Objectif et caractéristiques du lanceur "proton-m". Spécifications Caractéristiques tactiques et techniques du Proton-M

Conçu pour faire ressortir automatique vaisseau spatial en orbite terrestre puis dans l'espace extra-atmosphérique. La fusée a été développée par le State Space Research and Production Center (GKNPTs) nommé d'après. M. V. Khrunichev et est utilisé pour lancer des engins spatiaux commerciaux fédéraux et étrangers russes.

"Proton-M" est une version modernisée du lanceur "Proton-K", qui présente des caractéristiques énergétiques, opérationnelles et environnementales améliorées. Le premier lancement du complexe Proton-M avec l'étage supérieur Breeze-M a eu lieu le 7 avril 2001.

Caractéristiques lanceur "Proton"Le 2 juillet, le lanceur Proton-M, lancé depuis le cosmodrome de Baïkonour, est tombé dans la première minute de lancement. Pour plus d'informations sur ce qu'est le lanceur Proton et sur la fonction qu'il remplit en orbite, consultez l'infographie.

L'utilisation de carénages de tête élargis dans le lanceur Proton-M, dont cinq mètres de diamètre, permet de plus que doubler le volume d'accueil de la charge utile. Le volume accru du carénage de tête permet également l'utilisation d'un certain nombre d'étages supérieurs prometteurs sur le support.

La tâche principale de la modernisation du lanceur était de remplacer le système de contrôle (CS) créé dans les années 1960, devenu obsolète à la fois moralement et en termes de base d'éléments. De plus, la production de ce système a été établie en dehors de la Russie.

Le lanceur Proton-M amélioré est équipé d'un système de contrôle basé sur un système informatique numérique embarqué (OCCC). Le système de contrôle Proton-M a permis de résoudre un certain nombre de problèmes: améliorer l'utilisation de l'alimentation en carburant à bord grâce à sa production plus complète, ce qui augmente les caractéristiques énergétiques du lanceur et réduit voire élimine les restes de carburant nocif Composants; fournir une manœuvre spatiale sur la branche active du vol, ce qui élargit la gamme d'inclinaisons possibles de l'orbite de référence ; assurer une entrée ou un changement rapide de la tâche de vol ; améliorer les caractéristiques de masse du lanceur.

Après sa mise en service en 2001, le lanceur Proton-M a connu plusieurs étapes de modernisation. La première étape a été mise en œuvre en 2004 et s'est terminée par le lancement du lourd vaisseau spatial Intelsat-10 pesant 5,6 tonnes sur une orbite de géotransfert. La deuxième étape s'est achevée en 2007 avec le lancement de l'appareil DirekTV-10 pesant 6 tonnes. La troisième étape s'est terminée en 2008. La quatrième phase de modernisation est en cours de mise en œuvre.

"Proton-M" constitue la base du programme spatial fédéral de la Russie dans la dimension des lanceurs lourds. Avec son aide, le système de satellites Glonass est déployé, les satellites de la série Express sont lancés, qui fournissent des communications par satellite à toutes les régions de Russie. En outre, le lanceur Proton-M est largement utilisé pour lancer des engins spatiaux dans l'intérêt du ministère de la Défense de la Fédération de Russie.

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Portions par contenant: 52.

Contre-indications : intolérance individuelle aux composants du produit, femmes enceintes et allaitantes, personnes de moins de 18 ans. Avant utilisation, consulter un médecin.

Noter: n'est pas un remède.

Conditions de stockage: à conserver à l'abri de la lumière directe du soleil, dans un endroit sec, frais et hors de portée des enfants.

Date de péremption : regarde l'emballage.

Fabricant: Universal Nutrition, 3 Terminal Rd, Nouveau-Brunswick, NJ 08901, Téléphone : 800.872.0101.

* description fournie par le fabricant du produit.

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Le lanceur Proton est le successeur direct du missile balistique intercontinental soviétique à deux étages UR-500, conçu par le bureau d'études dirigé par Vladimir Chelomey. Son développement a commencé en 1961, il est vite devenu clair qu'il n'entrerait pas en service en raison de sa puissance excédentaire, bien qu'il soit capable de livrer la fameuse bombe thermonucléaire, conditionnellement appelée "la mère de Kuzkin", sur le territoire ennemi. La fusée était censée être basée dans les mines, Khrouchtchev, qui est arrivé une fois à Baïkonour, ayant appris combien d'argent était nécessaire pour cela, a déclaré:

"Alors qu'est-ce qu'on va construire - le communisme ou les mines pour l'UR-500 ?"

Le missile a perdu son objectif de combat, mais a été réorienté pour lancer des satellites. Le premier lancement a eu lieu le 16 juillet 1965 avec le laboratoire d'étude des particules cosmiques "Proton". Au total, quatre lancements de la version en deux étapes ont été effectués, dont trois ont réussi. Sur la base de cette fusée, Chelomei a proposé un programme de vol habité autour de la lune, et un autre troisième étage et un petit étage supérieur ont été installés sur la fusée. Cependant, les développeurs n'ont pas eu le temps de mettre en œuvre le programme, car ils ont confié au bureau d'études de Sergei Korolev la réalisation du vaisseau spatial et de l'étage supérieur. Pour Chelomey, en effet, il ne restait qu'une fusée. Au total, 11 engins spatiaux sans pilote ont été lancés dans le cadre du programme, 4 d'entre eux ne sont pas entrés sur l'orbite terrestre en raison d'accidents de lanceurs, 4 engins spatiaux ont encerclé la Lune.

Un navire en juillet 1968 n'a pas été lancé en raison d'une défaillance de l'étage supérieur lors de la préparation du lancement. En janvier 1970, le programme a été fermé en raison du fait que Union soviétique priorité manquée lors du premier vol habité vers la Lune (en décembre 1968, les astronautes américains sur le vaisseau spatial Apollo 8 ont été les premiers au monde à voler autour de la Lune avec accès à une orbite lunaire, et en juillet 1969 sur le vaisseau spatial Apollo 11 a atterri sur la surface lunaire). Après la clôture du programme de survol, la fusée, qui a finalement reçu le nom de "Proton", a été utilisée dans des versions à trois et quatre étages pour lancer des engins spatiaux.

Alexandre Shlyadinsky

Dans les années 1970, les premières stations orbitales soviétiques Saliout et Almaz, ainsi que des sondes interplanétaires vers la Lune, Mars et Vénus, ont été lancées sur une fusée. Le Proton était la seule fusée soviétique capable de lancer des satellites géostationnaires planant au-dessus d'un seul point de l'équateur à une altitude de 36 000 km. Avec une masse totale de 700 tonnes, la fusée délivre 21 tonnes en orbite terrestre basse ou jusqu'à 3,5 tonnes en orbite géostationnaire. Les complexes de lancement de Proton étaient et restent uniquement à Baïkonour. En 1993, américains et Entreprises russes a créé Lockheed-Khrunichev-Energia International (LKEI), transformé en 1995 en International Launch Services (ILS), qui depuis 1996 lance commercialement des satellites étrangers sur la fusée Proton.

Un pas, deux pas...

Le passé militaire de cette fusée a déterminé l'une de ses principales différences - les trois étages utilisent de la diméthylhydrazine asymétrique (heptyle) comme carburant et du tétroxyde d'azote comme oxydant. Cela est dû au fait qu'un missile balistique doit être dans un état prêt au combat bien avant le lancement. En revanche, les fusées royales développées précédemment utilisaient de l'oxygène liquide comme oxydant, qui s'évapore et ne permet pas un stockage prolongé. L'inconvénient du carburant à long terme est la toxicité de ses deux composants, l'avantage est qu'il ne nécessite pas de système d'allumage, car le carburant s'enflamme au contact d'un agent oxydant.

Contrairement au Soyouz, dans lequel les «côtés» du premier étage et le deuxième étage central commencent à fonctionner simultanément au départ, le Proton est fabriqué selon le schéma optimal avec une division séquentielle des étapes.

À l'heure actuelle, la modification la plus avancée de la fusée, Proton-M, est utilisée, équipée de moteurs améliorés, d'une conception légère et système numérique la gestion.

Au total, il y a 11 moteurs de marche à chambre unique sur la fusée : six du premier, quatre du deuxième et un du troisième étage. Le troisième étage dispose également d'un moteur à quatre chambres de direction.

Le premier étage se compose d'un réservoir central de comburant et de six réservoirs de carburant environnants. Six moteurs oscillants RD-276 (développés par NPO Energomash et fabriqués par l'usine Perm Proton-PM) assurent la poussée et le contrôle de la fusée dans la zone d'opération du premier étage (environ 120 secondes).

Troisième étage avec booster et charge

Alexandre Shlyadinsky

Le deuxième étage se compose d'un comburant et d'un réservoir de carburant séparés par une cloison, ainsi que de quatre moteurs oscillants (trois RD-0210 et un RD-0211) (conçus par le Bureau d'études de l'automatisation chimique et fabriqués par l'usine mécanique de Voronezh). En plus de créer de la poussée, le RD-0211 génère du gaz de suralimentation pour créer une surpression dans les réservoirs.

La séparation des étages s'effectue selon le schéma dit à chaud : les moteurs de l'étage supérieur sont mis en marche avant l'arrêt des moteurs de l'étage inférieur. Ceci est fait afin d'éviter le problème d'allumer les moteurs en apesanteur, car la surcharge de la fusée est impliquée dans la création de la pression nécessaire lorsque le carburant est fourni à la turbopompe. La scène dure 200 secondes.

Le troisième étage est agencé de la même manière que le deuxième - le réservoir supérieur avec un comburant, le réservoir inférieur avec du carburant, cependant, il n'a qu'un seul moteur principal fixe (RD-0213) et une direction RD-0214 avec quatre chambres oscillantes. Ils commencent également à fonctionner jusqu'à ce que les moteurs du deuxième étage soient complètement éteints. Le moteur de direction tire en fait le troisième étage chargé hors de l'adaptateur le reliant au deuxième étage. La troisième étape dure environ 240 secondes.

C'est au fonctionnement des moteurs du troisième étage que sont désormais associés au moins trois accidents de fusées Proton - le récent, en 2014, qui a été causé par la destruction du palier de la turbopompe du moteur de direction, et 1988.

"Si quelque chose dans la fusée cesse de fonctionner, la commande AED est donnée -" arrêt d'urgence des moteurs. Cela dure depuis l'époque des missiles de combat, de sorte qu'en cas d'échec, le missile tomberait sur notre territoire. Les moteurs s'éteignent, la fusée tombe dans l'atmosphère et, en règle générale, s'éteint », explique Igor Afanasiev, rédacteur en chef du magazine Novosti kosmonavtiki. Étant donné que la fusée coûte beaucoup moins cher que le complexe de lancement, en cas d'urgence au moment du lancement, la tâche principale est au contraire d'éloigner la fusée du lancement. "Par conséquent, en cas de panne ou même d'explosion de l'un des moteurs du premier étage, une commande est donnée pour forcer les autres, et ce n'est qu'alors que la commande AED est donnée", a expliqué l'expert.

dégradé

Par exemple, la raison du récent accident de Proton en mai réside dans le même moteur de direction du troisième étage, dont la panne s'est produite en raison de "l'augmentation des charges vibratoires causées par une augmentation du déséquilibre du rotor de la turbopompe, associée à la dégradation des propriétés de son matériau sous l'influence des hautes températures et de l'imperfection du système d'équilibrage ». En même temps, il s'est avéré que le refus "a un caractère constructif".

Pour faciliter la séparation, des moteurs à frein à poudre sont fournis en haut du deuxième étage, ce qui permet d'éviter les collisions dangereuses entre les étages. Après cela, le troisième étage avec une charge et l'étage supérieur passent en transfert ou en orbite terrestre basse.

Schéma d'insertion en orbite géostationnaire

Le premier étage supérieur, et en fait le quatrième étage de la fusée, est apparu lors de la mise en œuvre du programme de survol de la lune. Il est conçu pour transférer un vaisseau spatial de l'orbite terrestre basse vers une trajectoire de vol vers la Lune et d'autres planètes, ou vers une orbite géostationnaire. L'unité de surpression fonctionne de manière autonome dans un espace ouvert pendant une longue période, fonctionnant en apesanteur, et dispose de son propre système d'orientation et de stabilisation actives.

Sur le "Proton", deux types d'étages supérieurs (RB) sont utilisés. Le bloc "D" - oxygène-kérosène (développé par RSC Energia), est principalement utilisé pour lancer les appareils GLONASS. "Breeze-M" (GKNPT nommés d'après M.V. Khrunichev) - sur des composants à long terme, pour le lancement de satellites géostationnaires. Il est lui-même essentiellement à deux étages - la partie centrale est entourée d'un bloc toroïdal de réservoirs de largage.

La principale différence entre le RB (il ne s'agit pas d'une fusée, mais d'une ogive spatiale) des étages de fusée est qu'il peut fonctionner en apesanteur, lorsque le carburant peut s'accumuler dans les réservoirs sous forme de boules, des bulles de gaz peuvent apparaître dans cela, à cause duquel le moteur peut s'étouffer. Par conséquent, de petits moteurs à poudre peuvent être utilisés pour créer de faibles surcharges.

Une tâche commune pour Proton est le lancement de satellites géostationnaires (36 000 km). Pour ce faire, l'étage supérieur doit fournir à l'engin spatial en orbite circulaire basse une vitesse supplémentaire (de l'ordre de 3 km/s) pour qu'il passe d'une orbite circulaire à une orbite elliptique. Et déjà au point le plus éloigné de cette ellipse, il faut donner une impulsion de plus à l'appareil pour l'informer de la première vitesse cosmique pour cette hauteur. L'une des difficultés est que Baïkonour est situé loin de l'équateur. Par conséquent, les orbites des satellites ont une forte inclinaison et, pour lancer un véhicule géostationnaire, des impulsions supplémentaires de l'étage supérieur sont nécessaires pour «redresser» l'orbite et faire planer le satellite exactement au-dessus de l'équateur.

Pour la même raison, Proton peut envoyer plus de fret vers la Lune ou vers Mars que vers l'orbite géostationnaire.

"Le schéma Proton n'a pas changé depuis 1965, mais maintenant de nouvelles technologies sont appliquées, les matériaux changent, l'efficacité des moteurs a été légèrement augmentée. La possibilité d'amélioration est fortement liée à la conception de la fusée et à ses dimensions. Pour augmenter la poussée, vous devez soit augmenter la pression dans les chambres, soit augmenter la tuyère, mais cela nécessite de modifier les dimensions de la fusée et, surtout, le complexe de lancement », a expliqué Afanasiev.

De Filey en train

La fusée est assemblée à Fili, à l'usine de Khrunichev, et sous la forme d'un petit nombre de blocs transportables est envoyée par un train spécial au cosmodrome. Initialement, les dimensions des éléments de fusée ont été choisies de manière à ce que sa plus grande partie (le réservoir de comburant du premier étage d'un diamètre de 4100 mm), placée dans un wagon allongé spécial, puisse être transportée sans causer de problèmes aux trains venant en sens inverse et le réseau électrique de contact, passer librement dans les tunnels et le long des tronçons courbes de la voie . Dans le même temps, dans les sections avec des rayons de courbure minimes, afin d'éviter une collision, il est nécessaire d'arrêter le mouvement des trains dans la direction opposée. La partie non séparable la plus large des missiles, jusqu'à 5 m de diamètre, est le carénage de tête.

Pour le livrer à chemin de fer, il est divisé en deux dans le sens de la longueur et porté en position inclinée.

Contrairement à l'aviation, où l'enquête sur la plupart des accidents se termine par un rapport public et détaillé de l'IAC, les résultats des accidents spatiaux en Russie sont souvent rendus publics sans les détails appropriés.

Pour lancer une quantité importante de charge utile en orbite proche de la Terre, puis dans l'espace extra-atmosphérique, un puissant lanceur (LV), la classe dite lourde, est nécessaire. En URSS, la division OKB-23 était engagée dans la création d'un tel appareil - actuellement les GKNPTs im. M. V. Khrunichev. Le résultat de la recherche a été la création d'un transporteur à deux étages UR-500 (le premier de la gamme Proton). Il appartenait au lanceur de classe moyen-lourd. Sur sa base, à l'avenir, Proton-K, Proton-M (classe lourde) ont été créés. Aux États-Unis, ces missiles sont abrégés "Saturn-1B".

Ainsi, tous les engins spatiaux soviétiques et plus tard russes TKS, L-1/Zond, AES, stations orbitales et interplanétaires (Salyut-DOS, Almaz), modules Mir et ISS ont été lancés en orbite par des porte-fusées Proton. Au milieu des années 2000, la modification Proton-M était la plus largement utilisée. Il représente l'essentiel des engins spatiaux lancés en orbite (fédéraux russes et commerciaux étrangers).

Initialement, l'UR-500 (missile universel) a été conçu et construit comme un missile balistique orbital et intercontinental capable de livrer une ogive thermonucléaire super puissante (100 mégatonnes ou plus) à n'importe quel point de la planète. Cependant, l'option de l'utiliser comme lanceur de satellites lourds a également été envisagée. Le 16 juillet 1965, le premier lancement du lanceur à deux étages UR-500 a eu lieu. La charge utile était le vaisseau spatial H-4 n ° 1 Proton-1. Au total, quatre lancements ont été effectués dans la période de 65 à 66.

Dans le cadre du "programme lunaire" soviétique, un nouveau lanceur à trois étages UR-500K (8K82K "Proton-K") a été développé depuis juillet 1965, et la conception du quatrième étage a commencé en parallèle. Officiellement, l'anniversaire du lanceur Proton-K est le 10 mars 1967, lorsqu'une fusée à trois étages avec le bloc D et KK 7K-L1P (Cosmos-146) a été lancée.

Malgré des succès significatifs et un grand nombre de solutions de conception réussies, le nombre d'accidents était trop élevé (entre mars 1967 et août 1970 - 21 lancements, et seulement 6 complètement réussis). Cela a retardé l'adoption du lanceur Proton-K jusqu'en 1978 (après 61 lancements). Dernier lancement de fusée cette classe effectué le 30 mars 2012. Il a été collecté au GKNPT eux. M. V. Khrunichev à la fin des années 2000 et a été conservé dans l'arsenal. Le but du lancement est de mettre en orbite le dernier satellite de la série US-KMO. Dans le même temps, l'étage supérieur de la version DM-2 a été utilisé la dernière fois. Actuellement, "Proton-K" n'est plus en production. De 1967 à 2012, les lanceurs de cette série ont été lancés 310 fois. La version à trois étages de Proton-K a été utilisée pour fournir le PN (charge utile) aux orbites dites basses, et les versions à quatre étages aux orbites à haute énergie. À une hauteur de 200 km, "Proton" pouvait soulever jusqu'à 21 tonnes de charges utiles, et jusqu'à l'OSG (orbite géostationnaire) - jusqu'à 2,6 tonnes.

En 2001, GKNPT les fait. M. V. Khrunichev est passé à la production d'une nouvelle modification 8K82KM, sinon - "Proton-M". La fusée moderne est supérieure aux modifications précédentes en termes de respect de l'environnement. De plus, de nouveaux étages supérieurs y sont installés - 14С43 Briz-M, grâce auxquels il est devenu possible d'augmenter considérablement la charge utile lors de la montée vers les orbites de géotransfert et géostationnaire. Le lanceur Proton-M est équipé d'un système de contrôle numérique de haute précision basé sur un système informatique numérique embarqué. Et, enfin, il est devenu possible d'augmenter la taille des carénages par rapport aux précédents lanceurs Proton-K.

La disposition du lanceur à trois étages "Proton"

La première étape est réalisée sous forme de blocs. Le central a un compartiment de queue, un réservoir de comburant et un compartiment de transition. Six blocs latéraux sont disposés symétriquement autour d'elle. Chacun d'eux est divisé en un compartiment avant, un réservoir de carburant et un compartiment arrière. Ce dernier abrite un moteur-fusée de propulsion à propergol liquide de type RD-253. Ainsi, on peut dire que le système de propulsion du premier étage comprend six moteurs-fusées à liquide autonomes. Ils sont amorcés en perçant la pyromembrane située à l'entrée du moteur. Le moteur RD-253 est équipé d'un système d'alimentation en carburant avec postcombustion du gaz du générateur.

Le deuxième étage est réalisé sous la forme d'un cylindre. Compartiments : de transition, de carburant et de queue. Le système de propulsion se compose de trois RD-0210 et d'un 0211 (tous autonomes). La tâche du RD-0211 est de fournir la pressurisation du réservoir de carburant. Tous peuvent dévier dans des directions tangentielles d'un angle allant jusqu'à 3 ° 15 ". La poussée totale du système de propulsion est de 2 352 kN dans l'espace vide. Les moteurs du deuxième étage sont démarrés avant que le premier étage LRE ne soit allumé, en raison de lequel le principe "chaud" de la séparation des étapes se produit.

La poussée des moteurs du deuxième étage devient supérieure à la poussée résiduelle du LRE du premier étage ;
- les pyroboulons reliant les fermes des marches sont minés ;
- les marches commencent à diverger ;
- Les produits de combustion sortant des chambres LRE du deuxième étage agissent sur le bouclier thermique du premier étage et le repoussent.

Le troisième étage comprend trois compartiments (instrument, carburant et empennage) de forme cylindrique. Équipé d'un soutien LRE.

Les centrales électriques de tous les étages du lanceur Proton utilisent les mêmes composants propulsifs. Il s'agit d'une diméthylhydrazine asymétrique (sinon heptyl ou UDMH), dont la formule chimique est (CH3) 2N2H2, ainsi que du tétroxyde d'azote - N2O4. Ces composants sont hautement toxiques et nécessitent une manipulation des plus prudentes. Leur utilisation est due à la possibilité d'augmenter la fiabilité du système de propulsion et de simplifier sa conception grâce à l'auto-allumage du mélange carburé.

Tous les lancements du lanceur Proton ont lieu exclusivement depuis le cosmodrome de Baïkonour. Là, au début de 1965, le lancement et les complexes techniques ont été construits - deux lieux de travail (site 92/1) et deux lanceurs (site 81). Un complexe de lancement supplémentaire (pad 200) a été achevé à la fin des années 70. Le coût d'un lancement d'un lanceur de type Proton coûte en moyenne 80 à 100 millions de dollars, soit 2,4 milliards de roubles.

"Proton" (UR-500 - Fusée universelle, "Proton-K", "Proton-M") est un lanceur de classe lourde (LV) conçu pour lancer des engins spatiaux automatiques en orbite terrestre et plus loin dans l'espace. Développé en 1961-1967 dans la subdivision OKB-23 (aujourd'hui les M.V. Khrunichev GKNPT), qui faisait partie de l'OKB-52 de V.N. Chelomey. La version originale à deux étages du transporteur Proton (UR-500) est devenue l'un des premiers transporteurs de la classe moyennement lourde, et le Proton-K à trois étages est devenu l'un des plus lourds, avec l'américain Saturn-1B. véhicule de lancement.

Vidéo du lancement de la fusée Proton-M

Le lanceur Proton était un moyen de lancer toutes les stations orbitales soviétiques et russes Salyut-DOS et Almaz, les modules des stations Mir et de l'ISS, qui devaient être habités vaisseaux spatiaux TKS et L-1 / "Zond" (programme de survol lunaire soviétique), ainsi que des satellites lourds à des fins diverses et des stations interplanétaires.

Depuis le milieu des années 2000, le lanceur Proton-M est devenu la principale modification du lanceur Proton, utilisé pour lancer à la fois des engins spatiaux fédéraux russes et commerciaux étrangers.

Concevoir

La première version du lanceur Proton était à deux étages. Les modifications ultérieures de la fusée, "Proton-K" et "Proton-M", ont été lancées soit en version à trois (sur une orbite de référence) soit en version à quatre étages (avec un étage supérieur).

RN UR-500

Le lanceur (LV) UR-500 (Proton, index GRAU 8K82) était composé de deux étages, dont le premier a été développé spécifiquement pour ce lanceur, et le second a été hérité du projet de fusée UR-200. Dans cette version, le lanceur Proton était capable de lancer 8,4 tonnes de charge utile en orbite terrestre basse.

Première étape

Le premier étage est composé d'un bloc central et de six blocs latéraux disposés symétriquement autour du bloc central. Le bloc central comprend un compartiment de transition, un réservoir de comburant et un compartiment de queue, tandis que chacun des blocs latéraux du servomoteur du premier étage est constitué d'un compartiment avant, d'un réservoir de carburant et d'un compartiment de queue dans lequel est fixé le moteur. Ainsi, le système de propulsion du premier étage se compose de six moteurs-fusées autonomes à propergol liquide (LRE) RD-253. Les moteurs disposent d'un système d'alimentation en carburant à turbopompe avec postcombustion du gaz du générateur. Le moteur est démarré en cassant la pyromembrane à l'entrée du moteur.

Deuxième étape

Le deuxième étage a une forme cylindrique et se compose d'un compartiment de transfert, de carburant et de queue. Le système de propulsion du deuxième étage comprend quatre moteurs-fusées autonomes conçus par S. A. Kosberg : trois RD-0210 et un RD-0211. Le moteur RD-0211 est un raffinement du moteur RD-0210 pour assurer la pressurisation du réservoir de carburant. Chacun des moteurs peut dévier jusqu'à 3° 15" dans des directions tangentielles. Les moteurs du deuxième étage ont également un système d'alimentation en carburant à turbopompe et sont fabriqués selon le schéma de postcombustion des gaz du générateur. La poussée totale du système de propulsion du deuxième étage est de 2352 kN Les moteurs du deuxième étage sont démarrés avant le début de l'arrêt du LRE principal du premier étage, ce qui assure le principe "chaud" de séparation d'étage.Dès que la poussée des moteurs du deuxième étage dépasse la poussée résiduelle poussée du LRE du premier étage, les pyroboulons reliant les fermes d'étage sont soufflés, les étages divergent et les produits de combustion des chambres du LRE du deuxième étage, agissant sur le bouclier thermique, ils ralentissent et repoussent le première étape.

BT "Proton-K"

Le lanceur (LV) "Proton-K" a été développé sur la base du LV UR-500 à deux étages avec quelques modifications dans le deuxième étage et avec l'ajout des troisième et quatrième étages. Cela a permis d'augmenter la masse du PN en orbite terrestre basse, ainsi que de lancer des engins spatiaux sur des orbites plus élevées.

Première étape

Dans la version initiale du lanceur Proton-K, il a hérité du premier étage du lanceur UR-500. Plus tard, au début des années 1990, la poussée des moteurs du premier étage RD-253 a été augmentée de 7,7% et la nouvelle version du moteur a été nommée RD-275.

Deuxième étape

Le deuxième étage du lanceur Proton-K a été développé sur la base du deuxième étage du lanceur UR-500. Pour augmenter la masse du PN en orbite, les volumes des réservoirs de carburant ont été augmentés et la conception du compartiment de transition en treillis le reliant au premier étage a été modifiée.

Troisième étape

Le troisième étage du lanceur Proton-K a une forme cylindrique et se compose de compartiments d'instruments, de carburant et de queue. Comme le deuxième étage, le troisième étage du lanceur Proton-K a également été développé sur la base du deuxième étage du lanceur UR-500. Pour cela, la version originale du deuxième étage du lanceur UR-500 a été raccourcie et un moteur-fusée de soutien y a été installé au lieu de quatre. Par conséquent, le moteur principal RD-0212 (conçu par S. A. Kosberg) est similaire dans sa conception et son fonctionnement au moteur RD-0210 du deuxième étage et est sa modification. Ce moteur se compose d'un moteur de propulsion à chambre unique RD-0213 et d'un moteur de direction à quatre chambres RD-0214. La poussée du moteur de propulsion est de 588 kN dans le vide, et celle du moteur de direction est de 32 kN dans le vide. La séparation du deuxième étage se produit en raison de la poussée de la direction du troisième étage LRE, qui est lancée avant que le soutien du deuxième étage LRE ne soit éteint, et du freinage de la partie séparée du deuxième étage par les six 8D84 à propergol solide moteurs disponibles dessus. La séparation de la charge utile est effectuée après avoir éteint le moteur de direction RD-0214. Dans ce cas, le troisième étage est freiné par quatre moteurs à propergol solide.

Système de contrôle LV "Proton-K"

Le lanceur Proton-K est équipé d'un système de contrôle inertiel autonome (CS), qui garantit une grande précision lors du lancement du lanceur sur différentes orbites. Le système de contrôle a été conçu sous la direction de N. A. Pilyugin et a utilisé un certain nombre de solutions originales basées sur des gyroscopes, dont le développement avait commencé plus tôt sur les missiles R-5 et R-7.
Les instruments CS sont situés dans le compartiment des instruments situé sur le booster de troisième étage. Le compartiment instrumentation non pressurisé riveté est réalisé sous la forme d'une coque tore de rotation de section rectangulaire. Dans les compartiments du tore, se trouvent les principaux dispositifs du système de contrôle, réalisés selon un triple schéma (avec triple redondance). De plus, les instruments du système de contrôle de la vitesse apparente sont situés dans le compartiment des instruments ; dispositifs qui déterminent les paramètres de la fin de la section active de la trajectoire, et trois stabilisateurs gyroscopiques. Les signaux de commande et de contrôle sont également construits selon le principe du triplement. Une telle solution augmente la fiabilité et la précision du lancement des engins spatiaux.

Carburant utilisé

La diméthylhydrazine asymétrique (UDMH, également connue sous le nom d'heptyl) (CH3)2N2H2 et le tétroxyde d'azote N2O4 sont utilisés comme composants de carburant à tous les étages de la fusée. Le mélange carburé auto-inflammable a permis de simplifier le système de propulsion et d'augmenter sa fiabilité. Dans le même temps, les composants du carburant sont hautement toxiques et nécessitent une extrême prudence lors de leur manipulation.

Améliorations du lanceur Proton-M

De 2001 à 2012, le lanceur Proton-K a été progressivement remplacé par une nouvelle version améliorée du lanceur, le lanceur Proton-M. Bien que la conception principale du lanceur Proton-M soit basée sur le lanceur Proton-K, des changements majeurs ont été apportés au système de contrôle du lanceur (CS), qui a été complètement remplacé par un nouveau système de contrôle avancé basé sur le système numérique embarqué. complexe informatique (OBCC). Avec l'utilisation du nouveau système de contrôle sur le lanceur Proton-M, les améliorations suivantes sont réalisées :

• épuisement plus complet de l'alimentation en carburant à bord, ce qui augmente la masse du PG en orbite et réduit les restes de composants nocifs dans les sites d'impact des premiers étages usés du lanceur;
• réduction de la taille des champs alloués à la chute des premiers étages usés du lanceur;
• la possibilité de manœuvre spatiale sur la branche active du vol élargit la gamme des inclinaisons possibles des orbites de référence ;
• simplifier la conception et augmenter la fiabilité de nombreux systèmes, dont les fonctions sont désormais assurées par le BTsVK;
• la possibilité d'installer de grands carénages de tête (jusqu'à 5 m de diamètre), ce qui permet de plus que doubler le volume pour accueillir la charge utile et d'utiliser un certain nombre d'étages supérieurs prometteurs sur le lanceur Proton-M ;
• changement rapide de tâche de vol.

Ces changements, à leur tour, ont conduit à une amélioration des caractéristiques de masse du lanceur Proton-M. De plus, la modernisation du lanceur Proton-M avec l'étage supérieur (RB) Breeze-M a été réalisée même après le début de leur utilisation. À partir de 2001, le LV et le RB ont connu quatre étapes de modernisation (Phase I, Phase II, Phase III et Phase IV), dont le but était de faciliter la conception des différents blocs de la fusée et de l'étage supérieur, d'augmenter la puissance des moteurs du premier étage du LV (remplacement du RD-275 par le RD-276), ainsi que d'autres améliorations.

Véhicule de lancement "Proton-M" du 4ème étage

Une version typique du lanceur Proton-M actuellement en service est appelée Phase III Proton Breeze M (lanceur Proton-M - lanceur Breeze-M de la troisième phase). Cette variante est capable de lancer sur une orbite de géotransfert (GTO) un PG d'une masse allant jusqu'à 6150 kg en utilisant une trajectoire de lancement conventionnelle (avec une inclinaison de 51,6°) et un PG d'une masse allant jusqu'à 6300 kg en utilisant une trajectoire optimisée trajectoire avec une inclinaison de 48° (avec un ΔV résiduel jusqu'à GEO de 1500 m /Avec).

Cependant, en raison de l'augmentation constante de la masse des satellites de télécommunications et de l'impossibilité d'utiliser une route optimisée avec une inclinaison de 48° (puisque cette route n'est pas spécifiée dans le contrat de location du cosmodrome de Baïkonour, et chaque fois que le Proton est lancé à ce inclinaison, il faut en outre coordonner avec le Kazakhstan), la capacité de charge du lanceur Proton-M a été augmentée. En 2016 GKNPTs eux. M. V. Khrunichev a achevé la 4e étape de modernisation du lanceur Proton-M - Breeze-M (Phase IV Proton Breeze M). À la suite des améliorations apportées, la masse de la charge utile du système lancé au GPO a été portée à 6300-6350 kg sur une trajectoire standard (inclinaison 51,6 hauteur à l'apogée jusqu'à 65 000 km). Le premier lancement du transporteur amélioré a eu lieu le 9 juin 2016 avec le satellite Intelsat 31.

Autres améliorations du lanceur Proton-M

• Augmenter la poussée des moteurs du premier étage.
• Application de complexes moléculaires à haute énergie solubles dans les deux composants du carburant à haut point d'ébullition.
• Réduction des pertes énergétiques et hydrauliques dans les voies des groupes turbopompes du moteur grâce à l'utilisation d'additifs spéciaux de matériaux polymères, polyisobutylène de haut poids moléculaire (PIB). L'utilisation de carburant avec additif PIB augmentera de 1,8 % la masse de la charge utile lancée dans le transfert vers l'orbite géostationnaire.

Blocs d'appoint

Pour lancer la charge utile en orbite haute, de transition vers géostationnaire, géostationnaire et de départ, un étage supplémentaire est utilisé, appelé étage supérieur (UR). Les boosters vous permettent d'allumer à plusieurs reprises votre moteur principal et de vous réorienter dans l'espace pour atteindre une orbite donnée. Les premiers blocs propulseurs du lanceur Proton-K ont été fabriqués sur la base du bloc fusée D du porte-avions N-1 (son cinquième étage). À la fin des années 1990, les GKNPT im. M. V. Khrunicheva a développé un nouveau bloc d'appoint "Breeze-M", utilisé dans le lanceur "Proton-M", avec le RB de la famille D.

Bloquer le MP

Le bloc D a été développé à OKB-1 (maintenant RSC Energia du nom de S.P. Korolev). Faisant partie du lanceur Proton-K, le bloc D a subi plusieurs modifications depuis le milieu des années 60. Après une modification visant à augmenter la capacité de charge et à réduire le coût du bloc D, le RB est devenu le bloc-DM. L'unité d'accélération modifiée avait une durée de vie active de 9 heures et le nombre de démarrages du moteur était limité à trois. Actuellement, les étages supérieurs des modèles DM-2, DM-2M et DM-03 fabriqués par RSC Energia sont utilisés, dans lesquels le nombre d'inclusions a été porté à 5.

Blok Breeze-M

Breeze-M est un étage supérieur pour les lanceurs Proton-M et Angara. "Breeze-M" assure le lancement des engins spatiaux en orbite basse, moyenne, haute et OSG. L'utilisation de l'étage supérieur Breeze-M dans le cadre du lanceur Proton-M permet d'augmenter la masse de la charge utile lancée sur l'orbite géostationnaire jusqu'à 3,5 tonnes, et sur l'orbite de transfert jusqu'à plus de 6 tonnes. Le premier lancement du complexe Proton -M" - "Breeze-M" a eu lieu le 7 avril 2001.

Systèmes de transition

À schéma standard La connexion mécanique et électrique de l'engin spatial avec le lanceur Breeze-M est réalisée au moyen d'un système de transition composé d'un adaptateur isogrille en fibre de carbone ou en métal et d'un système de séparation (SR). Pour l'insertion sur des orbites géostationnaires, plusieurs systèmes de transition différents peuvent être utilisés, différant par le diamètre de l'anneau de fixation de l'engin spatial : 937, 1194, 1664 et 1666 mm. L'adaptateur spécifique et le système de séparation sont sélectionnés en fonction de l'engin spatial particulier. Les adaptateurs utilisés dans le lanceur Proton-M sont conçus et fabriqués par le GKNPTs im. M. V. Khrunichev et les systèmes de séparation sont fabriqués par RUAG Space AB, GKNPTs im. M.V. Khrunichev et EADS CASA Espacio.

Un exemple est le système de séparation 1666V, qui consiste en une bande de verrouillage qui relie le vaisseau spatial et l'adaptateur l'un à l'autre. La bande se compose de deux parties, assemblées au moyen de boulons de connexion. Au moment de la séparation du RP et du SC, les pyroguillotines du système de séparation coupent les boulons de connexion du ruban de verrouillage, après quoi le ruban s'ouvre, et en libérant huit poussoirs à ressort (le nombre peut varier selon le type de système de séparation utilisé) situé sur l'adaptateur, le SC est séparé du RP.

Systèmes électriques et systèmes de télémétrie de données

En plus des principales unités mécaniques mentionnées ci-dessus, le lanceur Proton-M dispose d'un certain nombre de systèmes électriques utilisés tout au long de la préparation avant le lancement et du lancement de l'ILV. A l'aide de ces systèmes, la connexion électrique et télémétrique de l'engin spatial et des systèmes BT avec la salle de contrôle 4102 est réalisée lors de la préparation au lancement, ainsi que la collecte des données télémétriques pendant le vol.

Carénages de tête

Pendant toute la période de fonctionnement du lanceur Proton, un grand nombre de carénages de tête (GO) différents ont été utilisés avec lui. Le type de carénage dépend du type de charge utile, de la modification du lanceur et de l'étage supérieur utilisé. Le GO est réinitialisé pendant la période initiale de fonctionnement de l'accélérateur de troisième étage. L'entretoise cylindrique est lâchée après séparation de la tête d'espace. Les carénages standard classiques des lanceurs Proton-K et Proton-M pour le lancement d'engins spatiaux en orbite basse sans US ont diamètre intérieur 4,1 m (extérieur 4,35 m) et longueur 12,65 m et 14,56 m respectivement. Par exemple, ce type de carénage a été utilisé lors du lancement du lanceur Proton-K avec le module Zarya pour l'ISS le 20 novembre 1998.
Pour les lancements commerciaux, des carénages de tête d'une longueur de 10 m et d'un diamètre extérieur de 4,35 m sont utilisés dans la configuration avec le bloc «DM» (la largeur maximale de la charge utile ne doit pas dépasser 3,8 m). Dans le cas de l'utilisation du Briz-M RB, le carénage standard pour les lancements commerciaux simples est de 11,6 m de long et pour les lancements commerciaux doubles - 13,2 m. Dans les deux cas, le diamètre extérieur du GO est de 4,35 m.

Les carénages de tête sont fabriqués par FSUE ONPP Tekhnologiya dans la ville d'Obninsk, région de Kalouga. GO est composé de plusieurs coques, qui sont des structures à trois couches avec une âme en nid d'abeille en aluminium et des peaux en fibre de carbone, contenant des renforts et des découpes pour les écoutilles. L'utilisation de matériaux de ce type permet d'obtenir une réduction de poids d'au moins 28 à 35% par rapport aux analogues en métal et en fibre de verre, d'augmenter la rigidité de la structure de 15% et d'améliorer les caractéristiques acoustiques de 2 fois.
Dans le cas de lancements commerciaux par l'intermédiaire de la société ILS, qui assure la commercialisation des services de lancement du lanceur Proton sur Marché international, des GO alternatifs plus grands sont utilisés : 13,3 m et 15,25 m de long et 4,35 m de diamètre. De plus, pour augmenter les capacités du lanceur Proton-M, la possibilité d'utiliser un GO de 5 mètres de diamètre est activement étudiée. Cela permettra de lancer des satellites plus gros et d'augmenter la compétitivité du lanceur Proton-M face à son principal concurrent, Ariane-5, qui est déjà utilisé avec un HD de 5 m.

Options de configuration

Le lanceur Proton (UR-500) n'existait que dans une seule configuration - 8K82. Les lanceurs Proton-K et Proton-M ont utilisé divers types d'étages supérieurs pendant de nombreuses années de fonctionnement. De plus, RKK, le fabricant de RB DM, a optimisé ses produits pour des charges utiles spécifiques et a attribué un nouveau nom à chaque nouvelle configuration. Ainsi, par exemple, différentes configurations de RB 11S861-01 pourraient avoir des noms différents en fonction de la charge utile : Blok-DM-2M, Blok-DM3, Blok-DM4, etc.

Assemblage du lanceur "Proton-M"

L'assemblage et la préparation du lancement du lanceur Proton-M ont lieu dans les bâtiments d'assemblage et d'essais (MIK) 92-1 et 92A-50 sur le territoire du "site 92".
Actuellement, le MIK 92-A50 est principalement utilisé, qui a été complété et amélioré en 1997-1998. De plus, en 2001, un seul système de fibre optique a été mis en service télécommande et le contrôle des engins spatiaux (SC), qui permet aux clients de préparer les engins spatiaux dans les complexes techniques et de lancement directement depuis la salle de contrôle située dans le MIK 92A-50.

L'assemblage du lanceur en MIK 92-A50 se déroule dans l'ordre suivant :

• Les blocs du lanceur Proton sont livrés au MIK 92-A50, où chaque bloc est vérifié indépendamment. Après cela, le lanceur est assemblé. L'assemblage du premier étage est effectué dans une cale spéciale de type "tournant", ce qui réduit considérablement les coûts de main-d'œuvre et augmente la fiabilité de l'assemblage. En outre, un ensemble entièrement assemblé de trois étages est soumis à des tests complets, après quoi une conclusion est tirée sur sa préparation à l'amarrage avec une ogive spatiale (SHR);
• Le conteneur avec l'engin spatial est livré au hall 102 du MIK 92-A50, où sont effectués des travaux de nettoyage de ses surfaces extérieures et des opérations préparatoires au déchargement ;
• En outre, l'engin spatial est retiré du conteneur, préparé et ravitaillé en composants de carburant dans la salle de finition 103A. Au même endroit, des contrôles de l'engin spatial sont effectués, après quoi il est transporté vers le hall adjacent 101 pour assemblage avec l'étage supérieur ;
• Dans le hall de finition 101 (complexe technique de montage et de contrôle du CHG), l'engin spatial est amarré au lanceur Breeze-M ;
• Le CHG est transporté dans le hall de finition 111, où la fusée spatiale Proton-M (RKN) est assemblée et testée ;
• Quelques jours après la fin des tests électriques, l'ILV entièrement assemblé est sorti du MIK vers la station de remplissage de carburant pour le remplissage des réservoirs basse pression bloc booster "Breeze-M". Cette opération prend deux jours ;
• Une fois le ravitaillement terminé, une réunion de la Commission d'État se tient sur les résultats des travaux effectués dans les complexes techniques et de lancement du lanceur Proton. La commission décide de l'état de préparation de l'ILV pour l'installation sur la rampe de lancement;
• ILV est installé sur la rampe de lancement.

L'assemblage du lanceur Proton-K est réalisé au MIK 92-1. Ce MIC était le principal avant la mise en service du MIC 92-A50. Il abrite les complexes techniques pour l'assemblage et les essais des lanceurs Proton-K et KCH, où l'amarrage du KCH avec le lanceur Proton-K est également effectué.

Modèle de vol standard du lanceur Proton-M avec le lanceur Breeze-M

Pour lancer un vaisseau spatial en orbite géostationnaire, le lanceur Proton-M suit un schéma de lancement standard utilisant une trajectoire de vol standard pour assurer la précision de la chute des parties détachables du lanceur dans des zones spécifiées. En conséquence, après le fonctionnement des trois premiers étages du lanceur et la première activation du Briz-M RB, l'unité orbitale (OB) composée du Briz-M RB, du système de transition et du vaisseau spatial (SC) est lancé sur une orbite de référence d'une hauteur de 170 × 230 km , offrant une inclinaison de 51,5 °. De plus, le Breeze-M RB effectue 3 autres inclusions, à la suite desquelles une orbite de transfert est formée avec une apogée proche de l'apogée de l'orbite cible. Après la cinquième mise en marche, les États-Unis placent le vaisseau spatial sur l'orbite cible et se séparent du vaisseau spatial. Temps total le vol du signal "Contact lift" (KP) à la séparation de l'engin spatial du RB "Breeze-M" dure généralement environ 9,3 heures.
La description suivante donne les temps approximatifs d'allumage et d'extinction des moteurs de tous les étages, le temps de réinitialisation du HE et l'orientation spatiale du lanceur pour assurer une trajectoire donnée. Les heures exactes sont spécifiques à chaque lancement en fonction de la charge utile spécifique et de l'orbite finale.

Zone d'opération du lanceur "Proton-M"

1,75 s (T -1,75 s) avant le lancement, six moteurs du premier étage RD-276 sont allumés, dont la poussée est à ce moment de 40 % de la valeur nominale, et gagnent 107 % de poussée au moment où le signal KP est donné. La confirmation du signal KP arrive au temps T + 0,5 s. Après 6 secondes de vol (T +6 s), la poussée augmente à 112 % de la valeur nominale. La séquence étape par étape d'allumage des moteurs vous permet d'obtenir la confirmation de leur fonctionnement normal avant que la poussée ne soit augmentée au maximum. Après une première section verticale d'environ 10 s, l'ILV effectue une manœuvre en roulis pour établir l'azimut de vol requis. Avec une inclinaison orbitale de 51,5°, comme dans le cas d'un lancement géostationnaire, l'azimut est de 61,3°. Pour les autres inclinaisons orbitales, différents azimuts sont utilisés : pour les orbites avec une inclinaison de 72,6°, l'azimut est de 22,5°, et pour les orbites avec une inclinaison de 64,8°, 35,0°.
Trois RD-0210 et un RD-0211 du deuxième étage sont allumés à la 119ème seconde de vol et passent en mode pleine poussée au moment de la séparation du premier étage à la 123ème seconde. Les moteurs de gouvernail du troisième étage sont mis en marche à 332 secondes, après quoi les moteurs du deuxième étage sont éteints à 334 secondes de vol. La séparation du deuxième étage s'effectue après la mise en marche de six moteurs à propergol solide freinant à la 335e seconde et il est retiré.

Le moteur RD-0213 du troisième étage est allumé pendant 338 s, après quoi le carénage de tête (GO) est réinitialisé environ à 347 secondes du signal KP. En ce qui concerne les étages, le moment de la libération de GO est choisi pour garantir l'impact garanti du booster du deuxième étage du lanceur dans une zone d'impact donnée, ainsi que pour répondre aux exigences thermiques de l'engin spatial. Après avoir éteint le moteur de propulsion du troisième étage à la 576e seconde, les quatre moteurs de direction fonctionnent pendant encore 12 secondes pour calibrer la vitesse de remontée calculée.
Après avoir atteint les paramètres spécifiés, environ à la 588e seconde du vol, le système de contrôle émet une commande pour éteindre le moteur de direction, après quoi le troisième étage est séparé du bloc orbital et retiré à l'aide de moteurs-fusées à propergol solide de freinage. Le moment de la séparation de la troisième étape est considéré comme le début du vol autonome OB. Le lancement ultérieur du vaisseau spatial est effectué à l'aide du lanceur de missiles Breeze-M.

Site de travail de RB "Breeze-M"

Le lancement de l'OB sur l'orbite de géotransfert s'effectue selon le schéma à cinq inclusions du moteur de soutien (MD) du Breeze-M RB. Comme dans le cas du lanceur, les heures exactes des inclusions et les paramètres des orbites dépendent de la mission spécifique. Immédiatement après la séparation du troisième étage du lanceur, les propulseurs de stabilisation du lance-roquettes sont activés, ce qui assure l'orientation et la stabilisation de l'OB dans la zone de vol passif le long d'une trajectoire suborbitale jusqu'au premier démarrage de la fusée moteur de lancement. Environ une minute et demie après la séparation du lanceur (selon le vaisseau spatial particulier), la première activation du MD d'une durée de 4,5 minutes est effectuée, à la suite de quoi une orbite de référence est formée avec une hauteur de 170 × 230 km et une inclinaison de 51,5°.

La deuxième activation du MD d'une durée d'environ 18 minutes est effectuée dans la zone du premier nœud ascendant de l'orbite de référence après 50 minutes de vol passif (avec les moteurs éteints), à la suite de quoi le première orbite intermédiaire est formée avec une apogée à une hauteur de 5000-7000 km. Une fois que l'OB a atteint le périgée de la première orbite intermédiaire dans les 2 à 2,5 heures de vol passif, le moteur principal est allumé pour la troisième fois dans la région du nœud ascendant jusqu'à ce que le carburant du réservoir de carburant supplémentaire soit complètement épuisé (DTB , environ 12 minutes). Environ deux minutes plus tard, pendant lesquelles le DTB est réinitialisé, le MD est allumé pour la quatrième fois. À la suite des troisième et quatrième inclusions, une orbite de transfert se forme avec une apogée proche de l'apogée de l'orbite de géotransfert cible (35 786 km). Sur cette orbite, le vaisseau spatial passe environ 5,2 heures en vol passif. La dernière et cinquième mise sous tension du DM est effectuée à l'apogée de l'orbite de transfert dans la région du nœud descendant pour élever le périgée et changer l'inclinaison à celle spécifiée, à la suite de quoi les États-Unis placent le vaisseau spatial dans le orbite cible. Environ 12 à 40 min après la cinquième inclusion du MD, l'OB est orienté dans le sens de la séparation de l'engin spatial, suivi de la séparation de l'engin spatial.
Dans les intervalles entre la mise sous tension du MD, le système de contrôle américain effectue des tours de l'unité orbitale pour assurer le maintien de la température optimale à bord, l'émission d'impulsions de poussée, la conduite de sessions de surveillance radio, et également pour séparer l'engin spatial après le cinquième mise sous tension.

Exploitation

Depuis 1993, la commercialisation des services de lancement de Proton sur le marché international est assurée par la joint-venture International Launch Services (ILS) (de 1993 à 1995 : Lockheed-Khrunichev-Energy). ILS a le droit exclusif de commercialiser et d'exploiter commercialement le lanceur Proton et la fusée prometteuse Angara et le complexe spatial. Bien qu'ILS soit enregistré aux États-Unis, sa participation majoritaire est détenue par le russe GKNPTs im. M. V. Khrunichev. En octobre 2011, dans le cadre de la société ILS, 72 lancements d'engins spatiaux ont été effectués à l'aide des lanceurs Proton-K et Proton-M.

Coût du Proton-M

Le coût du lanceur Proton varie d'année en année et n'est pas le même pour les clients fédéraux et commerciaux, bien que l'ordre de prix soit le même pour tous les consommateurs.

Lancements commerciaux

À la fin des années 1990, le coût d'un lancement commercial d'un lanceur Proton-K avec un bloc DM variait de 65 à 80 millions de dollars.Au début de 2004, le coût de lancement a été réduit à 25 millions de dollars en raison d'une augmentation significative de la concurrence. Depuis, le coût des lancements sur Protons n'a cessé d'augmenter et atteignait fin 2008 environ 100 millions de dollars sur GPO utilisant Proton-M avec le bloc Breeze-M. Cependant, avec le début du monde crise économique en 2008, le taux de change rouble/dollar s'est déprécié de 33 %, ce qui a entraîné une diminution du coût de lancement à environ 80 millions de dollars. En juillet 2015, le coût de lancement du lanceur Proton-M a été réduit à 65 millions de dollars pour concurrencer le lanceur Falcon.

Lancements dans le cadre du programme spatial fédéral de la Russie

Pour les clients fédéraux, il y a eu une augmentation constante du coût du transporteur depuis le début des années 2000 : le coût du lanceur Proton-M (sans le bloc DM) a été multiplié par 5,4 de 2001 à 2011 - de 252,1 millions à 1356, 5 millions de roubles. coût total"Proton-M" avec le bloc "DM" ou "Breeze-M" au milieu de 2011 s'élevait à environ 2,4 milliards de roubles (environ 80 millions de dollars ou 58 millions d'euros). Ce prix comprend le lanceur Proton lui-même (1,348 milliard), le lance-roquettes Breeze-M (420 millions), la livraison de composants à Baïkonour (20 millions) et un ensemble de services de lancement (570 millions).
Prix ​​​​à partir de 2013: Proton-M lui-même a coûté 1,521 milliard de roubles, le bloc d'appoint Breeze-M a coûté 447 millions, les services de lancement ont coûté 690 millions, le transport de la fusée vers le cosmodrome a coûté 20 millions de roubles supplémentaires, 170 millions de roubles - carénage de tête. Au total, un lancement de Proton a coûté au budget russe 2,84 milliards de roubles.

Caractéristiques tactiques et techniques du Proton-M

Nombre d'étages ....................... 3 - 4 (ci-après pour "Proton-M" de la troisième phase de modification)
Longueur .......................58,2 m
Masse au lancement .......................705 t
Type de combustible .................. UDMH + AT
Poids de la charge utile
- à LEO ........................ 23 tonnes
- au GPO ........................ 6,35 t (avec RB "Breeze-M")
- sur GSO ........................ jusqu'à 3,7 t (avec RB "Breeze-M")

Historique de lancement

Sites de lancement .......................Baïkonour
Nombre de lancements ....................... 411 (au 9.06.2016)
-succès........................364
- sans succès .......................27
-partiellement infructueux20
Premier lancement ....................... 16/07/1965
Dernier lancement ....................... 06/09/2016
Production totale .......................410

Premier étage ("Proton-M" de la 3ème phase)

Longueur .......................21,18 m
Diamètre........................7,4 m
Poids à sec .......................30,6 t
Masse au lancement .......................458,9 t
Moteurs de propulsion........................6 × LRE RD-276
Poussée........................10026 kN (Terre)
Impulsion spécifique .......................288 s
Temps de fonctionnement ..................121 s

Deuxième étage ("Proton-M" de la 3ème phase)

Longueur .......................17,05 m
Diamètre........................4,1 m
Poids à sec .......................11 t
Masse au lancement .......................168,3 t
Moteur Sustainer........................LRE RD-0210 (3 unités) et RD-0211 (1 unité)
Poussée........................2400 kN
Impulsion spécifique .......................320 s
Temps de fonctionnement .......................215 s

Troisième étage ("Proton-M" de la 3ème phase)

Poids à sec .......................3,5 t
Masse au lancement .......................46.562 t
Moteur Sustainer........................ RD-0213 LRE
Moteur de direction........................LRE RD-0214
Poussée ....................... 583 kN (marche) (31 kN (direction))
Impulsion spécifique .......................325 s
Temps de fonctionnement .......................239 s

Photo Proton-M

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