option.gif (1381 bytes)Proton


Historia
Ultimos Lanzamientos
Modelos y Capacidad de Carga
Etapas de Ignición
Secuencia de lanzamiento
Proveedores
Imágenes


 Historia 
 
    El desarrollo de la lanzadera Proton comenzó a principios de los 60. Existen versiones de 3 y 4 etapas del Proton.  El primer test de lanzamiento del modelo original "D" (SL-9) de dos etapas,  se llevó a cabo en Julio de 1965. El vehículo D (último vuelo en 1960),  fue usado para poner en órbita satélites de la serie Proton, de la que la lanzadera tomaría su nombre. La versión D de dos etapas fue sustituida por el modelo D-1 (SL-13) de tres etapas y  el modelo D-1-E(SL-12), que aún hoy están en uso. Actualmente,. el Proton es la lanzadera Rusa más grande  superada en capacidad sólo por el vehículo Energia. El Proton de tres etapas es usado principalmente para poner en orbitas LEO todo tipo de carga (usada en la mayoría de las misiones de la MIR). El Proton de 4 etapas se utiliza en misiones GEO. Su lugar de lanzamiento es el cosmódromo de Baikonur.

    En 1992 se formó el Lockheed-Khrunichev-Energia International (LKEI), para gestionar y comercializar el mercado  satélites occidentales usando lanzaderas Proton. Con la fusión de Lockheed Corporation con Martin Marietta Corporation en 1995, se formó  el International Launch Services(ILS) que ofrecen el  Proton y la americana Atlas como posibles lanzaderas espaciales. La primera misión comercial occidental del Proton se realizó el 9 de abril de 1996 con el lanzamiento del Astra-1F.

 

Últimos Lanzamientos

Fecha  Lugar Carga Tipo  
Misión
Misión  
Status
09 Abr 1996 Baikonur Cx23 Astra 1F Hi-GTO  Éxito
23 Abr 1996 Baikonur Priroda LEO  Éxito
25 May 1996 Baikonur Gorizont GSO  Éxito
06 Sep 1996 Baikonur Cx23 Inmarsat 3 F2 GSO  Éxito
22 Sep 1996 Baikonur Express GSO  Éxito
Nov 1996 Baikonur Mars 96 GSO  Fracaso
24 May 1997 Baikonur Cx23 Telstar 5 Hi-GTO  Éxito
06 Jun 1997 Baikonur Arak GSO  Éxito
18 Jun 1997 Baikonur Cx23 Iridium LEO  Éxito
14 Ago 1997 Baikonur Cosmos 2345 GEO  Éxito
28 Ago 1997 Baikonur Cx23 PanAmSat 5 Hi-GTO  Éxito
15 Sep 1997 Baikonur Cx23 Iridium LEO  Éxito
12 Nov 1997 Baikonur Cx23 Kupon   Éxito

 Modelos y Capacidad de Carga

        Lanzadera Proton-K / Block-DM
        Lanzadera Proton-M / Breeze M

 

Órbita  Proton-K/Block-DM Proton-M/Breeze-M
LEO(51.6º) 20,900 kg  22,500 kg 
GTO (27 º) 4,800 kg  5,500 kg 
GEO 2,100 kg  3,000 kg

    

Block-DM      Breeze-M

                      

Etapas
 
. El propelente que lleva depende de los requerimientos específicos de cada misión.  Ambos modelos son  capaces de operar, en órbita, un mínimo de 24 horas y son controlados  por un sistema de seguimiento en lazo cerrado, de guiado triple, que es controlable en vuelo.

 

Parámetros Etapa 1 Etapa 2 Etapa 3 Proton-K 
BlockDM
Proton-M 
Breeze M
Longitud 21.18 m 17.05 m 4.11 m 6.28 m 2.61 m
Diametro 7.4 m 4.1 m 4.1 m 2.6 m. 4.1 m
Tiempo de Encendido  108 seg 206 seg  238 seg 620 seg 620 seg
Motores Seis RD-253 Cuatro RD-0210 Uno RD-0210 Uno 11DM58 Uno 11DM58
Empuje 1,074,000 kgf 244,652 kgf 64,260 kgf. 8,615 kgf 8,615 kgf
Peso Vacío 31,100 kg 11,715 kg 4,185 kg 2,140 kg 2,370 kg
Peso Total 450,400 kg 167,828 kg. 50,747 kg 17,420 kg 15,050 kg
Propelentes N2O4/UDMH. N2O4/UDMH N2O4/UDMH LOX/Keros. N2O4/UDMH

     Masa total: 691,272 kg (1,523,565 lb) Longitud total: 57.2m (187.6 ft), con un diámetro estandard comercial de 4.35m

Secuencia de  Lanzamiento 
 
           Las tres primeras etapas son exactamente iguales para los dos modelos, la diferencia está en la configuración de la cuarta y última etapa. En el despegue de la lanzadera Proton, los seis mcp_lnch.jpg (29650 bytes)otores de la primera etapa realizan la ignición 16 segundos antes del despegue.La ignición de la segunda etapa ocurre aproximadamente a los dos minutos de vuelo, cuatro seguntos antes del despegue de la primera etapa.. La ignición de los motores  vernier de la  tercera ocurre a los  330 segunos, separándose la  la segunda y tercera etapa 3.5 segundos más tarde. La ignición de los motores principales de la tercera etapa sucede a los 2.5 segundos de la separación. El  fairing de carga se despega avanzado el ascenso, a los 351 segundos. El apagado de la tercera etapa es aproximadamente a los 570 segundos, separandose la tercera y cuarta etapa 15 segundos más tarde. Desués de estas tres primeras etapas el vehículo se coloca en una órbita circular  de 200-kilometros (108-millas nauticas). A partir de ahí, la cuarta etapa (motores Block DM o Breeze M, dependiendo del modelo) realiza las maniobras finales de cada misión, partiendo de la órbita de aparcamiento. El primer encendido del motor de esta etapa ocurre aproximadamente 55 minutos después del lanzamiento, a medida que el vehículo atraviesa el primer nodo de ascenso,  y dura seis minutos y medio. El segundo encendido, que coloca la nave en la órbita final, se reliza aproximadamente 5.5 horas más tarde sobre una altitud geosíncrona, y dura dos minutos y medio.
 
 Proveedores
 
Perm Motors - Motores de la primera etapa
Veronesh - Motores  de la segunda y tercera etapa
Isayev - Motor de la tercera etapa
NPO Mars - Sistema de guiado de las tres primeras etapas
NIIAP - Sistema de guiado de la cuarta etapa
SAAB - Adapatadores para naves occidentales