W ubiegłym roku Roskosmos ogłosił przetarg na opracowanie rakiety klasy ciężkiej w oparciu o istniejący projekt Angara, zdolnej m.in. do dostarczenia załogowego statku kosmicznego na Księżyc. Oczywiście brak w Rosji superciężkich rakiet, które mogą wyrzucić na orbitę do 80 ton ładunku, utrudnia wiele obiecujących prac w kosmosie i na Ziemi. Projekt jedynego krajowego przewoźnika o podobnych parametrach, Energia-Buran, został zamknięty na początku lat 90-tych, mimo wydanych 14,5 mld rubli (w cenach lat 80-tych) i 13 lat. Tymczasem w ZSRR z powodzeniem opracowano superrakietę o niesamowitych parametrach użytkowych. Czytelnikom „VPK” proponuje się opowieść o historii powstania rakiety N1.
Rozpoczęcie prac nad H1 z silnikiem strumieniowym (LPRE) poprzedziły badania nad silnikami rakietowymi wykorzystującymi energię jądrową (NRE). Zgodnie z dekretem rządowym z 30 czerwca 1958 r. W OKB-1 opracowano wstępny projekt, zatwierdzony przez S. P. Korolev 30 grudnia 1959 r.
OKB-456 (główny projektant V. P. Glushko) Państwowego Komitetu Technologii Obronnych i OKB-670 (M. M. OKB-1 opracowało trzy wersje pocisków z pociskami o napędzie atomowym, a trzecia okazała się najciekawsza. Była to gigantyczna rakieta o masie startowej 2000 t i masie użytkowej do 150 t. Pierwszy i drugi stopień wykonano w postaci pakietów stożkowych bloków rakietowych, które miały mieć dużą liczbę NK- 9 silników rakietowych na paliwo ciekłe o ciągu 52 ton w pierwszym etapie. Drugi etap obejmował cztery NRE o całkowitym ciągu 850 tf, specyficzny impuls ciągu w próżni do 550 kgf / kg przy użyciu innego czynnika roboczego w temperaturze ogrzewania do 3500 K.
Perspektywa wykorzystania ciekłego wodoru w mieszaninie z metanem jako płynu roboczego w jądrowym silniku rakietowym została pokazana w dodatku do powyższego dekretu „O możliwych cechach rakiet kosmicznych wykorzystujących wodór”, zatwierdzonego przez SP Korolowa 9 września 1960 r.. Jednak w wyniku dalszych badań stała się jasna celowość ciężkich pojazdów nośnych z wykorzystaniem silników rakietowych na paliwo ciekłe na wszystkich etapach na opanowanych komponentach paliwowych z wykorzystaniem wodoru jako paliwa. Energia jądrowa została odłożona na przyszłość.
Wspaniały projekt
Dekret rządowy z dnia 23 czerwca 1960 r. „O stworzeniu potężnych pojazdów nośnych, satelitów, statków kosmicznych i eksploracji kosmosu w latach 1960-1967” roku nowego systemu rakiet kosmicznych o masie startowej 1000-2000 ton, który zapewnia wystrzelenie ciężki międzyplanetarny statek kosmiczny o masie 60-80 ton na orbitę.
W ambitny projekt zaangażowanych było wiele biur projektowych i instytutów naukowych. W silnikach - OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) i OKB-165 (AM Lyulka), w systemach sterowania - NII-885 (N. A. Pilyugin) i NII-944 (VI Kuznetsov), na ziemi kompleks - GSKB "Spetsmash" (VP Barmin), na kompleksie pomiarowym - NII-4 MO (AI Sokolov), na systemie opróżniania zbiorników i regulacji stosunku składników paliwa - OKB-12 (AS Abramov), do badań aerodynamicznych - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) i NII-1 (V. Ya. Likhushin), zgodnie z technologią produkcji - V. M. Paton Akademii Nauk Ukraińskiej SRR (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), zakład Progress (A. Ya. Linkov), zgodnie z technologią i metodami eksperymentalnego rozwoju i modernizacji trybun - NII-229 (G. M. Tabakov) i inne.
Projektanci konsekwentnie badali wielostopniowe pojazdy nośne o masie startowej od 900 do 2500 ton, oceniając jednocześnie techniczne możliwości tworzenia i przygotowanie krajowego przemysłu do produkcji. Obliczenia wykazały, że większość zadań wojskowych i kosmicznych rozwiązuje pojazd nośny o ładowności 70–100 ton, który jest wystrzeliwany na orbitę o wysokości 300 km.
Dlatego do badań projektowych N1 przyjęto ładowność 75 ton przy zastosowaniu paliwa tlenowo-naftowego na wszystkich stopniach silnika rakietowego. Ta wartość masy ładunku odpowiadała masie startowej rakiety 2200 ton, biorąc pod uwagę, że użycie wodoru jako paliwa w górnych stopniach zwiększy masę ładunku do 90-100 ton przy ta sama waga startowa. Badania przeprowadzone przez służby technologiczne zakładów produkcyjnych i instytutów technologicznych kraju wykazały nie tylko techniczną możliwość stworzenia takiej rakiety nośnej przy minimalnych kosztach i czasie, ale także gotowość przemysłu do jej produkcji.
Jednocześnie określono możliwości badań doświadczalnych i stanowiskowych zespołów niskiego napięcia i bloków II i III stopnia na istniejącej bazie doświadczalnej NII-229 z minimalnymi modyfikacjami. Starty LV przewidziano z kosmodromu Bajkonur, do czego wymagane było stworzenie tam odpowiednich struktur technicznych i startowych.
Rozważano również różne schematy rozmieszczenia z poprzecznym i wzdłużnym podziałem stopni, ze zbiornikami łożyskowymi i nienośnymi. W efekcie przyjęto schemat rakietowy z poprzecznym podziałem stopni z podwieszonymi monoblokowymi kulistymi zbiornikami paliwa, z instalacjami wielosilnikowymi na I, II i III stopniu. Dobór liczby silników w układzie napędowym jest jednym z podstawowych problemów przy tworzeniu rakiety nośnej. Po analizie zdecydowano się na użycie silników o ciągu 150 ton.
Na I, II i III etapie przewoźnika zdecydowano się zainstalować system monitorowania działań organizacyjno-administracyjnych KORD, który wyłączał silnik, gdy jego kontrolowane parametry odbiegały od normy. Stosunek ciągu do masy pojazdu nośnego przyjęto tak, aby podczas nieprawidłowej pracy jednego silnika na początkowym odcinku trajektorii lot był kontynuowany, a na ostatnich odcinkach lotu pierwszego etapu mogła być większa liczba silników. być wyłączone bez uszczerbku dla zadania.
OKB-1 i inne organizacje przeprowadziły specjalne badania uzasadniające wybór komponentów miotających wraz z analizą możliwości ich zastosowania w rakietach nośnych N1. Analiza wykazała znaczny spadek masy ładunku (przy stałej masie startowej) w przypadku przejścia na wysokowrzące składniki paliwowe, co wynika z niskich wartości impulsu właściwego ciągu i wzrostu masa zbiorników paliwa i gazów pod ciśnieniem ze względu na wyższą prężność par tych elementów. Porównanie różnych rodzajów paliw wykazało, że ciekły tlen – nafta jest znacznie tańszy niż AT+UDMH: pod względem inwestycji kapitałowych – dwukrotnie, pod względem kosztów – ośmiokrotnie.
Pojazd nośny H1 składał się z trzech stopni (bloki A, B, C) połączonych przejściowymi przedziałami typu kratownicowego oraz bloku czołowego. Obwód zasilania był powłoką ramy, która odbiera zewnętrzne obciążenia, wewnątrz której znajdowały się zbiorniki paliwa, silniki i inne systemy. Układ napędowy etapu I składał się z 24 silników NK-15 (11D51) o ciągu 150 tf na ziemi, ułożonych w pierścień, etap II - osiem takich samych silników z dyszą wysokogórską NK-15V (11D52), etap III - cztery NK-19 (11D53) z dyszą wysokogórską. Wszystkie silniki były w obiegu zamkniętym.
Przyrządy systemu sterowania, telemetrii i innych systemów ulokowano w specjalnych przedziałach na odpowiednich etapach. LV został zainstalowany na urządzeniu do wyrzutni z podporami na obwodzie końca pierwszego etapu. Przyjęty układ aerodynamiczny umożliwił zminimalizowanie wymaganych momentów sterowania i wykorzystanie zasady niedopasowania ciągu przeciwnych silników na platformie nośnej do kontroli pochylenia i przechyłu. Ze względu na brak możliwości transportu całych przedziałów rakietowych istniejącymi pojazdami, przyjęto ich podział na elementy przewoźne.
Na bazie stopni N1 LV udało się stworzyć zunifikowaną serię rakiet: N11 z wykorzystaniem stopni II, III i IV N1 LV o masie startowej 700 ton i ładowności 20 ton w Orbita AES o wysokości 300 km i N111 z wykorzystaniem III i IV stopnia rakiety N1 LV i II stopnia rakiety R-9A o masie startowej 200 ton i ładowności 5 ton na orbicie satelitów z wysokość 300 km, co mogłoby rozwiązać szeroki zakres misji bojowych i kosmicznych.
Prace prowadzono pod bezpośrednim nadzorem S. P. Koroleva, który kierował Radą Głównych Projektantów, i jego pierwszego zastępcy V. P. Mishina. Materiały projektowe (łącznie 29 tomów i 8 załączników) na początku lipca 1962 r. zostały rozpatrzone przez komisję ekspercką pod przewodnictwem Prezydenta Akademii Nauk ZSRR M. V. Keldysha. Komisja zauważyła, że uzasadnienie LV H1 zostało wykonane na wysokim poziomie naukowo-technicznym, spełnia wymagania dotyczące projektów koncepcyjnych rakiet LV i międzyplanetarnych i może być wykorzystane jako podstawa do opracowania dokumentacji roboczej. W tym samym czasie członkowie komisji MS Riazański, WP Barmin, A. G. Mrykin i niektórzy inni mówili o potrzebie zaangażowania OKB-456 w rozwój silników do pojazdów nośnych, ale WP Głuszko odmówił.
Za obopólną zgodą opracowanie silników powierzono OKB-276, która nie miała wystarczającego bagażu teoretycznego i doświadczenia w opracowywaniu silników rakietowych na paliwo ciekłe, przy prawie całkowitym braku do tego podstaw eksperymentalnych i laboratoryjnych.
Nieudane, ale owocne próby
Komisja Keldysha wskazała, że podstawowym zadaniem H1 jest jego bojowe wykorzystanie, ale w toku dalszych prac głównym celem superrakiety był kosmos, przede wszystkim wyprawa na Księżyc i powrót na Ziemię. W dużej mierze na wybór takiej decyzji wpłynęły doniesienia o załogowym programie księżycowym Saturn-Apollo w Stanach Zjednoczonych. 3 sierpnia 1964 r. rząd ZSRR dekretem skonsolidował ten priorytet.
W grudniu 1962 roku OKB-1 przedłożyła GKOT uzgodnione z głównymi konstruktorami „Wstępne dane i podstawowe wymagania techniczne dotyczące projektu kompleksu startowego dla rakiety N1”. 13 listopada 1963 r. Komisja Naczelnej Rady Gospodarki Narodowej ZSRR swoją decyzją zatwierdziła międzyresortowy harmonogram opracowania dokumentacji projektowej dla zespołu konstrukcji niezbędnych do prób w locie LV N1, z wyłączeniem sama konstrukcja oraz wsparcie materiałowe i techniczne. MI Samokhin i AN Ivannikov nadzorowali tworzenie poligonu testowego w OKB-1 pod ścisłym nadzorem SP Korolev.
Na początku 1964 r. całkowity zaległości w pracy od zaplanowanego czasu wynosił od roku do dwóch lat. 19 czerwca 1964 r. rząd musiał przesunąć początek LCI na 1966 r. Testy projektu lotu rakiety N1 z uproszczoną jednostką główną systemu LZ (z bezzałogowym statkiem kosmicznym 7K-L1S zamiast LOK i LK) rozpoczęły się w lutym 1969 roku. Na początku LKI przeprowadzono eksperymentalne testy jednostek i zespołów, testy laboratoryjne bloków B i V, testy z prototypem rakiety 1M na stanowiskach technicznych i startowych.
Pierwszy start rakiety i kompleksu kosmicznego N1-LZ (nr ЗЛ) z prawej burty 21 lutego 1969 zakończył się wypadkiem. W generatorze gazu drugiego silnika wystąpiły drgania o wysokiej częstotliwości, odpadła rura poboru ciśnienia za turbiną, powstał wyciek komponentów, wybuchł pożar w komorze ogonowej, co doprowadziło do naruszenia sterowania silnikiem systemu, który wydał fałszywe polecenie wyłączenia silników na 68,7 sekundy. Jednak start potwierdził poprawność wybranego schematu dynamicznego, dynamiki startu, procesów sterowania LV, umożliwił uzyskanie danych eksperymentalnych dotyczących obciążeń LV i jego siły, wpływu obciążeń akustycznych na rakietę i system startowy, oraz kilka innych danych, w tym charakterystyki operacyjne w warunkach rzeczywistych.
Drugie wodowanie kompleksu N1-LZ (nr 5L) odbyło się 3 lipca 1969 r. i również przeszło awarię. Zgodnie z wnioskiem komisji awaryjnej pod przewodnictwem V. P. Mishina najbardziej prawdopodobną przyczyną było zniszczenie pompy utleniacza ósmego silnika bloku A podczas wchodzenia na główną scenę.
Analiza testów, obliczenia, prace badawcze i eksperymentalne trwały dwa lata. Za główne środki uznano poprawę niezawodności pompy utleniacza; poprawa jakości wytwarzania i montażu THA; montaż filtrów przed pompami silnika, wykluczając wnikanie do nich ciał obcych; przedstartowe napełnianie i przedmuchiwanie azotem sekcji ogonowej bloku A w locie oraz wprowadzenie freonowego systemu gaśniczego; wprowadzenie do projektowania ochrony termicznej elementów konstrukcyjnych, urządzeń i kabli systemów znajdujących się w przedziale rufowym bloku A; zmiana rozmieszczenia znajdujących się w nim urządzeń w celu zwiększenia ich przeżywalności; wprowadzenie blokady polecenia AED do 50 s. lot i awaryjne wycofanie rakiety ze startu poprzez reset zasilania itp.
Trzeci start systemu rakietowo-kosmicznego N1-LZ (nr 6L) przeprowadzono 27 czerwca 1971 r. z lewego startu. Wszystkie 30 silników Bloku A weszło w tryb wstępnego i głównego ciągu ciągu zgodnie ze standardowym cyklogramem i pracowało normalnie do czasu ich wyłączenia przez układ sterowania na 50,1 s. stale zwiększane o 14,5 s. osiągnął 145 °. Ponieważ zespół AED był zablokowany do 50 s, lot trwał do 50, 1 s. stał się praktycznie nie do opanowania.
Najbardziej prawdopodobną przyczyną wypadku jest utrata kontroli walców na skutek działania nieuwzględnionych wcześniej momentów zakłócających przekraczających dostępne momenty kontrolne korpusów walców. Ujawniony dodatkowy moment toczenia powstał przy pracy wszystkich silników z powodu silnego wirowego przepływu powietrza w dolnej części rakiety, pogorszonego asymetrią przepływu wokół części silnika wystających z dna rakiety.
W niecały rok pod kierownictwem M. V. Melnikova i B. A. Sokolova stworzono silniki sterujące 11D121 w celu zapewnienia kontroli przechyłu rakiety. Pracowali na utleniającym gazie generatorowym i paliwie pobieranym z silników głównych.
23 listopada 1972 r. dokonano czwartego startu rakietą nr 7L, która przeszła znaczące zmiany. Sterowanie lotem realizowane było przez komputer pokładowy zgodnie z poleceniami platformy stabilizowanej żyroskopowo opracowanej przez Instytut Naukowo-Badawczy Przemysłu Lotniczego. W skład układów napędowych wchodziły silniki sterowe, system gaśniczy, ulepszona ochrona mechaniczna i termiczna urządzeń oraz pokładowa sieć kablowa. Systemy pomiarowe uzupełniono o małogabarytowy sprzęt radiotelemetryczny opracowany przez OKB MEI (główny projektant A. F. Bogomolov). W sumie rakieta miała ponad 13 000 czujników.
Nr 7L przeleciał o 106, 93 p. Bez komentarza, ale w 7 s. przed szacowanym czasem rozdzielenia pierwszego i drugiego stopnia nastąpiło niemal natychmiastowe zniszczenie pompy utleniacza silnika nr 4, co doprowadziło do likwidacji rakiety.
Piąty start zaplanowano na czwarty kwartał 1974 roku. Do maja w rakiecie nr 8L wdrożono wszystkie środki projektowe i konstrukcyjne w celu zapewnienia przetrwania produktu, biorąc pod uwagę wcześniejsze loty i dodatkowe badania, i rozpoczęto montaż zmodernizowanych silników.
Wydawało się, że prędzej czy później superrakieta poleci gdzie i jak powinna. Jednak mianowany szefem TsKBEM, przekształconego w NPO Energia, w maju 1974 r. akademik W. P. Głuszko, za milczącą zgodą Ministerstwa Budowy Maszyn (S. A. Afanasjew), Akademia Nauk ZSRR (M. V. Keldysh), Komisja Wojskowo-Przemysłowa Rady Ministrów (L. V. Smirnov) i Komitet Centralny KPZR (D. F. Ustinov) wstrzymały wszelkie prace nad kompleksem N1-LZ. W lutym 1976 r. projekt został oficjalnie zamknięty dekretem KC KPZR i Rady Ministrów ZSRR. Decyzja ta pozbawiła kraj ciężkich statków, a pierwszeństwo przejęły Stany Zjednoczone, które rozmieściły projekt promu kosmicznego.
Łączne wydatki na badania Księżyca w ramach programu H1-LZ do stycznia 1973 r. wyniosły 3,6 mld rubli, na stworzenie H1 – 2,4 mld. Zniszczono rezerwę produkcyjną jednostek rakietowych, prawie cały sprzęt kompleksu techniczno-wyrzutniowo-pomiarowego, a koszty w wysokości sześciu miliardów rubli odpisano.
Chociaż przy tworzeniu wozu nośnego Energia wykorzystano w pełni rozwiązania konstrukcyjne, produkcyjne i technologiczne, doświadczenie eksploatacyjne oraz zapewnienie niezawodności potężnego systemu rakietowego i oczywiście znajdą szerokie zastosowanie w kolejnych projektach, należy zauważyć, że zakończenie pracy w pierwszym półroczu była błędna. ZSRR dobrowolnie oddał palmę pierwszeństwa Amerykanom, ale najważniejsze jest to, że wiele zespołów biur projektowych, instytutów badawczych i fabryk straciło emocjonalny ładunek entuzjazmu i poczucia oddania ideom eksploracji kosmosu, które w dużej mierze determinują osiągnięcie pozornie nieosiągalnych fantastycznych celów.
