Til hovedsiden
    

   
    Bli medlem
    Siste nytt
    Artikler
    Bildeserier
    Temasider
    Bildearkiv
    Foredrag
    Effekter til salgs
    Lenker
    Spørsmål og svar
    Spør oss
    Prosjektoppgave
    Om oss
    NAF på Facebook
    Kontakt oss
    Nettstedskart
    Hovedsiden
Trykk for å lese mer om sitatet
 

Proton-bæreraketten

Av Einar Løberg

 

Artikkel publisert i Nytt om Romfart, 17. årgang, nummer 62, april-juni 1987, sidene 40-43, 62 av Norsk Astronautisk Forening/www.romfart.no.

Skriv ut

Tips bekjent

 

Innledning

Da den sovjetiske romstasjonen Mir ble skutt opp i februar 1986, markerte dette den 120. vellykkede oppskytingen med bæreraketten Proton. Siden den ble tatt i bruk for 22 år siden, har den vært brukt til en lang rekke forskjellige nyttelaster. Eksempelvis kan nevnes månesondene Luna og Sond, planetsondene Mars og Venera, militære satellitter, geostasjonære satellitter, samt romstasjonene Saljut og Mir.

Lite har vært kjent om Proton, og den har derfor vært litt av et mysterium for vestlige analytikere. Helt til det siste har sovjeterne ikke gitt noen informasjoner om dens størrelse og oppbygning.

I desember 1984 kom et brått skifte i denne politikken. I forbindelse med oppskytingen av de to Vega-sondene ble det vist en 50 sekunder lang film på sovjetisk fjernsyn. Filmen viste første del av oppskytingssekvensen.

I denne artikkelen skal vi se på hvordan bæreraketten er oppbygd, litt om dens historie, planene om å markedsføre den til vestlige land og utviklingsland, samt på mulige videre planer for bruk av Protons andre og tredje trinn til bemannede ferder til Månen og Mars.

Bæreraketten

Proton finnes i to utgaver: En firetrinns versjon som brukes til å sende opp nyttelaster til geostasjonær bane og ut av jordbane, og en tretrinns versjon som brukes til å sende opp nyttelaster til forholdsvis lave jordbaner (for eksempel Saljut og Mir).

Inntil nylig har man i Vesten vært av den oppfatning at Protons første trinn består av et sentralt rakett-trinn som er omgitt av seks hjelperaketter. Vi vet nå at dette ikke er tilfelle. De seks antatte hjelperakettene er i virkeligheten drivstofftanker som hver har sin egen rakettmotor. Det sentrale «rakett-trinnet» er i virkeligheten også en drivstofftank uten noen rakettmotor. Denne tanken inneholder da den andre drivstoffkomponenten.

Rakettmotorene, som betegnes RD253, representerte noe helt nytt da de ble tatt i bruk i 1965. Motorene er av den såkalte høytrykkstypen. Som kjent er samme prinsipp lagt til grunn for hovedmotorene i den amerikanske romfergen. RD253-motorene forbrenner en blanding av nitrogentetroksid og usymmetrisk dimetylhydrazin (UDMH). Hver rakettmotor har en skyvkraft på 1,47 millioner newton ved havoverflaten og 1,63 millioner newton i vakuum. Den totale skyvkraften for alle seks motorene blir da på hele 8,82 millioner newton. De har en total brenntid på 130 sekunder. Den spesifikke impulsen ved havflaten er 285 sekunder, i vakuum 316 sekunder.

Når første trinn skal monteres, starter man med å plassere sentraltanken på en horisontal bom. Tanken roteres så etter hvert som de ytre tankene monteres på. Etter at dette er fullført, kopler man til det andre trinnet. Grensesnittet mellom første og andre trinn utgjøres av en massiv gitterstruktur.

Det andre og tredje trinnet forbrenner samme type drivstoff som det første trinnet. På det andre trinnet befinner det seg fire RD253-motorer, som hver utvikler en skyvkraft på 588 000 N i vakuum. Tredje trinn har en enkel RD253-motor med en skyvkraft på 588 000 N, samt tre styrbare manøvreringsmotorer for kursjusteringer.

Det fjerde trinnet, med betegnelsen Block D, skiller seg fra de andre ved at det forbrenner en annen type brensel. Det bruker en blanding av parafin og flytende oksygen, og utvikler en skyvkraft på 84 300 N i vakuum. Selve motoren er av høytrykkstypen. Motoren kan stoppes og startes igjen, og den totale brenntiden er 600 sekunder. Den spesifikke impulsen er på 351,8 sekunder. Dette trinnet brukes til å sende nyttelaster inn i geostasjonær bane eller inn i en interplanetarisk overføringsbane.

Analyser indikerer at det fjerde trinnets dimensjoner er større enn den plassen man egentlig trenger for å få plass til drivstofftankene. Målingene kan derfor referere seg til det ytre dekselet som omgir trinnet og som i virkeligheten faktisk kan bestå av to kuleformede tanker montert til et rammeverk som bærer både motor og nyttelast. Det ytre dekselet kan være forklaringen på fraværet av frost utenpå raketten, noe man skulle forvente når man har med flytende oksygen å gjøre.

Block D-trinnet er utstyrt med sitt eget stillingskontrollsystem, samt utstyr for stabilisering, telemetri, kommunikasjon og energiforsyning.

Geostasjonære oppdrag

Proton er i stand til å sende en nyttelast på 2,2 tonn inn i geostasjonær bane. I oppskytingsøyeblikket er totalmassen for bærerakett og nyttelast rundt 695 tonn. Sammenligner vi med den kraftigste versjonen av Ariane 4, er forholdet mellom totalmassen og nyttelastens masse ved start 29 % mindre enn for Ariane 4. Dette skyldes for en stor grad at Tjuratam, der Proton skytes opp fra, ligger mye lenger fra ekvator enn Kourou, som Ariane 4 vil bli skutt opp fra.

Selve ferdsekvensen sørger først for å bringe fjerde trinn med nyttelast inn i en lav, 200 km høy, sirkelformet bane. Ekvatorvinkelen er 51,6° og omløpstiden omtrent 90 minutter.

Den første oppstartingen av fjerde trinn skjer idet trinnet krysser ekvator på vei nordover, det vil si ved banens oppstigende knute. Trinnet sendes da inn i en ellipseformet overføringsbane med apogeum nær geostasjonær høyde (cirka 35 800 km) og en ekvatorvinkel på 48,5°. Før første omløp i den nye banen er fullført, startes motoren på ny i nedgående knute. Denne avfyringen sender trinnet inn i en nær geostasjonær bane med en omløpstid på 24 timer ±20 minutter og en inklinasjon på 0° ± 1°. Etter at trinnet er kommet inn i denne banen, skilles satellitten fra trinnet.

Fjerde trinn har et deksel som beskytter satellitten fra aerodynamiske krefter og friksjonsvarme under oppskytingen. Dekselets indre struktur er dekket av et materiale som beskytter mot akustiske vibrasjoner, mens den ytre delen har et termisk beskyttelseslag. Generelt kan man si at oppskytingsforholdene for nyttelasten er noe tøffere enn på Ariane, men noe bedre enn i den amerikanske romfergen.

Transport til oppskytingsstedet

Nyttelasten bringes til oppskytingsstedet ved Tjuratam med et fly fra Aeroflot. Fra flyplassen og fram til monteringshallen fraktes den over 100 km langs vei. Etter at nyttelasten er montert på Proton, transporteres raketten til oppskytingsrampen med jernbanen. Den fraktes horisontalt på en innretning som er i stand til å reise Proton opp i vertikal stilling på oppskytingsrampen.

For å holde temperaturen rundt nyttelasten stabil mens den bringes til oppskytingsstedet, pumpes luft med konstant temperatur med en kapasitet på 6000 m3/time. Så snart bæreraketten er blitt reist opp i vertikal stilling, økes dette til 15 000 m3/time. Omtrent 1,5-2 timer før oppskyting stoppes ventilasjonen.

Kommersielle salgsframstøt

I 1983 gjorde sovjeterne sitt første salgsframstøt for Proton til land utenfor østblokken. Invitten gikk til Inmarsat, som da så seg om etter en egnet bærerakett for sin andre generasjons Inmarsat-satellitter. I vestlige land mente man at om Proton ble valgt, ville satellitten bli lastet om bord i et Aeroflot-fly på en vestlig flyplass. Siden ville ingen i Vesten høre noe mer om den før den var trygt anbrakt i bane.

Dette førte til at man takket nei til invitasjonen. Man var redd for at sovjeterne skulle få adgang til vestlig teknologi. Inmarsat følte seg likevel forpliktet til å ta med Proton i listen over eventuelle bæreraketter. Grunnen er at Sovjetunionen er et fremtredende medlem i organisasjonen.

I mars 1985 gjentok Sovjetunionen tilbudet til Inmarsat. Prisen for en oppskyting ville ligge på 24-26 millioner dollar for hver satellitt som ble skutt opp. For en dobbel oppskyting ville prisen ligge på 12 millioner dollar per satellitt, mens de var villige til å gå helt ned i 8 millioner dollar per satellitt dersom tre satellitter ble skutt opp samtidig.

Disse prisene ville gjelde selv om en utenlandsk satellitt ble skutt opp sammen med én eller to sovjetiske satellitter. Hvis oppskytingen var mislykket, ville en ny oppskyting kunne finne sted bare 10 døgn senere, da til halv pris. En kunde vil neppe kunne dra nytte av et så generøst tilbud, i og med at en ny satellitt neppe vil være på Tjuratam og klar for oppskyting så kort tid etter, dersom den første går galt. Det antas derfor at en senere oppskyting nummer to vil kunne foretas for samme pris.

Prisene sovjeterne opererer med er i høy grad konkurransedyktige sammenlignet med vestlige raketter. Prisen på 24 millioner dollar gjelder for en oppskyting direkte til geostasjonær bane. Dette eliminerer massen og kostnadene ved en ekstra apogeummotor på satellitten.

Alle konkurrerende systemer, med unntak av de største Titan-bærerakettene, sender satellitten inn i en geostasjonær overførigsbane. Det er en høy, ellipseformet bane med apogeum (høyeste punkt) i 35 800 km høyde. Det er vanligvis satellitteierens eget ansvar å utstyre satellitten med en egen apogeummotor for å kunne gjøre banen sirkelformet i denne høyden. Rakettmotoren kan i disse tilfellene faktisk utgjøre nesten halvparten av satellittens masse.

For å dempe Vestens frykt for teknologioverføring, har sovjeterne gått med på å la kundene overvåke nyttelasten helt til oppskytingsøyeblikket. Objektive vurderinger antyder at Proton er blant de mest kostnadseffektive raketter som finnes i dag. Også land i den tredje verden har mottatt tilbud om bruk av Proton til oppskyting av sine satellitter. To tilbakeslag opplevde man 30. januar og 24. april 1987. I begge tilfellene sviktet det fjerde trinnet under en oppskyting. Det er ennå uvisst hvordan dette vil påvirke markedsføringen av Proton.

Andre egenskaper

I 1984-utgaven av det amerikanske forsvarsdepartementets årsrapport Soviet Military Power ble det påstått at Sovjetunionen var i ferd med å utvikle et baneoverføringsfartøy. Siden det ble nevnt første gang, har det vært merkelig stille om denne saken. Dette skyldes muligens at USA har innsett at Sovjetunionen allerede har et slikt fartøy, og har hatt det i snart 20 år.

Dette mystiske fartøyet er ingen ringere enn Proton-bærerakettens andre og tredje trinn (P2 og P3). Disse to trinnene inneholder henholdsvis 150 og 47 tonn med flytende drivstoff som kan lagres i lange perioder.

Som tidligere nevnt er motorene av en slik karakter at de kan startes og stoppes igjen under en ferd. Dette er helt avgjørende for at de skal kunne brukes som baneoverføringsfartøyer. Disse rakett-trinnene har vært brukt til en lang rekke vellykkede oppskytinger. Sovjeterne misliker å kaste vekk noe så lenge det er brukbart. Her ligger en avgjørende forskjell mellom amerikansk og sovjetisk romvirksomhet. Mens USA har satset alt på romfergen og stanset utviklingen av éngangsbæreraketter, har sovjeterne beholdt sine. Derfor har de en bredde i sitt romprogram som USA bare kan misunne dem. Etter Challenger-ulykken gikk det for alvor opp for USA hvor farlig det var å satse alt på én hest. I tiden etterpå har imidlertid sovjeterne høstet stor suksess med sine gamle bæreraketter.

Man antar at både P2 og P3 vil bli brukt i forbindelse med den nye, store bæreraketten som er under utvikling. Denne raketten, som i Vesten betegnes SL-W, finnes i tre utgaver.

Versjon SL-W-4 har fire hjelperaketter, mens SL-W-6 har seks og SL-W-8 åtte hjelperaketter. SL-W-6 vil, med et P3-trinn, være i stand til å sende en nyttelast på 8 tonn inn i geostasjonær bane. Denne nyttelasten kunne for eksempel være en bemannet Sojuz. Likeledes kunne en SL-W-4 med et P2-trinn som er delvis fylt med drivstoff, sende en ubemannet Saljut-eller Mir-modul inn i geostasjonær bane. Kombinasjonen av disse to mulighetene antyder at Sovjetunionen i nærmeste framtid kan bli i stand til å etablere permanent bemannede romstasjoner i geostasjonær bane.

Framstøt mot Månen og Mars

Selv om Proton-bæreraketten i dag betraktes som en pålitelig bærerakett, var ikke dette tilfelle for 20 år siden. Det råder i dag stor visshet om at problemer med Proton var årsaken til at Sovjetunionen ikke ble de første til å sende et menneske rundt Månen i 1968. Proton ble den gangen brukt til å sende romsonder av typen Sond rundt Månen. Disse romsondene, som egentlig var en del av et modifisert Sojuz-romfartøy, hadde plass til én kosmonaut samt alt som trengtes for å holde vedkommende i live under ferden.

Sovjeterne satte etter alt å dømme det krav at Proton skulle virke prikkfritt tre ganger etter hverandre før de ville ta sjansen på å bruke den til bemannede ferder. Det skjedde imidlertid ikke. Hadde Proton fungert skikkelig den gangen, kunne vi ha opplevd at Sovjetunionen hadde sendt en kosmonaut rundt Månen sommeren 1968, et halvt år før Apollo 8.

På samme tid arbeidet Sovjetunionen med å utvikle en stor bærerakett, som i Vesten gikk under navnet Lenin. Den skulle brukes i det bemannede månelandingsprogrammet. Det er videre god grunn til å tro at Protons andre og tredje trinn skulle brukes som øvre trinn på Lenin. Som vi vet mislyktes sovjeterne med Lenin, og prosjektet ble derfor lagt på is etter en mislykket prøveoppskyting i november 1972. Arbeidet ble antakelig gjenopptatt i slutten av 1970-årene, men nå i form av en litt annen variant. Som tidligere nevnt antas både P2 og P3 å være tiltenkt en rolle her.

Det engelske konsulentfirmaet Commercial Space Technologies (CST) har utarbeidet en skisse over hvordan en sovjetisk ferd til Månen eller Mars kan tenkes å foregå.

Måneferd

Oppskyting fra Jorden: SL-W-6 (varianten med seks hjelperaketter) samt et Proton andretrinn som er delvis fylt med drivstoff (142,8 tonn mot normalt 150 tonn), et tredje trinn som er helt fylt med drivstoff (53 tonn) og en Sojuz-TM med en besetning på tre personer (8,5 tonn). Det eneste nye man trenger er et månelandingsunderstell for P3-trinnet.

Aktiviteter i lav jordbane: Etter frakopling og eventuell tilbakevending av SL-Ws kjernetrinn og hjelperaketter. P2+P3+Sojuz plasseres i en lav jordbane i 200-300 km høyde for utsjekking. Den totale massen i lav jordbane er 220 tonn.

Avreise til Månen: P2s motorer avfyres for å oppnå en hastighetsendring (deltaV) på 3,133 km/s. P2 koples deretter fra og sender P3 og Sojuz mot Månen.

Månebane: P3s hovedmotor avfyres (deltaV = 0,692 km/s) for å komme inn i månebane. Landingsunderstellet foldes så ut. Etter utsjekking avfyres hovedmotoren nok en gang for å begynne selve nedstigningsfasen (deltaV = 1,878 km/s). Massen i landingsøyeblikket er 30,8 tonn.

Avreise fra Månen: Etter at aktivitetene på måneoverflaten er fullført, avfyres P3s hovedmotor nok en gang for å oppnå unnslipningshastigheten på 1,716 km/s. Denne manøveren vil forbruke ytterligere 10 tonn med drivstoff. Etter et kort opphold i månebane, avfyres P3 for siste gang og gir en ekstra hastighet på 0,685 km/s. Dermed sendes Sojuz mot Jorden og P3 koples fra.

Tilbakevending: Nær Jorden koples Sojuz bane- og instrumentseksjon fra tilbakevendingsseksjonen, som så fullfører landingen på Jorden.

For lengre opphold på Månen kunne man bruke SL-W-6 sammen med P2 til å plassere en Saljut- eller Mir-romstasjon i månebane. Saljut/Mir kunne dermed brukes som en base for å understøtte utvidede aktiviteter på måneoverflaten. Ved å frakte drivstoff til romstasjonen i månebane, kunne P3/Sojuz-landeren gå i skytteltrafikk mellom måneoverflaten og romstasjonen. Drivstoff-forbruket for hver tur ville bli på rundt 40 tonn.

Mars-ferd

Oppskyting fra Jorden: En bemannet ferd til Mars med en besetning på tre ville trenge fire oppskytinger med SL-W til lav jordbane.

  1. SL-W-4 sammen med et Proton P2-trinn som er helt fylt med drivstoff og en Saljut/Mir-romstasjon.
  2. SL-W-4 med et P2-trinn delvis fylt med drivstoff, et P3-trinn helt fylt med drivstoff og et Mars-landingsfartøy med varmeskjold.
  3. En SL-W-8-bærerakett på 280 tonn fylt med kryogenisk drivstoff.
  4. Som 3).

Det store trinnet i 3) og 4) ville være det eneste helt nye på denne ferden, foruten en forstørret Sojuz Mars-lander. I tillegg vil en Sojuz-TM med besetning bli skutt opp til lav jordbane. Sojuz' tilbakevendingsseksjon vil bli koplet til Saljut/Mirs bakre tilkoplingsluke.

Aktiviteter i lav jordbane: Både Saljut/Mir og Mars-landeren (med deres respektive P2-trinn) koples til hvert sitt 280 tonns trinn. Deretter avfyres sistnevnte (deltaV = 3,583 km/s) for å bringe ekspedisjonen inn i bane mot Mars. Når drivstoffet er oppbrukt, koples 280 tonns-trinnene fra og etterlates i solbane.

Ankomst til Mars: Landingsfartøyet ankommer først. Begge P2-trinnene avfyres og bringer ekspedisjonen inn i bane rundt Mars. Saljut/Mir koples sammen med landingsdelen og to besetningsmedlemmer overføres til landeren.

Landing på Mars: Landeren koples fra Saljut/Mir og bruker det gjenværende drivstoffet i P2-trinnet til nedbremsing. Deretter koples P2 fra og landeren kommer inn i Mars-atmosfæren beskyttet av sitt varmeskjold. Når hastigheten er redusert til 800 m/s, koples skjoldet fra og bremsefallskjermer overtar. Idet hastigheten er nede i 100 m/s, avfyres P3s hovedmotor før en siste nedbremsing før landing. Deretter følger en periode med utforskning av Mars-overflaten.

Avreise fra Mars: P3s trinn avfyres (deltaV = 3,5 km/s) for å komme inn i bane rundt Mars. Landingsfartøyet kopler seg til Saljut/Mir i Mars-bane. Besetningen, Mars-prøver og annet vitenskapelig materiale overføres dit. Deretter koples landingsfartøyet og P3 fra. P2-trinnets motorer avfyres så og bruker resten av drivstoffet til å sende Saljut/Mir ut av Mars-bane og mot Jorden (deltaV = 1,45 km/s). Nøyaktige hastighetsendringer avhenger av Jordens og Mars' relative posisjoner i forhold til hverandre på det tidspunkt ferden finner sted.

Retur til Jorden: Besetningen overføres til Sojuz' tilbakevendingsseksjon, som så lander på Jorden. Sannsynligvis er det nok drivstoff om bord i Saljut/Mir til å kunne bringe den inn i en lav jordbane, hvoretter romstasjonen kunne fraktes ned med den sovjetiske romfergen.

Planen som her er presentert, representerer en løsning for en bemannet Mars-ferd med minimale investeringer. Sikkerhetsmarginene kunne bli ytterligere forbedret ved at to forskjellige mannskaper kunne foreta ferden i to separate Saljut/Mir-romstasjoner. I tilfelle et uhell skulle inntreffe, kunne besetningen i den ene stasjonen overføres til den andre. En annen ting man kunne gjøre, var for eksempel å plassere ut depoter i Mars-bane eller på en av Mars-månene.

Etterord

Uansett hvilke planer Sovjetunionen måtte ha for den videre utforskning av det ytre rom, synes det klart at landet har satt seg meget ambisiøse mål. Utviklingen av to typer romferger, samt store bæreraketter og ytterligere opphold av lang varighet i Mir, tyder på at store ting er på gang.

Mens USA ennå ikke har kommet seg etter Challenger-ulykken, og ennå ikke har noen fast langtidsplan for utforskning av rommet, virker det som om Sovjetunionen arbeider etter en langsiktig strategi for å erobre rommet. Vi gjør nok derfor lurt i å holde et vaktsomt øye med romstormakten i øst.

Kort historisk oversikt for Proton

1961 Utviklingen av RD253 begynner. Dette er den første høytrykksmotoren.
1965 Første oppskyting av SL-9 (totrinnsutgaven). Denne ble brukt til å bringe satellittene Proton 1, 2 og 3 inn i baner på 190 km x 630 km for studier av kosmisk stråling. Denne varianten ble siste gang brukt i juli 1966.
1967 Firetrinnsutgaven SL-12 tas i bruk med oppskytingen av Kosmos 146. Dette var sannsynligvis et tilbakevendingsfartøy og var muligens en del av det bemannede månelandingsprogrammet. SL-12 er den versjonen som nå tilbys kommersielt.
1968 Tretrinnsversjonen SL-13 ble introdusert med oppskytingen av satellitten Proton 4. Denne versjonen er beregnet på oppskytinger til lav jordbane. Den brukes til å skyte opp romstasjoner i Saljut- og Mir-programmene.
1968 I perioden 1968-70 ble Sond 5-8 sendt rundt Månen og tilbake etter oppskytinger med SL-12.
1971 Saljut 1 ble skutt opp, med en masse på 17,5 tonn. De etterfølgende versjonene hadde masser på opptil 19 tonn.
1971 I tiden 1971-73 ble seks Mars-sonder skutt opp.
1974 Den første sovjetiske satellitten til geostasjonær bane, Kosmos 637, ble skutt opp med en Proton SL-12.
1975 I perioden 1975-83 ble Venera 9-16 skutt opp med Proton SL-12.
1983 Første forsøk på å markedsføre Proton til Inmarsat.
1984 Filmer av oppskytingene av Vega-sondene offentliggjøres.
1985 Fra 1985 til i år fortsatte markedsføringen av Proton.

I tillegg til det som er nevnt ovenfor, kan vi ta med at Sovjetunionen på slutten av 1970-tallet tilbød ESA å skyte opp organisasjonens maritime kommunikasjonssatellitt Marecs-A med Proton.

 
Noen egenskaper ved Proton-bæreraketten

 

        Masse Skyve-    
  L D M drivst. kraft Ant.  
Trinn (m) (m) (tonn) (tonn) (MN) motor. Drivstoff

 

P1 20,3 7,4 45,4 410,2 9,76 6 N2O4/UDMH
P2 13,7 4,15 15,6 150,0 2,30 4 N2O4/UDMH
Mellomtrinn   4,15 1,0      
P3 6,4 4,15 6,1 47,0 0,60 1 N2O4/UDMH
Block D 5,5 3,7 17,3     1 LOX/parafin

 

L angir lengde
D angir diameter
M angir tom masse uten drivstoff
Masse drivst. angir massen av drivstoffet
MN angir millioner newton
Ant. motor. angir antall motorer
N2O4 er oksidasjonsmiddelet dinitrogentetroksid
UDMH er brenselet usymmetrisk dimetylhydrazin
LOX er flytende oksygen

 

 

Tekster til illustrasjoner brukt i artikkelen

SL-12-versjonen av Proton med fire trinn. Denne brukes til oppskyting av navigasjonssatellittene i Glonass-serien, satellitter til geostasjonær bane og romsonder.

Her er det sannsynligvis en eller annen Mars-sonde som skytes opp med Proton.

Tegning av rakettmotoren RD253 som brukes i Proton-bæreraketten.

Månesonden Luna 17 med det ubemannede kjøretøyet Lunokhod 1 plasseres på toppen av en Proton-bærerakett.

Vega 2 skytes her opp med Proton, 21. desember 1984. Dette var første gang Sovjetunionen offentliggjorde bilder der hele Proton-bæreraketten kunne ses.

 
Forrige artikkel | Neste artikkel | Alle NOR 1987 | Alle Romfart/NOR
 
 
 

Alt stoff på romfart.no/.com/.org er opphavsrettslig beskyttet.
romfart.no/.com/.org eies og drives av Norsk Astronautisk Forening.