Förra året tillkännagav Roskosmos ett anbud om utveckling av en raket av hög klass baserad på det befintliga Angara-projektet, som bland annat kan leverera ett bemannat rymdfarkoster till månen. Uppenbarligen hämmar Rysslands brist på supertunga raketer som kan kasta upp till 80 ton last i omloppsbana många lovande arbeten i rymden och på jorden. Projektet med den enda inhemska transportören med liknande egenskaper, Energia-Buran, stängdes i början av 90-talet, trots de 14, 5 miljarder rubel (i priserna på 80-talet) och 13 år. Under tiden, i Sovjetunionen, utvecklades framgångsrikt en superraket med fantastiska prestandaegenskaper. Läsarna av "VPK" erbjuds en historia om historien om skapandet av N1 -raketen.
Inledningen av arbetet på H1 med en liquid-jet-motor (LPRE) föregicks av forskning om raketmotorer som använder kärnkraft (NRE). I enlighet med ett regeringsdekret av den 30 juni 1958 utvecklades en preliminär design på OKB-1, godkänd av SP Korolev den 30 december 1959.
OKB-456 (chefsdesigner V. P. Glushko) från State Committee for Defense Technology och OKB-670 (M. M. OKB-1 utvecklade tre versioner av missiler med kärnkraftsmissiler, och den tredje visade sig vara den mest intressanta. Det var en jätte raket med en lanseringsvikt på 2000 ton och en nyttolastmassa på upp till 150 ton. De första och andra etappen gjordes i form av paket med koniska raketblock, som skulle ha ett stort antal NK- 9 raketmotorer med flytande drivmedel med en dragkraft på 52 ton i det första steget. Det andra steget inkluderade fyra NRE med en total dragkraft på 850 tf, en specifik tryckimpuls i tomrummet på upp till 550 kgf / kg vid användning av ett annat arbetsmedium vid en uppvärmningstemperatur på upp till 3500 K.
Utsikterna att använda flytande väte i en blandning med metan som arbetsvätska i en kärnraketmotor visades i tillägget till ovanstående dekret "Om möjliga egenskaper hos rymdraketer som använder väte", godkänt av SP Korolev den 9 september 1960. Som ett resultat av ytterligare studier har det dock blivit tydligt att tunga lanseringsfordon med användning av raketmotorer med flytande drivmedel i alla steg på behärskade bränslekomponenter har använts. Kärnkraften har skjutits upp för framtiden.
Storslaget projekt
Regeringens dekret av den 23 juni 1960 "Om skapandet av kraftfulla uppskjutningsfordon, satelliter, rymdskepp och utforskning av rymden 1960-1967" år av ett nytt rymdraketsystem med en uppskjutningsmassa på 1000-2000 ton, vilket säkerställer uppskjutning av en tung interplanetär rymdfarkost med en massa på 60-80 ton i omloppsbana.
Ett antal designbyråer och vetenskapliga institut var inblandade i det ambitiösa projektet. På motorer-OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) och OKB-165 (AM Lyulka), på styrsystem-NII-885 (N. A. Pilyugin) och NII- 944 (VI Kuznetsov), på marken komplex - GSKB "Spetsmash" (VP Barmin), på mätkomplexet - NII -4 MO (AI Sokolov), på systemet för tömning av tankar och reglering av förhållandet mellan bränslekomponenter - OKB -12 (AS Abramov), för aerodynamisk forskning - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) och NII -1 (V. Ya. Likhushin), enligt tillverkningstekniken - V. M. Paton vid Vetenskapsakademin för den ukrainska SSR (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), Progress-anläggningen (A. Ya. Linkov), enligt tekniken och metoderna för experimentell utveckling och eftermontering av stativ - NII-229 (G. M. Tabakov) m.fl.
Konstruktörerna undersökte konsekvent flerstegs lanseringsfordon med en lanseringsmassa på 900 till 2500 ton, samtidigt som de utvärderade de tekniska möjligheterna att skapa och beredskapen för landets industri för produktion. Beräkningar har visat att de flesta uppgifterna för militära och rymdändamål löses med ett uppskjutningsfordon med en nyttolast på 70–100 ton, som skjuts upp i en bana med en höjd av 300 km.
Därför, för designstudier av N1, antogs en nyttolast på 75 ton med användning av syre-fotogenbränsle i alla etapper av raketmotorn. Detta värde för nyttolastens massa motsvarade lanseringsmassan för sjösättningsfordonet på 2200 ton, med hänsyn till att användningen av väte som bränsle i de övre stadierna kommer att öka nyttolastens massa upp till 90–100 ton med samma startvikt. Studier som utförts av de tekniska tjänsterna från tillverkningsanläggningar och tekniska institut i landet har visat inte bara den tekniska genomförbarheten att skapa ett sådant lanseringsfordon med minimal kostnad och tid, utan också industrins beredskap för sin produktion.
Samtidigt bestämdes möjligheterna för experimentell och bänkprovning av LV-enheter och block II och III-steg på den befintliga experimentella basen av NII-229 med minimala modifieringar. LV -lanseringarna var tänkta från Baikonur -kosmodromet, för vilket det var nödvändigt att skapa lämpliga tekniska och lanseringsstrukturer där.
Dessutom övervägdes olika layoutscheman med tvärgående och längsgående stegindelning, med lager- och icke-bärande tankar. Som ett resultat antogs ett raketprogram med en tvärgående etappindelning med upphängda sfäriska monoblock-bränsletankar, med flermotoriga installationer i I, II och III-steg. Valet av antal motorer i framdrivningssystemet är ett av de grundläggande problemen vid skapandet av ett uppskjutningsfordon. Efter analysen bestämdes det att använda motorer med en dragkraft på 150 ton.
I transportörens I, II och III -stadier beslutades att installera ett system för övervakning av KORDs organisatoriska och administrativa aktiviteter, vilket stängde av motorn när dess kontrollerade parametrar avvek från normen. Start- och viktförhållandet för lanseringsfordonet togs så att under onormal drift av en motor i den första delen av banan fortsatte flyget, och i de sista avsnitten av den första etappen flygningen kunde ett större antal motorer stängas av utan att det påverkar uppgiften.
OKB-1 och andra organisationer genomförde specialstudier för att motivera valet av drivmedelskomponenter med en analys av möjligheten att använda dem för N1-startbilen. Analysen visade en signifikant minskning av nyttolastens massa (med en konstant lanseringsmassa) vid övergång till högkokande bränslekomponenter, vilket beror på låga värden av specifik dragkraft och en ökning av massa bränsletankar och gaser under tryck på grund av det högre ångtrycket för dessa komponenter. Jämförelse av olika typer av bränsle visade att flytande syre - fotogen är mycket billigare än AT + UDMH: när det gäller kapitalinvesteringar - två gånger, vad gäller kostnad - åtta gånger.
H1-lanseringsfordonet bestod av tre steg (block A, B, C), sammankopplade med fack av övergångsstag och ett huvudblock. Kraftkretsen var ett ramskal som uppfattar yttre belastningar, inuti vilka bränsletankar, motorer och andra system fanns. Framdrivningssystemet i steg I bestod av 24 NK-15 (11D51) motorer med 150 tf dragkraft på marken, arrangerade i en ring, steg II-åtta av samma motorer med ett höghöjdsmunstycke NK-15V (11D52), steg III- fyra NK- 19 (11D53) med ett högt höjdmunstycke. Alla motorer var slutna.
Instrument för styrsystemet, telemetri och andra system var placerade i speciella fack vid lämpliga steg. LV installerades på lanseringsanordningen med stödjande klackar längs periferin i slutet av den första etappen. Den antagna aerodynamiska layouten gjorde det möjligt att minimera de erforderliga kontrollmomenten och använda principen om tryckfel mellan motsatta motorer på uppskjutningsfordonet för stigning och rullning. På grund av omöjligheten att transportera hela raketutrymmen med befintliga fordon har deras uppdelning i bärbara element antagits.
På grundval av N1 LV -etapperna var det möjligt att skapa en enhetlig raketserie: N11 med användning av II, III och IV -steg i N1 LV med en startmassa på 700 ton och en nyttolast på 20 ton i en AES-bana med en höjd av 300 km och N111 med användning av III- och IV-etapper i N1 LV och II-etappen i R-9A-raketen med en uppskjutningsmassa på 200 ton och en nyttolast på 5 ton i satellitbana med en höjd av 300 km, vilket skulle kunna lösa ett brett spektrum av strids- och rymduppdrag.
Arbetet utfördes under direkt övervakning av SP Korolev, som ledde rådet för chefsdesigners, och hans första ställföreträdare V. P. Mishin. Designmaterialen (totalt 29 volymer och 8 bilagor) i början av juli 1962 behandlades av en expertkommission som leddes av presidenten för Sovjetunionens vetenskapsakademi M. V. Keldysh. Kommissionen noterade att motiveringen av LV H1 utfördes på en hög vetenskaplig och teknisk nivå, uppfyller kraven för den konceptuella konstruktionen av LV och interplanetära raketer och kan användas som grund för utveckling av arbetsdokumentation. Samtidigt talade medlemmar av kommissionen MS Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin och några andra om behovet av att involvera OKB-456 i utvecklingen av motorer för lanseringsfordon, men V. P. Glushko vägrade.
Genom ömsesidig överenskommelse anförtroddes utvecklingen av motorer till OKB-276, som inte hade tillräckligt med teoretiskt bagage och erfarenhet av att utveckla raketmotorer med flytande drivmedel med nästan fullständig frånvaro av experimentella och bänkbaser för detta.
Misslyckade men givande prövningar
Keldysh-kommissionen indikerade att H1: s främsta uppgift är dess stridsanvändning, men under ytterligare arbete var superraketens främsta syfte rymden, främst en expedition till månen och återkomst till jorden. I stor utsträckning påverkades valet av ett sådant beslut av rapporter om Saturn-Apollo bemannade månprogram i USA. Den 3 augusti 1964 konsoliderade Sovjetunionens regering genom sitt dekret denna prioritet.
I december 1962 överlämnade OKB-1 till GKOT "Initial data och grundläggande tekniska krav för utformningen av lanseringskomplexet för N1-raketen" överens med huvuddesignerna. Den 13 november 1963 godkände kommissionen av Sovjetunionens högsta råd för den nationella ekonomin i Sovjetunionen, genom sitt beslut, en avdelningsschema för utveckling av konstruktionsdokumentation för ett komplex av strukturer som är nödvändiga för flygprovning av LV N1, exklusive själva konstruktionen och material och tekniskt stöd. MI Samokhin och AN Ivannikov övervakade skapandet av testplatsen vid OKB-1 under noggrann övervakning av SP Korolev.
I början av 1964 var den totala eftersläpningen av arbetet från den planerade tiden ett till två år. Den 19 juni 1964 fick regeringen skjuta upp början av LCI till 1966. Flight designtester av N1-raketen med en förenklad huvudenhet i LZ-systemet (med 7K-L1S obemannade rymdfarkoster istället för LOK och LK) började i februari 1969. I början av LKI utfördes experimentell testning av enheter och sammansättningar, bänkprov av block B och V, tester med en prototyp 1M -raket vid tekniska och startpositioner.
Den första sjösättningen av N1-LZ-raket- och rymdkomplexet (nr ЗЛ) från styrbordslanseringen den 21 februari 1969 slutade i en olycka. I gasgeneratorn på den andra motorn inträffade högfrekventa vibrationer, tryckuttagsröret bakom turbinen lossnade, läckage av komponenter bildades, en brand startade i bakutrymmet, vilket ledde till brott mot motorstyrningen system, som utfärdade ett falskt kommando för att stänga av motorerna i 68,7 sekunder. Lanseringen bekräftade emellertid att det valda dynamiska schemat var korrekt, lanseringsdynamik, LV -kontrollprocesser, gjorde det möjligt att erhålla experimentella data om lasterna på LV och dess styrka, effekten av akustiska laster på raketen och sjösättningssystemet, och några andra data, inklusive driftsegenskaper under verkliga förhållanden.
Den andra lanseringen av N1-LZ-komplexet (nr 5L) genomfördes den 3 juli 1969, och det gick också igenom en nödsituation. Enligt slutsatsen från nödkommissionen under ledning av V. P. Mishin var den troligaste orsaken förstörelsen av oxidationspumpen i den åttonde motorn i block A när man gick in i huvudsteget.
Analys av tester, beräkningar, forskning och experimentarbete pågick i två år. Att förbättra tillförlitligheten för oxidationspumpen erkändes som de viktigaste åtgärderna; förbättra kvaliteten på tillverkning och montering av THA; installation av filter framför motorpumparna, exklusive inträngande av främmande föremål i det; påfyllning före lansering och kvävspolning av svansdelen av block A under flygning och införande av ett freon-brandsläckningssystem; införande av konstruktionselement, anordningar och kablar för system belägna i det bakre facket i block A i konstruktionen av termiskt skydd; ändra arrangemanget av enheter i den för att öka deras överlevnad; introduktion av blockering av AED -kommandot upp till 50 s. flygning och nöduttag av startbilen från start genom återställning av strömförsörjning etc.
Den tredje uppskjutningen av N1-LZ-raket- och rymdsystemet (nr 6L) genomfördes den 27 juni 1971 från vänsteruppskjutningen. Alla 30 motorer i Block A gick in i de preliminära och huvudstadierna av dragkraften i enlighet med standardcyklogramen och fungerade normalt tills de stängdes av av kontrollsystemet i 50,1 s. Ökade kontinuerligt med 14,5 s. nådde 145 °. Eftersom AED -teamet blockerades upp till 50 s var flyget upp till 50, 1 s. blev praktiskt taget oöverskådlig.
Den mest troliga orsaken till olyckan är förlusten av rullkontroll på grund av verkan från tidigare redovisade för störande ögonblick som överstiger de tillgängliga styrmomenten för rullkropparna. Det avslöjade ytterligare rullmomentet uppstod med alla motorer igång på grund av det kraftfulla virvelluftflödet i raketens bottenområde, förvärrat av asymmetrin i flödet runt motordelarna som skjuter ut från raketens botten.
På mindre än ett år skapades 11D121 -styrmotorer för ledning av raketen under ledning av M. V. Melnikov och B. A. Sokolov. De opererade på oxiderande generatorgas och bränsle som togs från huvudmotorerna.
Den 23 november 1972 gjordes den fjärde uppskjutningen med raketen nr 7L, som genomgick betydande förändringar. Flygkontrollen utfördes av ett inbyggt datorkomplex enligt kommandon från den gyrostabiliserade plattformen som utvecklats av Scientific Research Institute of the Aircraft Industry. Framdrivningssystemen omfattade styrmotorer, ett brandsläckningssystem, förbättrat mekaniskt och termiskt skydd av enheter och ett inbyggt kabelnät. Mätsystemen kompletterades med liten radiotelemetriutrustning utvecklad av OKB MEI (chefsdesigner A. F. Bogomolov). Totalt hade raketen mer än 13 000 sensorer.
Nr 7L flög med 106, 93 s. Utan kommentar, men på 7 s. före den beräknade tidpunkten för separering av första och andra etappen skedde en nästan omedelbar förstörelse av oxidationspumpen på motor nr 4, vilket ledde till att raketen eliminerades.
Den femte lanseringen var planerad till fjärde kvartalet 1974. I maj genomfördes alla konstruktioner och konstruktiva åtgärder för att säkerställa produktens överlevnad, med hänsyn till tidigare flygningar och ytterligare studier, på raketen nr 8L och installationen av de uppgraderade motorerna påbörjades.
Det verkade som att förr eller senare skulle superraketten flyga vart och hur den ska. Men den utsedda chefen för TsKBEM, som omvandlades till NPO Energia, i maj 1974, akademiker V. P. Glushko, med tyst samtycke från ministeriet för allmän maskinbyggnad (S. A. Afanasyev), Sovjetunionens vetenskapsakademi (M. V. Keldysh), Ministeriet för militär-industriell ministerråd (L. V. Smirnov) och CPSU: s centralkommitté (D. F. Ustinov) stoppade allt arbete med N1-LZ-komplexet. I februari 1976 avslutades projektet officiellt genom ett dekret från CPSU: s centralkommitté och Sovjetunionens ministerråd. Detta beslut berövade landet tunga fartyg, och prioritet gick till USA, som använde rymdfärjeprojektet.
De totala utgifterna för att utforska månen under H1 -LZ -programmet i januari 1973 uppgick till 3,6 miljarder rubel, för skapandet av H1 - 2,4 miljarder. Produktionsreserven för missilenheter, nästan all utrustning för de tekniska, sjösättnings- och mätkomplexen förstördes och kostnaderna på sex miljarder rubel avskrivs.
Även om design, produktion och teknisk utveckling, driftserfarenhet och säkerställande av tillförlitligheten hos ett kraftfullt raketsystem fullt ut användes vid skapandet av Energia -lanseringsfordonet och uppenbarligen kommer att få stor tillämpning i efterföljande projekt, bör det noteras att avslutningen av arbetet på H1 var felaktigt. Sovjetunionen avgav frivilligt handflatan till amerikanerna, men det viktigaste är att många team av designbyråer, forskningsinstitut och fabriker har tappat den känslomässiga laddningen av entusiasm och en känsla av hängivenhet till idéerna om rymdutforskning, som till stor del avgör prestationen av till synes ouppnåeliga fantastiska mål.
