Lani je Roskosmos objavil razpis za razvoj rakete težkega razreda, ki temelji na obstoječem projektu Angara in je sposobna med drugim dostaviti vesoljsko plovilo s posadko na Luno. Očitno je, da pomanjkanje superteških raket v Rusiji, ki lahko vržejo v orbito do 80 ton tovora, ovira številna obetavna dela v vesolju in na Zemlji. Projekt edinega domačega prevoznika s podobnimi lastnostmi, Energia-Buran, je bil v začetku 90. let zaprt, kljub porabljenim 14, 5 milijard rubljev (v cenah 80-ih) in 13 letih. Medtem so v ZSSR uspešno razvili superraketo z osupljivimi zmogljivostmi. Bralcem "VPK" se ponuja zgodba o zgodovini nastanka rakete N1.
Začetek del na H1 s tekočinsko-reaktivnim motorjem (LPRE) je bil predhoden z raziskavami raketnih motorjev z jedrsko energijo (NRE). V skladu z vladno uredbo z dne 30. junija 1958 je bil v OKB-1 razvit idejni projekt, ki ga je 30. decembra 1959 odobril S. P. Korolev.
OKB-456 (glavni oblikovalec V. P. Glushko) Državnega odbora za obrambno tehnologijo in OKB-670 (M. M. OKB-1 je razvil tri različice raket z raketami na jedrski pogon, tretja pa se je izkazala za najbolj zanimivo. Šlo je za velikansko raketo z izstrelitveno maso 2000 ton in maso nosilnosti do 150 ton. Prva in druga stopnja sta bili izdelani v obliki paketov iz stožčastih raketnih blokov, ki naj bi imeli veliko število NK- 9 raketnih motorjev na tekoče gorivo s potiskom 52 ton na prvi stopnji. Druga stopnja je vključevala štiri NRE s skupnim potiskom 850 tf, specifičnim impulzom potiska v praznini do 550 kgf / kg pri uporabi drugega delovnega medija pri temperaturi ogrevanja do 3500 K.
Možnost uporabe tekočega vodika v mešanici z metanom kot delovne tekočine v jedrskem raketnem motorju je bila prikazana poleg zgornje uredbe "O možnih značilnostih vesoljskih raket z vodikom", ki jo je 9. septembra 1960 odobril SP Korolev. Vendar pa je kot rezultat nadaljnjih študij postala jasna primernost težkih raketnih nosilcev z raketnimi motorji na tekoče gorivo na vseh stopnjah na obvladljivih sestavnih delih goriva z uporabo vodika kot goriva. Jedrska energija je bila preložena za prihodnost.
Velik projekt
Vladna uredba z dne 23. junija 1960 "O ustvarjanju močnih izstrelitvenih nosilcev, satelitov, vesoljskih ladij in raziskovanju vesolja v letih 1960-1967" leta novega vesoljskega raketnega sistema z izstrelitveno maso 1000-2000 ton, ki zagotavlja izstrelitev težko medplanetarno vesoljsko plovilo z maso 60-80 ton v orbito.
V ambiciozen projekt so bili vključeni številni oblikovalski biroji in znanstveni inštituti. Na motorjih-OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) in OKB-165 (AM Lyulka), na krmilnih sistemih-NII-885 (N. A. Pilyugin) in NII- 944 (VI Kuznetsov), na tleh kompleks - GSKB "Spetsmash" (VP Barmin), na merilnem kompleksu - NII -4 MO (AI Sokolov), na sistemu za praznjenje rezervoarjev in uravnavanje razmerja sestavin goriva - OKB -12 (AS Abramov), za aerodinamične raziskave - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) in NII -1 (V. Ya. Likhushin), v skladu s proizvodno tehnologijo - V. M. Paton Akademije znanosti Ukrajinske SSR (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), obrat Progress (A. Ya. Linkov), v skladu s tehnologijo in metodami eksperimentalnega razvoja in naknadne opreme stojnic - NII-229 (G. M. Tabakov) in drugi.
Oblikovalci so dosledno preučevali večstopenjske nosilne rakete z izstrelitveno maso od 900 do 2500 ton, hkrati pa ocenjevali tehnične možnosti ustvarjanja in pripravljenost industrije države za proizvodnjo. Izračuni so pokazali, da večino nalog vojaškega in vesoljskega namena rešuje raketa z nosilnostjo 70–100 ton, ki se izstreli v orbito z nadmorsko višino 300 km.
Zato je bilo za konstrukcijske študije N1 sprejeta nosilnost 75 ton z uporabo kisikovo-kerozinskega goriva na vseh stopnjah raketnega motorja. Ta vrednost mase nosilnosti je ustrezala izstrelitveni masi nosilne rakete 2200 ton, pri čemer je treba upoštevati, da bo uporaba vodika kot goriva na zgornjih stopnjah povečala maso tovora do 90–100 ton. enaka začetna teža. Študije, ki so jih izvedle tehnološke službe proizvodnih obratov in tehnoloških inštitutov v državi, so pokazale ne le tehnično izvedljivost ustvarjanja takšne rakete z minimalnimi stroški in časom, temveč tudi pripravljenost industrije na njeno proizvodnjo.
Hkrati so bile ugotovljene možnosti eksperimentalnega in klopnega testiranja NN enot in blokov II in III stopnje na obstoječi eksperimentalni bazi NII-229 z minimalnimi spremembami. Lansiranje LV je bilo predvideno s kozmodroma Baikonur, za kar je bilo treba tam ustvariti ustrezne tehnične in izstrelitvene strukture.
Upoštevane so bile tudi različne sheme postavitve s prečno in vzdolžno delitvijo stopnic z nosilnimi in nenosilnimi rezervoarji. Posledično je bila sprejeta raketna shema s prečno delitvijo stopenj z visečimi monobloknimi sferičnimi rezervoarji za gorivo z večmotornimi napravami na stopnjah I, II in III. Izbira števila motorjev v pogonskem sistemu je eden temeljnih problemov pri ustvarjanju lansirnega vozila. Po analizi so se odločili za uporabo motorjev s potiskom 150 ton.
Na stopnjah I, II in III so se odločili za namestitev sistema za spremljanje organizacijskih in upravnih dejavnosti KORD, ki je ugasnil motor, ko so njegovi nadzorovani parametri odstopali od norme. Razmerje med potisom in maso nosilne rakete je bilo sprejeto tako, da se je med nenormalnim delovanjem enega motorja na začetnem odseku poti let nadaljeval, v zadnjih odsekih leta prve stopnje pa bi lahko nastalo večje število motorjev izklopite brez poseganja v nalogo.
OKB-1 in druge organizacije so izvedle posebne študije, da bi upravičile izbiro sestavnih delov pogonskega goriva z analizo izvedljivosti njihove uporabe za nosilno raketo N1. Analiza je pokazala znatno zmanjšanje mase nosilnosti (s konstantno maso izstrelitve) v primeru prehoda na visoko vrele sestavine goriva, kar je posledica nizkih vrednosti specifičnega impulza potiska in povečanja masa rezervoarjev za gorivo in plinov pod tlakom zaradi višjega parnega tlaka teh sestavnih delov. Primerjava različnih vrst goriva je pokazala, da je tekoči kisik - kerozin veliko cenejši od AT + UDMH: glede na kapitalske naložbe - dvakrat, glede na stroške - osemkrat.
Izstreljevalna naprava H1 je bila sestavljena iz treh stopenj (blokov A, B, C), medsebojno povezanih s prehodnimi pregradami tipa rešetke, in glavnega bloka. Močnostni tokokrog je bil okvir okvirja, ki zaznava zunanje obremenitve, znotraj katerih so bili rezervoarji za gorivo, motorji in drugi sistemi. Pogonski sistem stopnje I je bil sestavljen iz 24 motorjev NK-15 (11D51) s potiskom 150 tf na tla, razporejenih v obroč, stopnja II-osem istih motorjev z višinsko šobo NK-15V (11D52), stopnja III- štirje NK-19 (11D53) z višinsko šobo. Vsi motorji so bili zaprti.
Instrumenti krmilnega sistema, telemetrije in drugih sistemov so bili v ustreznih fazah nameščeni v posebnih oddelkih. LV je bil nameščen na izstrelitveni napravi s podpornimi petami vzdolž oboda konca prve stopnje. S sprejeto aerodinamično postavitvijo je bilo mogoče zmanjšati zahtevane krmilne trenutke in uporabiti načelo neusklajenosti potiska nasprotnih motorjev na nosilni rami za nadzor naklona in nagiba. Zaradi nezmožnosti prevoza celotnih raketnih predelkov z obstoječimi vozili je bila sprejeta njihova razdelitev na premične elemente.
Na podlagi N1 LV stopenj je bilo mogoče ustvariti enotno serijo raket: N11 z uporabo II, III in IV stopenj N1 LV z začetno maso 700 ton in nosilnostjo 20 ton v Orbita AES z nadmorsko višino 300 km in N111 z uporabo III in IV stopenj N1 LV in II stopnje rakete R-9A z izstrelitveno maso 200 ton in nosilnostjo 5 ton v orbiti satelitov z nadmorske višine 300 km, kar bi lahko rešilo široko paleto bojnih in vesoljskih nalog.
Delo je potekalo pod neposrednim nadzorom S. P. Koroleva, ki je vodil Svet glavnih oblikovalcev, in njegovega prvega namestnika V. P. Mishina. Materiale za oblikovanje (skupaj 29 zvezkov in 8 prilog) je v začetku julija 1962 obravnavala strokovna komisija, ki jo je vodil predsednik Akademije znanosti ZSSR M. V. Keldysh. Komisija je ugotovila, da je bila utemeljitev LV H1 izvedena na visoki znanstveni in tehnični ravni, da izpolnjuje zahteve za idejne zasnove LV in medplanetarnih raket in se lahko uporabi kot podlaga za razvoj delovne dokumentacije. Hkrati so člani komisije M. S. Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin in nekateri drugi govorili o potrebi po vključitvi OKB-456 v razvoj motorjev za raketne nosilce, vendar je V. P. Glushko to zavrnil.
Po dogovoru je bil razvoj motorjev zaupan OKB-276, ki ni imel dovolj teoretične prtljage in izkušenj pri razvoju raketnih motorjev na tekoče gorivo s skoraj popolno odsotnostjo poskusnih in klopnih podlag za to.
Neuspešne, a plodne preizkušnje
Keldyshova komisija je navedla, da je primarna naloga H1 njegova bojna uporaba, vendar je bil med nadaljnjim delom glavni namen superrakete vesolje, predvsem odprava na Luno in vrnitev na Zemljo. Na izbiro takšne odločitve so v veliki meri vplivala poročila o lunarnem programu Saturn-Apollo v ZDA. 3. avgusta 1964 je vlada ZSSR s svojo uredbo utrdila to prednostno nalogo.
Decembra 1962 je OKB-1 predložil GKOT-u "Začetne podatke in osnovne tehnične zahteve za načrtovanje lansirnega kompleksa rakete N1", dogovorjene z glavnimi oblikovalci. 13. novembra 1963 je komisija Vrhovnega sveta narodnega gospodarstva ZSSR s svojo odločitvijo potrdila medresorski načrt za razvoj projektne dokumentacije za kompleks konstrukcij, potrebnih za letenje LV N1, sama gradnja ter materialno -tehnična podpora. MI Samokhin in AN Ivannikov sta pod natančnim nadzorom SP Koroleva nadzirala ustvarjanje testnega mesta na OKB-1.
Do začetka leta 1964 je bilo skupno zaostajanje dela od predvidenega časa eno do dve leti. 19. junija 1964 je morala vlada začetek LCI prestaviti na 1966. Februarja 1969 so se začeli preizkusi projektiranja rakete N1 s poenostavljeno glavno enoto sistema LZ (z vesoljskim plovilom brez posadke 7K-L1S namesto LOK in LK). Do začetka LKI so bili izvedeni eksperimentalni preskusi enot in sklopov, klopni testi blokov B in V, preskusi s prototipom rakete 1M na tehničnih in izstrelitvenih položajih.
Prvi izstrelek raketno-vesoljskega kompleksa N1-LZ (št. ЗЛ) z izstrelitve na desni bok 21. februarja 1969 se je končal z nesrečo. V generatorju plina drugega motorja so se pojavile visokofrekvenčne vibracije, odcepilna cev za odzračevanje za turbino, nastalo puščanje sestavnih delov, v zadnjem delu se je začel požar, kar je privedlo do kršitve krmiljenja motorja sistem, ki je izdal napačen ukaz za izklop motorjev za 68,7 sekunde. Vendar je izstrelitev potrdila pravilnost izbrane dinamične sheme, dinamiko izstrelitve, procese krmiljenja NN, omogočila pridobitev eksperimentalnih podatkov o obremenitvah LV in njeni jakosti, vplivu zvočnih obremenitev na raketo in sistem za izstrelitev, in nekateri drugi podatki, vključno z obratovalnimi značilnostmi v realnih razmerah.
Drugi izstrelitev kompleksa N1-LZ (št. 5L) je bil izveden 3. julija 1969, prav tako je šel skozi izredne razmere. Po sklepu komisije za nujne primere, ki ji je predsedoval V. P. Mishin, je bil najverjetnejši vzrok uničenje oksidacijske črpalke osmega motorja bloka A pri vstopu na glavno stopnjo.
Analiza testov, izračunov, raziskovalnega in eksperimentalnega dela je trajala dve leti. Izboljšanje zanesljivosti črpalke oksidanta je bilo priznano kot glavni ukrep; izboljšanje kakovosti izdelave in montaže THA; namestitev filtrov pred motornimi črpalkami, izključujoč vdor tujkov vanjo; polnjenje pred izstrelitvijo in čiščenje dušika iz repnega dela bloka A med letom ter uvedba freonskega sistema za gašenje; vnos konstrukcijskih elementov, naprav in kablov sistemov, ki se nahajajo v zadnjem delu bloka A, v zasnovo toplotne zaščite; spreminjanje razporeditve naprav v njem, da se poveča njihova preživetje; uvedba blokiranja ukaza AED do 50 s. polet in izhod lansirnega vozila v sili od začetka s ponastavitvijo napajanja itd.
Tretji izstrelek raketno-vesoljskega sistema N1-LZ (št. 6L) je bil izveden 27. junija 1971 z levega izstrelitve. Vseh 30 motorjev bloka A je vstopilo v način predhodne in glavne stopnje potiska v skladu s standardnim ciklogramom in normalno delovalo, dokler jih nadzorni sistem ni izklopil za 50,1 s. Neprekinjeno povečeval za 14,5 s. dosegel 145 °. Ker je bila ekipa AED blokirana do 50 s, je bil let do 50, 1 s. postala praktično neobvladljiva.
Najverjetnejši vzrok nesreče je izguba nadzora nad kotaljenjem zaradi delovanja predhodno neuvrščenih motečih trenutkov, ki presegajo razpoložljive kontrolne trenutke kotalnih teles. Razkriti dodatni moment kotaljenja je nastal pri vseh motorjih, ki so delovali zaradi močnega vrtinčnega pretoka zraka v spodnjem delu rakete, ki se je poslabšal zaradi asimetrije pretoka okoli delov motorja, ki štrlijo z dna rakete.
V manj kot letu dni so pod vodstvom M. V. Melnikova in B. A. Sokolova nastali krmilni motorji 11D121, ki so zagotavljali rolo nadzor rakete. Delovali so na oksidacijskem plinu in gorivu, pridobljenem iz glavnih motorjev.
23. novembra 1972 je bil izveden četrti izstrelitev z raketo št. 7L, ki je doživela pomembne spremembe. Nadzor leta je izvajal računalniški kompleks na vozilu v skladu z ukazi žiroskopsko stabilizirane platforme, ki jo je razvil Znanstvenoraziskovalni inštitut letalske industrije. Pogonski sistemi so vključevali krmilne motorje, sistem za gašenje požara, izboljšano mehansko in toplotno zaščito naprav ter kabelsko omrežje na vozilu. Merilni sistemi so bili dopolnjeni z radiotelemetrijsko opremo majhne velikosti, ki jo je razvil OKB MEI (glavni oblikovalec A. F. Bogomolov). Skupaj je imela raketa več kot 13.000 senzorjev.
Št. 7L je letelo za 106, 93 str Brez komentarja, a v 7 s. pred predvidenim časom ločitve prve in druge stopnje je prišlo do skoraj trenutnega uničenja črpalke oksidanta motorja št. 4, kar je pripeljalo do odprave rakete.
Peta predstavitev je bila predvidena za četrto četrtletje leta 1974. Do maja so bili na raketi št. 8L izvedeni vsi načrtovalni in konstruktivni ukrepi za zagotovitev preživetja izdelka ob upoštevanju prejšnjih letov in dodatnih študij in začela se je namestitev nadgrajenih motorjev.
Zdelo se je, da bo slej ko prej superraketa odletela, kje in kako bi morala. Vendar je bil imenovani vodja TsKBEM, preoblikovan v NPO Energia, maja 1974, akademik V. P. Glushko, s tiho privolitvijo Ministrstva za splošno strojništvo (S. A. Afanasyev), Akademija znanosti ZSSR (M. V. Keldysh), Vojaško-industrijska komisija Sveta ministrov (L. V. Smirnov) in CK CPSU (D. F. Ustinov) so ustavila vsa dela na kompleksu N1-LZ. Februarja 1976 je bil projekt uradno zaprt z odlokom Centralnega komiteja CPSU in Sveta ministrov ZSSR. Ta odločitev je državo prikrajšala za težke ladje, prednost pa so prešle ZDA, ki so uvedle projekt Space Shuttle.
Skupni izdatki za raziskovanje Lune v okviru programa H1 -LZ do januarja 1973 so znašali 3,6 milijarde rubljev, za ustvarjanje H1 - 2,4 milijarde. Proizvodna rezerva raketnih enot, skoraj vsa oprema tehničnih, izstrelitvenih in merilnih kompleksov je bila uničena, stroški v višini šest milijard rubljev pa so bili odpisani.
Čeprav so bili oblikovanje, proizvodni in tehnološki razvoj, delovne izkušnje in zagotavljanje zanesljivosti močnega raketnega sistema v celoti uporabljeni pri ustvarjanju raketne rakete Energia in bodo očitno našli široko uporabo v naslednjih projektih, je treba opozoriti, delo na H1 je bilo zmotno. ZSSR je prostovoljno prepustila dlan Američanom, a glavno je, da so številne ekipe oblikovalskih birojev, raziskovalnih inštitutov in tovarn izgubile čustveni naboj navdušenja in občutek predanosti idejam raziskovanja vesolja, ki v veliki meri določajo uspeh na videz nedosegljivih fantastičnih ciljev.
