Russian Arms Forum

Пожалуйста, войдите или зарегистрируйтесь.

Расширенный поиск  

Новости:

Страницы: [1]   Вниз

Автор Тема: 8К82К (УР-500К) "Протон-К" - ракета-носитель тяжелого класса  (Прочитано 2508 раз)

0 Пользователей и 1 Гость просматривают эту тему.

Ракетчик

  • Общий Модератор
  • Ветеран
  • *****
  • Оффлайн Оффлайн
  • Сообщений: 2225

Ракета-носитель тяжелого класса 8К82К (УР-500К) "Протон-К"
 
Обозначение НАТО: с разгонным блоком – SL-12, без разгонного блока – SL-13.
Принята на вооружение в 1978 г.
Разработка с июля 1965 г. Разработчик – филиал №1 ОКБ-52. Ведущий конструктор – Виталий Выродов.
Изготовитель – Машиностроительный завод им М.В. Хруничева.
Первый пуск – 16.03.1967 г. В эксплуатации с 1974 до 30.03.2012 года.
Количество пусков – 310.
Надежность – 0,96.
 
Масса полезной нагрузки выводимой:
- РН 8К82К "Протон-К" (с двигателями РД-253) и РБ 11С86 "ДМ" (1974 г.): на низкую опорную орбиту (200 км, без разгонного блока) – до 19,76 т., на геопереходную орбиту – 4350 кг, на геостационарную орбиту – до 1880 кг.
- РН 8К82К "Протон-К" (с двигателями РД-275)  и РБ 14С861-01 "ДМ-2М" (1995 г.): на низкую опорную орбиту (200 км, без разгонного блока) – 20,7-20,9 т., на геопереходную орбиту – 4900 кг, на геостационарную орбиту – до 1880 кг.
Система управления – автономная инерциальная.
Точность выведения: по высоте – до 15 км, по периоду обращения – до 8 секунд, по углу наклонения орбиты – до 1,5 угл. мин.
Число ступеней РН – 3 и разгонный блок «ДМ» (11С861 «ДМ-2», «ДМ-2М», «ДМ-03»).
Стартовый вес – 689 т., сухая масса с головным обтекателем – 53,65 т.
Длина РН – 57,64 м. Максимальный диаметр корпуса – 7,4 м, диаметр топливных баков – 4,1 м.
Размеры головного обтекателя: для вывода КА на низкие орбиты – 12,65х4,35 м; для пусков с блоком ДМ – 10х4,35 м.
Вид топлива: окислитель – тетраоксид азота,  горючее – несимметричный диметилгидразин (НДМГ, гептил).
Первая ступень.
Масса: стартовая – 458,9 (450,1) т., сухая – 32,5 (31) т., топлива – (419,41) т.
Длина – 21,18 м. Диаметр – 7,4 м.
Двигатели – 6 ЖРД РД-253 или РД-275 (с 1995 г.), тяга у земли – 9540 кН, удельный импульс – 287 сек, время работы – 120 сек.
Вторая ступень.
Масса: стартовая – 168,3 (167,8) т., сухая – 12,1 (11,715) т., топлива – (156,1) т.
Длина – 17,05 м. Диаметр – 4,1 м.
Двигатели – 3 ЖРД РД-0210 и РД-0211, тяга – 2300 кН, удельный импульс – 320 сек, время работы – 216 сек.
Третья ступень.
Масса: стартовая – 46,562 т., сухая – 4,35 т.
Двигатели – ЖРД РД-0212 в составе маршевого ЖРД РД-0213 (тягой – 583 кН) и рулевого ЖРД РД-0214 (тягой – 31 кН), удельный импульс – 325 сек, время работы – 231 сек.
 
Разгонные блоки:
Д (11С824), 1967 г.
Д-1 (11С824М)
Д-2 (11С824Ф)
ДМ (11С86), 1974 г., масса: стартовая – 17,49 т., сухая – 2,44 т., топлива – 15,05 т., длина – 11390 мм, двигатель – ЖРД 11Д58М, тяга – 83,5 кН, удельный импульс – 352 сек, время работы – 680 сек.
ДМ-2, ДМ1 (11С861), 1982 г., масса: стартовая – 18,3 т., сухая (на земле/в космосе) – 3,2/2,3 т., топлива (синтин и жидкий кислород) – 15,1 т., ЖРД 11Д58М, тяга – 83,5 кН, удельный импульс – 360 сек, время работы – 680 сек, количество включений – до 5.
ДМ-2М, ДМ3, ДМ4 (11С861-01), 1994 г., масса: стартовая – 18,3 т., сухая (на земле/в космосе) – -/2,1 т., топлива (синтин и жидкий кислород) – 15,1 т., ЖРД 11Д58С, тяга – 83,5 кН, удельный импульс – 361 сек, время работы – 680 сек, количество включений – до 5.
ДМ-5 (17С40)
«Бриз-М» (14С43), 1999 г.
 
Начиная с июля 1965 года началась разработка трёхступенчатого варианта РН УР-500К (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.
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.

Ракета-носитель «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.
 В начальном варианте РН «Протон-К» унаследовала первую ступень РН УР-500. Позже, в начале 90-х годов двадцатого века, тяга двигателей первой ступени РД-253 была увеличена на 7,7 %, и новый вариант двигателя получил название РД-275. 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 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 твердотопливными двигателями. Отделение полезного груза осуществляется после выключения рулевого двигателя РД-0214. При этом третья ступень тормозится четырьмя твердотопливными двигателями. РН «Протон-К» оснащена автономной инерциальной системой управления, 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.
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.
 
Источники информации:
Википедия - Протон (ракета-носитель)
« Последнее редактирование: Сентября 15, 2016, 08:46:31 am от Ракетчик »
Записан
Страницы: [1]   Вверх