Proton

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 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

 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 motores 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 

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