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Ayer, 24 de noviembre, a las 14:19 UTC la empresa ILS (International Launch Services) ha lanzado un cohete Protón-M/Briz-M (8K82KM) desde la rampa PU-39 del Área 200 del cosmódromo de Baikonur.

Satélite W7 (Khrúnichev).

El W7 es un satélite de comunicaciones geoestacionario de 5627 kg construido por Thales Alenia Space usando como base el Spacebus 4000 C4. Tiene una vida útil de 15 años y se unirá al satélite W4 para transmitir desde los 36º de longitud este, sustituyendo al SESAT-1, gracias a 70 transmisores en banda Ku.

El cohete

Con capacidad para poner 21,6 toneladas en una órbita baja de 200 km y una inclinación de 51,6º, el cohete Protón es hoy en día el lanzador ruso más potente en servicio. Cheloméi lo concibió originalmente como el supermisil intercontinental definitivo (UR-500), pero pronto se convirtió en la espina dorsal del programa lunar tripulado Zond/L1 y las estaciones espaciales Salyut/Almaz, Mir e ISS. Debido a estos orígenes militares, el Protón emplea propergoles hipergólicos (altamente tóxicos): tetróxido de nitrógeno y dimetilhidrazina asimétrica (UDMH).

Sin incluir la etapa superior, el Protón-M es un lanzador de tres etapas:

Primera etapa (Protón K-1): está formada por un tanque central de tetróxido de nitrógeno rodeado de seis pequeños tanques de UDMH. Hasta la década de los 80 los analistas occidentales pensaban que los tanques exteriores eran etapas independientes, siguiendo el modelo de distribución del cohete Soyuz, pero en realidad esta curiosa disposición se debe a la necesidad de transportar hasta Baikonur los componentes del cohete por separado mediante ferrocarril. En la base de cada tanque de hidrazina hay seis motores RD-275 (14D14) diseñados por NPO Energomash, con un empuje a nivel del mar de 1590 kN cada uno. El RD-275 debutó en octubre de 1995 y es el motor cohete hipergólico en servicio más potente del mundo. Se trata de una mejora del RD-253 (11D43), de 1474 kN de empuje.
Segunda etapa (Protón K-2): incorpora tres motores RD-0210 y un RD-0211 (582,1 kN de empuje), diseñados por DB Khimavtomatika (KBKhA, antigua OKB-154 de Semyon Kosberg, sita en Voronezh). La diferencia entre el RD-0211 y el RD-0210 es que el RD-0211 incorpora partes del sistema de presurización del RD-253/275. La segunda etapa del Protón está basada en el malogrado misil UR-200 de Cheloméi.
Tercera etapa (Protón K-3): lleva un motor RD-0212 fabricado por KBKhA, formado a su vez por un motor de una cámara RD-0213 (582,1 kN) y otro con cuatro cámaras RD-0214 (30,98 kN) que funciona como vernier. En esta etapa se encuentra el sistema de control del cohete diseñado por la compañía NIIP (antigua NII-885 de Pilyugin).

Cohete Protón-M con Briz-M (izquierda) y Blok DM-2 (centro y derecha) (Roskosmos).

Cohete Protón-M/Briz-M (Khrúnichev).

La etapa superior Briz-M (14S43) ("brisa" en ruso) fue introducida por Khrúnichev para evitar depender de la etapa Blok-DM-2 (11S861, no confundir con la Blok-DM2 ó 17S40) de RKK Energía. En 1994 el Ministerio de Defensa ruso organizó un concurso para la modernización del Protón-M y el diseño de una nueva etapa superior, concurso que Khrúnichev ganó. Briz-M es una mejora de la etapa Briz-K empleada en el cohete Rokot. En 1996 comenzaron a construirse los primeros ejemplares de esta etapa y en 1997 tuvieron lugar las primeras pruebas. El primer lanzamiento, a bordo de un Protón-K tuvo lugar en 1999. Briz-M, a diferencia del Blok-D, emplea combustibles hipergólicos como el resto de etapas del Protón, lo que permite simplificar su integración con el vehículo. Briz-M tiene una masa máxima 22,4 toneladas, de las cuales 19,8 corresponden a los propergoles. Su diseño único consiste en un cilindro interior (de 2,49 m de diámetro y 2,654 m de largo) rodeado de un tanque externo toroidal desechable denominado APT (Additional Propellant Tank, DTB en ruso) con el que la etapa alcanza los 4 m de diámetro. Esta configuración permite aumentar la masa útil considerablemente, lo cual es primordial a la hora de lanzar satélites geoestacionarios desde una localización tan poco favorable como es Baikonur.

Partes de la Briz-M: 1- bloque central. 2- DTB. 3- interfaz con el cohete.

Vista del Google Earth con las instalaciones del Protón en Baikonur.

Edificio 92A-50 (ILS).

Esquema de una rampa de lanzamiento del Protón.

Instalación de la cofia (Roskosmos).

Integración con la etapa Briz-M (Roskosmos).

Carga de combustible de la Briz-M (Khrúnichev).

Traslado a la rampa (Khrúnichev/Roskosmos).

Colocación en la rampa 39 del Área 200 (Khrúnichev/Roskosmos).

Torre de servicio de la rampa (Khrúnichev).

Lanzamiento (Roskosmos).

Desde Baikonur (46º latitud norte), el Protón-M puede alcanzar tres órbitas bajas de forma directa, con inclinaciones de 51,6º (ISS), 64,9º (GLONASS) y 72,5º (órbitas polares). Otras órbitas están prohibidas porque durante el lanzamiento las primeras etapas del cohete podrían caer sobre áreas habitadas. Para minimizar el impacto ecológico del combustible hipergólico, el Protón-M incorpora un sistema de purga en las dos primeras etapas para eliminar el combustible sobrante antes de que impacten contra el suelo. El lanzamiento se puede producir en el rango de temperaturas de -40º C a 45º C y con una velocidad del viento de 16,5 m/s. Durante el lanzamiento la telemetría del lanzador es recibida por las estaciones de Dzusaly (Kazajistán), Kolpasevo (Rusia) y Ussuriysk (Rusia).

Posibles inyecciones orbitales para el Protón (ILS).

Podemos resumir las fases del lanzamiento de un Protón:

T-13 horas 30 minutos: activación de la etapa de ascenso (Briz-M o Blok DM-2).
T-7 horas: carga de combustible.
T-5 horas: empiezan las actividades del lanzamiento.
T-3,1 segundos: comienzo de la secuencia de ignición.
T-1,75 s: ignición de los seis motores RD-275 de la primera etapa a 40% del empuje.
T-0,15 s: los motores a 107% de empuje.
T-0 s: lanzamiento.
T+0,5 s: confirmación del lanzamiento.
T+10 s: maniobra de giro para que el cohete cambie su azimut y alcance la órbita con la inclinación prevista.
T+65,5 s: máxima presión dinámica (Max Q). Velocidad: 465 m/s. Altura: 11 km.
T+119 s: ignición de la segunda etapa.
T+123,4 s: separación de la primera etapa. Velocidad: 1724 m/s. Altura: 40 km.
T+332,1 s: ignición de los cohetes vernier de la tercera etapa.
T+334,5 s: apagado de la segunda etapa.
T+335,2 s: separación de la segunda etapa mediante seis pequeños retrocohetes de combustible sólido. Velocidad: 4453 m/s. Altura: 120 km.
T+337,6 s: ignición del motor principal de la tercera etapa.
T+348,2 s: separación de la cofia protectora. Velocidad: 4497 m/s. Altura: 123 km.
T+576,4 s: apagado del motor principal de la tercera etapa.
T+588,3 s: apagado de los motores vernier de la tercera etapa.
T+588,4 s: separación de la carga con la etapa superior. Velocidad: 7182 m/s. Altura: 151 km.

Como podemos ver, el Protón emplea un sistema "caliente" durante la separación de etapas (hot staging), es decir, la segunda etapa se enciende mientras la primera todavía está en funcionamiento. Esta práctica, aunque poco eficiente energéticamente hablando, es muy común en los ICBM de combustible líquido, ya que permite simplificar el diseño de las etapas superiores. Esto es debido a que no se requieren motores especiales (ullage engines) para suministrar aceleración durante la separación de etapas y garantizar que los propergoles estén en el fondo de los tanques.