I fjor kunngjorde Roskosmos et anbud om utvikling av en rakett i tung klasse basert på det eksisterende Angara-prosjektet, som blant annet kan levere et bemannet romskip til månen. Åpenbart hemmer Russlands mangel på supertunge raketter som kan kaste opptil 80 tonn last i bane mange lovende arbeider i verdensrommet og på jorden. Prosjektet til den eneste innenlandske transportøren med lignende egenskaper, Energia-Buran, ble avsluttet på begynnelsen av 90-tallet, til tross for de brukte 14, 5 milliarder rubler (i prisene på 80-tallet) og 13 år. I mellomtiden ble det i Sovjetunionen utviklet en superrakett med fantastiske ytelsesegenskaper. Leserne av "VPK" tilbys en historie om historien til opprettelsen av N1 -raketten.
Begynnelsen av arbeidet med H1 med en væskestråle-motor (LPRE) ble innledet med forskning på rakettmotorer som bruker kjernekraft (NRE). I samsvar med et regjeringsdekret av 30. juni 1958 ble det utviklet et foreløpig design på OKB-1, godkjent av SP Korolev 30. desember 1959.
OKB-456 (sjefsdesigner V. P. Glushko) fra State Committee for Defense Technology og OKB-670 (M. M. OKB-1 utviklet tre versjoner av missiler med atomdrevne missiler, og den tredje viste seg å være den mest interessante. Det var en gigantisk rakett med en lanseringsvekt på 2000 tonn og en nyttelastmasse på opptil 150 tonn. Den første og andre fasen ble laget i form av pakker med koniske rakettblokker, som skulle ha et stort antall NK- 9 rakettmotorer med flytende drivstoff med en skyvekraft på 52 tonn i første etappe. Den andre fasen inkluderte fire NRE med en total skyvekraft på 850 tf, en spesifikk trykkimpuls i tomrommet på opptil 550 kgf / kg ved bruk av et annet arbeidsmedium ved en oppvarmingstemperatur på opptil 3500 K.
Utsiktene til å bruke flytende hydrogen i en blanding med metan som arbeidsfluid i en kjernefysisk rakettmotor ble vist i tillegg til dekretet ovenfor "On the Possible Characteristics of Space Rockets Using Hydrogen", godkjent av SP Korolev 9. september 1960. Som et resultat av videre studier har imidlertid hensiktsmessigheten til tunge lanseringskjøretøyer med bruk av rakettmotorer i alle trinn på mestrede drivstoffkomponenter med bruk av hydrogen som drivstoff blitt klart. Atomenergi er utsatt for fremtiden.
Storslått prosjekt
Regjeringens dekret 23. juni 1960 "Om opprettelse av kraftige oppskytningsbiler, satellitter, romskip og romforskning i 1960-1967" år med et nytt romrakettsystem med en oppskytningsmasse på 1000-2000 tonn, som sikrer oppskyting av et tungt interplanetært romskip med en masse på 60-80 tonn i bane.
En rekke designbyråer og vitenskapelige institutter var involvert i det ambisiøse prosjektet. På motorer-OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) og OKB-165 (AM Lyulka), på kontrollsystemer-NII-885 (N. A. Pilyugin) og NII- 944 (VI Kuznetsov), på bakken kompleks - GSKB "Spetsmash" (VP Barmin), på målekomplekset - NII -4 MO (AI Sokolov), på systemet for tømming av tanker og regulering av forholdet mellom drivstoffkomponenter - OKB -12 (AS Abramov), for aerodynamisk forskning - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) og NII -1 (V. Ya. Likhushin), ifølge produksjonsteknologien - V. M. Paton ved Academy of Sciences of the Ukrainian SSR (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), Progress-anlegget (A. Ya. Linkov), i henhold til teknologien og metodene for eksperimentell utvikling og ettermontering av stativ - NII-229 (G. M. Tabakov) og andre.
Designerne undersøkte konsekvent flertrinns lanseringskjøretøyer med en lanseringsmasse på 900 til 2500 tonn, mens de vurderte de tekniske mulighetene for å lage og beredskapen til landets industri for produksjon. Beregninger har vist at de fleste oppgavene for militære og romlige formål løses av et oppskytningsbil med en nyttelast på 70–100 tonn, som blir skutt ut i en bane med en høyde på 300 km.
Derfor ble det for designstudiene av N1 vedtatt en nyttelast på 75 tonn ved bruk av oksygen-parafinbrensel i alle stadier av rakettmotoren. Denne verdien av nyttelastmassen tilsvarte lanseringsmassen til oppskytningsvognen på 2200 tonn, tatt i betraktning at bruk av hydrogen som drivstoff i de øvre trinnene vil øke nyttelastens masse til 90–100 tonn med samme lanseringsvekt. Studier utført av de teknologiske tjenestene til produksjonsanlegg og teknologiske institutter i landet har vist ikke bare den tekniske gjennomførbarheten for å lage et slikt oppskytningsbil med minimale kostnader og tid, men også industriens beredskap for produksjonen.
Samtidig ble mulighetene for eksperimentell og benketesting av LV-enheter og blokker II og III-trinn på den eksisterende eksperimentelle basen til NII-229 bestemt med minimale modifikasjoner bestemt. LV -lanseringene ble planlagt fra Baikonur -kosmodromen, som det var nødvendig for å lage passende tekniske og lanseringsstrukturer der.
Det ble også vurdert ulike oppsettsordninger med tverrgående og langsgående trinndeling, med lager- og ikke-bærende tanker. Som et resultat ble det vedtatt et rakettopplegg med en tverrgående trinndeling med opphengte sfæriske monoklosser for drivstofftanker, med flermotorinstallasjoner på trinn I, II og III. Valget av antall motorer i fremdriftssystemet er et av de grunnleggende problemene ved opprettelsen av et oppskytningsbil. Etter analysen ble det bestemt å bruke motorer med en skyvekraft på 150 tonn.
På I, II og III stadier av transportøren ble det besluttet å installere et system for overvåking av de organisatoriske og administrative aktivitetene til KORD, som slo av motoren når dens kontrollerte parametere avvek fra normen. Skyte-til-vekt-forholdet til oppskytningsvognen ble tatt slik at under unormal drift av en motor i den første delen av banen, fortsatte flyvningen, og i de siste delene av første etappe-flyging kunne et større antall motorer slås av uten å påvirke oppgaven.
OKB-1 og andre organisasjoner utførte spesielle studier for å rettferdiggjøre valget av drivstoffkomponenter med en analyse av muligheten for å bruke dem til N1-oppskytningsbilen. Analysen viste en signifikant nedgang i massen av nyttelasten (med en konstant lanseringsmasse) ved overgang til høyt kokende drivstoffkomponenter, som skyldes lave verdier av spesifikk trykkimpuls og en økning i masse drivstofftanker og gasser under trykk på grunn av det høyere damptrykket til disse komponentene. Sammenligning av forskjellige typer drivstoff viste at flytende oksygen - parafin er mye billigere enn AT + UDMH: når det gjelder kapitalinvesteringer - to ganger, når det gjelder kostnad - åtte ganger.
H1 lanseringskjøretøyet besto av tre trinn (blokkene A, B, C), sammenkoblet med overgangsstykker av type fagverk og en hodeblokk. Kraftkretsen var et rammeskall som oppfatter eksterne belastninger, inne i hvilke drivstofftanker, motorer og andre systemer befant seg. Fremdriftssystemet i trinn I besto av 24 NK-15 (11D51) motorer med 150 tf skyvekraft på bakken, arrangert i en ring, trinn II-åtte av de samme motorene med en dyse NK-15V (11D52) i høyden, trinn III- fire NK- 19 (11D53) med en dyse i høyden. Alle motorene var lukket.
Instrumenter for kontrollsystemet, telemetri og andre systemer ble plassert i spesielle rom på passende stadier. LV ble installert på lanseringsenheten med støttende hæler langs periferien av slutten av det første trinnet. Det vedtatte aerodynamiske oppsettet gjorde det mulig å minimere de nødvendige kontrollmomentene og å bruke prinsippet om skyvekorrigering av motsatte motorer på oppskytningsvognen for pitch and roll -kontroll. På grunn av umuligheten av å transportere hele rakettrom med eksisterende kjøretøyer, har de blitt delt inn i transportable elementer.
På grunnlag av N1 LV -etappene var det mulig å lage en enhetlig rakettserie: N11 med bruk av II, III og IV etapper av N1 LV med en startmasse på 700 tonn og en nyttelast på 20 tonn i en AES-bane med en høyde på 300 km og N111 ved bruk av III og IV-stadier av N1 LV og II-etappen i R-9A-raketten med en oppskytningsmasse på 200 tonn og en nyttelast på 5 tonn i bane av satellitter med en høyde på 300 km, noe som kan løse et bredt spekter av kamp- og romoppdrag.
Arbeidet ble utført under direkte tilsyn av SP Korolev, som ledet Council of Chief Designers, og hans første stedfortreder V. P. Mishin. Designmaterialene (totalt 29 bind og 8 vedlegg) i begynnelsen av juli 1962 ble behandlet av en ekspertkommisjon ledet av presidenten for Academy of Sciences i USSR M. V. Keldysh. Kommisjonen bemerket at begrunnelsen for LV H1 ble utført på et høyt vitenskapelig og teknisk nivå, oppfyller kravene til den konseptuelle utformingen av LV og interplanetære raketter, og kan brukes som grunnlag for utvikling av arbeidsdokumentasjon. Samtidig snakket medlemmer av kommisjonen MS Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin og noen andre om behovet for å involvere OKB-456 i utviklingen av motorer for oppskytingsbiler, men V. P. Glushko nektet.
Etter gjensidig avtale ble utviklingen av motorer betrodd OKB-276, som ikke hadde tilstrekkelig teoretisk bagasje og erfaring med å utvikle flytende drivstoffrakettmotorer med nesten fullstendig fravær av eksperimentelle og benkbaser for dette.
Mislykkede, men fruktbare forsøk
Keldysh-kommisjonen indikerte at hovedoppgaven til H1 er dens kampbruk, men i løpet av videre arbeid var hovedformålet med superraketten rom, først og fremst en ekspedisjon til månen og retur til jorden. I stor grad ble valget av en slik beslutning påvirket av rapporter om Saturn-Apollo bemannet måneprogram i USA. 3. august 1964 konsoliderte regjeringen i USSR ved sitt dekret denne prioriteten.
I desember 1962 sendte OKB-1 til GKOT at "Initial data og grunnleggende tekniske krav for utformingen av lanseringskomplekset for N1-raketten" ble avtalt med sjefsdesignerne. Den 13. november 1963 godkjente kommisjonen for Supreme Council of the National Economy i USSR ved sin beslutning en tidsplan for avdelinger for utvikling av designdokumentasjon for et kompleks av strukturer som er nødvendige for flygingstesting av LV N1, unntatt selve konstruksjonen og materiell og teknisk støtte. MI Samokhin og AN Ivannikov hadde tilsyn med etableringen av teststedet på OKB-1 under nært tilsyn av SP Korolev.
Ved begynnelsen av 1964 var den samlede etterslepet av arbeidet fra planlagt tid ett til to år. 19. juni 1964 måtte regjeringen utsette begynnelsen av LCI til 1966. Flydesigntester av N1-raketten med en forenklet hovedenhet i LZ-systemet (med 7K-L1S ubemannede romfartøy i stedet for LOK og LK) begynte i februar 1969. Ved begynnelsen av LKI ble det utført eksperimentell testing av enheter og sammenstillinger, benketester av blokkene B og V, tester med en prototype 1M -rakett på tekniske og oppskytingsposisjoner.
Den første lanseringen av N1-LZ rakett og romkompleks (nr. ЗЛ) fra styrbordskytingen 21. februar 1969 endte i en ulykke. I gassgeneratoren til den andre motoren forekom det høyfrekvente vibrasjoner, trykkuttaksrøret bak turbinen løsnet, en lekkasje av komponenter dannet, en brann startet i bakrommet, noe som førte til brudd på motorstyringen system, som ga en falsk kommando for å slå av motorene i 68,7 sekunder. Lanseringen bekreftet imidlertid riktigheten av det valgte dynamiske opplegget, lanseringsdynamikk, LV -kontrollprosesser, gjorde det mulig å skaffe eksperimentelle data om belastningene på LV og dens styrke, effekten av akustiske laster på raketten og oppskytingssystemet, og noen andre data, inkludert operasjonelle egenskaper under reelle forhold.
Den andre lanseringen av N1-LZ-komplekset (nr. 5L) ble gjennomført 3. juli 1969, og det gikk også gjennom en nødssituasjon. I følge konklusjonen fra beredskapskommisjonen under ledelse av V. P. Mishin, var den mest sannsynlige årsaken ødeleggelsen av oksidasjonspumpen til den åttende motoren i blokk A når du kom inn på hovedscenen.
Analyse av tester, beregninger, forskning og eksperimentelt arbeid varte i to år. Forbedring av påliteligheten til oksidasjonspumpen ble anerkjent som hovedtiltakene; forbedre kvaliteten på produksjon og montering av THA; installasjon av filtre foran motorpumpene, unntatt inntrengning av fremmedlegemer i den; fylling før lansering og nitrogenspyling av haleseksjonen i blokk A under flyging og introduksjon av et freon-brannslukningsanlegg; innføring av strukturelle elementer, enheter og kabler til systemer som er plassert i det bakre rommet til blokk A i utformingen av termisk beskyttelse; endre arrangementet av enheter i den for å øke deres overlevelsesevne; introduksjon av blokkering av AED -kommandoen opptil 50 s. flytur og nøduttak av oppskytningsvognen fra start ved tilbakestilling av strømforsyning, etc.
Den tredje oppskytningen av N1-LZ rakett og romsystem (nr. 6L) ble utført 27. juni 1971 fra venstre oppskytning. Alle 30 motorer i blokk A gikk inn i modusen for innledende og hovedtrinn i trinn i samsvar med standard syklogram og fungerte normalt til de ble slått av av kontrollsystemet i 50,1 s. Kontinuerlig økt med 14,5 s. nådd 145 °. Siden AED -teamet var blokkert i opptil 50 sekunder, var flyet opp til 50, 1 s. ble praktisk talt uhåndterlig.
Den mest sannsynlige årsaken til ulykken er tap av rullekontroll på grunn av handlingen fra tidligere ikke -redegjorde for forstyrrende øyeblikk som overstiger de tilgjengelige kontrollmomentene til rullelegemene. Det avslørte ekstra rullemomentet oppsto med alle motorene som kjørte på grunn av den kraftige virvelstrømmen i rakettens bunnområde, forverret av asymmetrien til strømmen rundt motordelene som stakk ut fra bunnen av raketten.
På mindre enn et år, under ledelse av M. V. Melnikov og BA A. Sokolov, ble 11D121 -styringsmotorer opprettet for å gi rullestyring av raketten. De opererte med oksiderende generatorgass og drivstoff hentet fra hovedmotorene.
23. november 1972 ble den fjerde oppskytingen utført med raketten nr. 7L, som gjennomgikk betydelige endringer. Flykontrollen ble utført av et datakompleks ombord i henhold til kommandoene til den gyrostabiliserte plattformen utviklet av Scientific Research Institute of the Aircraft Industry. Framdriftssystemene inkluderte styringsmotorer, et brannslukningsanlegg, forbedret mekanisk og termisk beskyttelse av enheter og et innebygd kabelnett. Målesystemene ble supplert med liten radiotelemetriutstyr utviklet av OKB MEI (sjefsdesigner A. F. Bogomolov). Totalt hadde raketten mer enn 13 000 sensorer.
Nr. 7L fløy forbi 106, 93 s. Uten kommentar, men på 7 s. før det estimerte tidspunktet for separasjon av første og andre trinn, var det en nesten øyeblikkelig ødeleggelse av oksidasjonspumpen til motor nr. 4, noe som førte til eliminering av raketten.
Den femte lanseringen var planlagt i fjerde kvartal 1974. I mai ble alle design og konstruktive tiltak for å sikre produktets overlevelsesevne, tatt i betraktning tidligere flyvninger og tilleggsstudier, implementert på raketten nr. 8L, og installasjonen av de oppgraderte motorene begynte.
Det så ut til at superraketten før eller siden ville fly hvor og hvordan den skulle. Imidlertid ble den utnevnte sjefen for TsKBEM, transformert til NPO Energia, i mai 1974, akademiker V. P. Glushko, med stilltiende samtykke fra departementet for generell maskinbygging (S. A. Afanasyev), USSR Academy of Sciences (M. V. Keldysh), den militær-industrielle kommisjonen i Ministerrådet (L. V. Smirnov) og sentralkomiteen i CPSU (D. F. Ustinov) stoppet alt arbeidet med N1-LZ-komplekset. I februar 1976 ble prosjektet offisielt avsluttet ved et dekret fra sentralkomiteen for CPSU og USSR Ministerråd. Denne beslutningen fratok landet tunge skip, og prioritet gikk til USA, som distribuerte romfergen -prosjektet.
De totale utgiftene til å utforske månen under H1 -LZ -programmet innen januar 1973 utgjorde 3,6 milliarder rubler for opprettelsen av H1 - 2,4 milliarder. Produksjonsreserven til rakettenheter, nesten alt utstyret til de tekniske, oppskytings- og målekompleksene ble ødelagt, og kostnadene på seks milliarder rubler ble avskrevet.
Selv om design, produksjon og teknologisk utvikling, driftserfaring og sikring av påliteligheten til et kraftig rakettsystem ble fullt ut brukt i etableringen av Energia -oppskytningsbilen og åpenbart vil finne bred anvendelse i påfølgende prosjekter, bør det bemerkes at avslutningen av arbeidet på H1 var feil. Sovjetunionen ga frivillig håndflaten til amerikanerne, men det viktigste er at mange team med designbyråer, forskningsinstitutter og fabrikker har mistet den følelsesmessige ladningen for entusiasme og en følelse av hengivenhet til ideene om romforskning, som i stor grad bestemmer prestasjonen av tilsynelatende uoppnåelige fantastiske mål.
