 2006. — С. 56—57. — 273 С.
  10. ↑ 10,0 10,1 Первов М. «Урал» УР-500. 8К82 // «Техника и вооружение». — 2001. — № 5-6. — С. 44-45. Дата обращения: 06.01.2025.
  11. ↑ 11,0 11,1 11,2 Афанасьев И. РН «Протон»: лётные испытания // «Новости космонавтики» (1998). — №3 — С. 48. Дата обращения: 17.12.2024.
  12. ↑ Афанасьев Н. РН «Протон»: лётные испытания (окончание) // «Новости космонавтики» (1998). — №4/5 — С. 49. Дата обращения: 06.01.2025.
  13. ↑ Запущенный с Байконура военный спутник выведен на целевую орбиту / «РИА Новости» (30 марта 2012). Дата обращения: 06.01.2025.
  14. ↑ Последнюю ракету «Протон-К» используют для запуска военного спутника / «Российские космические системы» (29 февраля 2012). Дата обращения: 06.01.2025. Архивировано 26 июня 2013 года.
  15. ↑ Центр им М.В. Хруничева. Новые модификации РН «Протон» / Роскосмос (13.09.2016). Дата обращения: 07.01.2025.
  16. ↑ Невозможно конкурировать, имея в линейке только один продукт / Коммерсантъ (05.04.2017). Дата обращения: 07.01.2025.
  17. ↑ Центр им. Хруничева: ракета «Протон Средний» предназначена для борьбы за рынок с Falcon / ТАСС (07.04.2017). Дата обращения: 07.01.2025.
  18. ↑ Алексей Варочко: «в мире есть интерес к ракете „Ангара“» / Роскосмос (04.06.2022). Дата обращения: 07.01.2025.
  19. ↑ 19,0 19,1 Описание ракеты-носителя «Протон-К» / ГКНПЦ им. Хруничева. Дата обращения: 12.01.2025.
  20. ↑ 20,0 20,1 1.6.1 Proton First Stage / Proton Launch Vehicle Mission Planner’s Guide, Revision 3, Issue 1 dated February 1997 — San Diego: International Launch Services. — P.1-10. Архивировано 5.03.2012. Дата обращения: 07.01.2025.

Новости[править | править код]

Источник — https://in.wiki/w/index.php?title=Протон_(ракета-носитель)&oldid=1556893