Протон-М
Протон-М, деталь поворачивается в вертикальное положение. На заднем плане видна вышка мобильной связи.
Первоначальная версия Proton M могла запускать 3–3,2 тонны (6 600–7 100 фунтов) на геостационарную орбиту или 5,5 тонны (12 000 фунтов) на геостационарную переходную орбиту . Он может разместить до 22 тонн (49000 фунтов) на низкой околоземной орбите с наклонением 51,6 градуса, на орбите Международной космической станции (МКС).
Усовершенствования «Протона М» включали модификации нижней ступени для уменьшения массы конструкции, увеличения тяги и полного использования топлива. Как правило, верхняя ступень с хранимым топливом Бриз-М ( русский язык : Бриз означает « Бриз» ) используется вместо ступени Блока Д или Блока ДМ , что устраняет необходимость в многократной подаче топлива и доливке кислорода из-за кипения; «Протон-М» также летал с разгонным блоком «Блок-ДМ». Также были предприняты усилия по снижению зависимости от иностранных (обычно украинских) поставщиков комплектующих. На разгонном блоке Бриз-М диаметр обтекателя полезной нагрузки составляет 4,1 м (13,45 фута).
Ракеты-носители «Протон» и разгонные блоки «Бриз-М» спроектированы и построены Государственным космическим научно-производственным центром имени Хруничева (Хруничева) в Москве, основным владельцем компании International Launch Services (ILS). В центре находятся все инженерные, монтажные и испытательные функции производства Proton. После недавней консолидации российских космических предприятий Хруничев получил прямой надзор и контроль над до 70% всего производства Proton от поставщиков до производителей. Консолидация напрямую поддерживает постоянные усилия Хруничева по вертикальной интеграции производства Proton.
Усовершенствованный вариант, ракета-носитель «Протон-М / Бриз-М» фазы III, был испытан в полетах в рамках российской федеральной двойной миссии «Экспресс АМ-44» и «Экспресс МД-1» в феврале 2009 г. и выполнил свой первый коммерческий запуск в марте 2010 г. с ракетой-носителем. Спутник Echostar XIV. Конфигурация «Протон-М / Бриз-М», фаза III, обеспечивает производительность 6150 кг GTO, что на 1150 кг больше, чем у исходного «Протон-М Бриз-М», при сохранении базовой конструктивной конфигурации.
6 августа 2012 года Федеральное космическое агентство России потеряло российский и индонезийский спутники связи при попытке вывести их на орбиту на «Протоне-М» из-за технических проблем с последней ступенью. 2 июля 2013 года на ракете «Протон-М», запускавшем три навигационных спутника ГЛОНАСС, произошел сбой, напоминающий катастрофы 1960-х годов, вскоре после взлета, когда ракета-носитель разбилась возле LC-39 на Байконуре, завершив 30-летний непрерывный период без отказа первой ступени; все будущие полеты «Протона» были приостановлены до завершения расследования. В конечном итоге было установлено, что причиной аварии была установка гироскопа в перевернутом состоянии. Из-за сложности установки пакета некорректно многие подозревали, что это было сделано намеренно недовольным или пьяным рабочим завода им. Хруничева.
15 мая 2014 года на борту «Протон-М / Бриз-М» со спутником «Экспресс» произошел отказ третьей ступени из-за неисправного подшипника турбонасоса. Обломки упали в Маньчжурии. 21 октября еще один спутник «Экспресс» остался на бесполезной орбите, когда ступень «Бриз» прервалась на 24 секунды раньше.
16 мая 2015 года спутник связи MEXSAT не смог выйти на орбиту из-за другого сбоя третьей ступени, восьмого отказа Proton с 2010 года.
Хруничев инициировал разработку ряда усовершенствований фазы IV, чтобы идти в ногу с требованиями рынка и тенденциями массового роста коммерческих спутников. Внедрение усовершенствований фазы IV Протон Бриз-М было завершено в 2016 году. Показатели массы полезной нагрузки для фазы IV были увеличены до 6320 кг для эталонной орбиты GTO с остаточной дельтой V относительно GSO 1500 м / с .
Операторы
Операторы ЗРК Оса Зенитная ракета 9М33 парке «Патриот». ЗРК Оса вооруженных сил Армении
- Россия: Сухопутные войска России — 400 9К33М3 по состоянию на 2016 год
- Морская пехота России — 20 9К33 по состоянию на 2016 год
Азербайджан — некоторое количество 9К33 по состоянию на 2016 год.
Алжир:
- Сухопутные войска Алжира — около 48 9К33М по состоянию на 2016 год;
Военно-воздушные силы Алжира — некоторое количество 9К33 по состоянию на 2012 год.
Ангола — 15 9К33 по состоянию на 2020 год.
Армения — некоторое количество 9К33 по состоянию на 2016 год.
Белоруссия — некоторое количество 9К33, по состоянию на 2016 год.
Болгария — 24 9К33 по состоянию на 2020 год.
Греция — 38 9К33М3 по состоянию на 2020 год. Первые 20 экземпляров «Оса-АКМ» поставлены в конце 1998 года.
Грузия — 8 9К33М2 «Оса-АК» и 6-10 9К33М3 «Оса-АКМ» по состоянию на 2020 год.
Индия:
- Сухопутные войска Индии — более 50 9К33М2 по состоянию на 2016 год;
Военно-воздушные силы Индии — некоторое количество 9К33М2 по состоянию на 2020 год.
Иордания — 48 9К33М по состоянию на 2020 год.
Куба — некоторое количество 9К33 по состоянию на 2016 год.
Польша — 64 9К33М2 «Оса-АК» по состоянию на 2020 год.
Сирия — некоторое количество 9К33 по состоянию на 2016 год.
Туркмения — 40 9К33 по состоянию на 2020 год.
Украина — некоторое количество 9К33 по состоянию на 2016 год.
Эквадор — 6 9К33 по состоянию на 2020 год.
Бывшие операторы
- СССР — перешли к образовавшимся после распада государствам.
- Ливия — некоторое количество 9К33 по состоянию на 2012 год.
Модификации ЗРК ОСА-АКМ
9К33М2 «Оса-АК»
Модернизированный комплекс 9К33М2. Принят на вооружение в 1975 году.
Основные отличия от базового варианта:
1. Расширена зона поражения целей по дальности, высоте и параметру. 2. Изменена структура СРП, добавлена возможность наведения ЗУР на цель, движущуюся со скоростью до 500 м/с и маневрирующую с перегрузкой до 8 единиц. 3. Имеет возможность обстрела и поражения целей на догонных курсах при скорости движения до 300 м/с. 4. Повышена защищённость от воздействия радиоэлектронных помех, улучшены условия автосопровождения целей в пассивных помехах. 5. Используется новая элементная база, повышена общая надёжность функционирования БМ. 6. Усовершенствован радиовзрыватель ЗУР. Новый взрыватель обеспечивает снижение нижней границы зоны срабатывания до 27 метров. 7. ЗУР размещена в ТПК. Повышен гарантийный срок использования ракет до 5 лет и повышена радиационная стойкость. 8. Обеспечена транспортировка восьми ЗУР и заряжание боевой машины.
9К33М3 «Оса-АКМ»
Дальнейшая модернизация комплекса. Эта модификация может эффективно бороться с самолётами и вертолётами при прикрытии войск во всех видах боевых действий и в условиях активного радиоэлектронного противодействия.
Работы по совершенствованию БМ ЗРК «Оса» и его ракеты были начаты в ноябре 1975 года под кодовым именем «Мара». ПСИ модернизированный комплекс прошёл в 1977 году, а государственные испытания были пройдены в декабре 1979 года. В 1980 году ЗРК был принят на вооружение под обозначением «Оса-АКМ».
Основные изменения, произведённые в ЗРК «Оса-АКМ»:
1. Расширена зона поражения. 2. Улучшена разрешающая способность индикатора кругового обзора СОЦ по азимуту и дальности. 3. Снижена вероятность срабатывания радиовзрывателя от земли и повышена точность наведения ракеты за счёт усовершенствованного СРП. 4. Возможность обстрела целей, движущихся со скоростями до 500 м/с и маневрирующих с перегрузкой до 8 единиц, а также возможность обстрела целей летящих со скоростью 300 м/с вдогон. 5. Увеличена плотность потока осколков. За счёт принудительной подачи радиокоманды на подрыв БЧ улучшена возможность коррекции области срабатывания радиовзрывателя. 6. Повышена надёжность работы БМ за счёт перевода на новую элементную базу. Улучшена общая помехозащищённость. 7. Доработан радиовзрыватель.
Модули
Некоторые из этих двигателей были объединены в модули из нескольких двигателей. Соответствующие модули и вспомогательные двигатели:
- РД-0202 (ГРАУ Индекс: 8D45): Модуль, состоящий из трех RD-0203 и одного RD-0204. Двигательный модуль первой ступени УР-200.
- РД-0205 (ГРАУ Индекс: 8D46): модуль, состоящий из RD-0206 и РД-0207 верньер двигатель. Движение второй ступени УР-200.
- РД-0212 (ГРАУ Индекс: 8D49): Также известный как РД-473, это двигательный модуль, состоящий из одного РД-0213 и РД-0214 верньер двигатель. Движитель третьей ступени ракет “Протон-К” и “Протон-М”.
| Двигатель | РД-0203 | РД-0204 | РД-0206 | РД-0208 | РД-0209 | РД-0210 | РД-0211 | РД-0213 |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| AKA | 8D44 | 8D44 | 8D47 | 8D411 | 8D412 | 8D411K | 8D412K | 8D48 |
| Движительный модуль | РД-0202 | РД-0205(с РД-0207 ) | РД-0212(с РД-0214 ) | |||||
| Разработка | 1961-1964 | 1961-1964 | 1961-1964 | 1962-1966 | 1962-1966 | 1962-1967 | 1962-1967 | 1962-1967 |
| Тип двигателя | Жидкость ступенчатое горение с обогащением окислителем с помощью N2О4 /UDMH топливо с отношением O / F 2,6 | |||||||
| Давление в камере сгорания | 14,7 МПа (2130 фунтов на кв. Дюйм) | |||||||
| Сопло | Одно сопло(Фиксированный) | Одно сопло | Одно сопло(Фиксированный) | Одно соплос TVC | Одно соплос TVC | Одно соплос TVC | Одно соплос TVC | Одно сопло(Фиксированный) |
| Тяга (вакуум) | 559 кН (126000 фунтов-силы) | 559 кН (126000 фунтов-силы) | 575,5 кН (129 400 фунтов силы) | 570 кН (130 000 фунтов-силы) | 570 кН (130000 фунтов-силы) | 582 кН (131000 фунтов-силы) | 582 кН (131000 фунтов-силы) | 582 кН (131000 фунтов-силы) |
| Тяга (уровень моря) | 500 кН (110000 фунтов-силы) | 500 кН (110000 фунтов-силы) | ||||||
| Isp (вакуум) | 311с | 311с | 326 | 326 | 326 | 326,5 с | 326,5 с | 326,5 с |
| Isp (уровень моря) | 278с | 278с | ||||||
| Время записи | 136с | 136с | 150-е годы | 150-е годы | 150-е годы | 220 с | 220 с | 250 с |
| Длина | 1,8 м (71 дюйм) | 1,8 м (71 дюйм) | 2327 мм (91,6 дюйма) | 2327 мм (91,6 дюйма) | 2327 мм (91,6 дюйма) | 2327 мм (91,6 дюйма) | 3,008 мм (118,4 дюйма) | |
| Ширина | 890 мм (35 дюймов) | 890 мм (35 дюймов) | 1470 мм (58 дюймов) | 1470 мм (58 дюймов) | 1470 мм (58 дюймов) | 1470 мм (58 дюймов) | 1470 мм (58 дюймов) | 1470 мм (58 дюймов) |
| Сухой вес | 381 килограмм (840 фунтов) | 381 килограмм (840 фунтов) | 540 кг (1190 фунтов) | 540 кг (1190 фунтов) | 566 кг (1248 фунтов) | 566 кг (1248 фунтов) | 550 кг (1210 фунтов) | |
| Использовать | UR-200Начальная ступень | UR-200Начальная ступень | UR-200Вторая стадия | UR-500Вторая стадия | UR-500Вторая стадия | ПротонВторая стадия | ПротонВторая стадия | ПротонТретий этап |
| Первый запуск | 1963-11-06 | 1963-11-06 | 1963-11-06 | 1965-07-16 | 1965-07-16 | 1967-03-10 | 1967-03-10 | 1967-03-10 |
| Последний запуск | 1964-10-20 | 1964-10-20 | 1964-10-20 | 1966-07-06 | 1966-07-06 | |||
| Положение дел | На пенсии | На пенсии | На пенсии | На пенсии | На пенсии | В производстве | В производстве | В производстве |
| Рекомендации |
Топ самые быстрые ракеты в мире
12 сентября 2019
- Особенности скорости звука
- 1 Мах — это сколько километров в секунду
- 27 Махов — это мечта или реальность
Здравствуйте, уважаемые читатели блога KtoNaNovenkogo.ru. Понятие скорости известно нам ещё со школьной скамьи. Если говорить о её физической сущности, то это – расстояние, пройденное движущимся телом (материальной точкой) за определённый промежуток времени.
В качестве расстояния выступают как системные, так и внесистемные единицы (метры, мили, дюймы, углы и др.), время же определяется в секундах или часах. Таким образом, скорость можно выразить многообразием величин, таких как метр в секунду (м/сек), километр в час (км/час), радиан в секунду (1/сек) и т.д.
Несмотря на то, что вышеупомянутые обозначения скорости без труда конвертируются одно в другое, существует ряд областей, где удобно (или исторически принято) измерять скорость в специфических единицах.
Например, моряки предпочитают «узел» (морская миля в час). В астрономии пользуются лучевой (радиальной) скоростью, в космонавтике – космическими скоростями (там их три).
В авиации же, где приходится иметь дело со сверхзвуковыми скоростями, точкой отсчёта, как правило, служит скорость распространения звуковых волн в газообразной среде (проще – скорость звука в воздухе).
Это обусловило появление такой единицы измерения, как «число Маха» (в честь австрийского физика-экспериментатора в области аэродинамики Эрнста Маха). Зачем это нужно, поговорим ниже (а попутно отметим, что к фразе «дал(а) маху» этот учёный отношения не имеет).
Особенности скорости звука
Отличительной чертой скорости звука является то, что она изменяется в зависимости от характера окружающей среды.
В частности, в чугуне скорость звука приблизительно равна 5000 м/сек, в пресной воде – 1450 м/сек, в воздухе – 331 м/сек (1200 км/час). Определение «приблизительно» выбрано неслучайно, поскольку на быстроту прохождения звуковых колебаний влияют и другие факторы.
Для интересующей нас воздушной среды факторами, влияющими на скорость звука, являются:
- температура (Т);
- давление (Р);
- плотность (p);
- влажность (f).
Перечисленные показатели тесно взаимосвязаны между собой (так, плотность является функцией от температуры, давления и влажности), а также с высотой над уровнем моря. Влияют они и на скорость звука.
Наглядно эта взаимосвязь показана в нижеприведённой таблице (по данным ИКАО).
Высота, м0500100050001000020000
| Давление, кПа | 101,3 | 95,5 | 89,9 | 54,0 | 26,4 | 5,5 |
| Плотность, кг/м3 | 1,22 | 1,17 | 1,11 | 0,74 | 0,41 | 0,09 |
| Температура, 0С | 15 | 12 | 8 | -18 | -50 | -56 |
| Скорость звука, м/сек | 340,3 | 338,4 | 336,4 | 320,5 | 299,5 | 295,0 |
Главное тут то, что скорость звука существенно меняется в зависимости от высоты.
1 Мах — это сколько километров в секунду
Мах характеризует движение летательного аппарата (ЛА) в воздушном потоке, иными словами, показывает соотношение между скоростью звука в воздушной среде, обтекающей ЛА, и скоростью самого ЛА. То есть является безразмерной единицей.
Если самолет превысит скорость распространения звука на этой высоте в два раза, то на приборной панели будет красоваться 2 Мах (2 М). Общая формула расчета выглядит так:
По
История проекта
Проект объектовой системы ПРО / мобильной системы ПРО ближнего перехвата С-550 с использованием опыта создания ограниченно мобильной системы ПРО С-225 «Азов». По конфигурации и задачам С-550, по всей вероятности, была аналогична системе С-225, но создавалась на новой элементной базе. Разработка была начата в соответствии с Постановлением Совета Министров СССР №635-188 от 5 июля 1981 г. Разработка велась ЦКБ «Алмаз», совместно с ОКБ «Новатор» (ракета ближнего перехвата) и ИТМиВТ (ЭВМ). Одновременно с работой над С-550, А. А. Леманский руководил работами по созданию зенитно-ракетных комплексов С-300ПМУ1 и -ПМУ2. К концу 1981 г. выпущены технические предложения и эскизный проект системы. К середине 1980-х гг. была разработана конструкторская документация на систему. В 1985 г., по мере выпуска технической документации на системы ПРО, заводы приступили к изготовлению средств системы ПРО. К 1988 г. были изготовлены компоненты огневого (стрельбового) комплекса — аппаратная часть радиолокационной системы наведения, командный пункт, вычислительные средства, на 50% был завершён антенный пост — по антенному посту были изготовлены поворотное основание, металлические конструкции и антенные элементы ФАР. Ввиду того, что система разрабатывалась как перебазируемая и поэтому было принято решение средства системы выпускать в контейнерах, что позволило бы оперативно развёртывать систему на обороняемом объекте. Вся аппаратура систем огневого комплекса (ОК): радиолокационная система наведения, командный пункт с местами операторов, вычислительный центр с ЭВМ, — размещалась в трёх контейнерах. Испытания С-550 планировалось начать в 1990 г. в варианте стационарного комплекса, чтобы не выходить за рамки Договора об ограничении систем противоракетной обороны, который запрещал создание мобильных систем противоракетной обороны, — развёртывание системы, согласно исходному замыслу проекта, было бы невозможно без нарушения положений Договора по ПРО (согласно документам из вывезенного в США архива экс-заместителя заведующего оборонным отделом ЦК КПСС В. Л. Катаева, где система ПРО ближнего перехвата С-550 фигурирует наряду с системой ПРО шахтных пусковых установок межконтинентальных баллистических ракет «Самбо», срок предъявления системы для испытаний устанавливался на 1988 г.) Была начата подготовка к сборке огневого комплекса, но в 1988 г. работы по системе ПРО С-550 были прекращены. Оборудование опытного образца было демонтировано после распада СССР.
Версии
Базовый двигатель использовался для первой и второй ступеней УР-200, второй ступени УР-500 и второй и третьей ступеней «Протон». Каждый вариант выглядит следующим образом:
- РД-0203 (ГРАУ Индекс: 8D44): Вторая в мире ракета ступенчатого сгорания и первая гиперголическая. В нем использовалась форсажная камера с высоким содержанием окислителя, а его тяга составляла 559,00 кН (125 670 фунтов силы). Силовая установка первой ступени УР-200.
- РД-0204: Небольшая модификация RD-0203, которая включала теплообменник для подогрева баллонов с сжатыми газами. Силовая установка первой ступени УР-200.
- РД-0206 (ГРАУ Индекс: 8D47): Вариант RD-0203/4, оптимизированный для вакуумного расширения и TVC. Используется на второй ступени УР-200.
- РД-0208 (ГРАУ Индекс: 8D411): Эволюция RD-0203 с форсункой, оптимизированной под вакуум, и возможностью воздушного запуска. Используется на второй ступени УР-500.
- РД-0209 (ГРАУ Индекс: 8D412): То же, что и RD-0208, но с теплообменником. Используется на второй ступени УР-500.
- РД-0210 (ГРАУ Индекс: 8D411K): Также известен как РД-465, это эволюция RD-0208. Используется на второй ступени ракет «Протон-К» и «Протон-М».
- РД-0211 (ГРАУ Индекс: 8D412K): Также известен как РД-468, он такой же, как РД-0210, но с теплообменником как РД-0209. Используется на второй ступени ракет «Протон-К» и «Протон-М».
- РД-0213 (ГРАУ Индекс: 8D48): Вариант RD-0210/11, оптимизированный для вакуумного расширения и TVC. Используется на двигательном блоке РД-0212 третьей ступени «Протон».
История
Первые советские управляемые жидкостные ракеты, разработанные на основе немецкой А-4 (Фау-2) стали поступать на вооружение с начала 1950-х годов. Они имели существенный недостаток — в качестве окислителя у них использовался жидкий кислород. С одной стороны, это не позволяло поддерживать готовность ракеты к пуску продолжительное время (вследствие испарения кислорода и необходимости постоянной его дозаправки); а с другой стороны, ставило в зависимость стартовые подразделения от кислорододобывающих заводов, что сковывало их мобильность и повышало уязвимость.
Кроме того, весьма ненадёжным был и сам процесс запуска «спиртовых» ракет: так как компоненты топлива (спирт и жидкий кислород) не являются самовоспламеняющимися, то для запуска двигателя необходимо вводить в сопло специальное «зажигающее устройство» (деревянную конструкцию с магниевой лентой), при поджиге которого производится пролив из двигателя спирта и кислорода.
Поэтому, в 1950 году согласно постановлению правительства были начаты научно-исследовательские работы по теме «Н2» с целью изучения возможностей создания баллистических управляемых ракет большой дальности на высококипящих компонентах топлива. При этом были использованы немецкие наработки по ракете «Вассерфаль» (Wasserfall).
Использование энергоёмких компонентов ракетного топлива (основное горючее — светлые нефтепродукты, окислитель — «меланж» на основе концентрированной азотной кислоты, пусковое горючее, самовоспламеняющееся при контакте с окислителем, «продукт Самин» — аналог немецкой жидкости «Тонка») и вытеснительного (давлением сжатого газа) способа подачи компонентов топлива в жидкостный ракетный двигатель позволило значительно сократить массо-габаритные характеристики новой ракеты и её стоимость, а также значительно увеличить время нахождения ракеты в высших степенях готовности.
Ракета Р-11, разработанная по результатам этих исследований, обеспечивала такую же дальность стрельбы, что и Р-1, но имела в 2,5 раза меньшую стартовую массу (однако при этом пришлось снизить и вес боевой части).
Эксплуатация
Принципы боевого применения, а также система подготовки и обслуживания ракет Р-11 практически мало отличались от Р-1 и Р-2. Соответственно сходной была и штатная структура стартовых и технических подразделений.
В первых ракетных формированиях основной тактической единицей был отдельный ракетный (инженерный) дивизион (ордн). По три ракетных дивизиона (в некоторых соединениях — два или четыре) входили в состав ракетных соединений — инженерных бригад РВГК (ранее — бригад особого назначения РВГК). После передачи части таких формирований в состав РВиА Сухопутных войск СССР, с 1958—1959 годов эти соединения стали называть ракетными бригадами (рбр).
Каждый ордн в своем составе имел батарею управления, три стартовые батареи, техническую и парковую батареи, а также подразделения обеспечения, необходимые для ведения самостоятельного хозяйства.
В 1956—1957 годах 233-я инженерная бригада РВГК (в последующем 233-я рбр), дислоцированная в г. Клинцы (в 1958 г. передислоцирована в ГСВГ) была перевооружена с Р-1 на Р-11. В сентябре 1957 года с 15-м ордн из состава 233-й бригады было проведено опытное тактическое учение с пусками 9 боевых ракет (учения проводились на фоне армейской наступательной операции). Учения показали, что дивизион очень громоздок (более 152 крупногабаритных машин), имеет малую манёвренность и подвижность, на марше растягивается в очень длинную, плохо управляемую колонну. Тогда и встал вопрос о нецелесообразности иметь в дивизионе техническую и парковую батареи (в последующем, в 1959 году, часть их функций была передана в специально сформированную техническую батарею бригады, а в дивизионе остался только ракетно-технический взвод).
После передачи 77-й, 90-й и 233-й инженерных бригад РВГК, имевших на вооружении Р-11, в состав сухопутных войск, Директивой ГШ ВС предписывалось в военных округах и группах войск с 1958 года начать поэтапное формирование армейских и фронтовых ракетных бригад. К тому времени на вооружение уже стала поступать ракета Р-11М (8К11), и перевооружённые и вновь формируемые ракетные бригады получили статус ракетно-ядерных формирований в составе сухопутных войск.
История
РД-0203/4 был вторым ступенчатое горение двигатель в мире, только после S1.5400, а также был первым ступенчатым двигателем внутреннего сгорания с хранимым топливом.
15 сентября 1968 г. из РД-0210, РД-0211 и модуля РД-0212 был запущен Зонд 5 вокруг Луна на траектория свободного возврата, который отправил первые живые организмы вокруг Луны и обратно на Землю.
19 апреля 1971 г. на орбите вышел “Протон”. Салют 1 первая космическая станция на орбите Земли.
19 мая 1971 года “Протон” запустил Марс 2 зондировать Марс. Орбитальный аппарат был идентичен Венера 9 автобус, и посадочный модуль был первым искусственным объектом, достигшим поверхности Марса.
8 июня 1975 г. “Протон” запустил Венера 9 к Венера. Он состоял из орбитального аппарата на базе Марс 2 дизайн и посадочный модуль, который был отправлен первым, сфотографированным с поверхности Венеры.
20 ноября 1998 г. был запущен “Протон”. Заря первый модуль МКС.
12 июля 2000 г. был запущен “Протон”. Звезда, третий запущенный модуль МКС и центр русский часть станции – Российский орбитальный сегмент.
Последние системы ПВО России
Перехватить воздушную цель на большом расстоянии (от 200 километров) российские военные могут посредством зенитной ракетной системы С-400 «Триумф». Этот ЗРК поступил на вооружение в 2007 году. Комплекс был создан специально, чтобы обеспечить защиту в случае вероятного нападения как с космоса, так и с воздуха. Как утверждают специалисты, С-400 способен уничтожить цель на высоте не больше 30 тыс. метров.
В 2012 году на вооружение поступил новый зенитно-ракетный пушечный комплекс – ЗРПК «Панцирь С1». С помощью управляемых ракет и автоматических пушек, для которых предусмотрено радиокомандное наведение, радиолокационное и инфракрасное слежение, цель уничтожается, где бы ни находилась. ЗРПК имеет двенадцать ракет «земля-воздух» и две зенитные пушки.
Последней российской новинкой считается ЗРК «Сосна», который работает в ближнем радиусе. По словам экспертов, данный комплекс рассчитан на осколочно-стержневое и бронебойное воздействие. Ракеты могут уничтожать вражескую бронетехнику, корабли и укрепления. ЗРК эффективен в комплексе при борьбе с высокоточным оружием, беспилотниками и крылатыми ракетами. Для наведения применяют лазер: ракет летит на луч.
История
Протон начинал свою жизнь как «сверхтяжелая межконтинентальная баллистическая ракета ». Он был разработан для запуска термоядерного оружия мощностью 100 мегатонн (или больше) на расстояние 13 000 км. Он был слишком велик для межконтинентальной баллистической ракеты и никогда не использовался в таком качестве. В конечном итоге он использовался в качестве космической ракеты-носителя . Это было детище Владимира Челомея «конструкторского бюро с как фольги Сергея Королева » s N1 ракеты, целью которого было отправить двух человек ZOND космический корабль вокруг Луны; Королев открыто выступил против других разработок «Протона» и «Челомея» по использованию ядовитого топлива. Необычный внешний вид первой очереди связан с необходимостью перевозки комплектующих по железной дороге. Центральный бак окислителя имеет максимальную ширину для габарита колеи . Шесть окружающих его баков несут топливо и служат точками крепления двигателей. Несмотря на то , что они напоминают навесные бустеры , они не предназначены для отделения от центрального бака окислителя. Первая и вторая ступени соединены решетчатой структурой. Двигатель второй ступени зажигается незадолго до отделения первой ступени, и решетка позволяет выхлопу выйти.
Поспешная программа разработки привела к десяткам отказов в период с 1965 по 1972 год. Proton не завершил свои государственные испытания до 1977 года, после чего его надежность была признана выше 90%.
Конструкция «Протона» держалась в секрете до 1986 года, публике показывали только верхние ступени в видеоклипах и фотографиях, а первый раз весь аппарат был показан внешнему миру во время телевизионного запуска « Мира» .
Серийное производство системы наведения, навигации и управления для «Протона» началось в 1964 году на производственном объединении «Коммунар» ( Харьков, Украина ).
«Протон» запустил советские окололунные полеты без экипажа и был предназначен для первых советских окололунных космических полетов с экипажем до того, как Соединенные Штаты запустили миссию « Аполлон-8 ». Протон запустил Салют космических станций, на Mir сегмент сердечника и модулей расширения, и оба Заря и Звезда модули МКС .
Proton также запускает коммерческие спутники , большинство из которых находятся в ведении International Launch Services . Первый запуск ILS Proton состоялся 9 апреля 1996 года, когда был запущен спутник связи SES Astra 1F .
С 1994 по середину 2010 года выручка Proton составила 4,3 миллиарда долларов, а к 2011 году прогнозировалось, что она вырастет до 6 миллиардов долларов.
В январе 2017 года «Протон» временно остановили из-за того, что производитель – Воронежский механический завод – заменил в двигателях жаропрочный сплав на более дешевый металл.
В июне 2018 года госкорпорация Роскосмос объявила о прекращении производства ракеты «Протон», когда новая ракета-носитель « Ангара » войдет в строй и начнет работать. Никаких новых контрактов на услуги по запуску «Протона», скорее всего, не будет подписано.
Proton выполнил свою последнюю запланированную коммерческую миссию 9 октября 2019 года, доставив Eutelsat 5 West B и Mission Extension Vehicle -1 на геостационарную орбиту. Ряд миссий Роскосмоса и других правительственных миссий России остаются в манифесте запуска “Протона”.
3. Запуски
- В 2005 году было произведено 7 запусков ракет-носителей семейства «Протон», все успешно.
- 14 декабря 2009 года РН «Протон-М» успешно вывела на орбиту три навигационных спутника «Глонасс-М».
- 2 сентября 2010 года на орбиту были выведены три космических аппарата «Глонасс-М».
- Запуск РН «Протон-М», произведённый 5 декабря 2010 года, закончился неудачей. В результате были потеряны три космических аппарата «Глонасс-М». Запуски ракеты-носителя «Протон-М» приостановлены до выяснения причин аварии.
- В ночь на понедельник, 27 декабря, с космодрома Байконур стартовала российская ракета-носитель «Протон-М».
Будущие разработки [ править ]
После анонса (в 1992 г.) новой ракеты-носителя « Ангара » существенные модернизации были временно приостановлены . [ необходима цитата ] Самое крупное обновление [ когда? ] был этапом КВРБ. Этот криогенныйэтап значительно увеличил бы мощность. Двигатель был разработан успешно, и этап в целом перешел на аппаратную часть. Однако, поскольку KVRB заметно больше, чем Блок D, аэродинамика, управление полетом, программное обеспечение и, возможно, электроника должны быть пересмотрены. Кроме того, стартовая площадка может снабжать существующие Протоны обычным гиперголическим топливом из одних источников. В частности, верхние ступени питаются по общим загрузочным трубам, идущим вдоль ракеты. Переход на сцену с другим топливом требует добавления дополнительных вспомогательных статей; переход на криогены требует, чтобы такие вспомогательные предметы периодически появлялись на сцене. [ необходима цитата ]
Тяжелые варианты «Ангары» будут проще и дешевле, чем «Протон» (и, как и в ракете « Атлас-V », не будут использовать гиперголическое топливо; вместо этого будет использоваться то же топливо РП-1, что и на ракете «Союз» ). Они также будут изначально спроектированы для приема ступени KVTK и уже будут иметь источник LOX на площадке; потребуется только подача водорода. [ необходима цитата ]
