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Die Proton

Vorgeschichte

Über die Entwicklung der Proton gibt es zwei Versionen. Zum einen soll die Proton auf den Plänen für eine riesige Interkontinentalrakete (UR-500) basieren, die zum Transport einer 25-50 Megatonnen Bombe benötigt wurde, welche die Sowjetunion Anfang der sechziger Jahre testeten. Da eine solche Bombe militärisch aber relativ nutzlos ist (einfach weil sie zu groß ist, man könnte besser mehrere Ziele mit kleineren Bomben bekämpfen) wurde die Interkontinentalrakete nie gebaut. Die Entwicklung der Proton wurde nach Vorplanungen endgültig am 24.4.1962 beschlossen. Auch hatte das Politbüro nach dem Machtwechsel im Oktober 1964 kein Interesse mehr an Chruschtschows "Superbombe". So wurde aus der Interkontinentalrakete eine Trägerrakete. Die Interkontinentalraketengeschichte wird am häufigsten in der Literatur genannt, und scheint die wahre Geschichte zu sein.

Die zweite Version ist die, das die Proton gebaut wurde für das Mondprogramm der Russen. Während die Amerikaner ein Mondprogramm hatten, planten die Russen zwei. Es war klar, das ihre Mondrakete N-1 nicht vor Ende der sechziger Jahre fertig werden würde. Weiterhin wäre ein Träger zwischen dieser großen Rakete (80 t Nutzlast) und der Sojus (7 t Nutzlast) von Vorteil, um Teile der Technologie zu testen, und auch Test mit Mondfahrzeugen im Erdorbit zu machen, ohne die große N-1 zu benötigen. Man nutzte diesen Vorteil bei der Proton aber nicht aus. Da sich die beiden Chefkonstrukteure der N-1 (Koroljow) und der Proton (Gluschko) überworfen hatte: Gluschko favorisierte die in der Handhabung relativ sichere Kombination Stickstofftetroxid / Hydrazin, während Koroljow für die bewährte und etwas leistungsstärkere Kombination Sauerstoff/Kerosin war. So verwandte die Proton erst in der vierstufigen Version einen Teil der Mondrakete, den Block-D.

In ähnlicher Weise fungierte auch die Saturn 1+1B als Zwischenschritt und Fahrzeug für die Apollo Missionen in den Erdorbit. Es haben auch die Saturn 1 und die Proton Designmerkmale gemeinsam. Die Russen jedoch machten aus der Not eine Tugend und legten kurzerhand ein zweites Mondprogramm auf. Eine Proton hätte eine normale Sojuskapsel mit leicht abgespeckten Gewicht auf einen Mondkurs gebracht. Die Sojus hätte den Mond umflogen und wäre dann auf der Erde gewassert. So hoffte man dem bemannten Mondflug von Apollo 8 zuvorzukommen. Leider verzögerten sich die Indienststellung der Proton stark, es gab einige Ausfälle und später klappte die Rückführung der zuerst unbemannt gestarteten Sojus Kapseln im Programm "Sond" nicht, so das man nicht vor den Amerikanern landen konnte.

Ihren Namen erhielt die Rakete von den Satelliten Proton die sie als erste transportierte. Dies war auch bei anderen Raketen der UdSSR so, z.B. Kosmos, Sojus, Molnija, Sputnik. In Russland haben Namen für Raketen keine Tradition, sondern es gibt "Erzeugniscodes". Da diese lange Zeit der Geheimhaltung unterlagen, hat man für den Westen die Raketen jeweils nach der ersten Nutzlast benannt. Der Start der Strahlungsmess-Satelliten Proton war der einzige Einsatz der zweistufigen Version, wahrscheinlich auch nur ein Test der ersten zwei Stufen. Im operationellen Einsatz waren nur dreistufige und vierstufige Varianten. Erstere für nahe Erdorbits (Mir, Saljut), letztere für geostationäre Orbit (Ekran, Gorizont) und Planeten und Mondmissionen (Mars, Venera, Luna, Sond).

Die Proton als Trägerrakete

Stufe 1

Die erste Stufe besteht wie bei der Saturn 1 aus einem zentralen Tank, gefüllt mit dem Oxidator Stickstofftetroxid (N₂O₄). Sechs Außentanks enthalten den eigentlichen Treibstoff Unsymmetrisches Dimethylhydrazin (UDMH). Diese Treibstoffkombination ist lagerfähig und zündet bei Kontakt selbst. Sie wird in den ersten drei Stufen verwendet. Die Oberstufe (vierte Stufe) genannt Block D und später Block DM kommt aus einem anderen Ingenieurbüro und verwendet Schwerbenzin und flüssigen Sauerstoff als Treibstoff. Sie war ursprünglich auch für die Mondrakete gedacht. Die Abmessungen der Konstruktion der ersten Stufe war bedingt durch den Transport per Bahn von Moskau nach Baikonur, wobei durch das Schienennetz eine maximale Breite von 4.1 m vorgegeben ist.

An den Außentanks hängen je 6 Triebwerke des Typs RD-253 angeordnet. Der zentrale Tank hat einen Durchmesser von 4.15 m, die Außentanks von 1.6 m. Die Breite beträgt maximal 7.4 m und die Höhe 21.07 m. Die Außentanks haben 19.5 m Länge. Die Startmasse beträgt 450.5 t. Die Abmessungen und die Wahl von externen Tanks haben ihren Grund in den Eisenbahntunneln, die entlegenen Gebieten eine maximal 4.15 m Breite haben. Die 6 Triebwerke liefern einen Bodenschub von 9500 kN und im Vakuum 10400 kN. Sie brennen 130 sec lang. Diese Triebwerke sind anders als die Triebwerke in anderen russischen Raketen mit nur einer Brennkammer ausgerüstet und verbrennen einen Teil des Treibstoffes schon im Gasgenerator, wobei dieser wieder in die Brennkammer eingebracht wird und so ein geschlossenes System mit hohem Brennkammerdruck von über 150 Bar ergibt. Es war das erste Triebwerk Russlands mit dem Hauptstromverfahren, das im westen erst bei dem Space Shuttle eingesetzt.

Gegenüber der R-7, die Basis der Sojus war der Leistungssprung enorm: Die Brennkammern wurden von 200 kN auf 1500 kN Schub gesteigert. Der Brennkammerdruck um das 2.5 fache. Die Turbopumpe besitzt eine Leistung von 18.7 MW, auch dies ist mehr als 4 mal die Leistung der Turbopumpe der Sojus Rakete. Das Volumen der Brennkammer beträgt 30 dm³, ein Triebwerk wie das RD-170 hätte bei dessen Technologie ein Volumen von 2000 dm³ benötigt. Das Triebwerk RD-253 wiegt nur 1280 kg, wodurch man ein hervorragendes Masse/Schubverhältnis von über 100 erhält.

So erstaunt es nicht, dass die Proton zahlreiche Fehlstarts hinnahmen musste, bis man diese Technologie beherrschte. Valentin Gluschko, der diese Triebwerke entwickelte favorisierte sie auch für seinen Entwurf für die Mondrakete, konnte sich damit jedoch nicht gegen den Entwurf von Koroljow mit der N-1 durchsetzen. Für den Einsatz bei der Proton wurde das Triebwerk modifiziert.

Im Laufe der Zeit wurde dieses Triebwerk immer wieder in seiner Leistung gesteigert, wodurch auch die Nutzlast der Proton bei der dreistufigen Variante von 17 auf 20.6 t angestiegen ist. Der Startschub stieg von 8800 kN auf 9500 kN an.

Das neueste Modell mit dem Erzeugniscode 14D14 wird auch als RD-275 geführt. Die Triebwerke werden 3.1 Sekunden vor dem Start gezündet, 1.6 Sekunden vor dem Start auf 40 % Schub hochgefahren und 0.15 Sekunden vor dem Abheben auf 107 % Schub hochgefahren. Die Brenndauer beträgt 126 Sekunden beim letzten Modell.

Die Zuordnung der Tanks zu den Triebwerken wird leider in der Literatur nicht erwähnt. Das einzige dem Autor bekannte Schnittbild ordnet jedem RD-253 einen Tank zu. Auch Aufnahmen des Hecks zeigen Verbindungen zu je einem Tank. Bei Starts der Proton sieht man jedoch sehr häufig ein Triebwerk mit reduzierter Leistung brennen. Es erscheint dunkler und zieht meist eine braune Rauchfahne hinter sich. Wahrscheinlich ist dies ein Triebwerk bei welchem nur wenig UDMH in die Brennkammer eingespritzt wird, wodurch der Schub absinkt und das Treibstoffgemisch überschüssiges, nicht verbranntes Stickstofftetroxid enthält. Dazu passen auch Berichte, wonach ein Umweltproblem der Proton die Treibstoffreste in den Raketenstufen sind. Wären die Tanks miteinander verbunden könnte man zumindest das sehr toxische UDMH vollständig verbrennen. Reste von Stickstoftetroxid (ein Stoff muss beim Verbrennen zur Erschöpfung des Brennstoffs immer im Überschuss vorliegen) sind weitaus ungefährlicher, sie bilden im Boden nur eine Säure, jedoch keine dauerhafte Verseuchung.

Der Sinn dieser Maßnahme dürfte es seit den Schub dieses Triebwerks zu senken. Dadurch neigt sich die Rakete durch den asymmetrischen Schub in die andere Richtung. Dies ist eine einfache Form der Schubvektorsteuerung, jedoch sehr ineffizient. . Bei Schrägaufnahmen der Stufe sieht man, dass das Triebwerk immer das obere ist, was für diese Deutung spricht. Pläne für neuere Varianten der Proton (siehe unten) sehen daher auch eine Reduktion dieser Treibstoffverschwendung vor.

Stufe 2

Die zweite Stufe wird wie bei anderen russischen Raketen "heiß" gezündet. Das bedeutet, das man nicht die erste Stufe vollständig ausbrennen lässt. Die Zündung erfolgt während die erste Stufe noch arbeitet, aber nahezu den Treibstoff verbraucht hat. Daher ist die erste und zweite Stufe mit einem Gitterrohradapter ausgerüstet, damit die Flammen freien Weg haben. Diese Methode erspart einem das Problem der Zündung in der Schwerelosigkeit, sie bedeutet aber auch das man Treibstoff der ersten Stufe "verschenkt". Früher schlugen die ersten Stufen mit viel Resttreibstoff in Kasachstan auf und verseuchten große Flächen, heute arbeiten die Triebwerke weiter bis der Treibstoff verbraucht ist.

Die Triebwerke werden nach 122 Sekunden gezündet und nach 126 Sekunden, wenn die erste Stufe abgeschaltet wird auf volle Leistung hochgefahren.

Der Durchmesser der zweiten und dritten Stufe entspricht der des zentralen Tanks der ersten Stufe und beträgt 4.15 m. Drei Triebwerke des Typs RD-210 und eines des Typs RD-211 liefern einen Schub von 2332 kN. Das RD-211 trägt dabei den Gasgenerator für alle vier Triebwerke, ansonsten sind die Triebwerke identisch. Das RD-211 liefert auch durch den Gasgenerator das Druckgas für die Druckbeaufschlagung der Tanks. Die zweite Stufe hat eine Länge von 10.9 m und wiegt 134.9 t beim Start.

Stufe 3

Auch die dritte Stufe wird noch während des Betriebs der zweiten angelassen, allerdings sind es hier nur die Steuerdüsen zur Stabilisierung der Stufe und zur Sammlung des Treibstoffs. Sie werden nach 332 Sekunden gezündet. 2 Sekunden später erfolgt die Stufentrennung. Die Zündung der dritten Stufe selbst erfolgt erst 1 sec nach Abtrennung von der zweiten Stufe. Die dritte Stufe hat eine Länge von 6.50 bei einem Durchmesser von 4.15 m und einer Startmasse von 50.7 t. Sie wird von einem einzelnen Triebwerk des Typs RD-212 angetrieben. Dieses ist nicht schwenkbar und verwendet zur Lageregelung 4 Vernierdüsen, die an der Turbopumpe des Haupttriebwerkes angeschlossen sind. Das Haupttriebwerk vom Typ RD-213 hat 613 kN Schub. Die vier Verniertriebwerke haben jeweils 31 kN Schub. Sie gehören zu einem Triebwerk RD-214 mit zentraler Treibstoffförderung und 4 Brennkammern.

An die dritte Stufe schließt sich die Steuerungseinheit an. Die Proton wird von einer analogen Programmsteuerung gesteuert, verfügt also über keinen Bordrechner. Erste und zweite Stufe arbeiten nach einem festen Schema (dies ist auch bei westlichen Raketen üblich z.B. bei der ersten Stufe von Ariane 4 und der Saturn 5) und die dritte übermittelt die Beschleunigungsdaten an einen "elektrolytischen Integrator", der vor der Mission aufgeladen wird und der durch diese Impulse laufend entladen wird. Beim Verbrauch der Ladung ändert sich der innere Widerstand des Integrators und dadurch unterbrechen Relais die Treibstoffzufuhr für die dritte Stufe. Vom Funktionsprinzip hört sich das an als wäre dieser Integrator ein aufgeladener Kondensator.

Die dritte Stufe befördert die Nutzlast oder die Kombination einer Oberstufe mit der Nutzlast in einer niedrige Erdumlaufbahn. Der Block DM hat eine eigene Steuerung, der alte Block D wurde von der Nutzlast gesteuert. Näheres dazu jeweils in den Beschreibungen zu den Raketenvarianten.

Flugprofil

Gemeinsames Merkmal aller Versionen ist das Absetzen der Nutzlast oder des Block-DM und der Nutzlast in einen niedrigen Erdorbit. Dort befördert der Block DM seine Nutzlast auf Kurs. Da der Block D/DM alleine schon eine Masse von 18 t hat bleibt bei diesem Flugregime wenig Platz für die Nutzlast, denn die Nutzlast beträgt max. 20.6 t für die dreistufige Proton. Für Planetensonden ist es nicht wesentlich, das nur eine suborbitale Bahn mit hoher Nutzlast möglich ist, denn diese zünden ihren Block D in der Regel sofort der dritten Stufe und erreichen so eine Parkbahn. Dieses Flugprofil zeigt dass man die Proton zuerst als dreistufigen Träger mit einer Steuerung konzipierte und dann erst den Block D hinzunahm der eine eigene Steuerung hat.

Anders ist es bei geostationären Satelliten. Hier erfolgt die erste Brennphase des Blocks DM erst nach 74 min, wenn der Äquator erreicht ist (die Inklination von 52 Grad muss abgebaut werden), somit muss die Nutzlast kleiner als 2.6 t sein, um eine Bahn zu erreichen. Für russische Satelliten ist dies kein Problem, denn im Gegensatz zu westlichen Satelliten werden diese mit mehreren Zündungen von Block-DM in einen geostationären Orbit eingeschossen. Block DM fungiert hier auch als Apogäumsantrieb.

Für westliche Satelliten ist diese Prozedur aber unvorteilhaft. Diese besitzen ihren eigenen Apogäumsantrieb, der auch die Treibstoffvorräte für die spätere Lageregelung umfasst. Hier kann die Proton ihre volle Nutzlast nicht ausnützen (schwere Satelliten wären nur gegen Weglassen von Treibstoff möglich) oder den Satelliten auf eine höhere Bahn transportieren, Astra 1F z.B. auf eine 12000 × 36000 km Bahn, wodurch dieser wieder Treibstoff sparen kann. Das Weglassen des Apogäumsantrieb würde kein Satellitenbetreiber mitmachen, denn dann könnte er den Satelliten nicht mehr mit einer anderen Rakete starten.

Daher ist ein Aspekt der bei der Kommerzialisierung der Proton oft angepeilt wurde, die Suche nach einem äquatornahen Startgelände z.B. in Australien um die Nutzlast für den geostationären Orbit zu steigern. Dann fiele die Freiflugphase von Block DM weg und man könnte ihn direkt nach Brennschluss der dritten Stufe zünden.

Die Suche nach westlichen Nutzlasten

Schon Anfang der achtziger Jahre versuchte man die Proton als Träger westlicher Nutzlasten anzubieten. Damals zu absoluten Dumpingpreisen. So wurde ein Start für nur 25 Millionen Dollar angeboten. Dies entsprach einem Drittel dessen was für eine Atlas zu zahlen war, bei geringerer Nutzlast auf diesem US-Träger. Doch auch nach der Öffnung der Sowjetunion machten die amerikanischen CoCom Bestimmungen diesen Bemühungen ein Ende. CoCom ist die Abkürzung für Coordinating Commitee on Multilateral Export Controls (Koordinationsausschuss für mehrseitige Ausfuhrkontrollen). Die CoCom Bestimmungen verbieten die Ausfuhr von Hochtechnologie in Ostblockstaaten. Selbst wenn ein Satellit nicht in Amerika gebaut ist (was damals bei zirka 90 % der Kommunikationssatelliten der Fall war), so enthielt er doch irgendwelche in Amerika gefertigte Teile wie z.B. Mikroprozessoren. Diese Bestimmung kam einem völligen Ausfuhrstopp für Satelliten gleich.

Anfang der neunziger Jahre lockerte sich das Verhältnis zwischen den USA und Russland und 1992 gab es eine Abmachung das zuerst ein Inmarsat mit einer Proton fliegen durfte, später wurde eine Quote festgelegt von 8 Nutzlasten im Zeitraum von 1996-2000 zu maximal 7.5% unter den westlichen Startpreisen, später wurde diese geändert in 16 Nutzlasten und 15 % unter den westlichen Preisen. Die Proton wurde damals für 70 Millionen USD angeboten, ein Start eines 3 t Satelliten auf einer Atlas kostet zirka 90 Millionen USD. Außerhalb dieser Vereinbarung laufen 3 Starts von Nutzlasten für das Iridium System. Zum Vergleich: Die russische Regierung zahlt für die Herstellung der Proton (ohne Startdurchführung) etwa 25 Millionen USD.

Seit 1996 wird die Proton von ILS (International Launch System) gemeinsam mit der Atlas vermarktet. Lockheed Martin (Hersteller der Atlas) hält an dieser Firma 51 %, die anderen 49 % die russischen Hersteller der Proton. Dort konnten die Russen auch gleich lernen, wie man die Zuverlässigkeit steigert: ILS deklarierte einfach alle Starts vor 1970 zu "Entwicklungsflügen". Die Proton absolvierte nach dieser "Statistik" also 19 Entwicklungsflüge mit 9 Fehlstarts und 281 operationelle Flüge mit 15 Fehlstarts - So kann man die Zuverlässigkeit von 92 auf 95.5 % steigern.

Die Weiterentwicklung der Proton

Schon seit langem plant die Sowjetunion die Proton durch einen leistungsfähigen Nachfolger namens Angara zu ersetzen. Angesichts der Finanznöte dürfte eine solche Neuentwicklung jedoch nicht zu finanzieren sein.

So liegen derzeit die Hoffnung auf einer Weiterentwicklung der Proton, der Proton M. In die Konzeption dieser Rakete fliesen auch nun die Anforderungen westlicher Nutzlasten ein, so das zwar die Nutzlast selbst nicht stark ansteigen wird, jedoch für westliche Satelliten die nicht direkt in den geostationären Orbit eingeschossen werden die Nutzlastkapazität stark von 3 auf 4.4 t ansteigt. Ebenfalls gedacht ist an ein Startgelände nahe des Äquators z.B. in Australien, um so die Erdrotation besser zu nutzen. Bei einem Start von Baikonur aus hat man 2 Nachteile: Erstens ist bei 52 Grad Nord der Geschwindigkeitsgewinn durch die Erdrotation geringer, Zweitens muss man die Inklination von 52 Grad wieder auf 0 Grad im geostationären Orbit bringen und benötigt dafür mehr Treibstoff.

Auch für die Proton M sind derzeit die Mittel knapp, hinzu kommen einige Fehlstarts in den letzten Jahren, so von Mars 96 und von 4 Starts des Jahres 1999 gingen ebenfalls 2 schief. Dies fördert natürlich nicht gerade den Zufluss neuer Kundschaft. Dabei muss allerdings gesagt werden, das die Proton insgesamt ein Träger mit vielen Fehlstarts ist. Dies traf vor allem in der Anfangsphase zu, jedoch ist auch bei den letzten 10 Jahren nur eine Zuverlässigkeit um 90 % gegeben. Andere Träger wie Delta, Ariane und Atlas haben nach dem Überwinden von Kinderkrankheiten heute eine Zuverlässigkeit von 95-98 %.

Die Proton M wurde im Jahre 2002 eingeführt und wird seitdem neben der Proton K eingesetzt.

Beschreibung der einzelnen Varianten der Proton

Im folgenden finden sie alle wesentlichen Varianten der Proton. Dieser Artikel ist allerdings keine Startstatistik, wenn Sie aktuelle Informationen haben wollen welches Modell wie oft geflogen ist, so sind folgende Websites für Sie besser:

• Jonathans Space Report - enthält ein langes Textfile mit der kompletten Startliste alle Starts seit 1957, wöchentlicher Newsletter
• Enzyklopädie Astronautica - Informationen über alle Nutzlasten, jedoch nur mäßig aktuelle Startlisten
• ILS: Die Firma welche die Proton vermarktet.

Proton 2

Die Proton 2 war die erste Entwicklungsstufe. Sie flog nur viermal und beförderte dabei die Erdsatelliten Proton 1-3 in den Orbit, die mit 12.2 t damals schwersten Satelliten. Für den operationellen Einsatz war ihre Nutzlast zu klein, denn diese konnte mit der dritten Stufe um 50 % gesteigert werden. Die Startmasse wurde aber durch eine dritte Stufe nur um 7 % erhöht. Damit ist die Proton 2 ein Entwicklungsmuster zum Test der Rakete, analog der Titan 3A für die Transtage Stufe die dann in der Titan 3C eingesetzt wurde. Wäre die Proton als Interkontinentalrakete eingesetzt worden, so wäre allerdings die zweistufige Version verwendet worden.

Proton 2 Erststart: 16.7.1965, letzter Start 6.7.1966 4 Starts, davon 1 Fehlstart, Zuverlässigkeit 75 % Nutzlast max. 12.2 t in einen 200 km hohen 52° Orbit Stufe Nr. 1: Vollmasse: 450,510 kg. Leermasse: 31,100 kg. Schub Boden 8844 kN, Schub Vakuum 10020 kN. Spez. Impuls 2619 (Meereshöhe), 3099 (Vakuum). Brennzeit 124 sec. Durchmesser 7.4 m, Länge 21.2 m 6 Triebwerke RD-253-11D48 Stufe Nr. 2: Vollmasse 134,900 kg. Leermasse 13,180 kg. Schub 2332 kN (Vakuum) spezifischer Impuls: 3188 sec. Brennzeit 160-165 sec. Durchmesser 4.1 m, Länge 10.9 m 3 Triebwerke RD-0210 und ein Triebwerk RD-211.

Proton K (Proton 3)

Die dreistufige Version der Proton startete ähnlich wie dies bei der Molnija / Wostok war erst nach der vierstufigen Variante. Der Grund dafür war, das dem Mondprogramm erheblich höhere Priorität eingeräumt war. Erst Anfang der siebziger Jahre gab es mit den Raumstationen Almaz und Saljut auch Nutzlasten für diese Rakete. Später wurde Sie zum Transport von Mir und den Modulen für Mir wie "Kwant", "Spektr" eingesetzt. Im nächsten Jahrtausend wird diese Rakete auch Module für die Raumstation Alpha starten. Alle Starts dieser Rakete beförderten Raumstationen oder Bauteile dafür. Die einzige Ausnahme ist der erste Start, der zur Erprobung den vierten Proton Satelliten startete.

Die Daten der Rakete sind die, der derzeit in Dienst stehenden Version. Die Nutzlast wurde von 17 t auf 20.6 t für einen 200 km hohe Bahn im Laufe der Jahre gesteigert. "Proton K" ist der Name unter dem die Rakete auch im Westen firmiert, das "K" gibt den Unterschied zur originalen zweistufigen Proton an.

Die dritte Stufe lehnt sich in ihrer Konzeption an die erste und zweite Stufe an und arbeitet mit denselben lagerfähigen Treibstoffen. Sie wird jedoch im Flug gezündet. Für die Stabilisierung nach Abtrennung von der zweiten Stufe und Kurskorrekturen zum Erreichen des Orbits sorgen 4 Verniertriebwerke à 31 kN Schub.

Die Proton 3 unterscheidet sich von der vierstufigen Variante durch ihre sehr große Nutzlastverkleidung mit einer Gesamtlänge von 14.88 m und einem maximalen Durchmesser von 4.35 m Sie besteht aus einer 2.23 m langen Übergangssektion zur dritten Stufe von 4.0 m Durchmesser und einer 12.65 m langen Hauptsektion von 4.35 m Durchmesser. Sie wiegt 4160 kg.

Proton 3 Erststart 16.11.1968, letzter Start: 12.7.2000 Starts: 29 Fehlstarts 3. Zuverlässigkeit 89.5 % Nutzlast 19,6 t in eine 51.6° 200 km hohen Orbit Stufe 1: Vollmasse: 450510 kg Leermasse: 31100 kg. Schub: 10460 kN (Vakuum) Schub: 9528 kN (Meereshöhe). Spezifischer Impuls: 2795 m/s (Meereshöhe) Spezifischer Impuls: 3109 m/s (Vakuum) Brennzeit 124 sec Durchmesser 7.4 m, Länge 21.2 m 6 Triebwerke RD-253-11D48 Stufe 2: Vollmasse: 167828 kg Leermasse: 11715 kg. Schub: 2332 kN (Vakuum) Spezifischer Impuls: 3206 m/s (Vakuum) Durchmesser 4.1 m, Länge 14.0 m 3 Triebwerke RD-210 + ein Triebwerk RD-211 Brennzeit: 206 sec. Stufe 3: Vollmasse 50747 kg Leermasse: 4185 kg. Schub: 583 kN (Vakuum) Spezifischer Impuls: 3187 m/s (Vakuum) Durchmesser 4.1 m, Länge 6.52 m 1 Triebwerk RD-212 + vier Vernierdüsen Brennzeit 230-250 sec.

Proton K / Block D

Die vierstufige Version der Proton absolvierte ihren Erstflug vor der dreistufigen Version. Analog der amerikanischen Bezeichnung bei Atlas und Titan wird die Rakete als dreistufige Rakete (Proton K) + Oberstufe (Block D) bezeichnet. Von letzterer gibt es 3 Entwicklungsvarianten und die neue Version Block DM.

Die Oberstufe Block D entstammte aus einem anderen Projekt und war für den russischen Mondflug gedacht. Daher wird diese auch von einem anderen Unternehmen geliefert und verwendet die nicht lagerfähigen Treibstoffe flüssigen Sauerstoff und Kerosin. Diese haben den Vorteil eine höhere Energiedichte als die Kombination Stickstofftetroxid und UDMH zu besitzen. Block D hat keine eigene Steuerung, sondern wird von der Nutzlast gesteuert.

Die Proton / Block D hatte anfangs etliche Ausfälle zu beklagen. Bei den frühen Mustern durch Ausfälle der ersten zwei Stufen, später vor allem durch den Block D. Er zündete nicht oder fiel kurz nach der Zündung aus. Etliche Mond und Planetensonden strandeten so im Erdorbit. Bei dem ursprünglichen Block D übernahm die Nutzlast die Steuerung, nachdem die dritte Stufe diese in einen erdnahen Orbit abgesetzt hatte. Mit dem Block D wurden in den späten sechziger Jahren vor allem Mond- und Marssonden gestartet. Auch die beiden ersten schweren Venera Lander wurden mit der Proton K / Block D gestartet. Die Nutzlast lag bei knapp 6 t zum Mond, 4.9 t zur Venus und max. 4.65 t zum Mars, also etwa 4 mal höher als bei der Molnija Trägerrakete. Diese wurde von der Proton als Standardträgerrakete für Planetensonden abgelöst.

Block D ist wiederzündbar und für eine Betriebszeit von maximal 12 Tage ausgelegt. Eine Isolation um den Sauerstofftank gewährleistet das der -183 ° kalte Sauerstoff nicht in dieser Zeit verdampft. Bei der Zündung brennen zuerst Steuerdüsen mit den hypergolen Treibstoffen UDMH / Stickstofftetroxid, welche den Treibstoff am Boden der Tanks sammeln. Der Sauerstoff wird dann mit Triethylaluminat zur Entzündung gebracht und in die Verbrennungsflamme dann das Kerosin eingespritzt. Ein ähnliches System verwandte auch die Saturn V zur Zündung. Die Proton K / Block D wird heute nicht mehr eingesetzt.

Block D hat eine Masse von 13.36 bei 5.5 m Länge und 3.7 m Durchmesser. Sein Triebwerk RD-58 liefert über 470 Sekunden 83.4 kN Schub. Block D war nicht wiederzündbar. Der spezifische Impuls war mit 3393 etwa 7 % höher als bei der Drittstufe. Block D war mit 13.4 t Startmasse noch leicht genug, dass eine Proton ihn  zusammen mit der Planetensonde in einen Erdorbit bringen konnte.

Es gibt mehrere Nutzlastverkleidungen von 3.7 bis 4.1 m Durchmesser und 7.6 bis 9.3 m Länge.

Proton K / Block D Erststart 10.3.1967, letzter Start 16.10.1975 Starts: 39, Fehlstarts 16. Zuverlässigkeit 58,9 % Nutzlast: 4600 kg zum Mars, 5700 kg zum Mond, 5000 kg zur Venus

Stufe 1: Vollmasse: 450510 kg Leermasse: 31,100 kg. Schub: 9500 kN (Vakuum) Schub: 8800 kN (Meereshöhe). Spezifischer Impuls: 2795 m/s (Meereshöhe) Spezifischer Impuls: 3109 m/s (Vakuum) Brennzeit 133 sec Durchmesser 7.4 m, Länge 21.2 m 6 Triebwerke RD-253-11D48 Stufe 2: Vollmasse: 167828 kg Leermasse: 11,715 kg. Schub: 2332 kN (Vakuum) Spezifischer Impuls: 3206 m/s (Vakuum) Brennzeit: 206 sec. Durchmesser 4.1 m, Länge 14.0 m 4 Triebwerke RD-210 Stufe 3: Vollmasse: 50747 kg Leermasse: 4185 kg. Schub: 583 kN (Vakuum) Spezifischer Impuls: 3187 m/s (Vakuum) Brennzeit 230-250 sec. Durchmesser: 4.1 m, Länge 6.52 m 1 Triebwerk RD-212 + vier Vernierdüsen Stufe 4: Block D (11S824) Vollmasse: 13360 kg. Leermasse: 1.800 kg. Schub 83.4 kN (Vakuum) Spezifischer Impuls: 3393 m/s (Vakuum) Durchmesser 3.7 m, Länge 5.5 m 1 Triebwerk RD-58 + 10 Vernierdüsen 11,22,44 N Brennzeit 470 sec.

Proton K / Block D-1

Der Block D-1 war die erste Weiterentwicklung des Blocks D. Er verwendet ein verbessertes Triebwerk RD-58M und die Treibstoffzuladung wurde leicht vergrößert. Mit dem Block D-1 wurden in den siebziger und achtziger Jahren vor allem Venussonden, aber auch Satelliten in hochelliptische Umlaufbahnen (Granat, Astron und die letzte Lunasonde gestartet). Inzwischen war der Block D-1 soweit ausgereift, das alle Starts gelangen. Eventuell ist dies auch der Grund für die Weiterentwicklung, denn zahlreiche Starts des Blocks D scheiterten schon bei dessen Zündung im Orbit.

Auffällig an dem Einsatz ist der starke Rückgang der Startraten. Gab es bei Block D noch 39 Starts in 17 Jahren so waren nun nur noch 11 in 13 Jahren. Die höhere Zuverlässigkeit erlaubte es die Zahl der Sonden zu reduzieren und so auch die Zahl der Starts.

Proton K / Block D-1 Erststart 9.8.1976, letzter Start 1.12.1989 Starts: 11, Fehlstarts 0. Zuverlässigkeit 100 % Nutzlast: 5750 kg zum Mond, 5000 kg zur Venus

Stufe 1: Vollmasse: 450510 kg Leermasse: 31,100 kg. Schub: 9500 kN (Vakuum) Schub: 8800 kN (Meereshöhe). Spezifischer Impuls: 2795 m/s (Meereshöhe) Spezifischer Impuls: 3109 m/s (Vakuum) Brennzeit 133 sec Durchmesser 7.4 m, Länge 21.2 m 6 Triebwerke RD-253-11D48 Stufe 2: Vollmasse: 167828 kg Leermasse: 11,715 kg. Schub: 2332 kN (Vakuum) Spezifischer Impuls: 3206 m/s (Vakuum) Brennzeit: 206 sec. Durchmesser 4.1 m, Länge 14.0 m 4 Triebwerke RD-210 Stufe 3: Vollmasse: 50747 kg Leermasse: 4185 kg. Schub: 583 kN (Vakuum) Spezifischer Impuls: 3187 m/s (Vakuum) Brennzeit 230-250 sec. Durchmesser: 4.1 m, Länge 6.52 m 1 Triebwerk RD-212 + vier Vernierdüsen Stufe 4: Block D-1 (11S824M) Vollmasse: 14000 kg. Leermasse: 1.830 kg. Schub: 85.3 kN (Vakuum) Spezifischer Impuls: 3451 m/s (Vakuum) Brennzeit: 490 sec. Durchmesser 3.7 m, Länge 5.5 m 1 Triebwerk RD-58M + 10 Vernierdüsen 11,22,44 N

Proton K / Block D-2

Diese Konfiguration wurde nur 3 mal zum Start der schweren Raumsonden Phobos 1+2 und Mars 96 eingesetzt. Der Block D-2 erhielt nochmals mehr Treibstoff. Die genaue Nutzlast für einen Marsflug ist dennoch nicht zu ermitteln, da er immer nur mit einem Traktorblock eingesetzt wurde: Block D-2 brachte die Marssonde mit dem Traktorblock eine hochelliptische Umlaufbahn wo dann diese mit dem Traktorblock die restliche Geschwindigkeit aufbrachte. Es wurde immer nur das Gesamtgewicht Sonde + Traktorblock angegeben, das bei 6.22 t liegt.

Der Traktorblock wurde ursprünglich für die Venera 15+16 Mission entwickelt und ist als weitere 5.te Stufe zu betrachten. Er bringt zum einen die letzte nötige Geschwindigkeit auf um den Mars zu erreichen und bremst beim Mars die Sonde in eine Umlaufbahn ein. Aus ihm wurde später die "Briz" oder "Breeze" Oberstufe entwickelt. Beim Start von Mars 96 scheiterte Block D-2. Er brachte die Sonde auf eine unbrauchbare Umlaufbahn, so dass diese verglühte. Da bei allen 3 Missionen die Nutzlast mit Block D zu schwer für einen Erdorbit war wurde Block D sofort nach der dritten Stufe gezündet und brachte die Sonden zuerst in einen elliptischen Erdorbit. Dort wurde dann der Traktorblock in Betrieb genommen.

Proton K / Block D-2 Erststart 7.7.1988, letzter Start 16.11.1996 Starts: 3, Fehlstarts 1. Zuverlässigkeit 66.7 % Nutzlast: 6220 kg in Marsübergangsbahn.

Stufe 1: Vollmasse: 450510 kg Leermasse: 31,100 kg. Schub: 10500 kN (Vakuum) Schub: 9400 kN (Meereshöhe). Spezifischer Impuls: 2795 m/s (Meereshöhe) Spezifischer Impuls: 3109 m/s (Vakuum) Brennzeit 133 sec Durchmesser 7.4 m, Länge 21.2 m 6 Triebwerke RD-253-11D48 Stufe 2: Vollmasse: 167828 kg Leermasse: 11715 kg. Schub: 2332 kN (Vakuum) Spezifischer Impuls: 3206 m/s (Vakuum) Brennzeit: 206 sec. Durchmesser 4.1 m, Länge 14.0 m 4 Triebwerke RD-210 Stufe 3: Vollmasse: 50747 kg Leermasse: 4185 kg. Schub: 583 kN (Vakuum) Spezifischer Impuls: 3187 m/s (Vakuum) Brennzeit 230-250 sec. Durchmesser: 4.1 m, Länge 6.52 m 1 Triebwerk RD-212 + vier Vernierdüsen Stufe 4: Block D-2 (11S824F) Vollmasse: 16900 kg Leermasse: 1.800 kg. Schub: 85.0 kN (Vakuum) Spezifischer Impuls: 3451 m/s (Vakuum) Durchmesser: 3.7 m, Länge 5.5 m 1 Triebwerk RD-58F + 10 Vernierdüsen 11,22,44 N Brennzeit: 610 sec.

Die Proton K / Block DM

Eine weitere Verbesserung bedeutete der Einsatz des Blocks DM Mitte der siebziger Jahre. Während weiterhin mit dem Block D-1 / D-2 Planetensonden gestartet wurden, transportierte der Block DM Nutzlasten in Geosynchrone oder den 19000 km hohen Glonass Navigationsorbit. Damit ist diese Kombination die einzige sowjetische Trägerrakete, die dies kann. Allerdings wird bei sowjetischen Satelliten mit dem Block DM der ganze Satellit in den geostationären Orbit befördert, nicht nur wie im Westen üblich in eine Transferbahn. Block DM ist wie der Name schon andeutet eine verbesserte Version von Block D.

Wesentliche Unterschiede zum Block D sind ein eigenes Navigations- und Steuerungssystem. Block D wurde von Drittstufe ausgerichtet und hatte lediglich einen Timer der eine Zündung zu einem bestimmten Zeitpunkt auslöste. Weiterhin gab es eine verbesserte Thermoisolierung, die Übernahme des Triebwerkes aus Block D-1 und eine verbesserte Wiederzündbarkeit durch mehr Treibstoff für die Vernierdüsen. 2-3 Zündungen von Block DM werden benötigt um die Bahn zu erreichen. Das Triebwerk RD-58M wurde vom Block D übernommen. Da die russischen Nutzlasten in den geostationären Orbit maximal 2.2 t wiegen, kann aber 3.3 t mehr Treibstoff zugeladen werden. Der Treibstoff Kerosin befindet sich in einem toroidalen Tank, der das Triebwerk umgibt, der Oxidator in einem sphärischen Tank darüber. Die Düse des Triebwerks RD58M wird durch Sublimation von Graphit gekühlt. Block DM ist etwa 70 cm länger als Block D.

Block DM ist modular aufgebaut und besteht aus den Modulen Basismodul (mit Tanks), zwei Module für die Lageregelung mit Treibstoff, dem Triebwerk, dem automatischen Steuerung und der Verbindungsstruktur. Dies ermöglicht es wenn eine Nutzlast zu schwer ist die Steuerung wegzulassen und Block DM wird wie Block D von der Nutzlast gesteuert. Dies spielt jedoch nur bei russischen Starts eine Rolle. Vor allem aber erlaubte das modulare Design eine leichte Anpassung von Block DM für die Zenit, welche in der Sea Launch Version nun auch den Block DM einsetzt.

Block DM kann nicht kontinuierlich rotieren sondern nur um 180 Grad um eine Referenzrichtung geschwenkt werden. Dies ist eine Einschränkung für Nutzlasten die normalerweise vor dem Abtrennen in leichte Rotation versetzt werden um die thermische Belastung zu minimieren bis die Satelliten voll ausgerichtet sind. Die Zündung erfolgt durch kleine Mengen von Hochsiedenden hypergolen Treibstoffen welche vor dem Sauerstoff und Kerosin in die Brennkammer eingespritzt werden und sich selbst entzünden. Dadurch ist Block DM auch mehrfach zündbar. Bis zu 5 Zündsequenzen sind möglich. Vier Vernierdüsen mit eigenem Treibstoff (UDMH/MNH) werden für die Lageregelung und zur Stabilisierung in Freiflugphasen eingesetzt.

Wie Block D wird die ursprüngliche Version heute nicht mehr eingesetzt, sondern die leistungsstärkeren Nachfolger. Von allen Proton Versionen absolvierte diese Version die meisten Starts um die Sowjetunion mit einem Netz von Kommunikationssatelliten und Navigationssatelliten zu versorgen.

Die Proton K / DM2

Ab 1982 wurde eine verbesserte Version des Blocks DM eingeführt. Neben einem verbessertem Lenksystem ist nun auch ein kontrolliertes Entleeren der Tanks nach Missionsende möglich, dadurch werden Explosionen, die zu einer größeren Anzahl von Trümmern führen, vermieden. Schlussendlich ist die GEO Nutzlast nun um 200 kg höher und liegt bei 2300 kg. Leider sind keine technischen Daten für den neuen Block DM-2 verfügbar, so das ich die Daten der Proton K / Block DM übernommen habe. Eventuell ist auch nur die Verwendung von Sintin anstatt Kerosin in der Oberstufe der Grund für die höhere Leistung. Sintin ist ein Gemisch aus Kohlenwasserstoffen mit höherem Energiegehalt als Kerosin. Es wird heute nicht mehr eingesetzt.

Die einzige westliche Nutzlast die jemals mit einer Proton K-DM2 gestartet wurde war der Inmarsat III F6 im Jahre 2004. Die Version ist heute noch im Einsatz für den Start russischer Kommunikationssatelliten.

Im Dezember 2007 startete erstmals eine Proton-M mit dem Block DM-2, so dass wahrscheinlich die Proton-K auch bei russischen Nutzlasten durch die Proton M ersetzt wird. Ebenfalls im Dezember 2007 fand auch der erste Start eines russischen Satelliten mit der Breeze-M Oberstufe statt, so dass die Trennung in "Proton-K und Block DM" für russische Nutzlast und "Proton M + Breeze M" für westliche Nutzlasten bald der Vergangenheit angehören wird. Eine ähnliche Konsolidierung beobachtet man ja auch bei der Sojus wo die Sojus 2 westliche und russische Nutzlasten befördert.

Russland setzte die Proton K / Block DM-2/3 noch lange Zeit nach Einführung der Proton M ein, welche seit 2000 die kommerziellen Flüge von ILS durchführt. Der letzte Start fand erst am 30.2.2012 statt.

Proton K / Block DM-2 Erststart 12.10.1982, letzter Start 25.12.1006 Starts: 116, Fehlstarts 7. Zuverlässigkeit 94,0% Nutzlast: 2300 kg in eine Geosynchrone Bahn

Stufe 1: Vollmasse: 450510 kg Leermasse: 31100 kg. Schub: 9700 kN (Vakuum) Schub: 9000 kN (Meereshöhe). Spezifischer Impuls: 2795 m/s (Meereshöhe) Spezifischer Impuls: 3109 m/s (Vakuum) Brennzeit 133 sec Durchmesser 7.4 m, Länge 21.2 m 6 Triebwerke RD-253-11D48 Stufe 2: Vollmasse: 167828 kg Leermasse: 11715 kg. Schub: 2332 kN (Vakuum) Spezifischer Impuls: 3206 m/s (Vakuum) Brennzeit: 206 sec. Durchmesser 4.1 m, Länge 14.0 m 4 Triebwerke RD-210 Stufe 3: Vollmasse: 50747 kg Leermasse: 4185 kg. Schub: 583 kN (Vakuum) Spezifischer Impuls: 3187 m/s (Vakuum) Brennzeit 230-250 sec. Durchmesser: 4.1 m, Länge 6.52 m 1 Triebwerk RD-212 + vier Vernierdüsen Stufe 4: Block DM-2 (11S86S1) Vollmasse: 17300 kg Leermasse: 2300 kg. Schub: 85.3 kN (Vakuum) Spezifischer Impuls 3541 m/s (Vakuum) Brennzeit 600 sec. Durchmesser 3.7 m, Länge 5.5 m 1 Triebwerk RD-58M + 10 Vernierdüsen 11,22,44 N

Proton K / Block DM-2M / Block DM-3 / Block DM-4 / Block DM5

Eine Modifikation des Bocks DM-2, der Block DM-2M machte ihn um 120 kg leichter, vor allem durch Einsparungen bei der Navigations- und Steuerelektronik. Diese zusätzlichen 120 kg steigern die Nutzlast. Block DM-2M wird nur bei den modernsten russischen Kommunikationssatelliten eingesetzt, eventuell sind diese für andere Varianten zu schwer.

Für den Start von westliche Kommunikationssatelliten mussten einige Änderungen an der Rakete durchgeführt werden. Neben der Nutzlastverkleidung, die größer als bei den russischen Satelliten ist, und erst nach 351 sec anstatt 183 sec abgeworfen wird waren vor allem Anpassungen an Block DM für die Nutzlast nötig. Manche Autoren führen diese Anpassungen als neue Versionen an (Block DM-3 bzw. DM-4). Beide sind Variationen des Blocks DM-2 beziehungsweise DM-2M.

Block DM-3 ist ausgelegt mit einem Nutzlastadapter der Firma Saab Nutzlasten von 3 t in einen 12000 × 36000 km Orbit von 7 Grad Inklination zu befördern, während Block DM-4 ausgelegt ist 2.1 t direkt in den GEO Orbit zu befördern. Die größere Nutzlastverkleidung und die spätere Abtrennung senkt wieder etwas die Nutzlast. Dafür kann mehr Treibstoff zugeladen werden, da die Nutzlast kleiner ist.

Weiterhin kann der Block DM nun auch mit zwei verschiedenen Benzinmischungen betankt werden: Mit normalem Kerosin oder einem synthetischen Gemisch namens Sintin, mit diesem werden etwas größere Nutzlastmassen erreicht.

Für westliche Nutzlasten die im allgemeinen etwas größer als russische Nutzlasten sind wurde eine neue Nutzlastverkleidung mit einem durchgängigen Durchmesser von 4.35 m und einer Länge von 10.0 m entwickelt. Nach dem Fehlstart von Asiasat-3 in einen unbrauchbaren Orbit gab es eine Untersuchung, denn schon vorher gab es mit Block-DM 3 zwei weitere Fehlstarts. Es stellte sich heraus, das Block DM-3 nicht wie vorgesehen wesentlich schwerere Nutzlasten als Block DM-2 befördern konnte, sondern man die Nutzlastmasse auf 2400 kg beschränken musste. Dies machte weitere Anpassungen nötig.

Um jeden noch mehr zu verwirren gibt es noch eine weitere Modifikation des Blockes DM-2: Für das Iridiumsystem sind größere Nutzlasten in einen niederen Orbit zu transportieren. Eigentlich ist eine Proton dafür völlig überdimensioniert. Eine Delta 2 trägt z.B. 5.4 t Nutzlast und befördert 5 Iridium Satelliten auf einmal, eine Proton 20.9 t und 7 Iridiumsatelliten. Damit dies geht, hat man den Block DM-2 strukturell verstärkt und Treibstoff weggelassen. Dieselbe Konfiguration findet auch bei einigen russischen Satelliten Anwendung. Kommerzielle Flüge werden seit Anfang 2003 mit der neuen Oberstufe Breeze M durchgeführt. (siehe unten).

Die Proton DM wird heute von der Firma ILS (International Launch Services) vermarktet, die nicht mehr zwischen den einzelnen Untervarianten unterscheiden sondern nur von einer "Proton K-Block DM" spricht. Dabei handelte  es sich in den letzten Jahren um Starts der Proton K / Block DM-3. Für diese gibt ILS folgende Nutzlasten an:

• 19750 kg in einen 200 km hohen 51.5° geneigten Orbit
• 1880 kg in einen 0° geneigten GSO Orbit
• 4350 kg in einen GTO Orbit mit 1500 m/s Geschwindigkeitsdifferenz zum GSO Orbit (vergleichbar Ariane 4/5 GTO Orbits)
• 4530 kg in eine Transferbahn zum Mond
• 3700 kg in eine Transferbahn zum Mars

Nach Einführung der Proton M, lies ILS die Proton-K/Block DM-2M auslaufen. Russland setzte weiter auf den alten Block DM-2 (ohne Modifikation, sodass diese Rakete 2006 ihren letzten Start hatte).

Proton K / Block DM-2M Erststart 8.4.1996 (Block DM-3) Letzter Start 17.06.2006 (Stand 1.6.2007) 41 Starts, 1 Fehlstart, Zuverlässigkeit 97.5 % Nutzlast 3000 kg in 12000 × 36000 km Bahn. Sintin) Erststart 20.1.1994 (Block DM-2M) Nutzlast 2500 kg in GSO Erststart 24.5.1997 (Block DM-4) Nutzlast 2100 kg in GSO (1930 kg mit Kerosin anstatt Sintin) Erststart 6.6.1997, (Block DM5) Nutzlast 6300 kg in einen 777 km Orbit mit 86° Neigung

Stufe 1: Vollmasse: 450410 kg Leermasse: 31000 kg. Schub: 10600 kN (Vakuum) Schub: 9500 kN (Meereshöhe). Spezifischer Impuls: 2795 m/s (Meereshöhe) Spezifischer Impuls: 3109 m/s (Vakuum) Brennzeit 133 sec Durchmesser 7.4 m, Länge 21.2 m 6 Triebwerke RD-253-11D48 Stufe 2: Vollmasse: 167513 kg Leermasse: 11400 kg. Schub: 2332 kN (Vakuum) 28.13.Spezifischer Impuls: 3206 m/s (Vakuum) Durchmesser 4.1 m, Länge 14.0 m 4 Triebwerke RD-210 Brennzeit 206 sec. Stufe 3: Vollmasse: 50262 kg Leermasse: 3700 kg. Schub: 583 kN (Vakuum) Spezifischer Impuls: 3187 m/s (Vakuum) Durchmesser 4.1 m, Länge 6.52 m 1 Triebwerk RD-210 + vier Vernierdüsen Brennzeit 230 sec. Stufe 4: Block DM-2M (11S86S-01) Vollmasse: 17.300 kg Leermasse: 2180 kg. Schub 85.3 kN (Vakuum) Spezifischer Impuls: 3541 m/s (Vakuum) Durchmesser: 3.7 m, Länge 7.1 m 1 Triebwerk RD-58S + 10 Vernierdüsen 11,22,44 N Brennzeit 600 sec. Stufe 4: Block DM-3 (11S86S-01) Vollmasse: 17.495 kg. Leermasse: 2440 kg. Schub: 85.3 kN (Vakuum) Spezifischer Impuls: 3541 m/s (Vakuum) Durchmesser: 3.7 m, Länge 7.1 m 1 Triebwerk: RD-58S + 10 Vernierdüsen 11,22,44 N Brennzeit 600 sec. Stufe 4: Block DM-4 (11S86S-02) Vollmasse: 18.695 kg Leermasse: 2650 kg. Schub: 85.3 kN (Vakuum) Spezifischer Impuls: 3541 (Vakuum) Durchmesser: 3.7 m, Länge 7.1 m 1 Triebwerk RD-58S + 10 Vernierdüsen 11,22,44 N Brennzeit 680 sec. Stufe 4: Block DM-5 (17S40) Vollmasse: 14.600 kg Leermasse: 3300 kg. Schub 85.3 kN (Vakuum) Spezifischer Impuls: 3451 m/s (Vakuum) Durchmesser 3.7 m, Länge 7.1 m 1 Triebwerk RD-58M + 10 Vernierdüsen 11,22,44 N Brennzeit 450 sec.

Die Proton M und Proton K / Breeze

Es wurde bereits erwähnt, dass westliche Satelliten in der Regel den Transfer vom Transferorbit in den geosynchronen Orbit mit einem eigenen Antrieb durchführen. Dieser macht etwa die Hälfte der Satellitenmasse aus. Dadurch sind westliche Satelliten schwerer als russische Satelliten. Das Flugprofil der Proton war jedoch nicht für so schwere Nutzlasten ausgelegt und so konnte man nur einen Teil der Nutzlast der Rakete ausnützen.

Mit dem Anbieten des Trägers im Westen ging man daher an eine Modernisierung der Rakete. So wird die neue Proton M ein anderes Flugprofil erhalten und auch eine neue Oberstufe. Die eigentliche dreistufige Proton wird weitgehend unverändert übernommen, erhält nun aber ein adaptives Lenksystem. Dieses folgt nicht mehr einem starren Programm sondern reagiert auf Einflüsse auf die Flugbahn. So sind geringere Treibstoffreserven nötig, was die Nutzlast steigert. Alle drei Stufen verbrennen nun ihren Treibstoff auch vollständig. Bislang wurde die Oberstufe gezündet solange die untere Stufe noch arbeitete und dann die Triebwerke dieser abgeschaltet. Die Stufen sollen beim Aufschlag am Boden dadurch auch größere Gebiete mit den giftigen Treibstoffen kontaminiert haben. Insgesamt gibt es an 16 % der Systeme Änderungen an den ersten 3 Stufen.

Die Proton K wird jedoch nach wie vor gefertigt, nur nach dem Erststart der Proton M im Dezember 2004 startet diese Rakete nur noch russische Nutzlasten und die Proton M übernimmt den kommerziellen Transport.

Die Proton M verwendet die erste Stufe unverändert von der Proton K. Die zweite Stufe wurde strukturell in der vorderen Sektion verstärkt um stärkere Nutzlasten und eine höhere aerodynamische Belastung zu ermöglichen. An anderen Stelle wurde das strukturelle Limit abgesenkt, so das die Stufe um 400 kg leichter ist als bei der Proton K.

Dieselbe Modifizierung der Struktur erfolgte auch in der dritten Stufe. Auch hier wurde der vordere Teil verstärkt, ansonsten die Reserven abgebaut und die Stufe um 350 kg erleichtert. Dies erhöht auch die Nutzlast einer LEO Bahn um 350 kg. Für einen erdnahen Orbit steigt die Nutzlast von 20.6 auf 21 t.

Die dritte Stufe kann nun die Nutzlast nur in eine suborbitale Bahn bringen (35 × 200 km) und verglüht dabei. Die neue vierte Stufe Bis M, eine modifizierte Stufe der Breeze K von der Rockot Rakete, zündet zuerst um eine 200 km Bahn zu erreichen und befördert dann die Nutzlast in einen 5500 × 36000 km × 25° Orbit.. Dieser Orbit benötigt mit 1500 m/s annähernd dieselbe Korrekturgeschwindigkeit wie ein 200 × 36000 × 7° Orbit den Ariane erreicht (1532 m/s). Die Nutzlast soll von 4821 kg bei den ersten Flügen bis auf 5520 kg ab dem 8.ten Flug gesteigert werden. Die "alte" Proton K / Block DM liefert 4350 kg in diesen Orbit. Weiterhin ist Breeze auch kompakter, so dass es mehr Raum für die Nutzlast gibt. Neben der "neuen" Proton M, die nur westliche Nutzlasten transportiert, kann man die Oberstufe Breeze (auch Briz geschrieben) auch auf der Proton K einsetzen. In dieser Ausführung werden auch schwere russische Satelliten gestartet.

Die Oberstufe Breeze-M wurde in den achtziger Jahren als Antrieb für Killersatelliten entwickelt. Es kam jedoch niemals zum Bau dieser und so wurde sie in eine Oberstufe  umgewandelt.

Es gibt einige technische Ähnlichkeiten zur Fregat-Oberstufe, die aus dem Traktorblock für die Raumsonden Phobos 1+2 und Mars 96 entwickelt wurde. Es sind hier die gleichen Fähigkeiten nötig (umfangreiche Bahnmanöver im Orbit zu ermöglichen, lange Lebensdauer) und die beiden Haupttriebwerke S5.92 (Fregat) und S5.98 haben sehr ähnliche Leistungsdaten. Diese hohe Flexibilität verbunden mit einer guten Leistung des Triebwerks führte zum Einsatz der Briz-K zuerst als Drittstufe für die Interkontinentalrakete SS-19, die als Rockot im Westen angeboten wurde. Diese Stufe war auch für die Proton interessant, aber zu klein. Die Rockot verwendet eine 6.6 t schwere Breeze-K Stufe. Die Modifikation für die Proton besteht nun in einem zweiten toroidalen Tank mit 14.6 t Treibstoff der die Breeze-K Stufe umgibt und nach Verbrauch des Treibstoffs abgesprengt wird. Dadurch wird auch die Leermasse um 650 kg gesenkt. Es ist auch eine Version der Breeze M ohne diesen Zusatztank verfügbar. Der Einsatz dieser Breeze M CU (CU: Core Unit) wird eventuell auf der Angara erfolgen. Auch die Fregat auf der Zenit setzt diese Technik eines ringförmigen Zusatztanks ein, der nach der ersten Brennperiode abgeworfen wird.

Neben dem Haupttriebwerk vom Typ 14D30 (oder S5.98) verfügt die Stufe über 4 kleinere Triebwerke vom Typ 11D-458 zum Sammeln des Treibstoffs vor der Zündung des Haupttriebwerks in den Tanks und zur räumlichen Lageregelung während des Betriebs des Haupttriebwerks. 12 weitere kleine Triebwerke vom Typ 17D58-E diesen der Steuerung der räumlichen Ausrichtung der Stufe (Verniertriebwerke) während der Freiflugphasen. Das Design von Breeze M lässt eine Missionsdauer von bis zu 24 Stunden und 8 Zündungen zu.

Eine größere Nutzlastverkleidung lässt größere Nutzlasten zu. Die neue Verkleidung hat einen Durchmesser von 5.1 m und eine Länge von 16.37 m. Sie umgibt auch die Breeze M Oberstufe, wodurch 3.07 m der Länge verloren gehen.

Das Flugprofil für den geostationären Orbit sieht normalerweise so aus:

Nach dem Ausbrennen der ersten 3 Stufen zündet die Breeze M Oberstufe zum ersten mal nach einer kurzen Freiflugphase von etwa 2 Minuten. Die Dauer der Zündung ist abhängig von der Größe der Nutzlast und kann bis zu 8 Minuten dauern. Die Sonde erreicht dabei einen etwa 175 km hohen kreisförmigen Orbit. Es schließt sich eine längere Freiflugphase an bis die Sonde von Süden kommend den Äquator etwa 74 Minuten nach dem Start passiert. Um diesen Zeitpunkt herum wird die Breeze erneut gezündet. Es wird nun ein elliptischer Orbit mit einer Inklination von etwa 50 Grad erreicht. Dieser Zwischenorbit hat einen erdfernsten Punkt von 5000 km und einen erdnächsten Punkt von 170-175 km. Nach weiteren 2 Stunden und einem weiteren Orbit zündet die Breeze ein drittes Mal und erreicht nun einen Orbit von 400 x 35800 km. In der Höhe entspricht dies schon dem Zielorbit, doch die Inklination von 50 Grad ist noch zu hoch. Danach wird der Zusatztank der Breeze Oberstufe abgeworfen. Achteinhalb Stunden nach dem Start wird der Äquator zum dritten Mal passiert. Nun zündet Breeze zum vierten Mal und erhöht den erdnächsten Punkt des Orbits. Um wie viel hängt von der Nutzlast ab. Je leichter sie ist desto höher kann dieser Punkt liegen. Im erdfernsten Punkt findet dann die letzte Zündung von Breeze statt. Diese hat die Aufgabe die Bahnneigung zu erniedrigen. Werte von 10-16 Grad sind hier üblich. 

Lange Zeit wird schon nachgedacht eine Proton von Australien aus zu starten, wie seinerzeit die erfolglose Europa Rakete. Dann könnte Sie 7.4 t in einen 200 × 36000 km Orbit transportieren, wodurch auch Doppelstart möglich wären. Es wäre auch kein 5 maliges Zünden der Breeze Oberstufe nötig.  Die Zenit im Unternehmen "Sea Launch" hat schon demonstriert, das so die Nutzlast sowjetischer Raketen viel besser ausgenutzt werden kann. Bislang wurde dies noch nicht praktisch verfolgt.

Von den 15 Starts der Proton mit der Breeze Oberstufe scheiterte der erste (russische Nutzlast) und der kommerzielle Start am 1.3.2006.(Der Satellit wurde in einen unbrauchbaren Orbit befördert). Der Popularität der Proton M hat es nicht geschadet. Im Juni 2007 konnte ILS mehrere gebuchte Starts auf der Proton neu ankündigen. Inzwischen hat sich Lockheed aus dem Gemeinschaftsunternehmen zurückgezogen und im Dezember 2006 seine Anteile verkauft. Grund soll gewesen sein, dass sich die russischen Partner weigerten einer Startpreiserhöhung um 15 % für die Proton zuzustimmen, die Starts mit der Atlas attraktiver machen sollte.

Am 6.9.2007 scheiterte zum zweiten Mal ein Start einer Proton M. Diesmal scheiterte die Trennung der ersten von der zweiten Stufe, nachdem beim ersten Fehlstart mit Arabsat 4A die Breeze M Oberstufe versagte. Die Verseuchung größerer Gebiete mit dem toxischen Treibstoff dürfte nachdem dies schon im letzten Juli bei dem Fehlstart einer Dnepr Rakete Ärger gab die Beziehungen zwischen Kasachstan und Russland nicht verbessern. Damals zahlte Russland 1.1 Millionen USD für die Umweltschäden. Dabei ist die Dnepr eine 3 mal kleinere Rakete als die Proton. Kasachstan hatte schon nach dem Fehlstart der Dnepr angekündigt die Starts der Proton einer Überprüfung zu unterziehen. Russland zahl jährlich 115 Millionen US-$ für die Nutzung von Baikonur als Startgelände an Kasachstan. Der Vertrag läuft bis 2050. Weiterhin ist es auch ein schwerer Rückschlag, weil der Satellit von einer russischen Versicherungsgruppe versichert war, die nun einen Schaden von 300 Millionen US-$ ausgleichen muss.

Nach einem Fehlstart der Zenit Ende Januar 2007 dürfte dieser Fehlstart die Marktposition von Arianespace stärken, welche seit 2002 eine Bilanz von 16 erfolgreichen Ariane 5 Starts in Folge vorweisen kann. Des weiteren gab es 2 Starts die einen Satelliten in einem unnützen Orbit hinterließen. Arabsat 4A am 28.2.2008 erreichte nur einen niedrigen Erdorbit und wurde am 24.3.2006 gezielt zum Verglühen gebracht und AMC 14 erreichte einen um 8000 km zu niedrigen Orbit. in beiden Fällen hatte die Breeze M Oberstufe zu kurz gebrannt und wurde danach abgetrennt. AMC 14 soll seinen geostationären Orbit eventuell erreichen können, dann jedoch eine sehr stark reduzierte Betriebszeit durch den erhöhten Treibstoffverbrauch haben. Insgesamt ist die Bilanz der Proton M nach 8 Jahren nicht so gut wie man sich dies erhoffte.

Zweimal wurde die Rakete suspendiert nachdem es Verluste gab, doch hat dies die Zuverlässigkeit nicht erhöht 2011 und 2012 erfolgten weitere Fehlstarts. alleine zwischen 2011 und Mitte 2013 fanden fünf Fehlstarts statt. Einige davon lassen Zweifel aufkommen, ob die Proton M wirklich modernisiert wurde. So entfallen die meisten Fehlstartes auf die neue Breeze M Stufe. Das führte sogar zu einem Review der Stufe, doch änderte dies am Risiko nichts. Der Fehlstart einer Proton M am 2.7.2013 zeigt auch, das die Rakete noch immer westlichen Standards hinterherhinkt: Die Rakete fing direkt nach dem Abheben an sich zu drehen und schlug nach 30 s schließlich auf. Vorher hatte sich schon die Nutzlastspitze abgelöst. Erst beim Aufschlag explodierte sie in einem Feuerball. Verletzt wurde niemand, doch fragt man sich warum in der Rakete nicht wie in westlichen Trägern ein Selbstzerstörungssystem eingebaut ist. Dieses ist seit Jahrzehnten Standard und man sollte annehmen, dass bei der Modernisierung der Rakete eines eingebaut wird. Doch offensichtlich wird nur modernisiert was essenziell notwendig ist und die Nutzlast steigert, die im Laufe des Einsatzes kontinuierlich anstieg. Dazu tragen auch neue Bahntypen wie der SSGTO bei, der ab 2013 verfügbar ist.

Die Proton M Erststart: 5.7.1999 Letzter Start: 6.8.2012 57 Starts, 5 Fehlstarts, 2 unbrauchbare Bahnen Zuverlässigkeit 87,7% Nutzlast: 5.520 kg anfangs in einen 5500 × 36000 km × 25 ° Orbit, 6.270 kg heute in einen GTO dV=1500 m/s 2.500 kg anfangs in GSO, 3.250 kg im Jahr 2017 Stufe 1: Vollmasse: 450010 kg Leermasse: 30600 kg. Schub: 10600kN (Vakuum) Schub: 9500 kN (Meereshöhe). Spezifischer Impuls: 2795 m/s (Meereshöhe) Spezifischer Impuls: 3109 m/s (Vakuum) Brennzeit 133 sec Durchmesser 7.4 m, Länge 21.2 m 6 Triebwerke RD-253-11D48 Stufe 2: Vollmasse: 167513 kg Leermasse: 11400 kg. Schub: 2332 kN (Vakuum) Spezifischer Impuls: 3206 m/s (Vakuum) Durchmesser 4.1 m, Länge 14.0 m 4 Triebwerke RD-210 Brennzeit 206 sec.

Stufe 3: Vollmasse: 50262 kg Leermasse: 3700 kg. Schub: 583 kN (Vakuum) Spezifischer Impuls: 3187 m/s (Vakuum) Durchmesser 4.1 m, Länge 6.52 m 1 Triebwerk RD-210 + vier Vernierdüsen Brennzeit 230 sec. Stufe 4: Breeze M Vollmasse: 21170 kg Leermasse: 2.370 kg. Schub 19.62 kN (Vakuum) Spezifischer Impuls: 3192 m/s (Vakuum) Durchmesser 4.1 m, Länge 2.61 m 1 Triebwerk 14D30 Brennzeit 2400 sec. Stufe 4: Breeze M CU Vollmasse: 5720 kg Leermasse: 1720 kg. Schub 19.62 kN (Vakuum) Spezifischer Impuls: 3192 m/s (Vakuum) Länge 2.61 m 1 Triebwerk 14D30 Brennzeit 650 sec.

Im Juli 2007 fand der Erstflug einer leistungsgesteigerten Version der Proton M  statt, welche 6300 kg in einen geostationären Orbit befördern kann. Die Änderungen zur Proton M sind folgende:

• 112 % Schub bei den Triebwerken der ersten Stufe
• Verbesserte Steuerdüsen mit höherem spezifischen Impuls bei der Breeze M
• Leichtere Nutzlastverkleidung
• Verwendung von Compsite Werkstoffen anstatt Metallen und dadurch Reduzierung der Leermasse bei der Proton Zweit und Drittstufe und der Breeze M
• Brennen der Breeze M bis zum Erschöpfen des Treibstoffs.
• Neuer, treibstoffoptimierter Orbit für die Breeze M.
• Fähigkeit zwei Nutzlasten gleichzeitig starten zu können. (Maximale Höhe 5.67 m für die untere und 5.2 m für die obere Nutzlast). Jede Einzelnutzlast kann maximal 3000 kg wiegen. Dieses wurde erstmals 2011 eingesetzt, womit die Proton der zweite Träger nach Ariane ist, der diese Doppelstarts kommerziell anbietet und einsetzt. (entsprechende Verlautbarungen gab es auch für andere Träger, jedoch nie zu einer Umsetzung).

Weitere Ausbaupläne

Eine weitere Leistungssteigerung soll eine kryogene Oberstufe bringen. Khrunichev hat Pläne für eine Stufe schon erarbeitet. Sie basieren auf den Vorarbeiten für die dritte Stufe der indischen GSLV, die ebenfalls von Khrunichev gebaut wird. Die als KVRB bezeichnete Stufe nimmt bis zu 19 t Treibstoff auf. Sie verfügt über ein Triebwerk von 100.6 kN Schub, das bis zu fünfmal gezündet werden kann. Eine Betriebsdauer bis zu 9 Stunden ist möglich. Die Stufe ist 10.07 m lang bei einem durchgängigen Außendurchmesser von 4.10 m. Der Innendurchmesser beträgt nur 3.60 m, wodurch ein Vakuum von 25 cm für die nötige Isolation des Treibstoffs für die langen Freiflugphasen sorgt. Der Wasserstofftank ist zylindrisch und hat einen gemeinsamen Zwischenboden mit dem obenliegenden toroidalen Sauerstofftank. Über die genauen Pläne gibt es widersprüchliche Angaben. Russiansapceweb.com sieht eine Ähnlichkeit zu der von Khrunichev produzierten Oberstufe für die GSLV, die aber gestreckt wird, da deren Treibstoffzuladung nur 12 anstatt der 18-19 t der Oberstufe betragen. Andere Quellen sehen eine gemeinsame Oberstufe für die Proton und Angara, was auch eine Erklärung ist, dass diese Stufe seit Jahren angekündigt aber nicht verfügbar ist.

Typische Nutzlasten einer solchen Oberstufe wären 6.6 t in den GTO Orbit und 3.6 t in den GSO Orbit. Die GTO Nutzlast ist also nicht sehr viel größer, so dass bislang es noch keine Motivation gab diese Pläne zu verfolgen. Bislang erfolgen ja alle Starts westlicher Nutzlasten in den GTO Orbit. Als weiterer Nachteil sinkt durch die längere Stufe der Platz für die Nutzlast. Der zylindrische Teil der Nutzlasthülle verkürzt sich so von 11 auf 4.11 m. Für die russische Proton K, welche Nutzlasten in den GTO Orbit bedeutet dies jedoch eine fast 50% Nutzlaststeigerung, so das diese von der Oberstufe profitieren könnte. Diese verwendet auch bis heute die kürzere Nutzlasthülle.

 Eine zweite Option ist der Einsatz der Fregat auf der Proton. Diese Oberstufe wurde für die Sojus entwickelt und ist dort seit 2001 im Einsatz. Die Fregat verwendet ein ähnliches Triebwerk wie die Breeze M, weist aber eine etwas geringere Leermasse auf. Die Treibstoffzuladung war bisher auf nur rund 5 t, vergleichbar der Breeze M CU beschränkt. Seit 2011 ist eine neue Version die Fregat, die Fregat SB auf der Zenit im Einsatz die eine erhöhte Treibstoffzuladung durch einen abrufbaren Zusatztank hat (analog der Breeze M). Der Einsatz der Fregat auf der Proton sollte die GSO Nutzlast  auf 4.000 kg anheben.

Block DM-3

Für russische Nutzlasten wird seit 2013 der modernisierte Block DM3 eingesetzt. Block DM-3 hat 25% größere Tanks, ein verbessertes Triebwerk RD-58FM und Gewichtseinsparungen. Er wird stufenweise in mehreren Phasen in der Nutzlast gesteigert werden. Block DM-3 wird in drei Ausbauversionen die GEO-Nutzlast von 2.750 kg auf 3.600 kg anheben, das entspricht 6,6 t in den GTO mit einem ΔV von 1500 m/s oder der Nutzlast der kommerziellen Proton M+ mit der Breeze-M Oberstufe. Ohne abwerfbaren Tank und mit einem höheren Trockengewicht lag bisher die Performance von Block DM niedriger als bei der Variante mit der Breeze-Oberstufe.

Für Block DM-3 spricht aus Russlands Sicht wohl vor allem die höhere Einschussgenauigkeit in den GEO oder Glonass-Orbit. Zudem sind durch den viermal höheren Schub die Missionszeiten kürzer. Bei SSGTO-Bahnen kann eine Breeze-M über einen Tag brauchen um die Endbahn zu erreichen. Mit Block DM3 ist der Satellit in sechs Stunden im Orbit. Der Jungfernflug scheiterte allerdings, da man Block DM-3 zu voll füllte. Er hatte eine Treibstoffzuladung von 2.200 kg über den Vorgaben, maximal 1.582 kg wären erlaubt gewesen. Die Crew hat die Tanks wie bisher bis zum 90% Level gefüllt. Da die Tanks aber größer sind war diese eine größere Treibstoffzuladung.

Normalerweise würde man annehmen das mehr Treibstoff auch mehr Performance bedeuten. Allerdings hat die Proton bei Block DM Missionen (auch in der Vergangenheit) ein anderes Flugregime als beim Einsatz der Breeze M. Die ersten drei Stufen bringen die Nutzlast mit Block DM in eine Parkbahn. Nach etwa 20-30 Minuten, bei Überqueren des Äquators zündet dann Block DM3. Ist die Kombination zu schwer, so erreicht man nur eine suborbitale Bahn, so auch in diesem Falle. Die Nutzlast und Block DM3 traten in die Erdatmosphäre ein bevor die Kombination durch einen Zeitgeber gezündet wurde. Bei der Breeze M wird diese dagegen schon nach Abtrennung von der dritten Stufe zum ersten Mal gezündet um eine Parkbahn zu erreichen.

Datenblatt Proton M / Block DM-3 (Phase I)
Einsatzzeitraum: Starts: Zuverlässigkeit: Abmessungen: Startgewicht: Maximale Nutzlast: Nutzlastverkleidung:	2010 – heute 3 Starts, davon 2 Fehlstarts 66,7 % 56,20 m Höhe,7,40 m maximaler Durchmesser 693.000 kg 3.000 kg in einen GEO-Orbit 5.500 kg in einen GTO-Orbit, 1500 m/s Geschwindigkeitsdifferenz zum GEO-Orbit. (Ariane kompatibler Orbit) 4,35 m Durchmesser, 13,31 und 15,22 m Länge, 2.000 kg Gewicht
	Stufe 1	Stufe 2	Stufe 3	Block DM-3
Länge:	21,20 m	17,05 m	6,52 m	7,10 m
Durchmesser:	7,40 m	4,10 m	4,10 m	3,72 m
Startgewicht:	450.010 kg	167.513 kg	52.262 kg	21.800 kg
Trockengewicht:	30.700 kg	11.400 kg	3.700 kg	2.900 kg
Schub Meereshöhe:	10.029 kN	–	–	–
Schub Vakuum:	10.995 kN	2.322 kN	583 kN	83,4 kN
Triebwerke:	6 × RD‑275M	3 × RD‑210 + 1 × RD‑211	1 × RD‑213 + 1 RD‑214	1 × RD‑58M
Spezi. Impuls (Meereshöhe):	2795 m/s	–	–	–
Spezifischer Impuls (Vakuum):	3109 m/s	3206 m/s	3187 m/s	3492 m/s
Brenndauer:	123,8 s	211 s	238 s	790 s
Treibstoff:	NTO / UDMH	NTO / UDMH	NTO / UDMH	LOX / Kerosin

Proton Medium und Proton Light

Durch die neue Konkurrenz von SpaceX hat ILS im September 2016 zwei weitere Varianten der Proton vorgestellt, die Proton Medium und Proton light. Die Proton Medium verzichtet auf die zweite Stufe. Ihre GTO Nutzlast sinkt so auf 5 t. Bei der Proton light werden nur vier anstatt sechs Außentanks eingesetzt. Ihre Nutzlast beträgt dann 3,5 t in den GTO. Diese Varianten sollen bis 2018/2019 zur Verfügung stehen und nur für kommerzielle Starts eingesetzt werden. ILS hatte neben den Auftragsverlusten durch Fehlstarts der Proton auch damit zu kämpfen, das vor allem leichte Nutzlasten zu SpaceX abwandern. Für diese will man eine alternative bieten. Diese Varianten sollen 15 Jahre lang produziert werden, was das Auslaufen der Fertigung auf 2033/34 schiebt - vorher ging man davon aus, das ab 2025 die Angara die Proton ablösen soll.

Beide Varianten haben wegen der weggelassenen zweiten Stufe verlängerte erste und dritte Stufen. Die Light Variante einen zusätzlichen Tank für den Oxidator in der ersten Stufe, da durch das Weglassen von zwei Außentanks sonst das Mischungsverhältnis nicht mehr stimmen würde.

Im März 2017 relativierte ILS die Ankündigungen wieder. Nun soll zuerst eine neue Nutzlasthülle mit 5 m Durchmesser zum Einsatz kommen. Diese könnte ab dem ersten Quartal 2020 bei ILS-Starts eingesetzt werden. Sie ist auch 1 m länger als die bisherige Verkleidung und reduziert die Nutzlast um etwas unter 500 kg. Die Proton Medium wird vorher, im vierten Quartal 2018 ihren Erstflug haben. Die Entwicklung der "Proton light" wurde dagegen ausgesetzt. Nach ILS scheint der Bedarf für diese Variante zu klein zu sein. Erst ab 2025 wird der Übergang von der Proton zur Angara bei kommerziellen Starts erwartet.

Damit einher ging auch eine Änderung der Konfiguration. Die Proton Medium unterscheidet sich von der "normalen" Proton nur noch durch die weggelassene dritte Stufe (vorher wurde die zweite Stufe weggelassen).Die anderen Stufen wurden nicht verändert. Die maximale Nutzlast hat sich so nicht geändert, doch ist diese Konfiguration wohl einfacher in die Produktion einzubinden. Es gibt nicht zwei Typen von erster bzw. dritter Stufe (bei der Light-Variante sogar drei Varianten der ersten Stufe). Dafür dürfte die eingesparte zweite Stufe teurer in der Produktion sein als eine eingesparte dritte Stufe.

Die Proton Medium ist eine Reaktion von ILS auf den Verlust von Aufträgen an SpaceX. SpaceX machte vor allem bei den "leichten" Satelliten von unter 5 t Masse den beiden etablierten Anbietern ILS und Arianespace Konkurrenz. Arianespace hat als Reaktion schon die Preise für Satelliten dieser Größe gesenkt. Die Proton Medium ist die einzige Möglichkeit von ILS Kosten zu sparen.

Schon am 31.82018 wurde bekannt, das man die Entwicklung bis auf unbestimmte Zeit einfrieren wird.

Datenblatt Proton M / Breeze M
Einsatzzeitraum: Starts: Zuverlässigkeit: Abmessungen: Startgewicht: Maximale Nutzlast: Nutzlastverkleidung:	2018 – 0 - 52,67 m Höhe,7,40 m maximaler Durchmesser 647.000 kg 2.400 kg in einen GEO-Orbit 5.000 kg in einen GTO-Orbit, 1500 m/s Geschwindigkeitsdifferenz zum GEO-Orbit. (Ariane kompatibler Orbit) 5.700 kg n einen GTO-Orbit, 1500 m/s Geschwindigkeitsdifferenz zum GEO-Orbit. (SpaceX kompatibler Orbit) 5,10 m Durchmesser, 16,22 m Länge
	Stufe 1	Stufe 2	Breeze M
Länge:	21,20 m	17,05 m	2,62 m
Durchmesser:	7,40 m	4,10 m	4,10 m
Startgewicht:	450.010 kg	167.513 kg	22.500 kg
Trockengewicht:	30.700 kg	11.400 kg	2.370 kg
Schub Meereshöhe:	10.029 kN	–	–
Schub Vakuum:	10.995 kN	2.322 kN	19,62 kN
Triebwerke:	6 × RD‑275M	3 × RD‑210 + 1 × RD‑211	1 × 14D30
Spezifischer Impuls (Meereshöhe):	2795 m/s	–	–
Spezifischer Impuls (Vakuum):	3109 m/s	3206 m/s	3192 m/s
Brenndauer:	123,8 s	211 s	2400 s
Treibstoff:	NTO / UDMH	NTO / UDMH	NTO / UDMH

Zusammenfassung

Bis heute ist die Proton die wichtigste Trägerrakete für schwere Nutzlasten. Auch wenn es für erdnahe Orbits seit 1985 die Zenit Trägerrakete gibt, welche ca. 14 t in einen Orbit transportieren kann. Die Proton hat ihre Position halten können. Der Block DM der Proton wird nun sogar auf der Zenit als Oberstufe eingesetzt. Der Makel der Proton ist ihre niedrige Zuverlässigkeit, die sich zwar heute gebessert hat, doch auch heute gibt es vergleichsweise viele Fehlstarts für ein eingeführtes Trägersystem. Die Statistik links gibt Auskunft darüber: Erst nach 90 Starts war die Proton einigermaßen zuverlässig. Die 90% Zuverlässigkeitsmarke wurde nach 220 Starts erreicht. Zum Vergleich: Die Ariane mit der die Proton bei Starts in den GTO Orbit konkurriert hat diese Marke schon nach 50 Starts erreicht. Eine genaue Übersicht finden Sie hier. Nachdem die meisten neueren Fehlstarts auf Fehler der Breeze M gingen, untersuchte Russland diese Stufe.

Auch die drei aktuellen Modelle die sich im Einsatz befinden haben nur eine durchschnittliche Zuverlässigkeit aufzuweisen. Die Vermarktung geschieht heute durch attraktive Preise als wesentliches Verkaufsargument.

Inzwischen hat sich die Proton auch im kommerziellen Sektor einen festen Platz erobert. Als Folge nähert sich der Startpreis westlichen Trägern an. Die ersten Angebote für Starts Mitte der achtziger Jahre lagen noch bei 28-35 Millionen USD, also preiswerter als eine Delta bei der dreifachen Nutzlast. Nach den ersten Aufträgen Anfang der neunziger Jahre stieg der Preis auf 35-50 Millionen USD. Der Zusammenschluss von Lockheed Martin zu ILS erhöhte den Startpreis auf 60-75 Millionen USD und im Jahre 2004 wurde ein Startpreis von 90-98 Mill. USD für die Proton K und 100-112 Mill. USD für die Proton M/Breeze genannt. 2011 kostet der Start des 3,76 t schweren Asiasat 111 Millionen Dollar. Damit ist die Proton nun genauso teuer wie die Ariane 5 - zumindest pro Kilogramm Nutzlast. Je größer der Satellit desto teuer der Start. Russland zahlt für die Fertigung der Raketen (ohne Start) lediglich 20-25 Millionen USD. Die Startfrequenz ist in den letzten Jahren trotz einiger Fehlstarts des neuesten Modells deutlich angestiegen. 2010 erfolgten 12 Starts - fast genauso viel wie zur Hochzeit in den frühen achtziger Jahren, als die Rakete zahlreiche Kommunikationssatelliten, Venera Raumsonden und MIR Module startete. Die zahlreichen Fehlstarts in den folgenden Jahren hatten aber Folgen. Obwohl ILS die Startpreise senkte um steigende Versicherungsprämien abzufedern ergatterte ILS von den 22 ausgeschriebenen Starts 2012 nur vier, einer ging an Sealaunch, fünf an SpaceX und zwölf, also mehr als die Hälfte an Arianespace.

ILS wird die Proton auch weiterhin nach Einführung der Angara anbieten und hat inzwischen alle Hinweise auf diesen Nachfolger aus seinen Informationsbroschüren gestrichen. Die Proton wird von ILS mindestens bis 2025 (wahrscheinlich bis 3003) angeboten werden, ein Wechsel auf die Angara ist nur langsam geplant.

Nutzlast der Proton Versionen
Version	Nutzlast LEO	Nutzlast Planetare Bahnen	Nutzlast GSO	Nutzlast GTO Δv=1500 m/s
Proton 2	3.800 kg
Proton 3	20.600 kg
Proton K Block D		5,900 kg Mond
Proton K Block D-1		5,700 kg Mond
Proton K Block D-2		5.500 kg zum Mars
Proton K Block DM			2.100 kg
Proton K Block DM2			2.300 kg
Proton K Block DM2.-M	19.750 kg	4.530 kg zum Mond	1.880 kg	4.350 kg
Proton M Breeze M	23.000 kg	5.650 kg zum Mond	3.250 kg	6.270 kg
Proton K Block DM3			3.000 kg	5.500 kg
Proton Medium			2.400 kg	5.000 kg

Artikel verfasst: 21.2.2002

Artikel zuletzt modifiziert: 20.3.2017

Links / Quellen

ILS Proton M Launch vehicle

Startlisten der Proton

RussianSpaceweb.com Briz Upper Stage

Bücher des Autors über Trägerraketen

Wie man an dem Umfang der Website sieht, sind Trägerraketen eines meiner Hauptinteressen. Es gibt inzwischen eine Reihe von Büchern von mir, auch weil ich in den letzten Jahren aufgrund neuer Träger oder weiterer Informationen über alte Projekte die Bücher neu aufgelegt habe. Sie finden eine Gesamtübersicht aller Bücher von mir bei Amazon und hier beim Verlag.

Ich beschränke mich in diesem Abschnitt auf die aktuellen Werke. Für die in Europa entwickelten Trägerraketen gibt es von mir zwei Werke:

Europäische Trägerraketen 1 behandelt die Vergangenheit (also bei Drucklegung): Das sind die nationalen Raketen Diamant, OTRAG und Black Arrow und die europäischen Träger Ariane 1 bis 4 und Europarakete.

Europäische Trägerraketen 2 behandelt die zur Drucklegung 2015 aktuellen Träger: Ariane 5, Vega und die damaligen Pläne für Vega C und Ariane 6.

Wer sich nur für einen der in den beiden besprochenen Träger interessiert, findet auch jeweils eine Monografie, die inhaltlich identisch mit dem Kapitel in den Sammelbänden ist, nur eben als Auskopplung.

Weiter gehend, alle Raketen die es weltweit gibt, behandelnd, gehen zwei Bände:

US-Trägerraketen

und

Internationale Trägerraketen (im Sinne von allen anderen Raketen weltweit)

Auch hier habe ich 2023 begonnen, die Bände aufzusplitten, einfach weil der Umfang für eine Aktualisierung sonst weder handelbar wäre bzw. an die Seitengrenze stößt, die der Verlag setzt. Ich habe auch bei den Einzelbänden nochmals recherchiert und den Umfang erweitert. Bisher sind erschienen:

US Trägerraketen 1 mit den frühen, kleinen Trägern (Vanguard, Juno, Scout)

US Trägerraketen 2 mit der Titan-Familie

2023 wird noch die erste Auskopplung aus den internationalen Raketen über russische Träger erscheinen. Nach und nach werden alle Raketen dann in einzelnen Monografien geordnet nach Trägerfamilien oder Nationen dann aktualisiert auf den aktuellen Stand, so besprochen.

Für die Saturns gibt es noch einen Sonderband, den ersten in der Reihe über das Apolloprogramm.

Alle bisherigen Bücher sind gerichtet an Leute, die wie ich sich nicht mit oberflächlichen Informationen oder Zusammenfassung der Wikipedia zufriedengeben. Wenn sie sich nicht für Technik interessieren, sondern nette Anekdoten hören wollen, dann sind die bisherigen Bücher nichts für Sie. Für dieses Publikum gibt es das Buch „Fotosafari durch den Raketenwald“ bei dem jeder Träger genau eine Doppelseite mit einem Foto und einer Beschreibung hat. (Also etwa ein Zehntel der Seitenzahl auf den ich ihn bei den beiden obigen Bänden abhandelte). Das Buch ist anders als die anderen Bände in Farbe. Ab und an macht BOD als Print on Demand Dienstleister Mist und verschickt es nur in Schwarz-Weiß, bitte reklamieren sie dann, ich als Autor kann dies nicht beeinflussen.

Als Autor würde ich mich freuen, wenn sie direkt beim Verlag bestellen, da ich da eine etwas größere Marge erhalte. Dank Buchpreisbindung und kostenlosem Versand ist das genauso teuer wie bei Amazon, Libri und iTunes oder im Buchhandel. Über eine ehrliche Kritik würde ich mich freuen.

Alle Bücher sind auch als E-Book erschienen, üblicherweise zu ²/₃ des Preises der Printausgabe – ich würde sie gerne billiger anbieten, doch da der Gesetzgeber E-Books mit 19 Prozent Mehrwertsteuer besteuert, Bücher aber mit nur 7 Prozent, geht das leider nicht. Ein Vorteil der E-Books - neben dem einfacher recherchierbaren Text ist, das alle Abbildungen, die im Originalmanuskript in Farbe, sind auch in Farbe sind, während ich sonst - um Druckkosten zu sparen - meist auf Farbe verzichte. Sie brauchen einen pdf-fähigen Reader um die Bücher zu lesen. Sofern der Verlag nicht weiter für bestimmte Geräte (Kindle) konvertiert ist das Standardformat der E-Books ein DRM-geschütztes PDF.

Mehr über meine Bücher finden sie auf der Website Raumfahrtbuecher.de und eine Liste aller Veröffentlichungen findet sich auch bei meinem Wikipediaeintrag.

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