С 1965 г. начались лётно-конструкторские испытания 8К82 с наземного незащищенного стартового комплекса (площадка N81 5 НИИП МО) запусками тяжёлых космических аппаратов серии "Протон". В варианте ракеты-носителя УР-500 обеспечивала доставку КА на орбиту высотой 200 км и наклонением 600 полезных грузов массой до 13 т.
В 1965-1966 гг. с помощью этой РН была выведена на орбиты функционирования серия тяжёлых исследовательских КА "Протон-1, -2, -3", массой около 12 т каждый.
В 1964 г. в заключении НИИ-4 на эскизный проект УР-500 была отмечена недостаточность энергетических возможностей этой ракеты, как носителя космических объектов, и в то же время наличие достаточных запасов по начальным тяговооруженностям ступеней, удельным импульсом двигателей и прочности конструкции, что дало повод к выдвижению предложения о создании дополнительной третьей ступени для этой ракеты. Мнение института оказалось близким к аргументации Президента АН СССР М.В.Келдыша, который в 1964 г. доказал правительству, что нужда в трёхступенчатой РН на базе УР-500 с грузоподъёмностью около 20 т на орбите высотой 200 км и наклонением 510 чрезвычайно велика.
На основании Постановлений ЦК КПСС и Совета Министров СССР N 532-205 от 7.07.1965 г. в соответствии с дополнениями и уточнениями к ТТТ, в разработке и обосновании которых принимал участие институт, Центральным конструкторским бюро машиностроения под руководством Генерального конструктора В.Н.Челомея и его первого заместителя В.Н.Бугайского был разработан космический ракетный комплекс К8К82К с трёхступенчатой ракетой УР-500К или 8К82К ("Протон-К").
В марте 1967 г. запуском КА "Космос-146" начались ЛКИ РН, совмещенные с целевыми пусками ряда КА, автоматических станций и других важнейших космических объектов.
Создание ракеты-носителя 8К82К тяжёлого класса, энергетические возможности которой в три раза превосходили уровень ракеты-носителя на базе Р-7 (Р-7А), позволило обеспечить возможность резкого расширения программы по изучению и практическому использованию космического пространства и в период 1967-1977 гг., решить задачи приоритетной государственной значимости по исследованию околоземного пространства, Луны, включая доставку на её поверхность двух луноходов, доставку лунного грунта на Землю, планет Марса и Венеры, по созданию длительно действующих орбитальных пилотируемых станций, а также ряда важнейших задач военного назначения.
В настоящее время эксплуатируемая РН "Протон-К" позволяет выводить на орбиту модули орбитальной пилотируемой станции массой до 21 т. Для запусков спутников связи и межпланетных аппаратов в качестве четвёртой ступени используются разгонные блоки 11С824Ф (блок Д) и 11С861 (Блок ДМ). Длина РН "Протон-К" без полезного груза и головного обтекателя равна 44,3 м, а максимальный поперечный размер первой ступени 7,4 м. На всех трёх ступенях используется самовоспламеняющееся топливо на высококипящих долгохранимых компонентах - азотный тетраоксид (АТ) и несимметричный диметилгидразин (НДМГ). На ускорителе первой ступени установлены 6 двигателей 11Д43 разработки КБ "Энергомаш" с номинальной тягой на Земле 150,03 тс каждый, на ускорителе второй ступени - 4 двигателя с одинаковым значением тяги в пустоте, разработки КБХА (главный конструктор - Конопатов А.Д.) по 59,36 тс, из них 3 двигателя имеют каждый индекс 8Д412К и один - 8Д411К. На ускорителе третьей ступени используется один основной двигатель 8Д48 и четырёхкамерный рулевой двигатель 8Д611.
Данная ракета-носитель выполнена по моноблочной тандемной схеме с поперечным
делением ступеней. Следует отметить оригинальность компоновки ускорителя первой
ступени. Её основой является центральный блок. Он состоит из переднего отсека,
бака окислителя и хвостового отсека. На блоке ускорителя первой ступени
устанавливаются шесть боковых автономных блоков.Каждый боковой блок включает в себя передний приборный отсек. Здесь расположены приборы системы управления, системы опорожнения баков и телеметрии. В шести емкостях боковых блоков находится все горючее первой ступени.
Двигатели первой ступени установлены в хвостовых отсеках боковых блоков и выполнены по замкнутой схеме, работают на самовоспламеняющемся топливе (окислитель - четырёхокись азота, горючее - несимметричный диметилгидразин). После насосов окислитель с небольшой частью горючего направляется в газогенератор, а остальная часть горючего - в тракт регенеративного охлаждения камеры. Окислительный генераторный газ после привода турбины поступает по газоводу в камеру сгорания, где дожигается в горючим, прошедшим тракт охлаждения.
Давление в камере сгорания двигателя 14,7 Мпа, на выходе из сопла 61 Кпа.
Конструктивная надёжность двигателя при давлении в его магистралях, достигающем 40 Мпа, обеспечена широким применением сварки. Запуск двигателя производится на самотеке топлива. Операции включения и выключения обеспечиваются девятью пироклапанами простой конструкции. С целью регулирования двигателя по тяге и соотношению компонентов топлива в его магистралях установлены регулятор и дроссель, работающие от электроприводов. Имеются также небольшие газогенераторы, в которых вырабатываются газы для наддува топливных баков. Узлы крепления двигателя обеспечивают возможность поворота его относительно корпуса центрального блока ракеты в вертикальной плоскости на угол 7030' с целью управления вектором тяги.
Коммуникации бокового блока проложены в гаргроте. На центральном блоке топливные, воздушные и азотные коммуникации, а также электрожгуты проложены в трёх гаргротах. Положение коммуникаций в гаргротах обеспечивает лёгкий доступ к ним.
Все электрокабели систем управления, термостатирования, телеметрии и магистрали пневмогидравлической системы выведены на торец хвостового отсека центрального блока. Эти коммуникации при установке ракеты-носителя на стартовое устройство стыкуются с его разъёмами автоматически. После старта ракеты разъёмы закрываются теплозащитными створками.
На боковой поверхности хвостового отсека расположены горловины сливных и заправочных магистралей "окислитель" и "горючее" всех трёх ступеней ракеты. Здесь же расположены шесть силовых опор, которыми ракета опирается на пусковое устройство.
Боковые блоки не включены в силовую схему ракеты. Через узел подвески двигателей боковые блоки жёстко соединяются с центральным. Таким образом силовые нагрузки от двигателей передаются на центральный несущий блок.
Центральный блок диаметром 4,1 м и длиной 21,18 м представляет собой цилиндрическую составную тонкостенную конструкцию, включающую в себя передний отсек, бак окислителя и хвостовой отсек.
Передний отсек предназначен для соединения ускорителя первой ступени с ускорителем второй ступени и состоит из короткой цилиндрической оболочки-проставки и фермы. Проставка включает обшивку, два стыковочных шпангоута и двадцать кронштейнов для крепления узлов фермы. Все элементы выполнены из сплава марки В95Т, обшивка из листа толщиной 2 мм. Верхний стыковочный шпангоут балочной конструкции: пояса из прессованных профилей, стенка из листа толщиной 2,55 мм усилена стойками. Для повышения устойчивости шпангоут подкреплен подкосами.
Бак окислителя состоит из корпуса, верхнего и нижнего днищ и выполнен из сплава АМг-6. Оболочка корпуса содержит восемь колец, сваренных из 16 панелей , и семь шпангоутов, приваренных к кольцам встык. Панели изготовлены из нагартованных листов сплава АМг-6, листы химически фрезерованы. Во внутренней полости бака размещены шесть продольных пластин-демпферов колебаний окислителя.
Хвостовой отсек состоит из силовой оболочки, защитного экрана и фермы для крепления трубопроводов. Силовая оболочка представляет собой усеченную подкрепленную коническую оболочку. Поперечный силовой набор подкрепления состоит из шести шпангоутов. Шпангоуты N 1, 2 и 4 выполнены в виде силовой стеночной конструкции из сплава марки В95Т. Шпангоуты N 3 и 5 - промежуточные специального сечения. Шпангоуты N 6 - силовой стыковочный (нижний торцевой шпангоут бака окислителя N 7/6).
Продольный набор отсека состоит из стрингеров закрытого поперечного сечения (материал стрингеров - сплав В95) и двенадцати силовых балок. Стрингеры. и балки расположены на наружной стороне отсека. С внутренней стороны оболочка отсека подкреплена двенадцатью диафрагмами. Наружные силовые балки воспринимают нагрузку от двигателей и стартовых опор.
Балки выполнены горячей штамповкой из сплава В95Т и расположены в зоне крепления хвостовых отсеков боковых блоков к центральному и попарно соединены пакетами. На торцевой части отсека установлены шесть стартовых опор из стали 30ХГСА. Внутренние диафрагмы используются для крепления трубопроводов питания двигателей.
Нижний торец хвостового отсека имеет шесть надстроек для крепления боковых блоков и экран для защиты внутренней полости от горячих газов двигателей. Экран включает в себя силовой каркас, шесть парных подкосов и двенадцать съемных панелей. Каждая панель состоит из двух листов. Пространство между листами заполнено теплозащитным материалом АТМ4. Наружный лист панели выполнен из термопрочного титанового сплава ОТ4-11. Центральная часть экрана оснащена поворотными крышками, под которыми размещены отрывные электрические и пневмогидравлические разъёмы стыковки систем изделия со стартовыми коммуникациями.
В обечайке отсека между блоками I-II и IV-V вырезаны отверстия для прохода трубопроводов и кабелей в гаргроты окислителя и горючего.
Ферма крепления магистралей питания окислителем и горючим представляет собой кольцо из стальной трубы, закреплённой болтами с помощью шести пар подкосов на шпангоуте N4.
С баком окислителя хвостовой отсек соединен болтами и штырями , а с хвостовым отсеком бокового блока - с помощью специальных кронштейнов, установленных на шпангоуте N4.
Верхнее крепление подвесных боковых блоков горючего - скользящее. Рядом с верхним креплением расположены растяжки.
В переднем отсеке ракетного ускорителя второй ступени размещены блоки систем: управления движением, опорожнения баков и телеметрии. На обечайке переднего отсека размещены шесть тормозных пороховых двигателей, используемых при разделении второй и третьей ступеней.
В хвостовом отсеке ускорителя размещены четыре автономных двигателя, также выполненных по замкнутой схеме. Один из четырёх двигателей имеет газогенератор для наддува бака горючего и смеситель для наддува бака окислителя. Управление движением второй ступени производится отклонением шарнирно закреплённых двигателей на угол 3015'.
Оболочка корпуса бака горючего состоит из четырёх панелей вафельной конструкции, изготовленных механическим фрезерованием из нагартованных листов толщиной 16 мм.
Оболочка корпуса бака окислителя сварена из трёх панелей. Снаружи к обечайке приварены кронштейны для крепления гаргротов.
Оболочки автоматической аргонно-дуговой электросваркой соединены встык со шпангоутами днищ. Днища баков - сферической формы. Среднее разделительное днище выполнено из плакированных листов. Слой плакировки находится со стороны, обращенной к окислителю.
На днищах размещены фланцы:
- на верхнем - фланец дренажно-предохранительного клапана, групповой фланец с выводами датчиков СОБ, СКУ, температуры, остатков компонентов топлива, штуцер датчика давления, фланец фитинга наддува;
- на среднем - фланец расходной магистрали окислителя;
- на нижнем - фланцы четырёх расходных магистралей горючего и расходной магистрали окислителя, фланец дренажно-наддувной трубы, групповой фланец с выводами датчиков СОБ, СКУ, температуры, остатка компонента топлива и штуцер датчика давления.
Кроме фланцев на верхнем и нижнем днищах имеются люки-лазы для проведения монтажных работ.
Внутри переднего отсека размещены маршевый двигатель 8Д48 и четырёхкамерный рулевой двигатель 8Д611, установленные на ускорителе третьей ступени. На корпусе отсека установлены шесть тормозных твёрдотопливных двигателей 8Д84, защищенных обтекателями.
Оболочка корпуса отсека - цилиндрической формы полумонококовой конструкции. Поперечный набор образован девятью шпангоутами; пять из них - усиленные, выполнены из прессованных профилей (сплав Д16Т) П-образного и углового сечений. Продольный набор состоит из 80 стрингеров, выполненных из прессованных профилей П-образного и таврового сечений.
Стрингеры через переходные элементы соединены со шпангоутами. В отсеке имеются четыре газоотводящих канала, закреплённых на шпангоутах. Снаружи газоотводящие каналы покрыты теплозащитным слоем АТ-1 толщиной 3,5 мм и закрыты обтекателями, обтянутыми полиэтиленовой пленкой.
Между шпангоутами в корпусе отсека предусмотрен люк больших размеров для подхода к размещенным внутри агрегатам.
Двигательный отсек состоит из усеченной конической силовой оболочки, двигательной фермы, защитного экрана с отражателем, промежуточной цилиндрической проставки и сбрасываемой цилиндрической силовой оболочки.
Коническая оболочка состоит из обшивки, продольного и поперечного набора. Основной материал - сплав В95Т. Продольный набор включает 644 стрингера, расположенные с внешней стороны конуса. Поперечный набор состоит из шести шпангоутов, расположенных внутри конуса. Сверху оболочка присоединена к торцевому шпангоуту бака горючего, снизу - к силовому шпангоуту двигательной фермы, которая служит для установки четырёх двигателей с агрегатами и магистралями питания. В центре двигательной фермы расположена крестовина, выполненная горячей штамповкой из сплава АК6 с отверстиями под трубопроводы подвода компонентов топлива к двигателям. Она расположена в центральной части фермы и поддерживается восемью стальными подкосами, попарно закреплёнными в узлах рамы.
Защитный экран закрывает собой пространство между соплами двигателей и предохраняет внутреннюю полость отсека от воздействия горячих газов. Он выполнен из листа Д16Т, закреплённого на двух балках и окантованного по краям профилями двутаврового сечения. Балки с помощью подкосов закрепляются на силовом шпангоуте. На концах балок на кронштейнах закреплены 4 бугеля нижнего пояса.
Внутренняя сторона экрана покрыта теплозащитной обмазкой ВШ4. Щели между соплами и экраном закрыты чехлами из мягкой ткани ГКК N 6 (набор стеклоткани и облицовочной силовой ткани), закрепляемой на экране и на усиленной части двигателей болтами через прижимные пластины.
Отражатель служит дополнительной защитой внутренней полости отсека от горячих газов. Он состоит из четырёх жёстких панелей, собранных из дюралевых листов, подкрепленных профилями. Одна часть отражателя закреплена на центральных балках экрана, другая, при помощи тяг, закреплена на силовом шпангоуте.
На силовой конической оболочке расположены приборы телеметрии, насосная станция и агрегаты пневмогидравлической системы. Для подхода к агрегатам двигателя и приборам в конической оболочке предусмотрены два люка. С наружной стороны на конусе смонтированы четыре отрывные платы электросоединений. На нижнем силовом шпангоуте расположены кронштейны крепления трубопроводов заправки и дренажа, платы пневморазъёмов ПГС. Расположенные двумя поясами бугели (по четыре бугеля в каждом поясе под углом 450 к плоскостям стабилизации) служат для обеспечения безударного отделения первой ступени.
Проставка промежуточная расположена между торцевыми шпангоутами бака горючего второй ступени и сбрасываемой цилиндрической силовой оболочки и служит для размещения пироболтов и равномерного распределения ударных нагрузок, действующих на бак горючего при их срабатывании. Проставка промежуточная представляет собой короткую цилиндрическую оболочку полумонококовой конструкции, состоящую из обшивки, стрингерного набора и двух торцевых шпангоутов. Материал проставки - сплав В95.
Сбрасываемый отсек второй ступени состоит из сбрасываемой цилиндрической силовой оболочки отсека и фермы, являющейся по сути верхней половиной межступенчатой фермы (обе половины соединены между собой технологическим разъёмом), так что при отходе отработавшего ускорителя первой ступени в процессе разделения ступеней вместе с ним стягиваются со второй ступени и ферма и цилиндрическая силовая оболочка отсека. На последней установлены четыре направляющих рельса таврового сечения, которые скользят по бугелям в процессе разделения и позволяют безударно стянуть корпус хвостового отсека второй ступени с бугелей.
Сверху цилиндрическая силовая оболочка отсека стыкуется с промежуточной проставкой десятью пироболтами и тринадцатью технологическими легкосъемными болтами. Технологические болты обеспечивают соединение ступеней при ветровой нагрузке незаправленной ракеты и снимаются после её заправки.
Трубопроводы дренажа и заправки баков ускорителя второй ступени окислителем и горючим проложены соответственно между III-IV и II-III плоскостями стабилизации. В плоскости технологического стыка ферм трубопроводы имеют технологические разъёмы. Технологическая компенсация при стыковке трубопроводов обеспечивается сильфонами. Разделение трубопроводов заправочно-дренажных магистралей происходит между шпангоутами N7 и N8 корпуса.
Ферма сбрасываемого отсека второй ступени, также как и ферма ускорителя первой ступени предназначены не только для силового соединения ускорителей ступеней, но и для выхода газов работающих двигателей второй ступени при "горячем" разделении. Каждая ферма состоит из Х-образных балок швеллерного сечения, выполненных из сплава В-95. Между фермами находится шпангоут, с помощью которого обеспечивается технологический стык ускорителей ступеней. Для защиты от аэродинамического нагрева элементы фермы обмотаны стеклотканью с пропиткой.
Баковый отсек состоит из двух полостей: окислителя (верхняя полость) и горючего (нижняя полость), разделенных сферическим днищем, в центре которого установлено заборное устройство с воронкогасителем и присоединенной к нему магистралью окислителя.
В верхней части ракетного ускорителя третьей ступени расположен приборный отсек. Конструкция приборного отсека, клепаная негерметизированная, выполнена в виде торовой оболочки вращения прямоугольного поперечного сечения. В отсеках тора размещены главные приборы системы управления движением. Система управления - автономная, выполненная по троированной схеме.
Кроме неё там же расположены приборы системы регулирования кажущейся скорости, аппаратура, определяющая параметры конца активного участка траектории, и три гиростабилизатора. Принцип троирования применён и для формирования командно-управляющих сигналов. Вместе с тем, построенная таким образом система управления повышает надёжность и точность выведения космических объектов.
Блок баков ускорителя третьей ступени, также как и ускоритель второй ступени, состоит из бака окислителя и бака горючего с общим сварным сферическим одинарным днищем. Нижнее днище бака горючего - коническое, в виде усеченного конуса, меньшее основание которого заканчивается сферической полостью, расположенной выпуклостью внутрь бака.
В этой полости размещена верхняя часть маршевого двигателя ступени, так называемый "гусь".
К шпангоуту, соединяющему коническое днище и сферическую оболочку полости, жёстко крепится через лапы рамы сам маршевый двигатель 8Д48, аналогичный одному из четырёх маршевых двигателей второй ступени.
Четыре камеры сгорания рулевого двигателя 8Д611 с рулевыми машинами установлены в плоскостях стабилизации на нижнем силовом шпангоуте цилиндрической обечайки бака горючего на специальных жёстких платах.
Каждая камера рулевого двигателя может отклоняться на угол 450.
Коммуникации и арматура основного двигателя защищены от воздействия струй рулевого двигателя мягким теплозащитным экраном, закреплённом на круговом каркасе из алюминиевого сплава АМг-6НН.
Блок баков окислителя и горючего выполнен по той же конструктивной схеме, что и блок баков на ускорителе второй ступени с небольшим отличием. Разница заключается в том, что в этом блоке бак окислителя не имеет обечайки: он образован средним и верхним днищами, соединенными сваркой по шпангоутам.
Обечайка бака "Г" сварена из двух панелей вафельной конструкции. Нижнее днище - конической формы, изготовлено из трёх листов и химически отфрезеровано, кроме мест приварки шпангоутов и фланцев.
К нижнему днищу приварен фланец расходной магистрали окислителя и двух расходных магистралей горючего. Верхнее и среднее днища - сферические, каждое выполнено из трёх листов. Для среднего днища использованы плакированные листы. Плакированной стороной днище обращено к окислителю. На верхнем и нижнем днищах блока для доступа во внутреннюю полость имеются люки-лазы.
Каждая ракета-носитель проходит на заводе-изготовителе автономные испытания и комплексные испытания. Оригинальная конструкция ракеты-носителя и особенно её первой ступени позволила сократить стоимость и сроки испытаний ускорителей первой и второй ступеней. Благодаря возможности испытаний центрального блока с одним или двумя боковыми блоками по мнению разработчиков не потребовалось создавать мощные наземные стенды. Перевозка блоков-ускорителей ступеней РН оказалась возможна всеми видами транспорта. При этом необходимо отметить, что транспортировка блоков ускорителей данной ракеты железно-дорожным транспортом допускается только при остановке встречного движения.
Анализ результатов пусков этой РН период с 1967 года по 1971 год, а именно за первое пятилетие лётной эксплуатации, на которое пришлось наибольшее количество отказов, позволяет отметить следующее.
Из тридцати одного пуска четырнадцать оказалось неуспешными. Накопленное значение статистической вероятности успешного пуска РН составило на конец 1971 года 0,548.
Это свидетельствует о том, что при создании ракеты-носителя недостаточное внимание уделялось стендовой отработке ракетных блоков.
В тот период господствовала идеология лётной отработки ракет-носителей КА, взятая из арсенала методологии создания боевых баллистических ракет. Считалось, что до принятия ракеты на вооружение достаточно провести от 20 до 60 пусков, в зависимости от типа ракеты. Так дело обстояло и с ракетой-носителем на базе межконтинентальной баллистической ракеты УР-500. Принятие подобной методологии приводило к недостаточной наземной комплексной отработке ракет. Недооценка значения объёмной наземной комплексной отработки элементов, агрегатов, блоков и ракеты в целом привела к вышеуказанным результатам. Например, при ЛКИ УР-500К, совмещенных с целевыми пусками, в 1969 году произошли подряд четыре аварийных пуска с разрушением ракеты-носителя, разгонного блока и потерей космического аппарата. Нанесенный ущерб и затраты на поиск и устранение причин аварийных пусков составили суммы, достаточные для создания наземной экспериментальной базы комплексной отработки и огневых технологических испытаний блоков и ракеты в целом.
Принятыми мерами по ликвидации отказов надёжность УР-500К была повышена, и в последующие годы запуски КА стали более успешными.
Однако, учитывая длительный срок эксплуатации и старение материальной части конструкции ракетных ускорителей ступеней, агрегатов систем наддува баков, энергопитания, узлов разделения ступеней, наконец, систем управления движением и телеметрии, а также необходимость выполнения требований по увеличению грузоподъёмности носителя и повышению экологической безопасности в районах падения отработавших ускорителей в 1969 г. в рамках выполнения правительственной НИР "Поиск-П" институтом совместно с ЦНИИМАШ МОМ было выдвинуто предложение о глубокой модернизации РН 8К82К.
Исходя из подтвержденной КБ "Энергомаш" реальной возможности форсирования базового двигателя 11Д43 по тяге до 161,9 тс (7,7%), включая необходимые для нормальной работы системы РКС пределы регулирования, в основном, за счёт имеющихся резервов существующей конструкции, представлялось наиболее целесообразным в то время:
- форсировать двигатель 11Д43 по тяге примерно на 4% при практически полном сохранении конструкции и технологии изготовления;
- увеличить заправку топливом ускорителя первой ступени примерно на 30 т. Развитие топливных емкостей может быть проведено практически без изменения общей длины ускорителя только за счёт увеличения длины боковых блоков (по горючему) и установки дополнительных емкостей (по окислителю) между боковыми блоками;
- реализовать выявленные при эксплуатации комплекса потенциальные возможности и резервы по системам и агрегатам носителя, а также использовать опыт , полученный при разработке других ракетных систем на высококипящих компонентах топлива.
По предварительным оценкам энергетические возможности такого модернизированного носителя 8К82КМ составили бы:
- масса полезного груза, выводимого на круговую орбиту высотой 200 км и наклонением 510 тремя ступенями РН - 30 т , при довыведении с помощью разгонного блока - 31,5 т, то есть примерно на 50-57% по сравнению с энергетикой базового носителя.
К преимуществам такого варианта модификации 8К82К относились:
- снижение общих затрат времени и средств на реализацию за счёт сокращения объёмов НИР, ОКР в части двигателей, доработок по стартовому комплексу и стендовой полётной отработки;
- обеспечение высокого уровня надёжности носителя 8К82КМ уже с первых пусков за счёт сохранения достигнутого на изделии 8К82К уровня.
В 1994 году было принято решение о малой модернизации РН 8К82К - РН "Протон-М".
Сущность основных мероприятий по модернизации состояла:
- в замене существующей системы управления движением на систему, взятую с РН "Зенит" с некоторыми доработками;
- в незначительном форсировании двигательных установок ступеней по тяге;
- во внедрении мероприятий, обеспечивающих экологическую безопасность при пуске РН.