Proton (lanciatore)

Proton Прото́н
Il lancio del Proton
Informazioni
Funzione	Veicolo per il lancio orbitale
Produttore	GKNPC Chruničev
Nazione di origine	Unione Sovietica  Russia
Dimensioni
Altezza	53 m (174 ft)
Diametro	7,4 m (24 ft)
Massa	693,81 t (escluso carico) configurazione a tre stadi (1.529.600 lb (escluso carico) configurazione a tre stadi)
Stadi	3 o 4
Capacità
Carico utile verso orbita terrestre bassa	20,7 t (46.000 lb)
Cronologia dei lanci
Stato	Operativo
Basi di lancio	Cosmodromo di Bajkonur LC-200 o LC-81
Lanci totali	412
Successi	365
Fallimenti	47
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
Stadi
1º stadio
Propulsori	6 RD-275
Spinta	10,47 MN (1,9 milioni di lbf)
Tempo di accensione	126 s
Propellente	N2O4/UDMH
2º stadio
Propulsori	3 RD-0210 & 1 RD-0211
Spinta	2,399 MN (539.000 lbf (Proton-K))
Tempo di accensione	208 s
Propellente	N2O4/UDMH
3º stadio
Propulsori	1 RD-0212
Spinta	630 kN (140.000 lbf)
Propellente	N2O4/UDMH
4º stadio – Blok-D/DM
Propulsori	RD-58M
Spinta	83,4 kN (18.700 lbf)
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 12000 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, ad 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. La causa fu individuata nella presenza di un piccolo detrito nel serbatoio del perossido di azoto .

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

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	450510 kg	31 100 kg	10470 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

Stadio	Massa a pieno carico	Massa a vuoto	Spinta	Isp	Tempo di spinta	Isp(sl)	Diametro	Span	Lunghezza	Propellenti	Motori	Status
Proton KM-1	450400 kg	31 000 kg	1074000 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	244652 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	64260 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	2000 kgf	326 s	3 000 s		2,50 m	4,10 m	2,61 m	N2O4/UDMH	1 × S5.98M	In produzione

Voci correlate

• Famiglia di lanciatori UR

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Collegamenti esterni

• (EN) John M. Logsdon, Proton, su Enciclopedia Britannica, Encyclopædia Britannica, Inc.