Proton (Booster)

Proton ( UR-500 - Universal rocket , Proton-K , Proton-M ) is a heavy-class launch vehicle (PH) designed to launch automatic spacecraft into Earth orbit and further into outer space . It is capable of putting cargoes up to 3.3 tons into geostationary orbit (GSO). Developed in 1961-1967 in the OKB-23 subdivision (now the Khrunichev State Research and Production Space Research Center), which was part of the OKB-52 VN Chelomey .

PH "Proton"
Proton-K launches Zvezda module for ISS
General information
A country	the USSR Russia
Family	"Proton"
Index	8K82, 8K82K, 8K82KM
Purpose	Carrier rocket
Developer	State Research and Production Space Center named after MV Khrunichev (Salyut CB)
Manufacturer	Khrunichev State Research and Production Space Center
Main characteristics
Number of steps	3-4 (hereinafter for the "Proton-M" third phase modification)
Length (with MS)	58.2 m
Diameter	4.1 m (7.4 m)
Starting weight	705 t
Type of fuel	UDMH + AT
Payload mass
• on DOE	23.7 t ^[3]
• at GPO-1500	6.35 t (from RB " Briz-M ")
• at GPO-1800	7.10 tons (from RB " Briz-M ")
• at the GSO	up to 3.7 t ^[4] (from RB " Briz-M ")
Launch history
condition	acting
Launch locations	Baikonur
Number of launches	420 (07/13/2019) ^[5]
• successful	373
• unsuccessful	27
• partially unsuccessful	20
First start	16.07 . 1965
Last launch	13.07 . 2019
Total produced	> 420
Options	"Proton", "Proton-K", "Proton-M"
The first stage (“Proton-M” of the 3rd phase ^[6] ^[7] ^[8] ^[9] )
Length	21.18 m
Diameter	7.4 m
Dry weight	30.6 t
Starting weight	458.9 t
Marching engines	6 × LRE RD-276
Traction	10026 kN (land)
Specific impulse	288 seconds
Working hours	121.35 s ^[10]
The second stage (“Proton-M” of the 3rd phase ^[6] ^[9] )
Length	17.05 m
Diameter	4.1 m
Dry weight	11.0 t
Starting weight	168.3 t
Marching engine	LRE RD-0210 (3 pcs.) And RD-0211 (1 pc.)
Traction	2400 kN
Specific impulse	320 s
Working hours	211.10 s ^[10]
The third stage (“Proton-M” of the 3rd phase ^[9] ^[11] )
Dry weight	3.5 t
Starting weight	46,562 t
Marching engine	LRE RD-0213
Steering engine	LRE RD-0214
Traction	583 kN (March) (31 kN (steering))
Specific impulse	325 seconds
Working hours	240.5 with ^[10] (258.3 s ^[10] )

The original two-stage version of the carrier “Proton” (UR-500) became one of the first carriers of the medium-heavy class, and the three-stage “Proton-K” was a heavy one.

The Proton launch vehicle was the means of launching all the Soviet and Russian orbital stations Salyut-DOS and Almaz , the modules of the Mir and ISS stations, the planned manned spacecraft TKS and L-1 / Zond ( Soviet lunar flying program ), as well as heavy satellites for various purposes and interplanetary stations .

Since the mid-2000s, the main modification of the Proton launch vehicle has become the Proton-M launch rocket, used to launch both Russian federal and commercial foreign spacecraft ^[12] .

In September 2016 the Center. MV Khrunichev announced the expansion of the product line of Proton launch vehicles with the Briz-M upper stage. For this purpose, it was planned to create new two-stage modifications of the launch vehicle - “Proton Medium” (capable of outputting loads up to 2.2 tons to GSO) and Proton Light (capable of outputting loads up to 1.45 tons to GSO) ^[13] . In April 2017, it was announced that the creation of the Proton Light launch vehicle was postponed ^[14] ^[15] .

In June 2018, the Director General of Roskosmos , Dmitry Rogozin, set the task to stop the production of the Proton launch vehicle after the execution of the contracts, then fly exclusively on the Angara ^[16] ^[17] .

Load Classification

Class	Modification	Energy Har-ki at Δ V = 1500 m / s *	The number of blocks of the 1st stage
Heavy	Proton-M	6 300 kg	1 central + 6 lateral
Average	"Proton Middle"	5,000 kg	1 central + 6 lateral
Light	"Proton Light"	3,600 kg	1 central + 4 lateral

* with 4 meter head fairing

Creation History

In the early 1960s, the leadership of the USSR was interested in building missiles capable of launching a large military payload into space, as well as carrying a warhead of several tens of megatons in TNT equivalent . Projects for the development of these missiles were presented by all design bureaus (design bureaus): the S. P. Korolev design bureau, which at that time was already working on the R-9 intercontinental ballistic missile (ICBM) , presented the H-1 heavy lunar project; The Design Bureau M. K. Yangel proposed a project for a unified RB-46 ICBM and a heavy PH -56 with a starting mass of 1165-1,421 tons ^[18] ; Experimental Design Bureau No. 52 (OKB-52) under the direction of V.N. Chelomey proposed to create a family of rockets of various launch masses for a wide range of drop loads: ICBMs of the UR-100 light class (“ U niversalnaya R aketa ”) 200 , ICBM heavy class UR-500 and super power RN UR-700 ^[19] .

V.N. Chelomey and the Proton launch vehicle on a postage stamp of Ukraine, 2003

Thanks to the perseverance of Vladimir Chelomey, in accordance with the Decisions of the Central Committee of the CPSU and the USSR Council of Ministers on March 16 and August 1, 1961, OKB-52 began designing the strategic MBR UR-200 (8K81). A year later, according to the Decree of the Central Committee of the CPSU and the Council of Ministers of the USSR No. 409-183 of April 29, 1962, in OKB-23 (currently ^{[ when?} ^] KB "Salyut", a division of the GKNPTs them. MV Khrunichev ), which became part of OKB-52 as a branch number 1 (October 3, 1960), began designing the UR-500 ^[19] ^[20] ^[21] . Pavel Ivensen was appointed chief designer of the UR-500. In 1962, this position was taken by Yuri Trufanov ^[19] , and then by Dmitry Polukhin , who later became the General Designer of the Salyut Design Bureau. Vitaly Vyrodov ^[21] remained the lead designer (executive in charge) of the project. The development of the rocket was given three years ^[20] .

External video files
	Powerful Proton. 1 part
	Powerful Proton. Part 2
	Proton is my fate. Part 1
	Proton is my fate. Part 2

According to the initial project, the UR- 500 consisted of four parallel-connected two-stage UR-200 missiles with a third stage, made on the basis of a modified second stage UR-200. After careful study of this option, it turned out that such a rocket design does not allow to achieve the desired relative carrying capacity. After an in-depth study of the concept of the rocket, OKB-23 began the development of the UR-500 in a three-stage scheme with a sequential (tandem) arrangement of steps. Nevertheless, as it was supposed at the initial stage, it was decided to use a modified version of the UR-200 as the upper stages ^[19] .

The rocket was developed in combat versions: a global orbital and intercontinental ballistic missile (12,000 km) for hitting a super-powered thermonuclear warhead (index - 8F17 ^[22] , power - 150 megatons ^[23] ) of particularly important targets at any point on the planet, and in the version of the launch vehicle heavy satellites ^[24] .

According to the design-layout scheme, the rocket was manufactured at the Mashinostroitelny Plant. MV Khrunichev and transported unassembled by rail to the "Baikonur". The diameter of the central units of the rocket was determined by the size of the railway loading gauge - 4100 mm. At the same time, the length of the construction of the central unit of the first stage was determined by the necessary volume of oxidizer in the accelerator of the first stage and the length of large-size railway cargo ^[25] .

The engines of the first stage, LRE RD-253 , were developed in the Design Bureau of Power Engineering (General Designer V.P. Glushko ). This engine was rejected by S. P. Korolev for use in the N-1 rocket due to the toxicity of its fuel components and insufficient specific impulse . It was decided that after some rework RD-253 will be used at the first stage of the UR-500 ^[19] ^[21] . For the combat variant, the maneuvering AB-500 combat unit was also designed ^[26] .

Other design bureaus were also involved in the development of the rocket: the Chemical Automatics Design Bureau manufactured second and third stage engines (chief designer S. A. Kosberg , and then A. D. Konopatov), the Research Institute of Automatics and Instrumentation , a control system and electroautomatics, design bureau. Rubin and Voskhod Design Bureau - steering gears controlling the deviation of engines of all stages, Instrument Engineering Research Institute - tank emptying system, Precision Mechanics Research Institute - RN and KB safety system of the Kiev plant Arsenal - aiming system ^[25] .

Proton-K in the variant for launching KK 7K-L1

The development of the rocket was hotly supported by N. S. Khrushchev . However, after his resignation, it was decided to stop work on the UR- 200 rocket, similar in capabilities to the R-9 ICBM of S. P. Korolev. Since the UR-500 included a version of the UR-200, the same fate threatened her. Nevertheless, due to the firm position of Academician M. V. Keldysh , it was finally decided to use the UR-500 as a heavy carrier for spacecraft (SC) ^[19] ^[21] .

In early 1964, work began on the installation of technological equipment of the ground launch complex at Baikonur. The first launch of the rocket using ground equipment took place on May 15, 1964. The UR-500 intercontinental ballistic missile project was discontinued in 1964. ^[27]

The first launch with a spacecraft on the new two-stage RN UR-500 took place on July 16, 1965 with the H-4 spacecraft No. 1 Proton-1 . This satellite weighing 12.2 tons, except for the FEZ-14 ionization calorimeter ( C spectra, Energy, C 10 to 1414 eV) weighing about 7 tons and other service modules, also included part of the second-stage units ^[28] ^[29] . Thus, without second-stage aggregates, the payload mass of the UR-500 PH was 8.4 tons ^[30] . In total, in 1965–1966, four Proton satellites were launched. Although the rocket was officially named “Hercules” (or, according to other sources, “Atlant”), it was mentioned in the press by the name of its first payload - “Proton” ^[31] .

Ship "Union 7K-L1" (probe)

Starting from July 1965, the development of a three-stage version of the LV UR-500K (8K82K Proton-K ) began. New RN was also developed in the branch number 1 of OKB-52 . The Proton-K launch vehicle was to be used for launching the new spacecraft for flyby of the Moon on the departure trajectory. In addition, work began on the fourth stage of the Proton-K on the basis of the fifth stage of the H-1 launch vehicle, called the D-block . According to this project (UR-500K-L-1), the two-section ship 7K-L1 (variant of the Soyuz ) was put out on the departure trajectory for flight to the Moon, circled the moon and returned safely. Flights were planned first in unmanned, and then in manned variants ^[21] ^[30] .

The first launch of the Proton-K three-stage rocket was made on March 10, 1967 with the D and KK 7K-L1P block ( Kosmos-146 ), the prototype of the future lunar ship 7K-L1 ^[30] ^[32] . This date is considered to be the birthday of Proton-K ^[33] .

Of the 11 7K-L1 launches, only the flight of the Zond-7 spacecraft was recognized as fully successful, which means that the overall probability of the lunar fly-off and landing on the territory of the Soviet Union was no more than 9%. In the remaining 10 launches, in five cases the missions were not completed through the fault of the Proton-K and five more missions through the fault of 7K-L1. As a result, due to the large number of failures with H-1, Proton and 7K-L1 and the fact that Apollo 11 successfully descended on July 20, 1969 , it was decided to curtail the Soviet lunar program ^[21] ^[32] .

In addition, due to the large number of accidents at the initial stage of flight tests (from March 1967 to August 1970, only 6 fully successful launches from the 21st were made) the Proton-K was only put into service in 1978 , after the 61st start-up ^[30] .

The Proton-K with the upper stage D was regularly used to launch various scientific, military and civilian space vehicles ^[25] . The three-stage "Proton-K" was used to bring the payload to low orbits, the four-stage - to bring the spacecraft into high-energy orbits. Depending on the modification, the rocket was able to lift up to 21 tons of payload to an orbit 200 km high and up to 2.6 tons to a geostationary orbit (GSO). Production of "Proton-K" discontinued. The last PH of this series was released in the late 2000s and was stored in the arsenal. Its launch was made on March 30, 2012 ^[34] to put the last satellite of the US-KMO series into orbit using the latest RB version DM-2 ^[35] ^[36] . In total, from 1967 to 2012, the Proton-K launch vehicle started 310 times and was produced at the GKNPTs them. M. V. Khrunichev.

Since 2001, in GKNPTs them. MV Khrunichev produced a more modern version of the rocket - 8K82KM "Proton-M" . The new version of the Proton launch vehicle is distinguished by enhanced environmental friendliness, a digital control system and a new Briz-M 14S43 accelerating unit, which made it possible to significantly increase the payload when deploying to a geosynchronous and geostationary orbit . The modified version allows you to install large fairings compared with the "Proton-K".

Construction

The first version of the Proton launch vehicle was a two-stage one. Subsequent modifications of the rocket, the Proton-K and the Proton-M, were launched either in a three- (to the reference orbit ) or in a four-stage version (with the upper stage ).

RN UR-500

Different versions of the LV UR-500 and Proton-K

The launch vehicle (PH) UR-500 (“Proton”, GRAU 8K82 index ) consisted of two stages, the first of which was developed specifically for this PH, and the second was inherited from the UR-200 rocket project. In this version, the Proton launch vehicle was capable of outputting 8.4 tons of payload to a low earth orbit ^[20] ^[31] ^[37] .

Step One

The first stage consists of a central and six side blocks arranged symmetrically around the central one. The central unit includes a transitional compartment, an oxidizer tank and a tail compartment, while each of the side blocks of the first stage accelerator consists of a front compartment, a fuel tank and a tail compartment in which the engine is fixed. Thus, the first stage propulsion system consists of six autonomous sustained launch liquid-propellant rocket engines (LRE) RD-253 . The engines have a turbo-pump fuel supply system with generator gas afterburning. The engine is started by breaking through the pyromembrane at the engine inlet ^[38] ^[39] .

Second Step

The second stage has a cylindrical shape and consists of transition, fuel and tail compartments. The second stage propulsion system includes four autonomous sustainer LREs designed by S. A. Kosberg : three RD-0210 and one RD-0211. The RD-0211 engine is a revision of the RD-0210 engine to ensure the boost of the fuel tank. Each of the motors may deviate by up to 3 ° 15 'in tangential directions. The second-stage engines also have a turbo-pump fuel supply system and are made according to the scheme with afterburning of the generator gas. The total thrust of the second stage propulsion is 2352 kN in a vacuum. The second stage engines are started before the start of the first stage cruise rocket engine shutdowns, which ensures the “hot” principle of stage separation. As soon as the thrust of the second stage engines exceeds the residual thrust of the first stage LREs, the pyrobolts that connect the trusses of the stages explode, the stages diverge, and the combustion products from the second stage LRE chambers, affecting the heat shield, inhibit and repel the first stage ^[38] ^[39] .

PH "Proton-K"

The Proton-K launch vehicle (PH) was developed on the basis of a two-stage LV UR-500 with some changes at the second stage and with the addition of the third and fourth stages. This made it possible to increase the mass of PN in low earth orbit, as well as to bring spacecraft to higher orbits.

Step One

The first stage of the PH "Proton"

In the initial version, the Proton-K rocket inherited the first stage of the RR UR-500. Later, in the early 1990s, the thrust engines of the first stage RD-253 were increased by 7.7%, and the new version of the engine was named RD-275 ^[8] .

Second Step

The second stage of the Proton-K launch vehicle was developed on the basis of the second stage of the launch vehicle UR-500. To increase the mass of the spacecraft in orbit, the volumes of the fuel tanks were increased and the design of the truss transitional section connecting it with the first stage was changed ^[20] .

Third Step

The third stage of the PH "Proton-K" has a cylindrical shape and consists of instrument, fuel and tail compartments. Like the second stage, the third stage of the Proton-K launch vehicle was also developed on the basis of the second stage of the launch vehicle UR-500. For this, the initial version of the second stage of the LV UR-500 was shortened, and one marching rocket engine was installed on it instead of four. Therefore, the RD-0212 main engine (designed by S. A. Kosberg) is similar in design and operation to the second stage RD-0210 engine and is a modification of it. This engine consists of a propulsion single-chamber RD-0213 engine and a four-chamber steering engine RD-0214. 588 kN propulsion engine in the void, and the steering - 32 kN in the void. The separation of the second stage occurs due to the thrust of the third-stage steering rocket engine, which is started before the second stage cruise rocket engines are turned off, and the 6D84 solid-fuel engines that are available on it are braking the detachable part of the second stage. The separation of the payload is carried out after turning off the steering engine RD-0214. In this case, the third stage is braked by four solid-fuel engines ^[20] ^[38] ^[39] .

Stage Four

Control system of the Proton-K launch vehicle

The Proton-K launch vehicle is equipped with an autonomous inertial control system ( SU ), which provides high accuracy for launching PN into various orbits ^[40] . SU was designed under the direction of N. A. Pilyugin and used a number of original solutions based on gyroscopes , the development of which began earlier on the R-5 and R-7 missiles ^[41] ^[22] .

SU devices are placed in the instrument compartment located on the third stage accelerator. The riveted non-sealed instrument compartment is made in the form of a torus shell of rotation of a rectangular cross section. In the compartments of the torus are placed the main devices of the SU, made by the triple circuit (with triple redundancy ). In addition, in the instrument compartment, devices of the apparent speed control system are located; instruments determining the parameters of the end of the active part of the trajectory, and three gyrostabilizers . Command and control signals are also constructed using the principle of triplication. This solution increases the reliability and accuracy of the launch of spacecraft ^[22] .

The control system since 1964 is made on GNPP "Kommunar" ^[42] ( Kharkov ).

Fuel used

Asymmetric dimethylhydrazine (UDMH, also known as heptyl) (CH ₃ ) ₂ N ₂ H ₂ and nitrogen tetroxide N ₂ O ₄ are used as components of fuel in all stages of the rocket. The self-igniting fuel mixture made it possible to simplify the propulsion system and increase its reliability. At the same time, the components of the fuel are very toxic and require extreme caution in handling ^[38] ^[43] .

Improvements in the Proton-M PH

PH "Proton-M" with the satellite Inmarsat-4F3 before installation on the launch pad

External video files
	The rocket launcher "Proton-M" with the spacecraft "Yamal-601"

From 2001 to 2012, the Proton-K launch vehicle was gradually replaced by a new, upgraded version of the carrier, the Proton-M launch vehicle. Although the design of the Proton-M launch vehicle is mainly based on the Proton-K launch vehicle, major changes were made to the launch vehicle control system (CU), which was completely replaced with a new advanced control system based on the on-board digital computing complex (BTSVK). Using the new SU on the Proton-M launch vehicle, the following improvements are achieved ^[3] :

more complete development of the onboard fuel reserve, which increases the mass of GHGs in orbit and reduces the remnants of harmful components in places where the spent first stages of the launch vehicle fall;
reducing the size of the fields allocated for the fall of the spent first steps of the launch vehicle;
the possibility of spatial maneuver in the active leg of the flight expands the range of possible inclinations of the reference orbits ;
simplifying the design and increasing the reliability of many systems, whose functions are now performed by the bcvc;
the ability to install large-sized head fairings (up to 5 m in diameter), which allows more than doubling the volume for placing a payload and using a number of promising booster blocks on the Proton-M launch vehicle;
quick change of the flight task.

These changes in turn led to an improvement in the mass characteristics of the Proton-M launch vehicle ^[3] . In addition, the modernization of the Proton-M launch vehicle with the Briz-M upper stage (RB) was carried out even after its use began. Since 2001, the LV and the RB have undergone four stages of modernization (Phase I, Phase II, Phase III and Phase IV), the purpose of which was to facilitate the construction of various rocket blocks and the upper stage, increasing the power of the first stage PH engines (replacing the RD-275 with the RD -276 ), as well as other improvements.

Phase Proton-M of the 4th stage

Typical version of the Proton-M rocket currently in operation ^{[ when?} ^] , called "Phase III Proton Breeze M" (PH "Proton-M" - RB "Breeze-M" of the third phase). This option is capable of launching PGs of up to 6150 kg to a geo-transfer orbit (GPO) using the normal launch route (with an inclination of 51.6 °) and PG with a weight of up to 6300 kg using an optimized route with an inclination of 48 ° (from residual ΔV to GSO 1500 m / c) ^[44] ^[45] .

However, due to the constant increase in the mass of telecommunications satellites and the inability to use the optimized route with an inclination of 48 ° (since this route is not specified in the “Lease Agreement of the Baikonur Cosmodrome”, and each time launching “Proton” according to this inclination, it is necessary additionally coordinate with Kazakhstan ^[45] ), the payload of the Proton-M was increased. In 2016, the GKNPTs them. MV Khrunicheva completed the 4th stage of the modernization of the Proton-M LV - Briz-M (Phase IV Proton Breeze M). As a result of the improvements carried out, the mass of the system’s payload output to GPO was increased to 6300-6350 kg on the standard route (inclination 51.6 °, residual ΔV to GSO 1500 m / s) ^[44] and up to 6500 kg when outputting to the super-synchronous orbit orbit with an apogee altitude of up to 65,000 km). The first launch of the improved carrier took place on June 9, 2016 with the Intelsat 31 satellite ^[46] ^[47] .

Further improvements to the Proton-M launch vehicle

Increased thrust engines of the first stage.
The use of high-energy molecular complexes dissolved in both components of high-boiling fuel.
Reduction of energy and hydraulic losses in the paths of the turbopump engine units, through the use of special additives from polymeric materials, high molecular weight polyisobutylene (PIB). The use of fuel with PIB additive will allow an increase in the mass of the payload output to the transitional orbit to a geostationary orbit by 1.8% ^[48] .

Overclocking blocks

Block D

To remove the payload to high, transitional to geostationary , geostationary and departure orbits, an additional stage, called the upper stage (RB), is used. Accelerating blocks allow multiple turn-ons of their main engine and reorientation in space to achieve a given orbit. The first accelerating units for the Proton-K launch vehicle were made on the basis of the rocket unit D of carrier N-1 (its fifth stage). In the late 1990s, the Khrunichev State Research and Production Space Center developed a new Briz-M upper stage, used in the Proton-M launch vehicle along with the RB of the D family ^[9] .

DM block

The development of Block D was carried out in OKB-1 (now RSC Energia named after S. P. Korolev). As part of the Proton-K, since the mid-60s, Block D has undergone several modifications. After the modification aimed at increasing the carrying capacity and reducing the cost of block D, the Republic of Belarus became known as “Block-DM”. The modified upper stage had an active life of 9 hours, and the number of engine starts was limited to three. Currently ^{[ when?} ^] used are the upper stages of the DM-2, DM-2M and DM-03 models manufactured by RSC Energia , in which the number of inclusions was increased to 5 ^[49] ^[50] .

Breeze M Block

Briz-M is the upper stage for the Proton-M and Angara launch vehicles. Briz-M provides for the removal of spacecraft into low, medium, high orbits and GSO . The use of the Briz-M upper stage as part of the Proton-M launch vehicle makes it possible to increase the mass of the payload to the geostationary orbit to 3.5 tons, and to the transitional orbit to more than 6 tons. The first launch of the Proton -M ”-“ Briz-M ”was held on April 7, 2001 ^[51] .

Characteristics of overclocking units used with Proton
Title	Index GUKOS	Mass of RB		Fuel	Fuel reserve, t	Marching engine	Traction in vacuum, tf	Specific impulse, s	Number of engine starts	GHG mass per GSO , t		Start of operation
Title	Index GUKOS	on the ground	in space	Fuel	Fuel reserve, t	Marching engine	Traction in vacuum, tf	Specific impulse, s	Number of engine starts	Proton-K	"Proton-M" (3rd stage)	Start of operation
DM-2 ^[49] ^[52]	11С861	3.2	2.3	Sintin + liquid oxygen	15.1	11D58M	8.5	360 ^[53]	up to 5	2.4		1982
DM-2M ^[50] ^[54]	11С861-01		2.2	Sintin + liquid oxygen	15.1	11D58S	8.5	361	up to 5	2.5		1994
DM-03 ^[55]	11С861-03	3.245	2.35	Sintin + liquid oxygen	18.7	11D58M 11D58MDF ^[56]	8.5	361 367 ^[56]	up to 5	2.95	3.44	2007
" Breeze-M " ^[51]	14C43	2.5		AT + UDMH	Up to 20	14D30	2	329	up to 8		3.7	1999

Transition Systems

In the standard scheme of removal, the mechanical and electrical connection of the spacecraft with the RB "Briz-M" is carried out by means of a transition system consisting of an isogride carbon-plastic or metal adapter and a separation system (CP). For launching into geostationary orbits several different transition systems can be used, differing in diameter of the spacecraft mounting ring: 937, 1194, 1664 and 1666 mm. The specific adapter and separation system are selected depending on the specific spacecraft. Adapters used in Proton-M are designed and manufactured by the GKNPTs them. MV Khrunichev, and separation systems are manufactured by firms RUAG Space AB , GKNPTs them. M. V. Khrunichev and EADS CASA Espacio ^[57] ^[58] ^[59] .

An example is the 1666V separation system, which consists of a locking tape connecting the spacecraft and adapter to each other. The tape consists of two parts, tightened by means of connecting bolts. At the moment of separation of the RB and KA of the pyrogilotine of the separation system, the connecting tapes of the locking tape are cut through, after which the tape opens, and by releasing eight spring pushers (the number may vary depending on the type of separation system used) located on the adapter, the spacecraft is separated from the RB ^{[ 58]} ^[59] ^[60] .

Electrical and data telemetry systems

In addition to the basic mechanical units mentioned above, the Proton-M PH has a number of electrical systems used throughout the preparation for launch and launch of the RKN. With the help of these systems, electrical and telemetric connection of the spacecraft and the launch vehicle systems to the control room 4102 is carried out during preparation for launch, as well as the collection of telemetry data during flight ^[57] .

Head fairings

Proton-M head fairings used by ILS for commercial launches ^[57]

External video files
	Armor for the satellite: the device and assembly of GO RN "Proton-M"

For all the time of operation of the Proton launch vehicle , a large number of different head fairings (GO) were used with it. The type of fairing depends on the type of payload, the PH modification and the upper stage used.

GO is reset in the initial period of the third stage accelerator. The cylindrical spacer is reset after separation of the space head.

Classical standard fairings PH "Proton-K" and "Proton-M" for the withdrawal of spacecraft on low orbits without RB have an internal diameter of 4.1 m (external 4.35 m) and a length of 12.65 m and 14.56 m, respectively ^{[ 61]} . For example, this type fairing was used when launching the Proton-K launch vehicle with the Zarya module for the ISS on November 20, 1998.

For commercial launches in the configuration with the “DM” block, head fairings 10 m long with an outer diameter of 4.35 m are used (the maximum PN width should be no more than 3.8 m). In the case of the use of RB “Briz-M”, the standard fairing when carrying out single commercial launches has a length of 11.6 m and when conducting double commercial launches is 13.2 m. In both cases, the outer diameter of the GO is 4.35 m ^[38] ^{[61 ]} .

Head fairings are made by FSUE ONPP "Technology" in the city of Obninsk, Kaluga region . GO is made of several shells , which are three-layer structures with aluminum honeycomb and CFRP skins containing reinforcements and cutouts for manholes. The use of materials of this type makes it possible to achieve a weight reduction of at least 28–35% compared to a metal analogue and fiberglass , increase the rigidity of the structure by 15% and improve acoustic performance by a factor of 2 ^[62] .

In the case of commercial launches through the ILS company, which carries out marketing of the launch services of the Proton launch vehicle on the international market, alternative GOs of a larger size are used: 13.3 m and 15.25 m long and 4.35 m in diameter. In addition, to increase opportunities The Proton-M PH is actively studying the possibility of using a 5-meter diameter HO. This will allow launching larger satellites and increase the competitiveness of the Proton-M launch vehicle against its main competitor Ariane-5 , which is already used with a 5-meter diameter GO ^[9] .

Configuration Options

The Proton PH (UR-500) existed only in one configuration - 8K82. The Proton-K and Proton-M PH over many years of operation have used various types of booster blocks. In addition, RKK , the producer of RB DM, optimized its products for specific payloads and assigned a new name to each new configuration. For example, various configurations of the RB 11С861-01 could have different names depending on the payload: Block DM-2M, Block DM-3, Block DM-4, etc. The modifications are given in table ^[5] :

Configuration options PH "Proton"
Type of RB → PH type ↓	11С824	11С824M	11С824Ф	11С86	11С861	11С861-01	11С861-03	17С40	14С43	KVRB
Proton-K (8K82K)	Block D (8K82K 11C824)	D-1 block (8K82K 11С824М)	D-2 block (8K82K 11S824F)	DM block (8K82K 11C86)	Block DM-2, Block DM-1 (8K82K 11S861)	Block DM-2, Block DM-3, Block DM-4 (8K82K 11С861-01)		Block DM-5, Block DM-2 (8K82K 17C40)	Breeze-M (8K82K 14С43)
Proton-M (8K82KM)					DM-2 block (8K82KM 11C861)	Block DM-2M (8K82KM 11S861-01)	DM-03 unit (8K82KM 11C861-03)		"Breeze-M" (14С43)	KVRB

Specifications

Possibilities of various modifications of the Proton launch vehicle
Modification	Start of operation	Starting weight, t	Payload mass, t			Space under fairing, m³
Modification	Start of operation	Starting weight, t	NOO, i = 51,5 °	GPO ( residual ΔV to GSO 1500 m / s)	GSO	Space under fairing, m³
"Proton-K" - Block DM (with RD-253, until 1990) ^[38] ^[63]	1974	~ 700	19.76	4.35	1.88
"Proton-K" - Block DM-2M (with RD-275, late modification) ^[38] ^[50]	1995	~ 700	20.7 - 20.9	4.9	1.88	60
"Proton-M" - "Breeze-M" (early modification) ^[38] ^[44]	2001	~ 702	~ 22	5.5	2.92	up to 100
Proton-M - Breeze-M (Phase III) ^[64]	2009	705	23	6.15	3.25	89

Technical characteristics of various modifications of the Proton launch vehicle
Stage	First	The second	Third	Overclocking unit
"Proton-K" - Block DM ^[7] ^[8] ^[38]
Engines	6 RD-275	3 RD-0210 and 1 RD-0211	1 RD-0213 and RD-0214	1 11D58M
Traction propulsion, kN	9540 (on the ground)	2300 (in vacuum)	583 + 4 × 31 (in vacuum)	83.5
Mass of fuel, t	419.41	156.1	46.56	15.05
Dry weight, t	31	11,715	4.185	2.44
Work time with	120	216	231	680
Specific impulse , with	287	320	325	352
Proton-M - Breeze-M (Phase III) ^[7] ^[8] ^[9]
Engines	6 RD-276	3 RD-0210 and 1 RD-0211	1 RD-0213 and RD-0214	1 14D30, 4 11D458M and 12 17D58E
Traction propulsion, kN	10020 (at the Earth)	2400 (in vacuum)	583 + 4 × 31 (in vacuum)	19.62 + 4 × 0.396 + 12 × 0.0133
Mass of fuel, t	428.3	157.3	46.56	19.8
Dry weight, t	30.6	eleven	3.5	2.5
Work time with	121	216	239	3200 (max.)
Specific impulse , with	288	320	325	328,6

Launch pad

The Proton-M launch vehicle with the Anik-F1R satellite , “grabbed” by a mobile service farm, 2005

External video files
	Powerful Proton. Part 2 - Launch complex

Launches of the Proton launch vehicle are carried out only from the Baikonur cosmodrome , where by 1965 the technical and launch complexes with two workplaces (platform 92/1) and two launchers (PU) ( platform 81 ) were created. К концу 70-х годов был построен ещё один стартовый комплекс ( площадка 200 ) для обеспечения расширяющейся программы запусков различных космических аппаратов на РН «Протон» ^[25] .

Обе стартовые площадки объединены общей сетью коммуникаций и используют общий комплекс сооружений, обеспечивающих каждую из них сжатыми газами, водой, электроэнергией и хладагентами для термостатирования компонентов топлива и космических аппаратов. Сборка блоков ракеты, интеграция носителя с полезным грузом и общая проверка системы осуществляются в горизонтальном положении в монтажно-испытательном корпусе (МИК) на технической позиции (площадка № 92) космодрома Байконур. Посредством транспортёра-установщика на железнодорожном ходу РКН (ракета космического назначения) доставляется из МИКа на топливно-заправочную станцию для заправкиРБ « Бриз-М ». После заправки РКН транспортируется на стартовый комплекс и устанавливается на пусковое устройство. С помощью передвижной фермы обслуживания на рельсовом ходу проводятся электрические проверки РН и головной части, заправка РН и РБ (в случае использования РБ ДМ ) компонентами топлива и сжатыми газами, набор готовности двигательной установки ракеты и пуск РКН ^[61] ^[65] .

Currently ^{[ when?} ^] на Байконуре имеются четыре стартовые позиции РН «Протон-К» и «Протон-М»: по две на площадках 81 и 200, однако только три из них находятся в рабочем состоянии. Стартовые позиции, расположенные западнее, именуются «Левыми»; расположенные восточнее — «Правыми». Каждой из этих позиций соответствует номер: 81Л (левая) — № 23, 81П (правая) — № 24, 200Л — № 39, 200П — № 40 ^[66] .

Площадка 81 Л ( ПУ № 23) используется для пусков РН «Протон-К» в рамках федеральных программ. В последние несколько лет не использовалась, последний пуск был произведён 27 марта 2004 года;
Площадка 81П (ПУ № 24) используется для пусков РН «Протон-К» и «Протон-М» в рамках федеральных программ;
Площадка 200 Л (ПУ № 39) используется для пусков РН «Протон-К» и «Протон-М» в рамках международных программ компанией ILS ;
Площадка 200П (ПУ № 40) была законсервирована в 1991 году. Позже эту ПУ планировалось переделать в стартовый комплекс для ракет типа « Ангара », и технологическое оборудование этого стартового комплекса было демонтировано ^[67] . И, хотя проект стартового комплекса «Ангары» был перебазирован на площадку № 250, пуски с этой ПУ возобновлены не были.

Сборка РН «Протон-М»

РН «Протон-М» со спутником AMC-12 подготавливается к вывозу на СК в зале 111 монтажно-испытательного корпуса 92-А50, январь 2005 г.

External video files
	Сборка 1 ступени РН «Протон-М» // Роскосмос
	Подготовка РН «Протон-М» для запуска КА «AsiaSat 5». Заправка РБ «Бриз-М» // Роскосмос

Сборка и подготовка к запуску РН «Протон-М» проходят в монтажно-испытательных корпусах (МИК) 92-1 и 92А-50 на территории « площадки 92 ».

Currently ^{[ when?} ^] в основном используется МИК 92-А50, который был достроен и усовершенствован в 1997—1998 годах ^[68] . Кроме того, в 2001 году была сдана в эксплуатацию единая оптоволоконная система дистанционного управления и контроля космических аппаратов (КА), которая позволяет заказчикам проводить подготовку КА на техническом и стартовом комплексах непосредственно из пультовой, размещённой в МИКе 92А-50 ^[69] .

Сборка РН в МИК 92-А50 проходит в следующем порядке:

Блоки РН «Протон» доставляются в МИК 92-А50, где каждый блок проверяется автономно. После этого производится сборка ракеты-носителя. Сборка первой ступени выполняется в специальном стапеле «револьверного» типа, что существенно снижает трудозатраты и повышает надёжность сборки. Далее полностью собранный пакет из трёх ступеней подвергается комплексным испытаниям, после чего даётся заключение о готовности его к стыковке с космической головной частью (КГЧ) ^[70] ;
Контейнер с КА доставляется в зал 102 МИКа 92-А50, где проводятся работы по очистке его наружных поверхностей и подготовительные операции для разгрузки;
Далее КА извлекается из контейнера, подготавливается и заправляется компонентами топлива в чистовом зале 103А. Там же проводятся проверки КА, после чего он перевозится в соседний зал 101 для сборки с разгонным блоком;
В чистовом зале 101 (технический комплекс сборки и проверки КГЧ ) проводится стыковка КА с РБ «Бриз-М»;
КГЧ перевозится в чистовой зал 111, где проводятся сборка и испытания ракеты космического назначения (РКН) «Протон-М»;
Через несколько дней после завершения электрических испытаний полностью собранная РКН вывозится из МИКа на топливно-заправочную станцию для заправки баков низкого давления разгонного блока «Бриз-М». Эта операция длится два дня;
По завершении заправки проводится заседание Государственной комиссии по итогам работ, выполненных на техническом и стартовом комплексах РН «Протон». Комиссия принимает решение о готовности РКН к установке на стартовой площадке;
РКН устанавливается на стартовой площадке ^[71] .

Сборка РН «Протон-К» проводится в МИКе 92-1. Этот МИК являлся основным до ввода в эксплуатацию МИКа 92-А50. В нём находятся технические комплексы сборки и проверки РН «Протон-К» и КГЧ , где также осуществляется стыковка КГЧ с РН «Протон-К» ^[71] .

Стандартная схема полёта РН «Протон-М» с РБ «Бриз-М»

Для выведения космических аппаратов на геостационарную орбиту РН «Протон-М» следует стандартной схеме выведения с использованием штатной трассы полёта для обеспечения точности падения отделяемых частей ракеты-носителя в заданных районах. В результате, после работы первых трёх ступеней РН и первого включения РБ «Бриз-М», орбитальный блок (ОБ) в составе РБ «Бриз-М», переходной системы и космического аппарата (КА) выводится на опорную орбиту высотой 170 × 230 км, обеспечивающую наклонение 51,5°. Далее РБ «Бриз-М» выполняет ещё 3 включения, в результате которых формируется переходная орбита с апогеем, близким апогею целевой орбиты. После пятого включения РБ выводит КА на целевую орбиту и отделяется от КА. Общее время полёта от подачи сигнала «Контакт подъёма» (КП) до отделения КА от РБ «Бриз-М» обычно составляет около 9,3 часа ^[72] ^[73] .

В следующем описании приведены приблизительные времена включений и выключений двигателей всех ступеней, время сброса ГО и пространственной ориентации РН для обеспечения заданной траектории. Точные времена определяются конкретно для каждого пуска в зависимости от конкретной полезной нагрузки и конечной орбиты.

Участок работы РН «Протон-М»

External video files
	Пуск РКН «Протон-М» с КА Интелсат-22 // Федеральное космическое агентство
	Ночной пуск РКН «Протон-М» с КА NSS-14 // Федеральное космическое агентство

За 1,75 с (Т −1,75 с) до пуска включаются шесть двигателей первой ступени РД-276 , чья тяга в этот момент составляет 40 % от номинала, и набирают 107 % тяги в момент подачи сигнала КП . Подтверждение сигнала КП поступает в момент Т +0,5 с. Через 6 секунд полёта (Т +6 с) тяга возрастает до 112 % от номинала. Ступенчатая последовательность включения двигателей позволяет получить подтверждение их штатного функционирования до того, как тяга увеличена до максимальной ^[72] ^[73] .

После начального вертикального участка продолжительностью около 10 с РКН выполняет манёвр по крену для установления требуемого азимута полёта . При наклонении орбиты 51,5°, как в случае с выведением на геостационар , азимут составляет 61,3°. При других наклонениях орбиты используются другие азимуты: для орбит с наклонением 72,6° азимут составляет 22,5°, а для орбит с наклонением 64,8° — 35,0° ^[72] ^[73] .

Три РД-0210 и один РД-0211 второй ступени включаются на 119-й секунде полёта и переходят в режим полной тяги в момент отделения первой ступени на 123-й секунде. Рулевые двигатели третьей ступени включаются на 332-й секунде, после чего двигатели второй ступени выключаются на 334-й секунде полёта. Отделение второй ступени осуществляется после того, как на 335-й секунде включаются шесть тормозных РДТТ и происходит её уведение ^[72] ^[73] .

Двигатель РД-0213 третьей ступени включается на 338 с, после чего происходит сброс головного обтекателя (ГО) примерно на 347 секунде от сигнала КП . Как и для ступеней, момент сброса ГО выбирается для обеспечения гарантированного попадания ускорителя второй ступени РН в заданный район падения, а также обеспечения тепловых требований КА. После выключения маршевого двигателя третьей ступени на 576-й секунде четыре рулевых двигателя работают ещё в течение 12 секунд для калибровки расчётной скорости выведения ^[72] ^[73] .

После достижения заданных параметров, примерно на 588-й секунде полёта система управления выдаёт команду на выключение рулевого двигателя, после которой третья ступень отделяется от орбитального блока и уводится с помощью тормозных РДТТ . Момент разделения с третьей ступенью принимается за начало автономного полёта ОБ . Дальнейшее выведение КА осуществляется с помощью РБ «Бриз-М» ^[72] ^[73] .

Стандартная циклограмма полёта РН «Протон-М» ^[72] ^[73]
	Время, с	Скорость, м/с	Высота, км
Начало набора готовности к пуску	-3,10	0	0
Включение двигателей первой ступени (40 % от номинала)	-1,75
Двигатели первой ступени 107 % от номинала	-0.15
Команда «Контакт подъёма»	0.0
Достижение максимального скоростного напора	65.5	465	eleven
Включение двигателей второй ступени	119,0
Отделение первой ступени	123,4	1724	42
Включение рулевых двигателей третьей ступени	332,1
Выключение двигателей второй ступени	334,5
Разделение второй и третьей ступеней	335,2	4453	120
Включение двигателей третьей ступени	337,6
Сброс головного обтекателя	348,2	4497	123
Выключение двигателей третьей ступени	576,4
Выключение рулевых двигателей третьей ступени	588,3
Разделение третьей ступени и орбитального блока	588,4	7182	151

Участок работы РБ «Бриз-М»

Выведение ОБ на геопереходную орбиту осуществляется по схеме с пятью включениями маршевого двигателя (МД) РБ « Бриз-М ». Как и в случае с РН , точные времена включений и параметры орбит зависят от конкретной миссии ^[72] ^[73] .

Сразу после отделения третьей ступени РН включаются двигатели стабилизации РБ , которые обеспечивают ориентацию и стабилизацию ОБ на участке пассивного полёта по суборбитальной траектории до первого включения двигателя РБ. Примерно через полторы минуты после отделения от РН (в зависимости от конкретного КА ) выполняется первое включение МД длительностью 4,5 мин, в результате которого формируется опорная орбита высотой 170 × 230 км и наклонением 51,5° ^[72] ^[73] .

Второе включение МД длительностью порядка 18 мин производится в районе первого восходящего узла опорной орбиты после 50 мин пассивного полёта (с выключенными двигателями), в результате которого формируется первая промежуточная орбита с апогеем высотой 5000—7000 км. После того, как в течение 2—2,5 часов пассивного полёта ОБ достигнет перигея первой промежуточной орбиты, выполняется третье включение маршевого двигателя в районе восходящего узла до полной выработки топлива из дополнительного топливного бака (ДТБ, около 12 мин). Примерно через две минуты, во время которых сбрасывается ДТБ , выполняется четвёртое включение МД. В результате третьего и четвёртого включений формируется переходная орбита с апогеем, близким к апогею целевой геопереходной орбиты (35 786 км). На этой орбите КА проводит в пассивном полёте примерно 5,2 часа. Последнее, пятое включение МД, выполняется в апогее переходной орбиты в районе нисходящего узла для поднятия перигея и изменения наклонения до заданного, в результате которого РБ выводит КА на целевую орбиту. Примерно через 12—40 мин после пятого включения МД производится ориентация ОБ в направлении отделения КА с последующим отделением КА ^[72] ^[73] .

В промежутках между включениями МД система управления РБ выполняет развороты орбитального блока для обеспечения поддержания оптимальной температуры на борту, выдачи импульсов тяги, проведения сеансов радиоконтроля, а также для отделения КА после пятого включения ^[72] ^[73] .

Operation

РН «Протон-М» с коммерческим спутником ArabSat 4B во время «вертикализации»

International Launch Services

С 1993 года маркетинг пусковых услуг РН «Протон» на международном рынке осуществляется совместным предприятием « International Launch Services » (ILS) (с 1993 по 1995 год: «Локхид-Хруничев-Энергия»). ILS имеет эксклюзивное право на маркетинг и коммерческую эксплуатацию РН «Протон» и перспективного ракетно-космического комплекса «Ангара ». Хотя компания ILS зарегистрирована в США, её контрольный пакет принадлежит российскому ГКНПЦ им. М. В. Хруничева. На октябрь 2011 года, в рамках компании ILS были осуществлены 72 запуска космических аппаратов с использованием РН «Протон-К» и «Протон-М» ^[74] .

Cost

Стоимость РН «Протон» варьируется от года к году и неодинакова для федеральных и коммерческих заказчиков, хотя порядок цены одинаков для всех потребителей .

Коммерческие пуски

В конце 1990-х годов стоимость коммерческого пуска РН «Протон-К» с блоком ДМ составляла от $65 до $80 млн ^[75] . В начале 2004 года стоимость запуска была снижена до $25 млн из-за существенного усиления конкуренции ^[76] (сравнение стоимости запусков см. Стоимость доставки грузов на орбиту ). С тех пор стоимость запусков на «Протонах» постоянно возрастала и в конце 2008 года достигла примерно $100 млн на ГПО с использованием «Протон-М» с блоком « Бриз-М ». Однако с началом мирового экономического кризиса в 2008 году обменный курс рубля к доллару снизился на 33 %, что привело к снижению стоимости запуска до примерно $80 млн ^[77] .

В июле 2015 года стоимость пуска РН «Протон-М» была снижена до $65 млн для возможности конкуренции с РН «Фалкон» ^[2] .

Пуски по федеральной космической программе России

Для федеральных заказчиков прослеживается последовательное увеличение стоимости носителя начиная с начала 2000-х годов: стоимость РН «Протон-М» (без блока «ДМ») выросла с 2001 по 2011 год в 5,4 раза — с 252,1 млн до 1356,5 млн рублей ^[78] . Общая стоимость «Протон-М» с блоком « ДМ » или « Бриз-М » в середине 2011 года составляла порядка 2,4 млрд рублей (около $80 млн или €58 млн). Эта цена складывается из самой РН «Протон» (1,348 млрд), РБ «Бриз-М» (420 млн) ^[79] , доставки компонентов на Байконур (20 млн) и комплекса услуг по запуску (570 млн) ^[80] ^[81] ^[82] .

Цены по состоянию на 2013 год: 1,521 млрд рублей стоил сам «Протон-М», 447 млн — разгонный блок «Бриз-М», 690 млн — услуги по запуску, ещё 20 млн рублей стоила транспортировка ракеты на космодром, 170 млн рублей — головной обтекатель. Итого российскому бюджету один запуск «Протона» обходился в 2,84 млрд рублей ^[83] .

История пусков РН «Протон»

Начиная с 1965 года, РН «Протон» производилась в трёх основных вариантах: УР-500, «Протон-К» и «Протон-М».

8К82/УР-500

16 июля 1965 года двухступенчатой РН УР-500 был произведён запуск на орбиту научной космической станции « Протон-1 » массой 12,2 т. Всего РН УР-500 в 1965—1966 годах были выведены три спутника: «Протон-1» — « Протон-3 », ещё один запуск закончился неудачей. Научная аппаратура спутников «Протон», разработанная в НИИЯФ МГУ , обеспечивала изучение космических лучей и взаимодействие с веществом частиц сверхвысоких энергий: на спутниках были установлены ионизационный калориметр, гамма-телескоп и другие приборы ^[25] . Впоследствии РН УР-500 унаследовала название этих КА и стала называться РН «Протон» ^[25] .

Список пусков РН «Протон» 8К82/УР-500
№ Запуска	Дата ( UTC )	Payload	Результат запуска
one	16 июля 1965 года	Протон-1 Н-4, сер. № 1	Успех
2	2 ноября 1965 года	Протон-2 Н-4, сер. № 2	Успех
3	24 марта 1966 года	Протон-3 Н-4, сер. Number 3	Неудача , авария 2-й ступени
four	6 июля 1966 года	Протон-3 Н-4, сер. № 4	Успех

РН «Протон-К» (8К82К)

«Протон-К» с модулем « Заря » для МКС . 20 Ноября 1998

За всё время своей эксплуатации РН «Протон-К» стартовала 310 раз, из которых 277 были полностью успешными (89 %). С учётом частично успешных пусков (не учитывая аварий разгонных блоков) надёжность этого варианта ракеты возрастает до 91 %.

РН «Протон-К» использовалась в 1967—1973 годах для запусков КА « Зонд », « Луна », « Марс » и « Космос », а также научной космической станции « Протон-4 » и долговременных обитаемых станций « Салют-1 » и « Салют-2 ». С 1974 года РН используется вместе с РБ ДМ , обладающим собственной системой управления. В этом варианте стали возможны запуски высокоорбитальных и геостационарных космических аппаратов различного назначения. РН «Протон-К» явилась важнейшей составляющей советской и позже российской программы исследования космического пространства. На ней были произведены следующие важные запуски:

10.03 . 1967 — первый пуск РН «Протон-К» с блоком Д и кораблем « Союз 7К-Л1 ». Этот пуск положил начало советской программе пилотируемого облёта Луны . Вследствие неотработанности РН «Протон-К» с блоком Д, из 11 попыток запусков РН «Протон-К» с 7К-Л1 только в шести пусках РН успешно отработала программу. Из этих пяти попыток только «Зонд-8» выполнил полностью успешный облёт Луны 11.08 . 1969 и возвращение на Землю ^[21] ;
26.03 . 1974 — первый запуск на ГСО макета КА « Радуга », отработка систем разгонного блока ДМ;
29.07 . 1974 — первый запуск на ГСО действующей связной станции « Молния-1С »;
22.12 . 1975 — первый запуск на ГСО КА «Радуга» Единой Системы Спутниковой Связи ;
26.10 . 1976 — первый запуск ретранслятора « Экран » системы непосредственного телевизионного вещания;
19.12 . 1978 — первый запуск ретранслятора « Горизонт» ;
в 1976—1979 годах РН «Протон-К» было проведено три запуска парных космических аппаратов с целью отработки спускаемых КА « Космос-881 », « Космос-882 »; « Космос-997 », « Космос-998 » и « Космос-1100 », « Космос-1101 »;
в 1978 году трёхступенчатая РН «Протон-К» совместно с техническим и стартовым комплексами была принята в серийную эксплуатацию;
12.10 . 1982 — запуск трёх навигационных спутников « Космос-1413 », « Космос-1414 » и « Космос-1415 ». Этим было положено начало развёртыванию Глобальной навигационной спутниковой системы ( ГЛОНАСС );
20.02 . 1986 — запуск базового модуля «Мир» , первого компонента космической станции «Мир» ;
08.04 . 1996 — первый коммерческий запуск РН, с геостационарным спутником связи « Астра 1F »;
20.11 . 1998 — запуск модуля «Заря» , первого модуля Международной космической станции (МКС) (во врезке на фотографии) ^[25] .
12.07 . 2000 — запуск модуля «Звезда» , третьего модуля МКС.

Всего было осуществлено 32 коммерческих запуска «Протон-К». Последний коммерческий запуск состоялся 6 июня 2003 года со спутником АМС-9.

Пуск последней РН этой серии был произведён 30 марта 2012 года ^[34] для вывода на орбиту последнего спутника серии УС-КМО с помощью последнего РБ версии ДМ-2с . Пуск стал 310-м за почти 45 лет службы РН «Протон-К» ^[35] ^[36] .

РН «Протон-М» (8К82КМ)

На 31 мая 2019 года, РН «Протон-М» стартовала 105 раз, из которых 95 были полностью успешными (90,4 %). С учётом пусков, при которых сама ракета-носитель отработала штатно (то есть не учитывая аварий разгонных блоков) надёжность этого варианта ракеты возрастает до 95,9 %. Значимые пуски:

07.04 . 2001 состоялся первый пуск модернизированной ракеты 8К82КМ «Протон-М» с цифровой системой управления и новым разгонным блоком 14С43 « Бриз-М ». Это позволило увеличить полезную нагрузку при выведении на геостационарные орбиты ( ГСО ). Первым «Протоном-М» был запущен последний КА серии « Экран-М »;
16.06 . 2004 была впервые опробована РН «Протон-М» первого этапа модернизации (Proton Breeze M, Phase I). В результате этой модернизации максимальная масса ПН выводимой на геопереходную орбиту (ГПО) была увеличена до 5645 кг. В этом пуске на орбиту был выведен спутник Intelsat 10-02 массой 5575 кг, рекордной для РН «Протон-М» на этот момент;
07.07 . 2007 была впервые использована РН второго этапа модернизации (Proton Breeze M, Phase II). На орбиту был успешно выведен спутник DirecTV-10 рекордной массой 5893 кг;
11.02 . 2009 была впервые использована РН третьего этапа модернизации (Proton Breeze M, Phase III). Впервые на геостационарную орбиту были запущены два спутника в одном пуске. Кроме того, на ГСО была выведена рекордная для ракет-носителей СССР/России полезная нагрузка весом около 3700 кг (спутники « Экспресс АМ-44 » и « Экспресс МД-1 »); ^[four]
16.07 . 2011 впервые на орбиту были выведены 2 спутника по новой для РН «Протон-М» схеме: первый спутник, SES 3 , был штатно «оставлен» на геопереходной орбите, тогда как второй спутник, « КазСат-2 », был напрямую доставлен на ГСО;
20.10 . 2011 на геопереходную орбиту был успешно выведен спутник ViaSat-1 рекордной массы 6740 кг ^[84] ;
02.07 . 2013 произошёл аварийный пуск РН «Протон-М» с тремя навигационными спутниками «Глонасс-М». После старта ракета потеряла устойчивость и рухнула на земную поверхность в 2,5 км от стартовой позиции, полностью разрушилась и сгорела; спутники уничтожены ^[85] .
16.05 . 2014 произошёл аварийный пуск РН «Протон-М» с российским спутником связи. Сбой произошёл на 540-й секунде после старта из-за нештатной ситуации на этапе работы третьей ступени. «Протон-М» должна была вывести на орбиту самый мощный российский спутник связи « Экспресс-АМ4Р » ^[86] . В северных провинциях Китая упали объекты: как предполагается, это были части ракеты, запущенной накануне, не сумевшей выйти из атмосферы и упавшей в Тихий океан ^[87] .
15.12 . 2014 400-й пуск РН «Протон» в истории с 1965 года ( 86 пуск РН «Протон-М») ^[88] .
09.06 . 2016 была впервые использована РН четвёртого этапа модернизации (Proton Breeze M, Phase IV) ^[46] ^[47] .
17.08 . 2017 414-й пуск РН «Протон» в истории с 1965 года ( 100 пуск РН «Протон-М») ^[89] .

Планируемые пуски

Accidents

Начиная с 1967 года, было произведено 404 пуска РН «Протон» ^[90] . Из них 49 закончились неудачей во время работы первых трёх ступеней и разгонного блока ^[91] .

External video files
	Взрыв РН 19 февраля 1969 года (фрагмент из документального фильма «Объект Е-8») .
	Взрыв РН 2 апреля 1969 года при запуске АМС Марс М-69 (фрагмент из документального фильма «Мощный Протон») .

Аварии в 1967—1970 годах

Самый аварийный период пришёлся на время отработки РН в условиях « лунной гонки » СССР-США в 1967—1970 гг. В это время проводились лётные испытания ракеты-носителя, разгонного блока Д, возвращаемого аппарата типа « Зонд », а также аппаратов семейства « Луна » и « Марс ». 9 неудач произошло во время работы первый трёх ступеней РН «Протон»: пять — во время работы 2-й и 3-й ступеней, две — 1-й ступени, и по одной — по ложной команде системы безопасности и из-за разрушения головного обтекателя КА . Ещё четыре неудачи произошли вследствие отказов двигательной установки разгонного блока Д. В общем, поставленные задачи были выполнены только в 10 пусках из 25 ^[92] .

Трагически закончилась авария на космодроме в июле 1968 года. При подготовке к пуску космического корабля « Зонд-5Б », назначенному на 21 июля 1968 года , лопнул бак окислителя блока Д, частично разрушив головной обтекатель (ГО). Корабль 7К-Л1 с полуразрушенным ГО упал на несколько метров вниз и застрял на площадках фермы обслуживания; бак горючего блока Д с пятью тоннами керосина оторвался от фермы и упёрся в элементы третьей ступени ракеты. По одним данным, 1 человек погиб, один был ранен, по другим данным, погибло 3 человека ^[93] ^[94] .

К этому периоду также относится авария 19 февраля 1969 года , когда на 51,4 секунде полёта ракеты произошло разрушение головного обтекателя во время прохождения зоны максимального скоростного напора. В результате был потерян первый самоходный аппарат типа « Луноход » ^[95] . Другая опасная авария произошла 2 апреля 1969 года при запуске АМС «Марс» , когда произошёл отказ одного из двигателей РД-253 на 0,02 секунде. На 41-й секунде полёта ракета врезалась носом в землю примерно в 3 км от стартовой установки. Стартовый комплекс практически не пострадал, но в близлежащем МИК е вылетели стёкла ^[96] .

Аварии «Экранов»

В 1976 году началось развёртывание системы «Экран». Спутники этой серии предназначались для переброски центральных каналов на территорию Сибири и Дальнего Востока: приём вёлся на коллективную земную станцию, и затем программы ретранслировались на прилегающие окрестности ^[97] . В 1978 году в результате серии из трёх аварий РН «Протон-К» были потеряны три спутника серии « Экран », предназначенные для замены уже существующих (хотя в промежутках между «Экранами» благополучно стартовали другие КА). Перебои в работе системы «Экран» привели к недовольству среди населения ^[98] .

Аварии в постсоветское время

Несколько аварий произошло с РН «Протон» и в постсоветское время.

Так как поля падения отработавших ступеней находятся на территории Казахстана, каждый нештатный пуск вызывает негативную реакцию казахстанского правительства. В 1999 году РН «Протон» дважды падали в Карагандинской области ( КА «Грань» и КА «Экспресс-А1» ). Во время первой аварии один фрагмент РН упал на жилую территорию, но ничего не повредил. Тем не менее в степи возник пожар, вызванный разливом топлива центральной секции РБ «Бриз М». Топливо второй и третьей ступеней РН выгорело и испарилось при разрушении баков этих ступеней на высотах 28—30 км. Во время второй аварии обломки РН, РБ и спутника «Экспресс-А» упали в малонаселённом районе Карагандинской области Республики Казахстан. Пострадавших в результате аварий не было. Тем не менее, представители казахстанского правительства выступили с заявлением о желании Казахстана пересмотреть договор об аренде комплекса Байконур. Также были высказаны требования о переходе от уведомительной практики запусков к разрешительной. Некоторые депутаты парламента Казахстана потребовали запретить запуски российских военных КА с космодрома Байконур ^[99] ^[100] .

6 сентября 2007 года РН «Протон-М» после неудачного запуска с космодрома « Байконур » упала в 40 км от города Жезказгана , залив его окрестности гептилом — высокотоксичным топливом. Ситуацию усугубил тот факт, что в этот же день в городе находился казахстанский президент Нурсултан Назарбаев ^[101] . Несмотря на быструю ликвидацию последствий экологической катастрофы, Казахстан потребовал от России компенсационную выплату в размере $60,7 млн. Россия добилась снижения суммы компенсации до $2,5 млн ^[102] .

Череда аварий 2010—2015 годов

Начиная с декабря 2010 года с РН «Протон-М» произошли несколько серьёзных аварий, повлёкших потерю нескольких российских спутников ^[87] , а также одного иностранного спутника российского производства. Эта череда аварий вызвала серьёзный общественный резонанс и привела к увольнениям нескольких высокопоставленных чиновников, а также попыткам серьёзной перестройки российской космической индустрии.

3 КА Глонасс-М . 5 декабря 2010 года ракета-носитель «Протон-М», которая должна была вывести на орбиту три спутника Глонасс-М , отклонилась от курса на 8 градусов. В результате этого спутники вышли на незамкнутую орбиту и упали в несудоходном районе Тихого океана ^[103] . Авария не позволила закончить формирование российской навигационной группировки ГЛОНАСС : в случае успеха заработали бы 24 спутника, по восемь в трёх плоскостях. Причиной нештатного полёта явилось превышение массы разгонного блока ДМ-03 вследствие конструкторской ошибки в формуле расчёта дозы заправки жидкого кислорода в инструкции по эксплуатации системы контроля заправки (было залито чрезмерное количество топлива) ^[104] ^[105] . В связи с аварией были уволены вице-президент и главный конструктор по средствам выведения РКК «Энергия» Вячеслав Филин и заместитель руководителя Роскосмоса Виктор Ремишевский. Руководителю Роскосмоса Анатолию Перминову был объялен выговор ^[106] . Ущерб от потери спутников составил 2,5 млрд руб., не считая стоимости РН «Протон-М».

После этой аварии, а также после аварийного пуска КА « Гео-ИК-2 » с помощью РН «Рокот» , в апреле 2011 года ушёл с поста главы Роскосмоса Анатолий Перминов ^[106] .

Экспресс АМ4 . 18 августа 2011 года в результате аварии РБ «Бриз-М» был оставлен на неправильной орбите спутник связи Экспресс АМ4 российского спутникового оператора ГПКС . Параметры орбиты ( i = 51,23°, апогей — 20 294 км, перигей — 995 км) не позволили спасти спутник с помощью собственных двигателей ^[107] . Экспресс АМ4 должен был стать самым мощным спутником связи в Европе. По словам министра связи России Игоря Щеголева, Экспресс АМ4 являлся «выдающимся по своим параметрам телекоммуникационным спутником не только для России, но и для всего мира». Кроме всего прочего, российская государственная компания ФГУП РТРС с его помощью собиралась осуществить переход с аналогового на цифровое ТВ ^[108] . Стоимость создания и запуска спутника предположительно составила около 10 млрд рублей ^[109] . Спутник был застрахован на 7,5 млрд рублей в страховой компании « Ингосстрах » ^[110] .

Телком-3 и Экспресс МД2 . 6 августа 2012 года в результате аварии РБ «Бриз-М» были оставлены на неправильных орбитах спутник связи Экспресс МД2 российского спутникового оператора ГПКС (который предназначался для частичной замены потерянного ранее «Экспресс-АМ4» ^[111] ), а также индонезийский спутник связи Телком-3 российского производства. Из-за слишком низкой орбиты спутники были признаны потерянными. Причиной аварии была признана производственная проблема: произошло засорение магистрали наддува дополнительных топливных баков горючего «Бриза-М» ^[112] ^[113] . Ущерб от аварии оценивается в 5—6 млрд рублей ^[114] , не учитывая того, что оба спутника были застрахованы, из них Экспресс МД2 на 1,2 млрд рублей ^[115] .

После этой аварии президент РФ Владимир Путин освободил Владимира Нестерова от должности гендиректора Космического центра им. М. В. Хруничева ^[116] .

Ямал-402 . 8 декабря 2012 года авария с РБ «Бриз-М». В ходе выведения КА « Ямал-402 » российского оператора « Газпром космические системы » процедура отстыковки от разгонного блока « Бриз-М » произошла на 4 минуты раньше расчётного времени ^[117] , и спутник был оставлен на орбите ниже расчётной. Тем не менее, «Ямал-402» достиг рабочей орбиты, используя свои собственные двигатели ^[118] . Так как для проведения дополнительных манёвров была истрачена часть горючего, предназначенного для коррекции орбиты, «Ямал-402» сможет проводить коррекции орбиты в течение лишь 11,5 лет вместо ожидавшихся 19. Это также меньше первоначального срока активного существования спутника, который был равен 15 годам ^[119] . В связи с этим «Газпром космические системы» получил €73 млн страхового возмещения за последствия сбоя при запуске спутника ^[120] .

External video files
	Взрыв ракеты во время прямой трансляции телеканала «Россия-24» 2 июля 2013 года .

3 КА Глонасс-М . 2 июля 2013 года после старта РН «Протон-М» с разгонным блоком ДМ-03 произошли авария и падение РКН на ~32,682 с полёта на территории космодрома приблизительно в 2,5 км от стартового комплекса. В этот момент в ракете находилось около 600 тонн компонентов топлива, большая часть которых сгорела при взрыве. Жертв и разрушений нет. Пуск ракеты и её крушение в прямом эфире показал телеканал « Россия-24 » ^[121] ^[122] ^[123] ^[124] ^[125] . Ущерб от аварии оценивается в 4,4 млрд рублей, так как этот пуск не был застрахован ^[126] . После аварии была создана аварийная комиссия под руководством заместителя главы Федерального космического агентства Александра Лопатина. Комиссия пришла к выводу, что причиной аварии РН «Протон-М» стала неправильная установка датчиков угловых скоростей по каналу рыскания при сборке ракеты в ноябре 2011 года. Три датчика из шести были перевёрнуты на 180 градусов, что привело к получению системой управления ракеты некорректных данных о её ориентации. Так как датчики технологически сложно установить неправильно, их закрепили с применением силы, после того как не смогли установить в соответствии с инструкцией ^[127] ^[128] . Комиссия установила также, что при проведении пуска РКН формирование сигнала «Контакт подъёма» произошло до фактического схода РКН с опор пускового устройства, на 0,4 с раньше расчётного времени. Тем не менее, это не стало причиной аварии ^[127] . В связи с аварией Председатель Правительства Российской Федерации Дмитрий Медведев 2 августа 2013 года объявил выговор главе Роскосмоса Владимиру Поповкину за ненадлежащее выполнение своих обязанностей ^[129] .

Экспресс АМ4P . 16 мая 2014 года после 530-й секунды полёта на ракете-носителе возникла нештатная ситуация, после чего репортаж полёта был прекращён. Комиссия по расследованию причин падения установила, что причиной аварии стало разрушение подшипника в турбонасосном агрегате.

Аварии 2013—2014 годов привели к негативным последствиям не только для космической и телекоммуникационной, но и для страховой отрасли — тарифы на перестрахование рисков при запусках «Протон-М» превысили аналогичные для ракет-носителей « Ариан » ^[130] . Для повышения надёжности страхования Минфин РФ выделил Роскосмосу на 2014 год дополнительно 1,7 млрд руб. ^[131]

Mexsat 1 . 16 мая 2015 года состоялся запуск РН «Протон-М» с целью вывода на геостационарную орбиту мексиканского телекоммуникационного спутника. На 497 секунде полёта отказали рулевые двигатели третьей ступени. В результате все элементы ракеты и спутника сгорели в атмосфере, жертв и разрушений нет. Запуск был застрахован мексиканской стороной. Создана комиссия во главе с первым замом руководителя Роскосмоса Александром Ивановым ^[132] . До выяснения обстоятельств крушения все запуски ракет «Протон-М» приостановлены ^[133] .

Использование в будущем

Модель РН «Протон-М» с 5-метровым головным обтекателем на Парижском Авиашоу, 2011

В июне 2013 года предполагалось ^[134] , что ракета-носитель (РН) «Протон-М» будет полностью заменена на РН «Ангара» , которая также будет изготовляться в ГКНПЦ им. М. В. Хруничева. Первый запуск «Ангары-5» первоначально намеченный на 2013 год ^[135] состоялся 23 декабря 2014 года ^[136] . Начиная с этого момента, РН «Протон-М» в течение нескольких лет будет постепенно вытесняться РН «Ангара», но его полный вывод из эксплуатации возможен не ранее, чем будет принята в оперативное использование РН «Ангара А5» ^[137] ^[138] .

Отказ от использования «Протона» обусловлен несколькими причинами:

Пуски этой ракеты возможны только с космодрома « Байконур », который находится за пределами Российской Федерации . Кроме Байконура, ракета-носитель «Ангара» будет стартовать с космодромов, расположенных на территории России (« Плесецк », « Восточный »);
Изготовление некоторых частей РН «Протон» производится за рубежом, что неприемлемо для основного заказчика РН «Протон-М», которым является Министерство Обороны РФ . Ракетный комплекс «Ангара» полностью спроектирован и изготовляется российскими предприятиями;
РН «Протон» использует высокотоксичное топливо ( АТ + НДМГ ). Поля падения РН «Протон-М» находятся в Казахстане , и после каждого аварийного пуска приходится проводить дорогостоящие очистки территории. В «Ангаре» будет использовано экологически менее опасное топливо на основе керосина , окислителем будет выступать жидкий кислород ;
Тяжёлый вариант РН «Ангара» — «Ангара-5» — должен быть проще и дешевле РН «Протон-М» (в основном из-за того, что у неё меньше двигателей, самого дорогого компонента РН) ^[137] .

Тем не менее задержки в разработке РН «Ангара» означают, что РН «Протон-М» будет продолжать использоваться ещё в течение некоторого времени.

Кислородно-водородный разгонный блок

Начиная с 90-х годов XX века в ГКНПЦ им. М. В. Хруничева велись работы по кислородно-водородному разгонному блоку (КВРБ), так как это позволило бы значительно увеличить массу полезного груза на высоких орбитах. В результате был успешно разработан двигатель РД-0146 , и даже началось изготовление деталей и отдельных блоков этого РБ . Однако, так как КВРБ заметно больше, чем РБ ДМ или «Бриз-М», и должен использоваться с 5-метровым головным обтекателем, такие аспекты, как аэродинамика РН , система управления, программное обеспечение и даже часть электроники, должны быть модернизированы. Кроме того, в настоящее время ^{[ when?} ^] стартовая площадка не подготовлена для заправки РБ криогенным топливом ( жидким водородом ). Это означает, что для достижения этих целей потребуются серьёзные финансовые вливания, которые сейчас сконцентрированы на создании РН « Ангара ». В связи с этим, работы в этом направлении были приостановлены, а сами блоки переименованы в КВТК (Кислородно-Водородный Тяжёлого Класса) и оптимизированы для использования в новой РН «Ангара» ^[139] ^[140] .

Project Evaluation

«Протон-К» с орбитальной обсерваторией «Гранат» на стартовом столе, 1989

Разработка ракеты-носителя (РН) «Протон» явилась одной из основных программ в советской космонавтике ^[19] ^[141] ^[142] . Несмотря на череду неудач в первые годы своего существования, наряду с « семёркой » (РН «Восток», РН «Союз» и др.), РН «Протон» стала одной из наиболее используемых ракет-носителей в советской и позже в российской космонавтике. Со временем первоначальные ошибки конструкции были отработаны, и в настоящее время ^{[ when?} ^] «Протон» является одним из самых надёжных носителей из когда-либо созданных ^[143] .

Over the past almost half a century, various modifications of the Proton launch vehicle have made more than 360 launches, and with its help over 40 types of various spacecraft (SC) for national economic, scientific and defense purposes have been launched ^[25] ^[144] .

First of all, the Proton launch vehicle was widely used in Soviet and Russian manned programs . In the late 1960s - early 1970s, the Proton launch vehicle was being developed in the manned flyby program of the L-1 / Zond manned flywheel , and in the late 1970s and early 1980s it was assumed to be the carrier of the reusable manned spacecraft LKS . After closing the development program for the N-1 launch vehicle, it became the only Soviet launch vehicle into orbit that launched heavy modules weighing more than 8 tons, and with the development of the medium-heavy class Zenit-2 by 1985 - more than 14 tons. ^{[145 ]} With its help, long-term habitable Salyut stations were put into orbit, including civilian DOS and Almaz military, unmanned TKS spacecraft modules to these stations, as well as block modules for building a multi-module Mir station in orbit (base unit and all modules - " Kva NT-1 "," Kvant-2 "," Crystal "," Spectrum "and" Nature ") ^[25] ^[144] . The Proton launch vehicle became the main vehicle for launching the Russian side in the project to create the International Space Station (Proton launched the Zarya and Zvezda modules into orbit and will be used to launch the Science module) ^[146] .

In the unmanned space program, the use of new telecommunications satellites , which could be launched with the help of the Proton launch vehicle, was an important step for the development of television, telephony and satellite communications in the USSR and Russia. Proton launched the satellites of the Ekran , Ekran-M , Horizon , Gals and Express systems. No other Soviet carrier possessed sufficient power to deliver these telecommunication satellites directly to GSO ^[20] ^[25] .

The Proton launch vehicle also served to build defense and dual-use systems. With its help, a part of the Unified Satellite Communication System (ESSS) was deployed on the basis of the spacecraft Raduga , Raduga-1 and Raduga-1M (part of the ESSS, consisting of the Molniya-2 and Molniya-3 ) , in high-elliptical orbits was deployed with the help of the " Lightning " LV. In addition, the Proton carrier rocket deployed various repeater satellites of the systems Luch , Potok to the GSO , and currently ^{[ when?} ^] the deployment of the Harpoon system begins. In addition to this, since the 1980s, the Proton launch vehicle has been involved in the deployment of the global navigation satellite system GLONASS based on the spacecraft of the Uragan and Uragan-M series, launched three vehicles each on the same Proton ^{[ 20]} ^[25] .

In the field of scientific research of the Solar system , using the Proton rocket, starting from the end of the 1960s, all Soviet and Russian automatic interplanetary stations for scientific research of the Moon , Venus , Mars , Phobos , Halley's comet , etc. were launched. Proton "with high- orbit astro-astronomers and pomegranate (in the photo) conducted a study of deep space in the ultraviolet , gamma and X-ray ranges ^[25] .

Despite the fact that the Proton launch vehicle was developed in the early 1960s, the launch vehicle successfully competed with similar foreign launch vehicles until the mid-2010s. Thus, according to the commercial programs of ILS , as of October 2011, the Proton launch vehicle was used 68 times since the first flight in 1996 ^[84] ^[147] . Until 2013, 10–12 launches of this RN were carried out annually, while for foreign heavy class RNs this figure does not exceed six starts ^[148] ^[149] Starting from 2014, the number of launches of the Proton launch vehicle has also steadily decreased in 2017 the rocket was used only four times ^[150] .

Analogs

At the moment there are several heavy-class launch vehicles in the world, comparable in characteristics to the Proton-M. Below, in the table “Comparison of the characteristics of a heavy class PH”, the main characteristics of the latest modifications of these PH are given.

It should be noted that all the abovementioned RNs use cosmodromes located much closer to the equator than Baikonur . This gives them an advantage in the mass of the payload in different orbits . In addition, most foreign PHs use liquid hydrogen as fuel in the upper stages, the specific impulse of which is noticeably higher (450 s versus 320 s in heptyl ). This allows them to remove a significantly larger load on high orbits (GPO, GSO and outgoing ones), but at the same time it significantly increases the cost of launch ^[151] . Nevertheless, despite these shortcomings, as well as being the heir to the more than 50-year-old construction, Proton-M surpasses many RNs in the mass of payload in a low reference orbit . At the same time, since 2016, the cost of outputting Falcon 9 PH cargo in the FT version has become cheaper than the Proton launches.

Comparison of the characteristics of heavy rocket class (data on 10.2012 or later)
Carrier rocket	A country	First flight	Number of launches per year (total)	SC latitude	Start. mass, t	Mass mon , t			Diam GO , m	Success starts,%	Starting price, million $
Carrier rocket	A country	First flight	Number of launches per year (total)	SC latitude	Start. mass, t	Noo	GPO ( residual ΔV to GSO 1500 m / s)	GSO	Diam GO , m	Success starts,%	Starting price, million $
“Proton-M” - “Briz-M” ^[64]		2001	8 - 12 (98)	46 °	705	23	6.35	3.25	4.35	90	65-70 ^[1] ^[2]
Zenit-3SL ^[152]		1999	4-5 (33)	0 °	473	13.7¹	6.06	2.6²	4.15	91	80
Ariane 5 ECA ^[153]		2002	6 (36)	5 °	780	20	ten		5.4	97.2	220
Delta IV Heavy ^[154] ^[155]		2004	1 (6) ⁴	35 ° and 28 °	732	23³	10.75	6.57	5.1	95⁵	265 ^[156]
Delta IV M + (5.4) ^[154] ^[155]		2009	2 - 3 (2) ⁴	35 ° and 28 °	399	13.5³	5.5	3.12	5.1	95⁵	170 ^[156]
Atlas V 521 ^[157]		2003	2 (2) ⁴	35 ° and 28 °	419	13.49	4.88	2.63	5.4	97⁶	160 ^[156]
Atlas V 551 ^[157]		2006	1 (3) ⁴	35 ° and 28 °	541	18,8	6.86	3.90	5.4	97⁶	190 ^[156]
Falcon 9 FT		2015	9 (52)	28 °	549	22.8 ^[158]	5.5-8.3 ⁷ ^[158]		3.7	96	62
H-IIB ^[159]		2009	2 (3)	30 °	531	nineteen	eight		5.1	100 (3 starts)	182 ^[160]
CZ-3B ^[161] ^[162]		1996	4 (22)	28 °	426	11.2	5.1	2	4.2	91	50-70
CZ-5		2016	12)	19.6 °	687	20 ^[163]	14	11 ^[163]	3.35	50
(¹) Zenit-2SLB and (²) Zenit-3SLBF , starting from Baikonur; (³) ISS orbit (407 x 407 km); (⁴) In total, there were 33 launches of the Atlas V PH and 21 Delta IV of various modifications; (⁵), (⁶) - calculated on the basis of the start-up data of all the variants of the Delta IV and Atlas V PH, respectively; ( ⁷ ) - for the GPO-1800 - 27.5 ° - for the GPO-1500, the weight will be ~ 4.5-7 tons, respectively.

Mass PN on GPO and the cost of various launch vehicles

Although all the mentioned heavy-class missiles can be considered competitors, not all of them are, as they are not able to compete with the Proton-M on several aspects: at the launch price, at the mass of payload output per GPO , at the cost of a kilogram of payload in orbit and, if possible, produce a sufficient amount of PH during the year ^[149] .

The main competitors of the Proton-M launch vehicle in terms of price and payload are American Falcon 9 , European heavy rocket Arian-5 from Arianespas and the Sea Launch international project with medium-heavy launch class Zenit. . In addition, the American carriers Atlas-5 and Delta-4 , as well as the Japanese carrier H-IIB , can be considered competitors in the mass of the payload put into orbit. Nevertheless, the cost of the last three mentioned PHs significantly exceeds the cost of the Proton-M launch vehicle, and therefore they do not actually compete with Proton in the market for commercial launches ^[148] .

Another potential competitor is also the Changzheng-3B medium-heavy class Chinese RN, but due to the ban on US exports of high-tech US products to China (the ) ^{[ when?} This PH is used very little ^[164] .

Ariane 5

RN " Ariane-5 " produces and operates the company " Arianspace ." In 2011, the company was the leader in commercial satellite launches, owning about 50–60% of this market ^[165] . The Ariane-5 launches occur from the Kourou cosmodrome, which is located only 500 km from the equator, which allows a payload of 27% more mass to be sent to geostationary orbit than from the Baikonur cosmodrome ^[151] . Although the Ariane-5 rocket (the Ariane ECA variant) is more than twice as expensive as the Proton-M - Breeze-M (about $ 220 million ^[148] ), it has a greater payload than the Proton ", And usually displays two satellites in one launch per GPO, with a total mass of up to 9,300 kg ^[166] . In such cases, customers share the launch cost, which allows Ariane-5 to compete with Proton. At the same time, it forces the selection of suitable pairs of satellites and can lead to delays in launches (up to six months) ^[166] ^[167] . The proliferation of electrojet orbit correction engines somewhat reduced the mass of modern satellites, increasing the attractiveness of the dual launch scheme ^[168] .

Marine Start

Sea Launch is a floating cosmodrome for the launch of Ukrainian Zenit-3SL missiles and the eponymous international consortium for operating the Sea Launch cosmodrome, currently ^{[ when?} ^] controlled by RSC Energia . Starts from the ODYSSEY launch platform from the equator , from where the Zenit-3SL is capable of putting almost the same SG (6060 kg) into the geotransition orbit as the Proton-M PH from Baikonur. However, the possibilities for the withdrawal of the payload to a low earth orbit in medium-heavy "Zenith" are significantly lower (about nine tons) than in the heavy "Proton".

The Zenit-3SL is structurally simpler than the Proton-M and therefore cheaper. Until 2009, the launch cost for using Sea Launch was only $ 45 million ^[169] ^[170] , which, however, led to the bankruptcy of the consortium and restructuring. On September 24, 2011, Sea Launch made its first launch after restructuring, after which the launch cost was estimated at $ 80 million in 2010, which is comparable to the launch cost on the Proton launch vehicle ^[171] .

Comparison of the Proton-M rocket with the Angara and Soyuz-2 rocket

Version	" Angara -1.1"	"Angara-1.2"	"Angara-A3"	Angara-A3 / KVSK	" Angara-A5 "	"Angara-A5V"	" Soyuz-2.1v "	" Soyuz-2.1b "	Proton-M
First stage	1 × URM-1, RD-191		3 × УРМ-1, РД-191		5 × УРМ-1, РД-191		NK-33 / RD-193 , RD-0110R	RD-107A	6 × RD-276
Second stage	1 × URM-1, RD-191		3 × УРМ-1, РД-191		5 × УРМ-1, РД-191		RD-0124	RD-108A	3 × RD-0210 , RD-0211
Third stage	-	URM-2 (reduced), RD-0124	URM-2, RD-0124			Oxygen-hydrogen,?	-	RD-0124	RD-0213 , RD-0214
Overclocking unit	" Breeze-KM " ("Breeze-KS")	-	" Breeze-M "	KVSK	" Breeze-M "	KVTK	Volga	" Frigate "	" Breeze-M "
Height (max.), M	34.9	41.5	45,8		55.4	64.0	44.0	51.1	58.2
Starting weight, t	149	171	480	480	759	790	160	312	705
Traction (at ground level), ton	196		588		980				1000
Payload ( orbit 200 km), t	2.0	3.8	15.1	15.1	25.8	34.0-38.0	3.0	6.5-8.25	23.0
Payload ( GPO ), t	-	-	2.4	3.6	5.4	12	-	4.9	6.35-7.1
Payload ( GSO ), t	-	-	1.0	2.0	2.8	to 10	-	3.25	3.7

Criticism of the PH "Proton"

The most frequently criticized aspect of the Proton PH design is its fuel: asymmetric dimethylhydrazine (UDMH or heptyl) is a highly toxic carcinogen that requires particularly careful handling ^[19] . Damage to UDMH is possible as a result of inhalation of vapors or penetration through the skin. With mild poisoning, symptoms may be headache , nausea, dizziness, high blood pressure , etc. In this case, full recovery is possible 5-6 days after poisoning. With more severe poisoning, recovery may take two weeks. In the worst case, heptyl poisoning can cause many hours of convulsions, loss of consciousness, pulmonary edema , etc., and as a result lead to death ^[172] .

In addition, when the spent stages fall, the fuel remains (in the case of Proton-K, more than two tons of heptyl) contaminate the soil at the site of the fall, which requires costly measures to clean the area: when penetrating the soil, heptyl remains long time and able to migrate along the soil profile. In this case, the affected vegetation takes the form of "boiled" greens. The oxidizing agent used in the Proton PH, nitrogen tetroxide , is toxic and can contaminate soil and water with nitrates and nitrites ^[173] .

Quite numerous accidents of the Proton launch vehicle cause even more damage: in this case, tons of UDMH are poured onto the ground at the site of the fall. In addition to pollution, it brings other problems, for example, the Kazakh side demands monetary compensation and a revision of the launch schedule. So, in 2007, the Proton-M carrier rocket dropped 40 km from the city of Zhezkazgan . After tough negotiations with the Kazakh side, Russia paid $ 2.5 million to clean up the territory from heptyl. At the same time, Astana requested $ 60.7 million and demanded a reduction in the number of launches, which could lead to a violation of existing commercial agreements ^[102] . After the accident of July 2013, Astana directly demanded the transfer of the next, September, launch, referring to the insufficient cleaning of the rocket crash site. Roscosmos was forced to revise the timing of a commercial launch less than 10 days before the planned date ^[174] .

Another drawback of heptyl is the relatively low specific impulse of the rocket engines that use it (288–330 s). Many foreign analogues are equipped with rocket engines that use cryogenic fuel ( liquid hydrogen ) in the upper stages with a specific impulse of about 450 s, which allows for better results in the mass of the payload ^[175] .

Notes

↑ ¹ ² Roscosmos has selected a potential producer of a super-heavy rocket (Unidentified) . TASS (April 14, 2015).
↑ ¹ ² ^{3 The} cheap and versatile Angara will replace the losing Proton market (Unidentified) . TASS (July 28, 2015).
↑ ¹ ² ³ Proton-M launch vehicle (Neopr.) . GKNPTs them. Khrunichev . The date of circulation is October 5, 2011. Archived January 24, 2012.
↑ ¹ ² The Proton-M rocket successfully put the Express AM-44 and Express-MD1 communication satellites into orbit (Neopr.) . GKNPTs them. Khrunichev (February 11, 2009).
↑ ¹ ² Gunter Dirk Krebs. Proton (UR-500) family (English) . Gunter's Space Page . The appeal date is July 13, 2019. Archived January 24, 2012.
↑ ¹ ² Proton 1st and 2nd Stage (English) . International Launch Services . The appeal date is November 28, 2011. Archived January 24, 2012.
↑ ¹ ² ³ LRE RD-253 (11D43) and RD-275 (14D14) (Unc.) . LPRE.DE. The date of circulation is October 12, 2011. Archived January 24, 2012.
↑ ¹ ² ³ ⁴ RD-253 (Neopr.) . NPO Energomash . The date of circulation is October 12, 2011. Archived January 24, 2012.
↑ ¹ ² ³ ⁴ ⁵ ⁶ Proton Mission Planner's Guide (Eng.) . International Launch Services (June 2009). - LKEB-9812-1990, Issue 1, Revision 7. The appeal date is October 12, 2011. Archived on February 2, 2012.
↑ ¹ ² ³ ⁴ Composition of the rocket launcher “Proton-M” with the spacecraft Yamal-601 (Neopr.) . YouTube . TV studio Roscosmos (May 30, 2019).
↑ Proton 3rd Stage (English) . International Launch Services . The appeal date is November 28, 2011. Archived January 24, 2012.
↑ Proton-M carrier rocket was removed from the start (Unopened) . RBC (June 19, 2012).
↑ GKNPTs them. Khrunichev . New modifications of the PH "Proton" (Unp.) . State Corporation Roscosmos (September 13, 2016). The appeal date is September 13, 2016.
Андрей Director General of the Khrunichev Center Andrei Kalinovsky about the future of the "Angara" and "Proton" (Neopr.) . " Kommersant ". The appeal date is April 23, 2017.
↑ Center them. Khrunicheva: the Proton Middle rocket is designed to fight for the market with Falcon (Neopr.) . Tass The appeal date is April 23, 2017.
↑ Rogozin set the task to stop the production of "Protons" (Neopr.) . Izvestia (June 22, 2018).
↑ Margarita Kostiv. Dmitry Rogozin: Russia will abandon obsolete experiments on the ISS (Neopr.) . RIA Novosti (June 22, 2018).
↑ Missiles and spacecraft of the Yuzhnoye design office (Neopr.) . CB "South" . The date of circulation is March 23, 2012. Archived May 19, 2012.
↑ ¹ ² ³ ⁴ ⁵ ⁶ ⁷ ⁸ 35 years of the Proton launch vehicle (Neopr.) . Astronautics News (1998). - №1 / 2. The appeal date is March 18, 2012. Archived May 19, 2012.
↑ ¹ ² ³ ⁴ ⁵ ⁶ ⁷ Proton - the most powerful RN (Unp.) . baikonur.narod.ru . The date of circulation is October 16, 2011. Archived January 24, 2012.
↑ ¹ ² ³ ⁴ ⁵ ⁶ ⁷ Passions according to “Proton” (Unidentified) . " Aviation and Cosmonautics " (1993). - №4. The date of circulation is October 22, 2011. Archived January 24, 2012.
↑ ¹ ² ³ Гудилин В. Е., Слабкий Л. И. Ракетный комплекс УР-500 // Ракетно-космические системы (История. Развитие. Перспективы) . — М. , 1996. — 326 с.
↑ Ясюкевич В., 2013 , с. 65.
↑ Государственный космический научно-производственный центр имени М. В. Хруничева: к 90-летию предприятия. — М. : «Военный парад», 2006. — С. 56—57. — 273 с. — ISBN 5902975131 .
↑ ¹ ² ³ ⁴ ⁵ ⁶ ⁷ ⁸ ⁹ ¹⁰ ¹¹ ¹² Прошлое, настоящее и будущее ракеты-носителя «Протон-К» (неопр.) . «Академия исследований пространства» . Дата обращения 1 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Афанасьев И. Юбилей создателя «Алмаза». К 95-летию со дня рождения В. Н. Челомея // « Новости космонавтики ». — 2009. — Т. 19 , вып. 319 , № 8 . - p . 71 . - ISSN 1561-1078 .
↑ Михаил Первов. «Урал» УР-500. 8К82 // « Техника и вооружение ». — 2001. — Вып. 56 .
↑ Спутники «Протон» и другие для изучения галактических космических лучей высокой энергии (неопр.) . НИИЯФ МГУ . Дата обращения 22 октября 2011.
↑ Александр Нёма. «Протон» (неопр.) . Дата обращения 22 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ ¹ ² ³ ⁴ Proton (англ.) . Encyclopedia Astronautica . Дата обращения 22 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ ¹ ² РН «Протон»: лётные испытания (неопр.) . « Новости космонавтики » (1998). — №3. Дата обращения 18 марта 2012. Архивировано 19 мая 2012 года.
↑ ¹ ² РН «Протон»: лётные испытания, часть 2-я (неопр.) . « Новости космонавтики » (1998). — №4-5. Дата обращения 18 марта 2012. Архивировано 19 мая 2012 года.
↑ С космодрома Байконур осуществлен пуск РКН «Протон-К» , Федеральное космическое агентство (30 марта 2012). Архивировано 19 июня 2013 года.
↑ ¹ ² Запущенный с Байконура военный спутник выведен на целевую орбиту (неопр.) . « РИА Новости » (30 марта 2012). Дата обращения 30 марта 2012. Архивировано 19 мая 2012 года.
↑ ¹ ² Последний «Протон-К» послужит Минобороны (неопр.) . « Вечерняя Москва » (29 февраля 2012). Дата обращения 12 марта 2012. Архивировано 24 июня 2012 года.
↑ ¹ ² Последнюю ракету «Протон-К» используют для запуска военного спутника (неопр.) . « Российские космические системы » (29 февраля 2012). Дата обращения 12 марта 2012. Архивировано 19 мая 2012 года.
↑ UR-500 (англ.) . Encyclopedia Astronautica . Дата обращения 16 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ ¹ ² ³ ⁴ ⁵ ⁶ ⁷ ⁸ ⁹ Proton Mission Planner's Guide, LKEB-9812-1990, Issue 1, Revision 4, March 1, 1999 (неопр.) . International Launch Services . Дата обращения 12 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ ¹ ² ³ Описание ракеты-носителя «Протон-К» (неопр.) . ГКНПЦ им. Хруничева . Дата обращения 16 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Дмитрий Гришин. Конструкция ракеты-носителя «Протон-К» (неопр.) . «Космический горизонт» . Дата обращения 18 марта 2012. Архивировано 19 мая 2012 года.
↑ Николай Алексеевич Пилюгин (неопр.) . Федеральное космическое агентство . Дата обращения 18 марта 2012. Архивировано 19 мая 2012 года.
↑ История предприятия (неопр.) . ГНПП «Объединение Коммунар». The appeal date is May 5, 2019.
↑ Гептил разложился на составляющие (неопр.) . INFOX.ru. Дата обращения 16 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ ¹ ² ³ Proton Heritage (англ.) . International Launch Services . Дата обращения 7 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ ¹ ² Новый рекорд «Протона-М» (неопр.) . Газета «Байконур». Дата обращения 9 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ ¹ ² Anatoly Zak. Russia introduces upgraded Proton-M (неопр.) . RussianSpaceWeb.com (9 июня 2016). The appeal date is June 9, 2016.
↑ ¹ ² Upgraded Proton booster adds satellite to Intelsat's fleet (неопр.) . SpaceflightNow.com (9 июня 2016). The appeal date is June 9, 2016.
↑ НПО «Энергомаш» . Улучшние характеристик ракет-носителей при добавлении к топливу высокомолекулярных присадок // «Двигатель». — 2005. — Вып. 6 (42) .
↑ ¹ ² Разгонные блоки ДМ, ДМ-SL (неопр.) . РКК «Энергия» . Дата обращения 4 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ ¹ ² ³ Новый разгонный блок ДМ-2М (неопр.) . « Новости космонавтики » (1994). — №23. Дата обращения 5 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ ¹ ² «Бриз-М» (неопр.) . ГКНПЦ им. Хруничева . Дата обращения 4 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Block DM-2 11S861 (англ.) . Encyclopedia Astronautica . Дата обращения 5 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Соколов Б. А., Филин В. М., Тупицын Н. Н. Кислородно-углеводородные ЖРД для разгонных блоков, созданные в ОКБ-1 — ЦКБЭМ — НПО «Энергия» — РКК «Энергия» // «Полёт». — « Машиностроение », 2008. — Вып. 11 - p . 3-6 .
↑ Block DM-2M 11S861-01 (англ.) . Encyclopedia Astronautica . Дата обращения 5 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Семейство разгонных блоков ДМ (неопр.) . Форум журнала « Новости космонавтики » . Дата обращения 4 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ ¹ ² Анатолий Карпов. «Полет» на «Руслане» (неопр.) . «Воздушный старт». Архивировано 8 мая 2003 года.
↑ ¹ ² ³ Proton Launch System Mission Planner's Guide, Section 4 — Spacecraft Interfaces (англ.) . International Launch Services . Дата обращения 6 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ ¹ ² Proton Launch System Mission Planner's Guide . Adapter Systems (англ.) . International Launch Services . Дата обращения 25 марта 2012. Архивировано 19 мая 2012 года.
↑ ¹ ² «Measat-3» (неопр.) . ГКНПЦ им. Хруничева . Дата обращения 25 марта 2012. Архивировано 19 мая 2012 года.
↑ «Anik-F3» (неопр.) . ГКНПЦ им. Хруничева . Дата обращения 25 марта 2012. Архивировано 19 мая 2012 года.
↑ ¹ ² ³ Иван Тихий. Ракеты-носители «Протон» (неопр.) (2002). Дата обращения 11 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Углепластиковые обечайки головных обтекателей (неопр.) (недоступная ссылка) . ОНПП «Технология» . Дата обращения 6 октября 2011. Архивировано 23 сентября 2007 года.
↑ Proton-K/DM (англ.) . Encyclopedia Astronautica . Дата обращения 12 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ ¹ ² Proton Launch System Mission Planner's Guide . Proton Launch System Description and History (англ.) . International Launch Services . Дата обращения 12 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Стартовые комплексы ракеты-носителя «Протон» (неопр.) . ЦЭНКИ . Дата обращения 3 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Россия. Состояние стартовых комплексов ракеты «Протон» (неопр.) . « Новости космонавтики » (1994 ). — №20. Дата обращения 3 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Стартовый комплекс «Протон», его сооружения и системы (неопр.) . «Сайт ветеранов войсковой части 93764» . Дата обращения 3 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Новый МИК на Байконуре (неопр.) . « Новости космонавтики » (1998). — №6. Дата обращения 27 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Новая система подготовки коммерческих КА создана на Байконуре (неопр.) . « Новости космонавтики » (2002). — № 9. Дата обращения 27 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Технология подготовки к пуску «Протон-К» (неопр.) . ГКНПЦ им. Хруничева . Дата обращения 27 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ ¹ ² Служба по эксплуатации ракетно-космической техники (неопр.) . ГКНПЦ им. Хруничева . Дата обращения 14 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ ¹ ² ³ ⁴ ⁵ ⁶ ⁷ ⁸ ⁹ ¹⁰ ¹¹ Proton Launch System Mission Planner's Guide . LV Performance (англ.) . International Launch Services . — Section 2, pp. 2-5 — 2-13. Дата обращения 16 марта 2012. Архивировано 19 мая 2012 года.
↑ ¹ ² ³ ⁴ ⁵ ⁶ ⁷ ⁸ ⁹ ¹⁰ ¹¹ QuetzSat-1 (неопр.) . ГКНПЦ им. Хруничева . Дата обращения 16 марта 2012. Архивировано 19 мая 2012 года.
↑ International Launch Services (неопр.) . ГКНПЦ им. Хруничева . Дата обращения 4 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Российские носители на рынке пусковых услуг (неопр.) . Журнал «Экспорт вооружений» (1999). — №2. Дата обращения 31 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Европа «запустит ракетой» в Россию и США (неопр.) . Emigration.Russie.Ru (25 мая 2004). Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Viasat drops Ariane-5 for Lower-Cost Proton Launch, (англ.) . SpaceNews.com (16 March 2009). Дата обращения 11 мая 2010. Архивировано 25 августа 2011 года.
↑ Темпы космической инфляции увеличили цену ГЛОНАСС (неопр.) . « Известия » (19 июня 2011). Дата обращения 31 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Открытые конкурсы на право заключения государственных контрактов (неопр.) (недоступная ссылка) . Федеральное космическое агентство (11 апреля 2011). Дата обращения 18 октября 2011. Архивировано 11 января 2012 года.
↑ Открытые конкурсы на право заключения государственных контрактов, 23.03.2011 (неопр.) (недоступная ссылка) . Федеральное космическое агентство (23 марта 2011). Дата обращения 18 октября 2011. Архивировано 11 января 2012 года.
↑ От ракеты до заката (неопр.) . « Коммерсантъ » (5 сентября 2011). Дата обращения 13 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Европа зовет Россию на Марс (неопр.) . « Известия » (16 октября 2011). Дата обращения 18 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Иван Чеберко. Россия снижает цены на космические запуски (неопр.) . « Известия » (21 марта 2013).
↑ ¹ ² ILS Proton Successfully Launches ViaSat-1 for ViaSat . Heaviest Satellite Launched on ILS Proton (англ.) . International Launch Services . Дата обращения 21 октября 2011. Архивировано 21 октября 2011 года.
↑ Проблемы в космосе (неопр.) . Вести.ру .
↑ Авария «Протона-М»: утрачен самый мощный российский спутник связи (неопр.) . « РИА Новости » (16 мая 2014).
↑ ¹ ² Три НЛО упали на Китай (неопр.) . « Пятый канал » (19 мая 2014).
↑ Ракета «Протон-М» с телекоммуникационным спутником для Газпрома стартовала с Байконура (неопр.) . « Интерфакс » (15 декабря 2014).
↑ 100-й пуск ракеты-носителя «Протон-М» завершился успешно (неопр.) . ГКНПЦ им. Хруничева (17 августа 2017).
↑ Кузнецов Сергей. «Протон-М» успешно вывел на орбиту телекоммуникационный спутник «Экспресс АМ-7» (неопр.) . FTimes.ru (20 марта 2013).
↑ Наталия Ячменникова. Комиссия расследует причины аварии «Протона» (неопр.) . « Российская газета » (16 мая 2014).
↑ Протону – 45! (Neopr.) ГКНПЦ им. Хруничева . Дата обращения 28 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Каманин Н. П. Скрытый космос: 3 книга . — М. : ООО ИИД «Новости космонавтики», 1999. — 352 с. — ISBN 5-93345-001-4 .
↑ Исследование Луны (программа Л1) (неопр.) . «Эпизоды космонавтики» . Дата обращения 20 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ К 35-летию посадки на Луну первого самоходного аппарата «Луноход 1» (неопр.) . НПО им. Лавочкина . Дата обращения 28 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ На Mapс! (Neopr.) « Новости космонавтики » (1996). — №20. Дата обращения 28 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Спутникостроители с берегов Енисея (НК, 1999/9) (неопр.) . « Новости космонавтики ». Дата обращения 29 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ В. Колюбакин. Спутник «Экран-М» (неопр.) (недоступная ссылка) . «Телеспутник». Дата обращения 29 октября 2011. Архивировано 18 января 2012 года.
↑ Авария «Протона» (неопр.) . « Новости космонавтики » (1999). — №09. Дата обращения 29 октября 2011. Архивировано 2 февраля 2012 года.
↑ Ещё одна авария «Протона» (неопр.) . « Новости космонавтики » (1999 ). — №12. Дата обращения 29 октября 2011. Архивировано 2 февраля 2012 года.
↑ Казахстан ввёл запрет на пуски «Протонов» всех модификаций (неопр.) . NEWSru.com (10 сентября 2007). Архивировано 24 января 2012 года.
↑ ¹ ² Казахстан не даст России пуска (неопр.) . « Коммерсантъ » (19 декабря 2007). Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Спутники ГЛОНАСС-М упали в Тихий океан (неопр.) . Lenta.ru (5 декабря 2010). Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Сообщение для СМИ: О выводах Межведомственной комиссии по анализу причин нештатного запуска 5 декабря 2010 г. (неопр.) . Федеральное космическое агентство (18 декабря 2010). Архивировано 25 августа 2011 года.
↑ Запуски «Протонов» приостановлены, сообщил глава Роскосмоса (неопр.) . « РИА Новости » (7 декабря 2010). The appeal date is December 7, 2010.
↑ ¹ ² Андрей Гаравский. «Экспресс-АМ4»: кто ответит за потерю? (Neopr.) « Красная Звезда » (21 августа 2010). The appeal date is July 4, 2013.
↑ Об итогах работы Межведомственной комиссии по анализу причин нештатного выведения космического аппарата «Экспресс-АМ4» (неопр.) . Федеральное космическое агентство ) (30 августа 2011).
↑ Российский спутник «Экспресс-АМ4» пропал по пути с Байконура на орбиту (неопр.) . NEWSru.com (18 августа 2011). The appeal date is July 4, 2013.
↑ Новые чистки ожидают Роскосмос после потери спутника за 20 млрд (неопр.) . NEWSru.com (24 августа 2011). The appeal date is July 4, 2013.
↑ ГПКС обновит «Экспрессам» страховку (неопр.) . ComNews.ru (10 октября 2011). Дата обращения 19 мая 2014. Архивировано 20 мая 2014 года.
↑ Спутник «Экспресс-МД2» покроет издержки от потери «Экспресс-АМ4» (неопр.) . TTCOMM.ru (12 июля 2012). Дата обращения 4 июля 2013. Архивировано 4 июля 2013 года.
↑ Причиной неудачного запуска ракеты «Протон-М» стала производственная проблема (неопр.) . Tass Дата обращения 18 августа 2012. Архивировано 1 сентября 2012 года.
↑ Со спутником, потерянным при крушении «Протон-М», установили связь (неопр.) . РБК (13 августа 2012). Дата обращения 18 августа 2012. Архивировано 1 сентября 2012 года.
↑ Ущерб от потери спутников связи составит 5-6 млрд рублей (неопр.) . « Взгляд » (7 августа 2012). Дата обращения 4 июля 2013. Архивировано 4 июля 2013 года.
↑ Спутник «Экспресс-МД2» был застрахован на сумму более 1 млрд руб (неопр.) . РБК (7 августа 2012). Дата обращения 4 июля 2013. Архивировано 4 июля 2013 года.
↑ Гендиректор Центра им. М. В. Хруничева уволен из-за космических провалов (неопр.) . РБК (3 сентября 2012). Дата обращения 5 июля 2013. Архивировано 5 июля 2013 года.
↑ О запуске космического аппарата «Ямал-402» (неопр.) . Федеральное космическое агентство (9 декабря 2012). Дата обращения 9 декабря 2012. Архивировано 16 декабря 2012 года.
↑ «Ямал-402» ушел к заказчику (неопр.) . ComNews.ru (9 января 2013). Дата обращения 6 марта 2013. Архивировано 13 марта 2013 года.
↑ 2012 Brings Good News, Bad News for Commercial Launch Industry (неопр.) . SpaceNews.com (11 января 2013). Дата обращения 19 февраля 2013. Архивировано 15 марта 2013 года.
↑ «Согаз» произвел первую выплату за последствия нештатной ситуации при запуске спутника «Ямал-402» (неопр.) . CNews (25 апреля 2013). Дата обращения 5 июля 2013. Архивировано 6 июля 2013 года.
↑ Запуск ракеты «Протон-М» обернулся крушением (неопр.) . Вести.ру (2 июля 2013). Архивировано 4 июля 2013 года.
↑ Ракета-носитель «Протон-М» упала на Байконуре на первой минуте старта (неопр.) . « РИА Новости » (2 июля 2013). Архивировано 6 июля 2013 года. (Проверено 2 июля 2012)
↑ Ракета-носитель «Протон-М» разбилась сразу после старта на космодроме Байконур (неопр.) . ТАСС (2 июля 2013). Архивировано 6 июля 2013 года. (Проверено 2 июля 2012)
↑ Медведев потребовал найти виновных в падении «Протона-М» (неопр.) . Lenta.ru (2 июля 2013). Archived July 3, 2013. (Проверено 2 июля 2013)
↑ Названы версии причин новой потери трех спутников ГЛОНАСС . Ядовитое облако вызвало эвакуацию на Байконуре (неопр.) . NEWSru.com (2 июля 2013) . The appeal date is July 4, 2013.
↑ Спутники «Глонасс» стоимостью в миллиарды рублей оказались не застрахованы , NEWSru.com (3 июля 2013). The appeal date is July 4, 2013.
↑ ¹ ² О работе Межведомственной комиссии по расследованию причин аварии РН «Протон-М» (неопр.) . Федеральное космическое агентство (18 июля 2013). Дата обращения 18 июля 2013. Архивировано 19 июля 2013 года.
↑ К «Протону» приложили не ту руку (неопр.) . « Коммерсантъ » (18 июля 2013). The appeal date is July 18, 2013.
↑ Медведев сделал выговор главе Роскосмоса (неопр.) . « Российская газета » (2 августа 2013). The appeal date is August 2, 2013.
↑ Елена Аттикова, Екатерина Метелица, Сергей Соболев. Космическая авария. Неудачный запуск ракеты «Протон-М» ударит по рынкам страхования и связи (неопр.) . РБК (19 мая 2014). Дата обращения 19 мая 2014. Архивировано 20 мая 2014 года.
↑ Роскосмос может застраховать спутники в 2014 г. ещё на 1,7 млрд руб (неопр.) . « РИА Новости » (19 мая 2014). Дата обращения 19 мая 2014. Архивировано 20 мая 2014 года.
↑ Кузнецов Сергей. «Протон-М» сгорел в атмосфере (неопр.) . FTimes.ru (16 мая 2015).
↑ Аварии российских космических аппаратов (неопр.) . ОТР (18 мая 2015).
↑ Скоро на старт: «Ангара» заменит экологически вредный «Протон» (неопр.) . Вести.ру (5 июня 2013). Дата обращения 2 июля 2013. Архивировано 6 июля 2013 года.
↑ Носителем для нового пилотируемого корабля может стать «Ангара» (неопр.) . ГКНПЦ им. Хруничева (11 февраля 2013). Дата обращения 9 мая 2013. Архивировано 10 мая 2013 года.
↑ С космодрома Плесецк успешно проведён первый испытательный пуск ракеты-носителя тяжёлого класса «Ангара-А5» (неопр.) . Министерство обороны РФ (22014-12-23). Дата обращения 23 декабря 2014.
↑ ¹ ² Ракета-носитель «Ангара» заменит «Протон» (неопр.) . AstroNews.ru (13 апреля 2011). Дата обращения 7 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Перминов держал лицо (неопр.) . « Интерфакс » (13 апреля 2011). Дата обращения 7 октября 2011.
↑ Развитие и особенности системы средств выведения . Разгонные блоки ракет-носителей (неопр.) . Claw.RU . Дата обращения 7 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ «КВТК» (неопр.) . ГКНПЦ им. Хруничева . Дата обращения 7 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Черток Б. Е. Ракеты и люди. Горячие дни холодной войны . — М. : Машиностроение, 1999. — 528 с. — ISBN 5-217-02936-6 .
↑ Черток Б. Е. Ракеты и люди. Лунная гонка . — М. : Машиностроение, 1999. — 576 с. — ISBN 5-217-02942-0 .
↑ Proton-K rocket (англ.) . RuSpace . Дата обращения 19 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ ¹ ² Anatoly Zak. Proton — UR-500 — 8K82 — SL-9 (англ.) . RussianSpaceWeb.com . Дата обращения 19 октября 2011. Архивировано 22 октября 2011 года.
↑ Ракеты-носители (неопр.) . Федеральное космическое агентство . Дата обращения 19 октября 2011. Архивировано 11 января 2012 года.
↑ Ракета-носитель «Протон-К» (неопр.) . ГКНПЦ им. Хруничева . Дата обращения 19 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ First Commercial Proton Launch is Successful (англ.) . International Launch Services . Дата обращения 21 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ ¹ ² ³ Semi-Annual Launch Report . Second Half of 2009 (англ.) В конце документа . Federal Aviation Administration . Дата обращения 13 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ ¹ ² Commercial Space Transportation: 2010 Year In Review (англ.) . Federal Aviation Administration . Дата обращения 19 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Запуски . 2016 (неопр.) . Госкорпорация « Роскосмос » . The appeal date is March 28, 2017.
↑ ¹ ² Maral, G., Bousquet, M. Satellite Communications Systems, Systems, Techniques and Technology, Fifth Edition. — United Kingdom: John Wiley & Sons Ltd., 2009. — 713 с. — ISBN 978-0-470-71458-4 .
↑ Sea Launch User's Guide (англ.) . Sea Launch Company (1 February 2008). — rev. D. Дата обращения 18 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Ariane 5 User's Manual (англ.) . Arianespace (July 2011). — Issue 5, Rev. 1. Дата обращения 18 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ ¹ ² Space Launch Report: Delta IV Data Sheet (англ.) . Space Launch Report. Дата обращения 18 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ ¹ ² Delta IV Payload Planners Guide (англ.) . United Launch Alliance (September 2007). Дата обращения 18 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ ¹ ² ³ ⁴ Gina Oleas. Section K: Launch Vehicles (англ.) . University of Colorado . Дата обращения 18 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ ¹ ² Atlas V Mission Planner's Guide (англ.) (недоступная ссылка) . United Launch Alliance (March 2010). Дата обращения 18 октября 2011. Архивировано 17 декабря 2011 года.
↑ ¹ ² Falcon 9 (англ.) . SpaceX .
↑ H-II Transfer Vehicle (HTV) and the Operations Concept for Extravehicular Activity (EVA) Hardware (англ.) . NASA (14 April 2011). The appeal date is November 6, 2011.
↑ H-2B success doesn't sell Japanese rockets (англ.) (недоступная ссылка) . Asahi Shimbun (24 January 2011). Дата обращения 6 ноября 2011. Архивировано 21 сентября 2011 года.
↑ Gunter Krebs. Chang Zheng-3B (неопр.) . Gunter's Space Page . Дата обращения 18 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ LM-3B User's Manual, Chapter 3 . Performance (англ.) . China Academy of Launch Vehicle Technology . Дата обращения 7 ноября 2011.
↑ ¹ ² ChangZheng 5 (Long March 5) Launch Vehicle , SinoDefence.com (20 февраля 2009). The appeal date is March 6, 2009.
↑ Chinese Rocket Launches Eutelsat's W3C Satellite (англ.) . SpaceNews.com (23 September 2011). Дата обращения 13 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Service & Solutions (неопр.) . Arianespace . Дата обращения 13 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ ¹ ² Arianespace Faces Multiyear Challenge Pairing Heavier Payloads on Ariane 5 (англ.) . SpaceNews.com (23 September 2011). Дата обращения 13 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Arianespace is Rethinking its Dual-Launch Strategy (англ.) . SpaceNews.com (8 July 2011). Дата обращения 13 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ 2013 Space Transportation Challenges
↑ Switch To ILS Proton Launch Will Cost AsiaSat $35 Million (англ.) . SpaceNews.com (5 March 2009). Дата обращения 15 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ PanAmSat Contracts Become Intelsat's Baggage (англ.) . SpaceNews.com (7 November 2006). Дата обращения 15 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Россия потратит сотни миллионов на спасение «Морского старта» (неопр.) . «Юнайтед Пресс» (6 мая 2010). Дата обращения 15 октября 2011. Архивировано 24 января 2012 года.
↑ Сердюк В. К., 2009 , с. 154-155.
↑ Сердюк В. К., 2009 , с. 160-161.
↑ Астана настаивает на переносе старта «Протона» (неопр.) . « Новости космонавтики » (12 сентября 2013). Дата обращения 12 сентября 2013. Архивировано 14 сентября 2013 года.
↑ Сердюк В. К., 2009 , с. 176—178.

Literature

Сердюк В. К. Проектирование средств выведения космических аппаратов. — М. : Машиностроение-Полёт, 2009. — 504 с. - 1000 copies — ISBN 978-5-217-03441-3 .
Черток Б. Е. Ракеты и люди. Горячие дни холодной войны . — М. : Машиностроение, 1999. — 528 с. — ISBN 5-217-02936-6 .
Черток Б. Е. Ракеты и люди. Лунная гонка . — М. : Машиностроение, 1999. — 576 с. — ISBN 5-217-02942-0 .
Maral, G., Bousquet, M. Satellite Communications Systems, Systems, Techniques and Technology, Fifth Edition. — United Kingdom: John Wiley & Sons Ltd., 2009. — 713 с. — ISBN 978-0-470-71458-4 .
Harvey, Brian. The Rebirth of the Russian Space Program: 50 Years After Sputnik, New Frontiers. — Berlin: Springer., 2010. — 358 с. — ISBN 978-0-387-71354-0 .
Baïkonour: La porte des étoiles, deuxième tirage. — Paris: Armand Colin., 1994. — 255 с. — (Collection Espace). — ISBN 978-2-200-21546-0 .
Каманин Н. П. Скрытый космос: 2 книга . — М. : Инфортекст-ИФ, 1997. — 448 с.
Каманин Н. П. Скрытый космос: 3 книга . — М. : ООО ИИД «Новости космонавтики», 1999. — 352 с. — ISBN 5-93345-001-4 .
Каманин Н. П. Скрытый космос: 4 книга . — М. : ООО ИИД «Новости космонавтики», 2001. — 384 с. — ISBN 5-93345-002-2 .
Афанасьев И. Б. 35 лет РН «Протон» // « Новости космонавтики ». — 1998. — Т. 8 , вып. 168/169 , № 1/2 . — С. 45—48 . — ISSN 1561-1078 .
Афанасьев И. Б. РН «Протон»: лётные испытания. Часть 1 // « Новости космонавтики ». — 1998. — Т. 8 , вып. 170 , № 3 . — ISSN 1561-1078 .
Афанасьев И. Б. РН «Протон»: лётные испытания. Часть 2 // « Новости космонавтики ». — 1998. — Т. 8 , вып. 171 , № 4 . — ISSN 1561-1078 .
Ясюкевич В. «Протоновскому» управлению Байконура — полвека // « Новости космонавтики ». — 2013. — Т. 23 , вып. 363 , № 4 . — С. 65—67 . — ISSN 1561-1078 .
Гудилин В. Е. , Слабкий Л. И. Ракетный комплекс УР-500 // Ракетно-космические системы (История. Развитие. Перспективы) . — М. , 1996. — 326 с.

Proton (booster)

Load Classification

Creation History

Construction

RN UR-500

Step One

Second Step

PH "Proton-K"

Step One

Second Step

Third Step

Stage Four

Control system of the Proton-K launch vehicle

Fuel used

Improvements in the Proton-M PH

Phase Proton-M of the 4th stage

Further improvements to the Proton-M launch vehicle

Overclocking blocks

DM block

Breeze M Block

Transition Systems

Electrical and data telemetry systems

Head fairings

Configuration Options

Specifications

Launch pad

Сборка РН «Протон-М»

Стандартная схема полёта РН «Протон-М» с РБ «Бриз-М»

Участок работы РН «Протон-М»

Участок работы РБ «Бриз-М»

Operation

International Launch Services

Cost

Коммерческие пуски

Пуски по федеральной космической программе России

История пусков РН «Протон»

8К82/УР-500

РН «Протон-К» (8К82К)

РН «Протон-М» (8К82КМ)

Планируемые пуски

Accidents

Аварии в 1967—1970 годах

Аварии «Экранов»

Аварии в постсоветское время

Череда аварий 2010—2015 годов

Использование в будущем

Кислородно-водородный разгонный блок

Project Evaluation

Analogs

Ariane 5

Marine Start

Comparison of the Proton-M rocket with the Angara and Soyuz-2 rocket

Criticism of the PH "Proton"

See also

Notes

Literature

Links

More articles: