Anul trecut, Roskosmos a anunțat o licitație pentru dezvoltarea unei rachete de clasă grea bazată pe proiectul existent Angara, capabilă, printre altele, să livreze o navă spațială cu echipaj pe Lună. Evident, lipsa de rachete super-grele din Rusia care poate arunca până la 80 de tone de marfă pe orbită împiedică multe lucrări promițătoare în spațiu și pe Pământ. Proiectul singurului transportator intern cu caracteristici similare, Energia-Buran, a fost închis la începutul anilor 90, în ciuda cheltuielilor de 14, 5 miliarde de ruble (în prețurile anilor 80) și de 13 ani. Între timp, în URSS, a fost dezvoltată cu succes o super-rachetă cu caracteristici de performanță uimitoare. Cititorilor „VPK” li se oferă o poveste despre istoria creării rachetei N1.
Începutul lucrărilor la H1 cu un motor cu jet de lichid (LPRE) a fost precedat de cercetări privind motoarele cu rachete care utilizează energie nucleară (NRE). În conformitate cu un decret guvernamental din 30 iunie 1958, la OKB-1 a fost elaborat un proiect preliminar, aprobat de S. P. Korolev la 30 decembrie 1959.
OKB-456 (proiectant șef V. P. Glushko) al Comitetului de Stat pentru Tehnologia Apărării și OKB-670 (M. M. OKB-1 a dezvoltat trei versiuni de rachete cu rachete cu propulsie nucleară, iar a treia sa dovedit a fi cea mai interesantă. A fost o rachetă gigantică cu o greutate de lansare de 2000 de tone și o masă de încărcare utilă de până la 150 de tone. Prima și a doua etapă au fost realizate sub formă de pachete de blocuri de rachete conice, care ar fi trebuit să aibă un număr mare de NK- 9 motoare cu rachete cu propulsie lichidă cu o forță de 52 de tone în prima etapă. A doua etapă a inclus patru NRE cu o împingere totală de 850 tf, un impuls specific de împingere în gol de până la 550 kgf / kg atunci când se utilizează un alt mediu de lucru la o temperatură de încălzire de până la 3500 K.
Perspectiva utilizării hidrogenului lichid într-un amestec cu metan ca fluid de lucru într-un motor rachetă nucleară a fost prezentată în completarea decretului de mai sus „Despre caracteristicile posibile ale rachetelor spațiale care utilizează hidrogen”, aprobat de SP Korolev la 9 septembrie 1960. Cu toate acestea, ca urmare a unor studii ulterioare, a devenit clară oportunitatea vehiculelor de lansare grele, cu utilizarea motoarelor cu rachete cu propulsie lichidă în toate etapele, pe componentele de combustibil masterate cu utilizarea hidrogenului ca combustibil. Energia nucleară a fost amânată pentru viitor.
Proiectul Grandiose
Decretul guvernamental din 23 iunie 1960 „Cu privire la crearea de vehicule puternice de lansare, sateliți, nave spațiale și explorare spațială în 1960-1967” ani ai unui nou sistem de rachete spațiale cu o masă de lansare de 1000-2000 tone, care asigură lansarea o navă spațială interplanetară grea cu o masă de 60-80 de tone pe orbită.
O serie de birouri de design și institute științifice au fost implicate în proiectul ambițios. Pe motoare - OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) și OKB-165 (AM Lyulka), pe sisteme de control - NII-885 (N. A. Pilyugin) și NII- 944 (VI Kuznetsov), la sol complex - GSKB "Spetsmash" (VP Barmin), pe complexul de măsurare - NII-4 MO (AI Sokolov), pe sistemul de golire a rezervoarelor și reglarea raportului componentelor combustibilului - OKB-12 (AS Abramov), pentru cercetări aerodinamice - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) și NII-1 (V. Ya. Likhushin), conform tehnologiei de fabricație - V. M. Paton al Academiei de Științe din RSS Ucraineană (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), uzina Progress (A. Ya. Linkov), conform tehnologiei și metodelor de dezvoltare experimentală și adaptare a standurilor - NII-229 (G. M. Tabakov) și alții.
Proiectanții au examinat în mod constant vehiculele de lansare cu mai multe etape, cu o masă de lansare de 900 până la 2500 de tone, evaluând în același timp posibilitățile tehnice de creare și pregătirea industriei țării pentru producție. Calculele au arătat că majoritatea sarcinilor militare și spațiale sunt rezolvate de un vehicul de lansare cu o sarcină utilă de 70-100 de tone, care este lansat pe o orbită cu o altitudine de 300 km.
Prin urmare, pentru studiile de proiectare ale N1, a fost adoptată o sarcină utilă de 75 de tone cu utilizarea combustibilului oxigen-kerosen în toate etapele motorului rachetă. Această valoare a masei sarcinii utile a corespuns masei de lansare a vehiculului de lansare de 2200 tone, ținând cont de faptul că utilizarea hidrogenului ca combustibil în etapele superioare va mări masa sarcinii utile până la 90-100 tone cu aceeași greutate de lansare. Studiile efectuate de serviciile tehnologice ale fabricilor și institutelor tehnologice ale țării au arătat nu numai fezabilitatea tehnică a creării unui astfel de vehicul de lansare cu costuri și timp minime, ci și disponibilitatea industriei pentru producția sa.
În același timp, au fost determinate posibilitățile de testare experimentală și pe bancă a unităților de BT și a etapelor blocurilor II și III pe baza experimentală existentă a NII-229 cu modificări minime. Lansările LV au fost avute în vedere de la cosmodromul Baikonur, pentru care era necesar să creeze structuri tehnice și de lansare adecvate acolo.
De asemenea, au fost luate în considerare diferite scheme de amenajare cu împărțirea transversală și longitudinală a treptelor, cu rezervoare portante și neportante. Ca rezultat, a fost adoptată o schemă de rachete cu o divizare transversală a treptelor cu rezervoare de combustibil sferice monobloc suspendate, cu instalații multi-motor în treptele I, II și III. Alegerea numărului de motoare din sistemul de propulsie este una dintre problemele fundamentale în crearea unui vehicul de lansare. După analiză, s-a decis utilizarea motoarelor cu o tracțiune de 150 de tone.
În etapele I, II și III ale transportatorului, sa decis instalarea unui sistem de monitorizare a activităților organizatorice și administrative ale KORD, care a oprit motorul atunci când parametrii săi controlați s-au abătut de la normă. Raportul forță-greutate al vehiculului de lansare a fost luat astfel încât în timpul funcționării anormale a unui motor în secțiunea inițială a traiectoriei, zborul a continuat, iar în ultimele secțiuni ale zborului din prima etapă, un număr mai mare de motoare ar putea fi să fie oprit fără a aduce atingere sarcinii.
OKB-1 și alte organizații au efectuat studii speciale pentru a justifica alegerea componentelor propulsorului cu o analiză a fezabilității utilizării acestora pentru vehiculul de lansare N1. Analiza a arătat o scădere semnificativă a masei sarcinii utile (cu o masă de lansare constantă) în cazul unei tranziții la componentele combustibilului cu fierbere ridicată, care se datorează valorilor scăzute ale impulsului specific de împingere și creșterii masa rezervoarelor de combustibil și a gazelor sub presiune datorită presiunii mai mari a vaporilor acestor componente. Comparația diferitelor tipuri de combustibil a arătat că oxigenul lichid - kerosenul este mult mai ieftin decât AT + UDMH: în ceea ce privește investițiile de capital - de două ori, în ceea ce privește costul - de opt ori.
Vehiculul de lansare H1 a fost format din trei etape (blocurile A, B, C), interconectate prin compartimente de tranziție de tip fermă și un bloc de cap. Circuitul de putere a fost o carcasă de cadru care percepe sarcinile externe, în interiorul cărora se aflau rezervoarele de combustibil, motoarele și alte sisteme. Sistemul de propulsie din etapa I consta din 24 de motoare NK-15 (11D51) cu 150 tf împins pe sol, dispuse într-un inel, etapa II - opt dintre aceleași motoare cu duză de mare altitudine NK-15V (11D52), etapa III - patru NK-19 (11D53) cu o duză de mare altitudine. Toate motoarele erau închise.
Instrumentele sistemului de control, telemetrie și alte sisteme au fost amplasate în compartimente speciale în etapele corespunzătoare. LV a fost instalat pe dispozitivul de lansare cu tocuri de susținere de-a lungul periferiei de la sfârșitul primei etape. Dispunerea aerodinamică adoptată a făcut posibilă reducerea la minimum a momentelor de control necesare și utilizarea principiului nepotrivirii forței motoarelor opuse pe vehiculul de lansare pentru controlul pasului și al rulării. Datorită imposibilității de a transporta întregi compartimente pentru rachete de către vehiculele existente, a fost adoptată divizarea acestora în elemente transportabile.
Pe baza etapelor N1 LV, a fost posibilă crearea unei serii unificate de rachete: N11 cu utilizarea etapelor II, III și IV ale N1 LV cu o masă inițială de 700 tone și o sarcină utilă de 20 tone într-un Orbita AES cu o altitudine de 300 km și N111 cu utilizarea etapelor III și IV ale N1 LV și a etapei II a rachetei R-9A cu o masă de lansare de 200 de tone și o sarcină utilă de 5 tone pe orbita sateliților cu o altitudine de 300 km, care ar putea rezolva o gamă largă de lupte și misiuni spațiale.
Lucrarea a fost efectuată sub supravegherea directă a S. P. Korolev, care a condus Consiliul proiectanților șefi și a primului său adjunct V. P. Mishin. Materialele de proiectare (un total de 29 de volume și 8 anexe) la începutul lunii iulie 1962 au fost luate în considerare de o comisie de experți condusă de președintele Academiei de Științe a URSS M. V. Keldysh. Comisia a menționat că justificarea LV H1 a fost efectuată la un nivel științific și tehnic ridicat, îndeplinește cerințele pentru proiectele conceptuale ale rachetelor BT și interplanetare și poate fi utilizată ca bază pentru elaborarea documentației de lucru. În același timp, membrii comisiei MS Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin și alții au vorbit despre necesitatea implicării OKB-456 în dezvoltarea motoarelor pentru vehiculele de lansare, dar V. P. Glushko a refuzat.
De comun acord, dezvoltarea motoarelor a fost încredințată OKB-276, care nu avea suficient bagaj teoretic și experiență în dezvoltarea motoarelor cu rachete cu propulsie lichidă, cu absența aproape completă a bazelor experimentale și de bază pentru aceasta.
Încercări nereușite, dar fructuoase
Comisia Keldysh a indicat că sarcina principală a H1 este utilizarea luptei sale, dar în cursul lucrărilor ulterioare, scopul principal al super-rachetei era spațiul, în primul rând o expediție pe lună și întoarcerea pe Pământ. În mare măsură, alegerea unei astfel de decizii a fost influențată de rapoartele programului lunar cu echipaj Saturn-Apollo din Statele Unite. La 3 august 1964, guvernul URSS, prin decretul său, a consolidat această prioritate.
În decembrie 1962, OKB-1 a transmis GKOT „Datele inițiale și cerințele tehnice de bază pentru proiectarea complexului de lansare pentru racheta N1” convenite cu proiectanții șefi. La 13 noiembrie 1963, Comisia Consiliului Suprem al Economiei Naționale a URSS, prin decizia sa, a aprobat un program interdepartamental pentru elaborarea documentației de proiectare a unui complex de structuri necesare pentru testarea zborului LV N1, cu excepția construcția în sine și suport material și tehnic. MI Samokhin și AN Ivannikov au supravegheat crearea sitului de testare la OKB-1 sub supravegherea atentă a SP Korolev.
Până la începutul anului 1964, restanța totală a muncii de la perioada programată era de unu până la doi ani. La 19 iunie 1964, guvernul a trebuit să amâne începutul LCI până în 1966. Testele de proiectare a zborului rachetei N1 cu o unitate principală simplificată a sistemului LZ (cu nava spațială fără pilot 7K-L1S în loc de LOK și LK) au început în februarie 1969. La începutul LKI, au fost efectuate testări experimentale ale unităților și ansamblurilor, teste de bancă ale blocurilor B și V, teste cu o rachetă prototip 1M la pozițiile tehnice și de lansare.
Prima lansare a complexului de rachete și spațiu N1-LZ (nr. ЗЛ) de la lansarea la tribord pe 21 februarie 1969 s-a încheiat cu un accident. În generatorul de gaz al celui de-al doilea motor, s-au produs vibrații de înaltă frecvență, s-a desprins conducta de decolare a presiunii din spatele turbinei, s-a format o scurgere de componente, a început un incendiu în compartimentul din coadă, ceea ce a dus la o încălcare a controlului motorului, care a emis o comandă falsă pentru a opri motoarele timp de 68,7 secunde. Cu toate acestea, lansarea a confirmat corectitudinea schemei dinamice alese, dinamica lansării, procesele de control LV, a făcut posibilă obținerea de date experimentale privind încărcăturile de pe BT și rezistența acestuia, efectul sarcinilor acustice asupra rachetei și a sistemului de lansare, și alte date, inclusiv caracteristici operaționale în condiții reale.
A doua lansare a complexului N1-LZ (nr. 5L) a fost efectuată la 3 iulie 1969 și a trecut și de urgență. Potrivit concluziei comisiei de urgență prezidată de V. P. Mishin, cel mai probabil motiv a fost distrugerea pompei oxidante a celui de-al optulea motor al blocului A la intrarea în etapa principală.
Analiza testelor, calculelor, cercetării și lucrărilor experimentale a durat doi ani. Îmbunătățirea fiabilității pompei oxidante a fost recunoscută drept principalele măsuri; îmbunătățirea calității producției și asamblării THA; instalarea de filtre în fața pompelor motorului, excluzând pătrunderea de obiecte străine în acesta; umplerea înainte de lansare și purjarea azotului a secțiunii cozii blocului A în zbor și introducerea unui sistem de stingere a incendiilor cu freon; introducerea elementelor structurale, dispozitivelor și cablurilor sistemelor situate în compartimentul din pupa al blocului A în proiectarea protecției termice; schimbarea aranjamentului dispozitivelor din acesta pentru a le crește supraviețuirea; introducerea blocării comenzii AED până la 50 s. zbor și retragere de urgență a vehiculului de lansare de la pornire prin resetarea alimentării etc.
A treia lansare a rachetei și a sistemului spațial N1-LZ (nr. 6L) a fost efectuată la 27 iunie 1971 de la lansarea din stânga. Toate cele 30 de motoare ale blocului A au intrat în modul etapelor preliminare și principale ale tracțiunii în conformitate cu ciclograma standard și au funcționat normal până când au fost oprite de sistemul de control timp de 50,1 s. Crescut continuu cu 14,5 s. a atins 145 °. Deoarece echipa AED a fost blocată până la 50 s, zborul a fost de până la 50, 1 s. a devenit practic imposibil de gestionat.
Cea mai probabilă cauză a accidentului este pierderea controlului rulării datorită acțiunii unor momente deranjante neacoperite anterior, care depășesc momentele de control disponibile ale corpurilor de rulare. Momentul de rulare suplimentar dezvăluit a apărut cu toate motoarele în funcțiune datorită fluxului puternic de aer vortex în zona inferioară a rachetei, agravată de asimetria fluxului în jurul părților motorului care ies din fundul rachetei.
În mai puțin de un an, sub conducerea lui M. V. Melnikov și B. A. Sokolov, au fost create motoare de direcție 11D121 pentru a oferi controlul rachetelor rachetei. Aceștia au funcționat pe gazul generator oxidant și pe combustibilul preluat de la principalele motoare.
La 23 noiembrie 1972, a fost lansată a patra lansare cu racheta nr. 7L, care a suferit modificări semnificative. Controlul zborului a fost efectuat de un complex de calculatoare de bord, conform comenzilor platformei gyro-stabilizate dezvoltate de Institutul de Cercetări Științifice din Industria Aeronautică. Sistemele de propulsie includeau motoare de direcție, un sistem de stingere a incendiilor, o protecție mecanică și termică îmbunătățită a dispozitivelor și o rețea de cablu la bord. Sistemele de măsurare au fost completate cu echipamente de telemetrie radio de dimensiuni mici dezvoltate de OKB MEI (proiectantul șef A. F. Bogomolov). În total, racheta avea peste 13.000 de senzori.
No. 7L a zburat cu 106, 93 p. Fără comentarii, dar în 7 s. înainte de timpul estimat de separare a primei și celei de-a doua etape, a existat o distrugere aproape instantanee a pompei oxidante a motorului nr. 4, ceea ce a dus la eliminarea rachetei.
A cincea lansare a fost programată pentru al patrulea trimestru al anului 1974. Până în luna mai, toate rachetele de proiectare și constructive pentru a asigura supraviețuirea produsului, luând în considerare zborurile anterioare și studiile suplimentare, au fost implementate pe racheta nr. 8L, iar instalarea motoarelor modernizate a început.
Se părea că mai devreme sau mai târziu super-racheta ar zbura unde și cum ar trebui. Cu toate acestea, șeful TsKBEM, transformat în NPO Energia, în mai 1974, academicianul V. P. Glushko, cu acordul tacit al Ministerului Construcțiilor Generale de Mașini (S. A. Afanasyev), Academia de Științe a URSS (M. V. Keldysh), Comisia Militar-Industrială a Consiliului de Miniștri (L. V. Smirnov) și Comitetul Central al PCUS (D. F. Ustinov) au oprit toate lucrările la complexul N1-LZ. În februarie 1976, proiectul a fost închis oficial printr-un decret al Comitetului Central al PCUS și al Consiliului de Miniștri al URSS. Această decizie a privat țara de nave grele, iar prioritatea a trecut către Statele Unite, care au desfășurat proiectul Navetei Spațiale.
Cheltuielile totale pentru explorarea Lunii în cadrul programului H1-LZ până în ianuarie 1973 s-au ridicat la 3,6 miliarde de ruble, pentru crearea H1 - 2,4 miliarde. Rezerva de producție a unităților de rachete, aproape toate echipamentele complexelor tehnice, de lansare și măsurare a fost distrusă, iar costurile în valoare de șase miliarde de ruble au fost anulate.
Deși proiectarea, producția și evoluțiile tehnologice, experiența de operare și asigurarea fiabilității unui sistem puternic de rachete au fost pe deplin utilizate în crearea vehiculului de lansare Energia și, evident, vor găsi o aplicare largă în proiectele ulterioare, trebuie remarcat faptul că rezilierea munca pe H1 a fost eronată. URSS a cedat în mod voluntar palma americanilor, dar principalul lucru este că multe echipe de birouri de design, institute de cercetare și fabrici au pierdut sarcina emoțională a entuziasmului și sentimentul de devotament față de ideile de explorare spațială, care determină în mare măsură realizarea de obiective fantastice aparent de neatins.
