V minulom roku Roskosmos vyhlásil súťaž na vývoj rakety ťažkej triedy na základe existujúceho projektu Angara, schopnej okrem iného dopraviť na Mesiac vesmírnu loď s posádkou. Očividne ruský nedostatok superťažkých rakiet, ktoré môžu na obežnú dráhu vrhnúť až 80 ton nákladu, bráni mnohým sľubným prácam vo vesmíre a na Zemi. Projekt jediného domáceho dopravcu s podobnými charakteristikami, Energia-Buran, bol uzavretý na začiatku 90. rokov, napriek vynaloženým 14, 5 miliardám rubľov (v cenách 80. rokov) a 13 rokov. Medzitým bola v ZSSR úspešne vyvinutá super raketa s ohromujúcimi výkonnostnými charakteristikami. Čitateľom „VPK“sa ponúka príbeh o histórii vzniku rakety N1.
Začatiu prác na H1 s kvapalinovým prúdovým motorom (LPRE) predchádzal výskum raketových motorov využívajúcich jadrovú energiu (NRE). V súlade s vládnym nariadením z 30. júna 1958 bol v OKB-1 vyvinutý predbežný návrh, ktorý schválil S. P. Korolev 30. decembra 1959.
OKB-456 (hlavný konštruktér V. P. Glushko) Štátneho výboru pre obrannú technológiu a OKB-670 (M. M. OKB-1 vyvinul tri verzie rakiet s raketami poháňanými jadrovou energiou a tretia sa ukázala ako najzaujímavejšia. Bola to obrovská raketa s štartovacou hmotnosťou 2 000 ton a hmotnosťou užitočného zaťaženia až 150 ton. Prvý a druhý stupeň boli vyrobené vo forme balíkov kužeľových raketových blokov, ktoré mali mať veľký počet NK- 9 raketových motorov na kvapalné palivo s ťahom 52 ton v prvom stupni. Druhý stupeň zahŕňal štyri NRE s celkovým ťahom 850 tf, špecifický ťahový impulz v prázdne dutine až 550 kgf / kg pri použití iného pracovného média pri teplote zahrievania až 3 500 K.
Perspektíva použitia kvapalného vodíka v zmesi s metánom ako pracovnej tekutiny v jadrovom raketovom motore sa ukázala ako doplnok k vyššie uvedenej vyhláške „O možných charakteristikách vesmírnych rakiet využívajúcich vodík“, schválenej SP Korolev 9. septembra 1960. V dôsledku ďalších štúdií sa však ukázala účelnosť ťažkých nosných rakiet s použitím raketových motorov na kvapalné palivo vo všetkých fázach na zvládnutých palivových komponentoch s použitím vodíka ako paliva. Jadrová energia sa odkladá do budúcnosti.
Grandiózny projekt
Vládne nariadenie z 23. júna 1960 „O vytvorení výkonných nosných rakiet, satelitov, vesmírnych lodí a prieskume vesmíru v rokoch 1960-1967“nového vesmírneho raketového systému s nosnosťou 1000-2000 ton, ktorý zaisťuje štart ťažká medziplanetárna kozmická loď s hmotnosťou 60-80 ton na obežnú dráhu.
Do ambiciózneho projektu bolo zapojených niekoľko projekčných kancelárií a vedeckých ústavov. Na motoroch-OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) a OKB-165 (AM Lyulka), na riadiacich systémoch-NII-885 (N. A. Pilyugin) a NII- 944 (VI Kuznetsov), na zemi komplex - GSKB „Spetsmash“(VP Barmin), na meracom komplexe - NII -4 MO (AI Sokolov), na systéme na vyprázdňovanie nádrží a regulácii pomeru zložiek paliva - OKB -12 (AS Abramov), na aerodynamický výskum - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) a NII -1 (V. Ya. Likhushin), podľa výrobnej technológie - V. M. Paton Akadémie vied Ukrajinskej SSR (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), závod Progress (A. Ya. Linkov), podľa technológie a metód experimentálneho vývoja a dodatočnej montáže porastov - NII-229 (G. M. Tabakov) a ďalšie.
Konštruktéri dôsledne skúmali viacstupňové nosné rakety s nosnosťou 900 až 2 500 ton a hodnotili technické možnosti tvorby a pripravenosť priemyslu krajiny na výrobu. Výpočty ukázali, že väčšinu úloh vojenských a vesmírnych účelov rieši nosná raketa s užitočným zaťažením 70 - 100 ton, ktorá sa vypustí na obežnú dráhu s nadmorskou výškou 300 km.
Preto bolo pre konštrukčné štúdie N1 prijaté užitočné zaťaženie 75 ton s použitím kyslíkovo-petrolejového paliva vo všetkých stupňoch raketového motora. Táto hodnota hmotnosti užitočného zaťaženia zodpovedala štartovacej hmotnosti nosnej rakety 2 200 ton, pričom sa zohľadnilo, že použitie vodíka ako paliva v horných stupňoch zvýši hmotnosť užitočného zaťaženia až na 90–100 ton s rovnaká štartovacia hmotnosť. Štúdie uskutočnené technologickými službami výrobných závodov a technologických inštitútov v krajine ukázali nielen technickú uskutočniteľnosť vytvorenia takého nosného rakety s minimálnymi nákladmi a časom, ale aj pripravenosť priemyslu na jeho výrobu.
Súčasne boli s minimálnymi úpravami určené možnosti experimentálneho a skúšobného testovania jednotiek NN a stupňov blokov II a III na existujúcom experimentálnom základe NII-229. Štart LV sa predpokladal z kozmodrómu Bajkonur, pre ktorý sa tam požadovalo vytvorenie vhodných technických a štartovacích štruktúr.
Uvažovalo sa aj o rôznych schémach usporiadania s priečnym a pozdĺžnym rozdelením stupňov s ložiskovými a nenosnými nádržami. V dôsledku toho bola prijatá raketová schéma s priečnym rozdelením stupňov so zavesenými monoblokovými sférickými palivovými nádržami s viacmotorovými zariadeniami v stupňoch I, II a III. Voľba počtu motorov v pohonnom systéme je jedným zo zásadných problémov pri vytváraní nosnej rakety. Po analýze bolo rozhodnuté použiť motory s ťahom 150 ton.
V etapách I, II a III nosiča bolo rozhodnuté nainštalovať systém monitorovania organizačných a administratívnych činností KORD, ktorý vypínal motor, keď sa jeho kontrolované parametre odchýlili od normy. Pomer ťahu a hmotnosti nosnej rakety bol vzatý tak, že počas abnormálnej prevádzky jedného motora v počiatočnom úseku trajektórie let pokračoval a v posledných častiach letu prvého stupňa mohol väčší počet motorov byť vypnuté bez toho, aby bola dotknutá úloha.
OKB-1 a ďalšie organizácie vykonali špeciálne štúdie na zdôvodnenie výberu komponentov hnacieho plynu analýzou uskutočniteľnosti ich použitia pre nosnú raketu N1. Analýza ukázala výrazný pokles hmotnosti užitočného zaťaženia (s konštantnou štartovacou hmotnosťou) v prípade prechodu na vysokovriace zložky paliva, čo je spôsobené nízkymi hodnotami špecifického impulzu ťahu a zvýšením hmotnosť palivových nádrží a tlakových plynov v dôsledku vyššieho tlaku pár týchto komponentov. Porovnanie rôznych typov palív ukázalo, že kvapalný kyslík - petrolej je oveľa lacnejší ako AT + UDMH: pokiaľ ide o kapitálové investície - dvakrát, pokiaľ ide o náklady - osemkrát.
Nosná raketa H1 sa skladala z troch etáp (bloky A, B, C), prepojených prechodnými priehradkovými priehradkami a hlavovým blokom. Napájací obvod bol rámový plášť, ktorý vníma vonkajšie zaťaženie, vo vnútri ktorého boli umiestnené palivové nádrže, motory a ďalšie systémy. Pohonný systém stupňa I tvorilo 24 motorov NK-15 (11D51) s ťahom 150 tf na zem usporiadaných do prstenca, stupeň II-osem rovnakých motorov s vysokohorskou dýzou NK-15V (11D52), stupeň III- štyri NK-19 (11D53) s vysokohorskou dýzou. Všetky motory boli uzavretý okruh.
Nástroje riadiaceho systému, telemetrie a ďalších systémov boli v príslušných fázach umiestnené v špeciálnych oddeleniach. NN bola nainštalovaná na odpaľovacie zariadenie s podpornými pätkami po obvode konca prvého stupňa. Prevzaté aerodynamické usporiadanie umožnilo minimalizovať požadované riadiace momenty a využiť princíp nesúladu ťahu opačných motorov na nosnej rakete na ovládanie sklonu a nakláňania. Vzhľadom na nemožnosť prepravy celých raketových oddelení existujúcimi vozidlami bolo prijaté ich rozdelenie na prenosné prvky.
Na základe stupňov N1 NN bolo možné vytvoriť jednotnú sériu rakiet: N11 s využitím stupňov II, III a IV stupňa N1 LV s počiatočnou hmotnosťou 700 ton a užitočným zaťažením 20 ton v Obežná dráha AES s nadmorskou výškou 300 km a N111 s využitím stupňov III a IV N1 LV a stupňa II rakety R-9A s hmotnosťou štartu 200 ton a užitočným zaťažením 5 ton na obežnej dráhe satelitov s nadmorská výška 300 km, čo by mohlo vyriešiť široké spektrum bojových a vesmírnych misií.
Práce boli vykonávané pod priamym dohľadom S. P. Koroleva, ktorý stál na čele Rady hlavných projektantov, a jeho prvého zástupcu V. P. Mishina. Konštrukčné materiály (spolu 29 zväzkov a 8 príloh) začiatkom júla 1962 posudzovala odborná komisia vedená predsedom Akadémie vied ZSSR M. V. Keldyshom. Komisia poznamenala, že odôvodnenie LV H1 bolo vykonané na vysokej vedeckej a technickej úrovni, spĺňa požiadavky na koncepčné návrhy NN a medziplanetárnych rakiet a môže byť použité ako základ pre vypracovanie pracovnej dokumentácie. Členovia komisie M. S. Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin a niektorí ďalší zároveň hovorili o potrebe zapojenia OKB-456 do vývoja motorov pre nosné rakety, ale V. P. Glushko odmietol.
Po vzájomnej dohode bol vývoj motorov zverený spoločnosti OKB-276, ktorá nemala dostatočnú teoretickú batožinu a skúsenosti s vývojom raketových motorov na kvapalné palivo, pričom na tento účel takmer úplne chýbali experimentálne a lavicové základne.
Neúspešné, ale plodné skúšky
Keldyshova komisia naznačila, že primárnou úlohou H1 je jej bojové využitie, ale v priebehu ďalších prác bol hlavným účelom super-rakety vesmír, predovšetkým expedícia na Mesiac a návrat na Zem. Voľbu takéhoto rozhodnutia do značnej miery ovplyvnili správy o lunárnom programe s posádkou Saturn-Apollo v USA. 3. apríla 1964 vláda ZSSR svojim výnosom túto prioritu upevnila.
V decembri 1962 OKB-1 predložila GKOT „Počiatočné údaje a základné technické požiadavky na konštrukciu štartovacieho komplexu pre raketu N1“dohodnuté s hlavnými konštruktérmi. 13. novembra 1963 schválila Komisia Najvyššej rady národného hospodárstva ZSSR svojim rozhodnutím medzirezortný harmonogram vývoja projektovej dokumentácie komplexu štruktúr potrebných na letové skúšky LV N1, s výnimkou samotnú stavbu a materiálno -technické zabezpečenie. MI Samokhin a AN Ivannikov dohliadali na vytvorenie testovacieho miesta na OKB-1 pod prísnym dohľadom SP Korolev.
Začiatkom roku 1964 bol celkový počet nevybavených prác v plánovanom čase jeden až dva roky. 19. júna 1964 musela vláda začiatok LCI odložiť na rok 1966. Skúšky letovej konštrukcie rakety N1 so zjednodušenou hlavnou jednotkou systému LZ (s bezpilotnými kozmickými loďami 7K-L1S namiesto LOK a LK) sa začali vo februári 1969. Na začiatku LKI sa vykonalo experimentálne testovanie jednotiek a zostáv, skúšky na lavičke blokov B a V, testy s prototypom rakety 1M v technických a štartovacích polohách.
Prvý štart rakety a vesmírneho komplexu N1-LZ (č. ЗЛ) z pravostranného štartu 21. februára 1969 sa skončil nehodou. V plynovom generátore druhého motora došlo k vysokofrekvenčným vibráciám, odtrhlo sa potrubie na odvádzanie tlaku za turbínou, vytvoril sa únik súčiastok, v zadnom priestore vznikol požiar, ktorý viedol k porušeniu ovládania motora systému, ktorý vydal falošný príkaz na vypnutie motorov na 68,7 s. Spustenie však potvrdilo správnosť zvolenej dynamickej schémy, dynamiky štartu, riadiacich procesov NN, umožnilo získať experimentálne údaje o zaťažení na NN a jeho sile, vplyve akustických záťaží na raketu a štartovací systém, a niektoré ďalšie údaje vrátane prevádzkových charakteristík v reálnych podmienkach.
Druhé spustenie komplexu N1-LZ (č. 5L) sa uskutočnilo 3. júla 1969 a taktiež prešlo núdzovou situáciou. Podľa záveru havarijnej komisie, ktorej predsedal V. P. Mishin, bolo najpravdepodobnejšou príčinou zničenie čerpadla okysličovadla ôsmeho motora bloku A pri vstupe na hlavný stupeň.
Analýza testov, výpočtov, výskum a experimentálne práce trvali dva roky. Zlepšenie spoľahlivosti oxidačného čerpadla bolo uznané za hlavné opatrenie; zlepšenie kvality výroby a montáže THA; inštalácia filtrov pred čerpadlá motora, s vylúčením vniknutia cudzích predmetov do neho; plnenie pred spustením a čistenie dusíka chvostovej časti bloku A za letu a zavedenie freónového hasiaceho systému; zavedenie konštrukčných prvkov, zariadení a káblov systémov umiestnených v zadnom oddelení bloku A do návrhu tepelnej ochrany; zmena usporiadania zariadení v ňom s cieľom zvýšiť ich schopnosť prežiť; zavedenie blokovania príkazu AED do 50 s. letové a núdzové vytiahnutie nosnej rakety zo štartu resetovaním napájania atď.
Tretí štart raketového a vesmírneho systému N1-LZ (č. 6L) bol vykonaný 27. júna 1971 z ľavého štartu. Všetkých 30 motorov bloku A vstúpilo do režimu predbežných a hlavných fáz ťahu v súlade so štandardným cyklogramom a fungovalo normálne, až kým ich riadiaci systém nevypol na 50,1 s. Neustále sa zvyšoval o 14,5 s. dosiahol 145 °. Keďže tím AED bol zablokovaný až na 50 s, let trval až 50, 1 s. sa stali prakticky nezvládnuteľnými.
Najpravdepodobnejšou príčinou nehody je strata kontroly nad nakláňaním v dôsledku pôsobenia predtým nezodpovedaných rušivých momentov, ktoré presahujú dostupné kontrolné momenty telies valca. Odhalený dodatočný valivý moment nastal pri všetkých motoroch bežiacich kvôli silnému vírivému prúdeniu vzduchu v spodnej časti rakety, zhoršenému asymetriou toku okolo častí motora vyčnievajúcich zo spodnej časti rakety.
Za necelý rok boli pod vedením M. V. Melnikova a B. A. Sokolova vytvorené riadiace motory 11D121, ktoré poskytovali ovládanie rolovania rakety. Prevádzkovali oxidačný plyn generátora a palivo odobraté z hlavných motorov.
23. novembra 1972 bol vykonaný štvrtý štart s raketou č. 7L, ktorý prešiel výraznými zmenami. Riadenie letu vykonával komplex palubných počítačov podľa príkazov gyro-stabilizovanej platformy vyvinutej Vedeckým výskumným ústavom leteckého priemyslu. Pohonné systémy obsahovali riadiace motory, hasiaci systém, vylepšenú mechanickú a tepelnú ochranu zariadení a palubnú káblovú sieť. Meracie systémy boli doplnené rádiovým telemetrickým zariadením malých rozmerov vyvinutým spoločnosťou OKB MEI (hlavný projektant A. F. Bogomolov). Celkovo mala raketa viac ako 13 000 senzorov.
7L preletelo o 106, 93 str. Bez komentára, ale za 7 s. pred odhadovaným časom oddelenia prvého a druhého stupňa došlo k takmer okamžitému zničeniu čerpadla okysličovadla motora č. 4, čo viedlo k vyradeniu rakety.
Piate spustenie bolo naplánované na štvrtý štvrťrok 1974. V máji boli na rakete č. 8L implementované všetky konštrukčné a konštruktívne opatrenia na zabezpečenie prežitia produktu s prihliadnutím na predchádzajúce lety a ďalšie štúdie a začala sa inštalácia modernizovaných motorov.
Vyzeralo to tak, že skôr alebo neskôr super-raketa poletí, kam a ako by mala. Menovaný vedúci TsKBEM, transformovaný na NPO Energia, v máji 1974, akademik V. P. Glushko, s tichým súhlasom ministerstva generálnej stavby strojov (S. A. Afanasyev), Akadémia vied ZSSR (M. V. Keldysh), Vojensko-priemyselná komisia Rady ministrov (L. V. Smirnov) a Ústredný výbor KSSS (D. F. Ustinov) zastavili všetky práce na komplexe N1-LZ. Vo februári 1976 bol projekt oficiálne ukončený výnosom Ústredného výboru CPSU a Rady ministrov ZSSR. Toto rozhodnutie pripravilo krajinu o ťažké lode a priorita prešla na USA, ktoré nasadili projekt Space Shuttle.
Celkové výdavky na prieskum Mesiaca v rámci programu H1 -LZ do januára 1973 dosiahli 3,6 miliardy rubľov, na vytvorenie H1 - 2,4 miliardy. Bola zničená výrobná rezerva raketových jednotiek, takmer všetko vybavenie technických, štartovacích a meracích komplexov a boli odpísané náklady vo výške šesť miliárd rubľov.
Napriek tomu, že vývoj, výroba a technologický vývoj, prevádzkové skúsenosti a zabezpečenie spoľahlivosti výkonného raketového systému boli pri výrobe nosnej rakety Energia plne využité a samozrejme nájdu široké uplatnenie v ďalších projektoch, treba poznamenať, že ukončenie práce na H1 boli chybné. ZSSR dobrovoľne odstúpil dlaň Američanom, ale hlavnou vecou je, že mnohé tímy dizajnérskych kancelárií, výskumných ústavov a tovární stratili emocionálny náboj nadšenia a zmysel pre oddanosť myšlienkam prieskumu vesmíru, ktoré do značnej miery určujú úspech. zdanlivo nedosiahnuteľných fantastických gólov.
