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Proton (lanciatore)

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Proton (lanciatore)
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Il lancio del Proton
Informazioni
Funzione Veicolo per il lancio orbitale
Produttore Khrunichev State Research and Production Space Center
Nazione di origine Russia Russia
Dimensioni
Altezza 53 m
Diametro 7,4 m
Massa 693,81 t (escluso Payload) configurazione a tre stadi
Stadi 3 o 4
Capacità
Carico utile in orbita terrestre bassa 20,7 t

(46.000 lb)

Cronologia dei lanci
Stato Operativo
Basi di lancio Baikonur Cosmodrome LC-200 o LC-81
Lanci totali 400 (15 dicembre 2014)
Successi 354
Fallimenti 46
Volo inaugurale *Proton 16 luglio 1965
  • Proton-K 10 marzo 1967
  • Proton-M 7 aprile 2001
Volo conclusivo *Proton 6 luglio 1966
  • Proton-K 30 marzo 2012
Primo stadio
Propulsori 6 RD-275
Spinta 10,47 MN
Tempo di accensione 126 s
Propellente N2O4/UDMH
Secondo stadio
Propulsori 3 RD-0210 & 1 RD-0211
Spinta 2,399 MN
Tempo di accensione 208 s
Propellente N2O4/UDMH
Terzo stadio
Propulsori 1 RD-0212
Spinta 630 kN
Tempo di accensione
Propellente N2O4/UDMH
Quarto stadio - Blok-D/DM
Propulsori RD-58M
Spinta 83,4 kN
Tempo di accensione
Propellente LOX/RP-1

Il Proton (Прото́н) è un tipo di vettore spaziale sovietico collaudato la prima volta nel 1965 e tuttora utilizzato nelle missioni scientifiche e commerciali della Federazione Russa.

La sua designazione formale è UR-500, ma è anche conosciuto come D-1.

Il progetto del Proton era stato elaborato come un "super ICBM", ovvero un missile balistico intercontinentale capace di trasportare una testata nucleare di 10 o più Megatoni a una distanza di 12 000 km (come previsto dal programma GR-2). Le dimensioni del vettore, peraltro molto più grandi di quelle degli ICBM classici, non ne implicarono mai un uso militare, sfruttando l'ampia capacità per lanciare satelliti artificiali o sonde nello spazio.

Il Proton è il parto dell'ingegno dell'ufficio di design Vladimir Čelomei, come riprogettazione del booster N1 di Sergej Pavlovič Korolëv, con l'intento specifico di mandare una navicella Zond attorno alla Luna con due uomini a bordo. Con la chiusura del programma Saturn V, il Proton divenne il più imponente sistema di lancio in orbita fino all'implementazione del razzo Energia, che avvenne nel 1987.

Il carburante del razzo è una miscela di 1,1-dimetilidrazina e perossido di azoto. Questi liquidi ipergolici bruciano a contatto, eliminando la necessità di un sistema di ignizione. Vengono mantenuti a temperatura ambiente, senza quindi il bisogno di studiare materiali che reagiscano correttamente a basse temperature e permettendo al razzo di restare in rampa per un tempo indefinito, senza quindi dover preoccuparsi dell'evaporazione dei carburanti criogenici. Ciò non toglie, a ogni buon conto, che come propellente siano state scelte sostanze altamente tossiche.

Tra il primo volo del 1965 e il 1970, il Proton si è dimostrato un vettore decisamente inaffidabile, causando la perdita di molti veicoli spaziali. Nei primi anni settanta i difetti passarono al vaglio di uno staff di tecnici, che li risolsero rendendo il Proton un vero e proprio punto fermo dell'astronautica, utilizzato ancora oggi.

Questo tipo di razzo portò in orbita i primi voli spaziali circumlunari, le stazioni spaziali Saljut, il segmento esterno della Mir ed entrambi i moduli russi Zarja e Zvezda della Stazione Spaziale Internazionale, oltre a una certa quantità di sonde per l'esplorazione di Venere e Marte.

Attraverso il Proton vengono anche messi in orbita satelliti artificiali di tipo commerciale, gran parte dei quali gestiti dalla ILS.

Il 1º marzo 2006 un razzo Proton-M non riuscì a lanciare un satellite televisivo, ArabSat4. Dopo il distacco regolare del primo, secondo e terzo stadio, il modulo più alto non rispose ai comandi e non riuscì a piazzare ArabSat4 in orbita geostazionaria. Il registro degli errori segnalati è attualmente allo studio.

La capacità di lancio a bassa orbita terrestre è di circa 20 tonnellate. La capacità di trasferimento interplanetario è di un quarto di tale grandezza.

Specifiche tecniche del Proton 8K82K[modifica | modifica wikitesto]

Stadio Massa a pieno carico Massa a vuoto Spinta Isp Tempo di spinta Isp(sl) Diametro Span Lunghezza Propellenti Motori Altre designazioni
Proton K-1 450 510 kg 31 100 kg 10 470 kN 316 s 124 s 267 s 4,15 m 7,40 m 21,20 m N2O4/UDMH 6 × RD-253-11D48 8S810K
Proton K-2 167 828 kg 11 715 kg 2 399 kN 327 s 206 s 230 s 4,15 m 4,15 m 14,00 m N2O4/UDMH 4 × RD-0210 8S811K
Proton K-3 50 747 kg 4 185 kg 630 kN 325 s 238 s 230 s 4,15 m 4,15 m 6,50 m N2O4/UDMH 1 × RD-0212 RD-0212
Proton K-4 22 170 kg 2 370 kg 83 kN 326 s 3 000 s 2,50 m 4,10 m 2,61 m LOX/RP-1 1 × RD58 11S824

Specifiche tecniche del Proton-M[modifica | modifica wikitesto]

Stadio Massa a pieno carico Massa a vuoto Spinta Isp Tempo di spinta Isp(sl) Diametro Span Lunghezza Propellenti Motori Status
Proton KM-1 450 400 kg 31 000 kg 1 074 000 kgf 317 s 108 s 285 s 7,40 m 7,40 m 21,00 m N2O4/UDMH 6 × RD-253-14D14 In produzione
Proton K-2
8S811K
167 828 kg 11 715 kg 244 652 kgf 327 s 206 s 230 s 4,15 m 4,15 m 14,00 m N2O4/UDMH 4 × RD-0210 In produzione
Proton K-3 50 747 kg 4 185 kg 64 260 kgf 325 s 238 s 230 s 4,15 m 4,15 m 6,50 m N2O4/UDMH 1 × RD-0212 In produzione
Proton KM-4
Briz M
22 170 kg 2 370 kg 2 000 kgf 326 s 3 000 s 2,50 m 4,10 m 2,61 m N2O4/UDMH 1 × S5.98M In produzione

Voci correlate[modifica | modifica wikitesto]

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