Русия има остра нужда от превозвач от супер тежък клас
Миналата година Роскосмос обяви търг за разработване на ракета с тежък клас, базирана на съществуващия проект „Ангара“, способна, наред с други неща, да достави пилотиран космически кораб на Луната. Очевидно липсата на свръх тежки ракети в Русия, които могат да изхвърлят до 80 тона товар в орбита, пречи на много обещаващи работи в космоса и на Земята. Проектът на единствения вътрешен превозвач с подобни характеристики, Energia-Buran, беше затворен в началото на 90-те години, въпреки изразходваните 14, 5 милиарда рубли (в цените от 80-те) и 13 години. Междувременно в СССР беше успешно разработена супер ракета със зашеметяващи характеристики. На читателите на „ВПК“се предлага разказ за историята на създаването на ракетата N1.
Началото на работата по H1 с течнореактивен двигател (LPRE) беше предшествано от изследвания на ракетни двигатели, използващи ядрена енергия (NRE). В съответствие с постановление на правителството от 30 юни 1958 г. в ОКБ-1 е разработен предварителен проект, одобрен от С. П. Королев на 30 декември 1959 г.
OKB-456 (главен конструктор V. P. Glushko) на Държавния комитет по отбранителни технологии и OKB-670 (M. M. ОКБ-1 разработи три версии ракети с ракети с ядрен задвижване, а третият се оказа най-интересният. Това беше гигантска ракета с тегло на изстрелване 2000 тона и маса на полезен товар до 150 т. Първият и вторият етап бяха направени под формата на пакети от конични ракетни блокове, които трябваше да имат голям брой NK- 9 ракетни двигателя с течно гориво с тяга от 52 тона на първия етап. Вторият етап включва четири NRE с обща тяга от 850 tf, специфичен импулс на тяга в кухината до 550 kgf / kg, когато се използва друга работна среда при температура на нагряване до 3500 K.
Перспективата за използване на течен водород в смес с метан като работна течност в ядрен ракетен двигател беше показана в допълнение към горното постановление „За възможните характеристики на космическите ракети, използващи водород“, одобрено от С. П. Королев на 9 септември 1960 г.. Въпреки това, в резултат на по-нататъшни проучвания, стана ясна целесъобразността на тежките ракети-носители с използване на ракетни двигатели с течно гориво на всички етапи на усвоени горивни компоненти с използването на водород като гориво. Ядрената енергия е отложена за бъдещето.
Грандиозен проект
Постановлението на правителството от 23 юни 1960 г. „За създаването на мощни ракети-носители, спътници, космически кораби и изследване на космоса през 1960-1967 г.“години на нова космическа ракетна система с маса за изстрелване 1000-2000 тона, която осигурява изстрелването на тежък междупланетен космически кораб с маса 60-80 тона в орбита.
В амбициозния проект бяха включени редица дизайнерски бюра и научни институти. На двигатели-ОКБ-456 (В. П. Глушко), ОКБ-276 (Н. Д. Кузнецов) и ОКБ-165 (А. М. Люлка), на системи за управление-NII-885 (Н. А. Пилюгин) и NII- 944 (В. И. Кузнецов), на земята комплекс - ГСКБ "Спецмаш" (В. П. Бармин), по измервателния комплекс - НИИ -4 МО (А. И. Соколов), по системата за изпразване на резервоари и регулиране на съотношението на горивните компоненти - ОКБ -12 (А. С. Абрамов), за аеродинамични изследвания - NII-88 (Ю. А. Мозжорин), ЦАГИ (В. М. Мясищев) и НИИ -1 (В. Я. Лихушин), според технологията на производство - V. M. Патон на Академията на науките на Украинската ССР (Б. Е. Патон), NITI-40 (Я. В. Колупаев), завод „Прогрес“(А. Я. Линков), според технологията и методите на експериментална разработка и модернизиране на щандове - NII-229 (Г. М. Табаков) и др.
Проектантите последователно изследват многоетапни ракети -носители с изходна маса от 900 до 2500 тона, като същевременно оценяват техническите възможности за създаване и готовността на индустрията в страната за производство. Изчисленията са показали, че повечето задачи от военно -космическо предназначение се решават от ракета -носител с полезен товар 70–100 тона, която се извежда на орбита с височина 300 км.
Следователно за проектните проучвания на N1 беше приет полезен товар от 75 тона с използване на кислородно-керосиново гориво на всички етапи на ракетния двигател. Тази стойност на масата на полезния товар съответства на стартовата маса на ракетата -носител от 2200 тона, като се има предвид, че използването на водород като гориво в горните етапи ще увеличи масата на полезния товар до 90–100 тона с същото изходно тегло. Изследванията, проведени от технологичните служби на производствените предприятия и технологичните институти в страната, показаха не само техническата възможност за създаване на такава ракета -носител с минимални разходи и време, но и готовността на индустрията за нейното производство.
В същото време бяха определени възможностите за експериментално и стендово изпитване на НН блокове и блокове II и III етапи на съществуващата експериментална база на NII-229 с минимални модификации. Изстрелванията на НН бяха предвидени от космодрома Байконур, за което беше необходимо да се създадат подходящи технически и изстрелващи структури там.
Също така бяха разгледани различни схеми на разположение с напречно и надлъжно разделяне на стъпалата, с лагерни и неносещи резервоари. В резултат на това беше приета ракетна схема с напречно разделяне на етапи с окачени моноблокови сферични резервоари за гориво, с многодвигателни инсталации на I, II и III етап. Изборът на брой двигатели в задвижващата система е един от основните проблеми при създаването на ракета -носител. След анализа беше решено да се използват двигатели с тяга от 150 тона.
На I, II и III етап на превозвача беше решено да се инсталира система за наблюдение на организационните и административните дейности на KORD, която изключи двигателя, когато контролираните му параметри се отклониха от нормата. Съотношението на тягата към теглото на ракетата-носител беше взето така, че при необичайна работа на един двигател в началния участък от траекторията полетът продължи, а в последните участъци от полета на първия етап по-голям брой двигатели можеха да бъде изключен без да се засяга задачата.
OKB-1 и други организации проведоха специални проучвания, за да обосноват избора на компоненти на горивото с анализ на възможността за използването им за ракета-носител N1. Анализът показа значително намаляване на масата на полезния товар (с постоянна изходна маса) в случай на преход към горивни компоненти с висока температура на кипене, което се дължи на ниски стойности на специфичния импулс на тяга и увеличаване на маса на резервоарите за гориво и газовете под налягане поради по -високото налягане на парите на тези компоненти. Сравнението на различните видове гориво показа, че течният кислород - керосинът е много по -евтин от AT + UDMH: по отношение на капиталовите инвестиции - два пъти, по отношение на разходите - осем пъти.
Ракетата-носител H1 се състоеше от три етапа (блокове A, B, C), свързани помежду си чрез преходни отделения тип ферма и блок за глава. Електрическата верига представлява рамкова обвивка, която възприема външни товари, вътре в които са разположени резервоари за гориво, двигатели и други системи. Задвижващата система на етап I се състоеше от 24 двигателя NK-15 (11D51) с тяга от 150 tf на земята, разположени в пръстен, етап II-осем от същите двигатели с високопластова дюза NK-15V (11D52), етап III- четири NK-19 (11D53) с високопластова дюза. Всички двигатели бяха затворени.
Инструментите на системата за управление, телеметрията и други системи бяха разположени в специални отделения на съответните етапи. LV е инсталиран на изстрелващото устройство с поддържащи пети по периферията на края на първия етап. Приетото аеродинамично оформление даде възможност за свеждане до минимум на необходимите моменти за управление и за използване на принципа на несъответствие на тягата на противоположните двигатели на ракетата за управление на височината. Поради невъзможността за транспортиране на цели ракетни отделения със съществуващи превозни средства е прието разделянето им на транспортируеми елементи.
Въз основа на етапите N1 LV беше възможно да се създаде унифицирана серия ракети: N11 с използването на II, III и IV степени на N1 LV с начална маса 700 тона и полезен товар от 20 тона в AES орбита с надморска височина 300 km и N111 с използване на III и IV етап на N1 LV и II етап на ракета R-9A с изстрелваща маса 200 тона и полезен товар от 5 тона в орбита от спътници с надморска височина от 300 км, която би могла да реши широк спектър от бойни и космически мисии.
Работата е извършена под прякото ръководство на С. П. Королев, който ръководи Съвета на главните дизайнери, и неговия първи заместник В. П. Мишин. Проектните материали (общо 29 тома и 8 приложения) в началото на юли 1962 г. бяха разгледани от експертна комисия, ръководена от президента на Академията на науките на СССР М. В. Келдиш. Комисията отбеляза, че обосновката на LV H1 е извършена на високо научно и техническо ниво, отговаря на изискванията за идейните проекти на LV и междупланетни ракети и може да се използва като основа за разработване на работна документация. В същото време членовете на комисията M. S. Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin и някои други говориха за необходимостта от включване на OKB-456 в разработването на двигатели за ракети-носители, но V. P. Glushko отказа.
По взаимно съгласие разработването на двигатели е поверено на ОКБ-276, който няма достатъчно теоретичен багаж и опит в разработването на ракетни двигатели с течно гориво с почти пълно отсъствие на експериментални и стендови бази за това.
Неуспешни, но ползотворни изпитания
Комисията на Келдиш посочи, че основната задача на H1 е бойното му използване, но в хода на по-нататъшната работа основната цел на суперракетата е космосът, преди всичко експедиция до Луната и завръщане на Земята. До голяма степен изборът на такова решение е повлиян от докладите за лунната програма на Сатурн-Аполон в Съединените щати. На 3 август 1964 г. правителството на СССР с указ затвърди този приоритет.
През декември 1962 г. ОКБ-1 представи на ГКОТ „Първоначалните данни и основните технически изисквания за проектиране на стартовия комплекс за ракета N1“, съгласувани с главните конструктори. На 13 ноември 1963 г. Комисията на Върховния съвет на народното стопанство на СССР със своето решение одобрява междуведомствен график за разработване на проектна документация за комплекс от конструкции, необходими за летателни изпитания на LV N1, с изключение на самото строителство и материално -техническата поддръжка. М. И. Самохин и А. Н. Иванников ръководят създаването на тестовата площадка в ОКБ-1 под строгото наблюдение на С. П. Королев.
До началото на 1964 г. общото изоставане на работата от определеното време беше една до две години. На 19 юни 1964 г. правителството трябваше да отложи началото на LCI за 1966 г. Летните конструкторски изпитания на ракетата N1 с опростено главно устройство на системата LZ (с безпилотен космически кораб 7K-L1S вместо LOK и LK) започнаха през февруари 1969 г. До началото на LKI бяха проведени експериментални изпитания на възли и възли, стендови тестове на блокове B и V, изпитания с прототип 1М ракета на технически и позиции за изстрелване.
Първото изстрелване на ракетно-космическия комплекс N1-LZ (№ ЗЛ) от десния борд на 21 февруари 1969 г. завършва с инцидент. В газовия генератор на втория двигател се появиха високочестотни вибрации, тръбата за отвеждане на налягането зад турбината се отдели, образува се теч на компоненти, започна опасност в опашното отделение, което доведе до нарушение на управлението на двигателя система, която издаде невярна команда за изключване на двигателите за 68,7 секунди. Изстрелването обаче потвърди правилността на избраната динамична схема, динамиката на изстрелване, процесите на управление на НН, направи възможно получаването на експериментални данни за натоварванията върху НН и нейната якост, ефекта от акустичните натоварвания върху ракетата и системата за изстрелване, и някои други данни, включително експлоатационни характеристики в реални условия.
Второто изстрелване на комплекса N1-LZ (№ 5L) е извършено на 3 юли 1969 г. и също преминава през аварийна ситуация. Според заключението на аварийната комисия, председателствана от В. П. Мишин, най -вероятната причина е разрушаването на окислителната помпа на осмия двигател на блок А при влизане в основната сцена.
Анализът на тестове, изчисления, изследователска и експериментална работа продължи две години. Подобряването на надеждността на окислителната помпа беше признато за основни мерки; подобряване на качеството на производство и монтаж на THA; инсталиране на филтри пред помпите на двигателя, изключващи проникването на чужди тела в него; пълнене преди пускане и продухване с азот на опашната част на блок А по време на полет и въвеждане на система за пожарогасене с фреон; въвеждане на конструктивни елементи, устройства и кабели на системи, разположени в кърмовото отделение на блок А, в проектирането на термична защита; промяна на подреждането на устройствата в него с цел повишаване на тяхната оцеляване; въвеждане на блокиране на командата AED до 50 s. полет и аварийно изтегляне на ракетата -носител от старта чрез нулиране на захранването и др.
Третият изстрел на ракетно-космическата система N1-LZ (№ 6L) е извършен на 27 юни 1971 г. от левия изстрел. Всичките 30 двигателя от блок А са влезли в режим на предварителни и основни етапи на тяга в съответствие със стандартната циклограма и са функционирали нормално, докато не бъдат изключени от системата за управление за 50,1 с. Непрекъснато увеличени с 14,5 с. достигна 145 °. Тъй като екипът на AED беше блокиран до 50 s, полетът беше до 50, 1 s. стана практически неуправляема.
Най -вероятната причина за инцидента е загубата на контрол на ролката поради действието на неизвестни досега смущаващи моменти, надвишаващи наличните контролни моменти на ролковите тела. Разкритият допълнителен момент на въртене възникна при всички работещи двигатели поради мощния вихрови въздушен поток в долната част на ракетата, утежнен от асиметрията на потока около частите на двигателя, стърчащи от дъното на ракетата.
За по -малко от година, под ръководството на М. В. Мелников и Б. А. Соколов, бяха създадени кормилни двигатели 11D121, за да осигурят контрол на ракетата на ролка. Те работеха с окисляващ генераторен газ и гориво, взети от основните двигатели.
На 23 ноември 1972 г. е направен четвъртият изстрел с ракета No 7L, която претърпя значителни промени. Управлението на полета се осъществява от бордов компютърен комплекс съгласно командите на жиростабилизираната платформа, разработена от Научноизследователския институт на самолетостроенето. Задвижващите системи включват кормилни двигатели, пожарогасителна система, подобрена механична и термична защита на устройствата и бордова кабелна мрежа. Измервателните системи бяха допълнени с оборудване за радиотелеметрия с малък размер, разработено от ОКБ МЕИ (главен проектант А. Ф. Богомолов). Общо ракетата имаше повече от 13 000 сензора.
No 7L прелетя със 106, 93 стр. Без коментар, но за 7 с. преди прогнозното време на разделяне на първия и втория етап е настъпило почти мигновено разрушаване на окислителната помпа на двигател No 4, което е довело до елиминирането на ракетата.
Петото стартиране е насрочено за четвъртото тримесечие на 1974 г. До май всички ракетни и конструктивни мерки за осигуряване на оцеляването на продукта, като се вземат предвид предишните полети и допълнителни проучвания, бяха приложени на ракетата № 8L и започна инсталирането на модернизираните двигатели.
Изглеждаше, че рано или късно суперракетата ще отлети къде и как трябва. Назначеният ръководител на ЦКБЕМ, преобразуван в НПО „Енергия“, през май 1974 г., академик В. П. Глушко, с мълчаливото съгласие на Министерството на общото машиностроене (С. А. Афанасиев), Академията на науките на СССР (М. В. Келдиш), Военно-промишлената комисия към Министерския съвет (Л. В. Смирнов) и Централният комитет на КПСС (Д. Ф. Устинов) прекратяват всички работи по комплекса N1-LZ. През февруари 1976 г. проектът е официално закрит с постановление на Централния комитет на КПСС и Министерския съвет на СССР. Това решение лиши страната от тежки кораби и приоритет премина на САЩ, които разгърнаха проекта за космическа совалка.
Общите разходи за изследване на Луната по програмата H1 -LZ до януари 1973 г. възлизат на 3,6 милиарда рубли, за създаването на H1 - 2,4 милиарда. Производственият резерв на ракетни единици, почти цялото оборудване на техническите, изстрелващите и измервателните комплекси беше унищожен, а разходите в размер на шест милиарда рубли бяха отписани.
Въпреки че дизайнът, производствените и технологичните разработки, експлоатационният опит и осигуряването на надеждност на мощна ракетна система бяха изцяло използвани при създаването на ракетата -носител Energia и очевидно ще намерят широко приложение в следващите проекти, трябва да се отбележи, че прекратяването работата по Н1 е грешна. СССР доброволно отстъпи дланта на американците, но най -важното е, че много екипи от дизайнерски бюра, изследователски институти и фабрики са загубили емоционалния заряд на ентусиазъм и чувство на преданост към идеите за изследване на космоса, които до голяма степен определят постижението на привидно недостижими фантастични цели.
