El vehículo de lanzamiento Proton-M consta de tres etapas; todas ellas impulsadas por motores de cohetes líquidos que utilizan la combinación de propulsores hipergólicos de tetróxido de dinitrógeno como oxidante, y dimetilhidracina asimétrica como combustible.
La primera etapa es única, ya que consiste en un tanque central cilíndrico de oxidante con el mismo diámetro que las otras dos etapas, con seis tanques de combustible unidos a su circunferencia, cada uno de los cuales lleva un motor. Los motores de esta etapa pueden girar tangencialmente hasta 7,0° desde la posición neutral, proporcionando un control total del vector de empuje. La razón de este diseño es la logística: el diámetro de los tanques de oxidación y de las dos etapas siguientes es el máximo que se puede enviar por ferrocarril a Baikonur. Sin embargo, dentro de Baikonur la pila completamente montada se transporta de nuevo por ferrocarril, ya que tiene suficiente espacio libre.
La segunda etapa utiliza un diseño cilíndrico convencional. Está propulsada por tres motores RD-0210 y un motor RD-0211. El RD-0211 es una versión modificada del RD-0210 que se utiliza para presurizar los tanques de propulsión. La segunda etapa está unida a la primera a través de una red en lugar de una inter-etapa cerrada, para permitir que los gases de escape salgan porque la segunda etapa comienza a disparar segundos antes de la separación. El control del vector de empuje es proporcionado por el gimballing del motor.
La tercera etapa también tiene un diseño cilíndrico convencional. Contiene el sistema de aviónica que controla las dos primeras etapas. Utiliza un RD-0213 que es una versión fija (sin gimball) del RD-0210, y un RD-0214 que es un motor vernier de cuatro toberas utilizado para el control del vector de empuje. Las toberas del RD-0214 pueden girar hasta 45,0°; están situadas alrededor (con cierta separación) y moderadamente por encima de la tobera del RD-0213.
El Proton-M presenta modificaciones en las etapas inferiores para reducir la masa estructural, aumentar el empuje y utilizar más propulsor (queda menos sin utilizar en los depósitos). En la primera etapa se utiliza un sistema de guiado de bucle cerrado que permite un consumo más completo del propulsor. Esto aumenta ligeramente el rendimiento del cohete en comparación con las variantes anteriores, y reduce la cantidad de productos químicos tóxicos que quedan en la etapa cuando impacta en el campo de tiro. Puede colocar hasta 21.000 kilogramos en la órbita baja de la Tierra. Con una etapa superior, puede colocar una carga útil de 3.000 kg en la órbita geoestacionaria (GEO), o una carga útil de 5.500 kg en la órbita de transferencia geoestacionaria (GTO). También se han hecho esfuerzos para reducir la dependencia de los proveedores de componentes extranjeros.
Etapa superiorEditar
La mayoría de los lanzamientos de Proton-M han utilizado una etapa superior Briz-M para propulsar la nave espacial a una órbita más alta. También se han realizado lanzamientos con etapas superiores Blok-DM: se realizaron seis lanzamientos con la etapa superior Blok DM-02 que transportaba naves espaciales GLONASS, mientras que otros dos lanzamientos GLONASS han utilizado la Blok DM-03. La DM-03 se utilizará para un total de cinco lanzamientos; está previsto otro lanzamiento de GLONASS junto con dos lanzamientos de satélites Ekspress. Desde 2013, no se ha realizado ningún lanzamiento de Proton-M sin etapa superior. Sin embargo, esta configuración se manifiesta para lanzar el Nauka (módulo de la ISS) y el brazo robótico europeo (ERA) de la Estación Espacial Internacional, cuyo lanzamiento conjunto está previsto actualmente para julio de 2021.
Carenado de la carga útilEditar
Los lanzamientos comerciales realizados por ILS utilizan dos tipos de carenados:
- Carenado corto PLF-BR-13305.
- PLF-BR-15255 long faring.
Ambos carenados tienen un diámetro de 4,35 metros.
Proton-M Enhanced (M+)Edit
El 7 de julio de 2007, International Launch Services lanzó el primer cohete Proton-M Enhanced (también llamado M+), que puso en órbita el satélite DirecTV-10. Este fue el 326º lanzamiento de un Protón, el 16º lanzamiento de un Protón-M/Briz-M y el 41º lanzamiento de un Protón realizado por ILS. Esta variante cuenta con motores más eficientes en la primera etapa, aviónica actualizada, tanques de combustible más ligeros y motores vernier más potentes en la etapa superior Briz-M, y reducción de masa en todo el cohete, incluyendo paredes más delgadas del tanque de combustible en la primera etapa, y el uso de materiales compuestos en todas las demás etapas. El segundo lanzamiento de esta variante tuvo lugar el 18 de agosto de 2008 y se utilizó para poner en órbita el Inmarsat 4 F3. El Proton-M básico fue retirado en noviembre de 2007, en favor de la variante mejorada.
Frank McKenna, director general de ILS, ha indicado que en 2010 el diseño de la fase III del Proton se convertiría en la configuración estándar de ILS, con capacidad para elevar 6150 kg a GTO.
El 19 de octubre de 2011, el ViaSat-1, con un peso de 6740 kg, fue elevado a GTO por el Proton-M/Briz-M Fase III.
Variantes ligera y mediaEditar
El Proton Light y el Proton Medium eran dos variantes propuestas con una capacidad de carga útil menor a un precio reducido. Originalmente propuestas a finales de 2016, Proton Light fue cancelado en 2017 y Proton Medium fue puesto en «espera indefinida» en 2018. Las variantes se diseñaron para reducir el coste del lanzamiento de satélites de comunicaciones comerciales medianos y pequeños a la órbita de transferencia geoestacionaria (GTO). Las variantes se planificaron con una arquitectura de 2 + 1 etapas basada en el Proton/Briz M de 3 etapas, pero prescindiendo de la 2ª etapa y presentando un ligero alargamiento de las otras dos etapas. La primera etapa de Proton Light se planificó con 4 motores principales y tanques externos a los 6 utilizados por Proton Medium y Proton-M. Se esperaba que el coste fuera competitivo con Ariane y SpaceX. Los vuelos inaugurales previstos eran 2018 para el Proton Medium y 2019 para el Proton Light. Se esperaba que utilizaran el emplazamiento 81/24 del cosmódromo de Baikonur y habrían requerido un nuevo sistema de transporte y otros cambios en la infraestructura terrestre.
El Proton-M de tamaño completo puede elevar actualmente 6.300 kg en una órbita de transferencia geoestacionaria (GTO) estándar; el Proton Medium estaba previsto que elevara 5.000 kg en una GTO similar, mientras que el Proton Light tenía capacidad para 3.600 kg. El rango de carga útil de 3000-5000 kg incluye satélites totalmente eléctricos e híbridos que utilizan propulsores iónicos para abrirse paso lentamente hacia la órbita geoestacionaria (GEO).
Perfil de lanzamientoEditar
En una misión típica, un Proton-M va acompañado de una etapa superior Briz-M. El Protón-M lanza la unidad orbital (es decir: la carga útil, el adaptador de carga útil y el Briz-M) en una trayectoria ligeramente suborbital. Las etapas primera y segunda y el carenado de la carga útil se estrellan en los lugares de impacto designados; la tercera etapa se estrella en el océano. Después de que la tercera etapa se separe, la unidad orbital se mantiene a flote durante un breve período, y luego el Briz-M realiza su primer disparo para lograr la inyección orbital en una órbita de estacionamiento con una inclinación de 51,5°, a una altitud de 170 km a 230 km (la Guía del Planificador de la Misión también menciona 64,8° y 72,6° como inclinaciones estándar para la órbita de estacionamiento). Posteriormente, el Briz-M realiza maniobras orbitales para colocar la carga útil en su órbita final o en una órbita de transferencia. Si se utiliza una órbita de transferencia, la(s) maniobra(s) final(es) es(son) realizada(s) por la carga útil con su propio sistema de propulsión.