Rusiji je prijeko potreban nosač superteške klase
Prošle godine Roskosmos je raspisao tender za razvoj rakete teške klase zasnovane na postojećem projektu Angara, sposobne, između ostalog, isporučiti svemirsku letjelicu s posadom na Mjesec. Očigledno je da nedostatak ruskih super teških raketa koje mogu izbaciti do 80 tona tereta u orbitu ometa mnoge obećavajuće radove u svemiru i na Zemlji. Projekt jedinog domaćeg prijevoznika sličnih karakteristika, Energia-Buran, zatvoren je početkom 90-ih, unatoč potrošenih 14,5 milijardi rubalja (po cijenama iz 80-ih) i 13 godina. U međuvremenu je u SSSR-u uspješno razvijena super-raketa sa zadivljujućim karakteristikama. Čitaocima "VPK -a" nudi se priča o istoriji stvaranja rakete N1.
Početak rada na H1 sa mlaznim tečnim motorom (LPRE) prethodilo je istraživanje raketnih motora koji koriste nuklearnu energiju (NRE). U skladu s uredbom vlade od 30. juna 1958. godine, na OKB-1 je izrađen idejni projekat, koji je 30. decembra 1959. odobrio S. P. Korolev.
OKB-456 (glavni projektant V. P. Glushko) Državnog komiteta za odbrambenu tehnologiju i OKB-670 (M. M. OKB-1 je razvio tri verzije projektila s raketama na nuklearni pogon, a treća se pokazala kao najzanimljivija. Bila je to divovska raketa lansirne težine 2000 tona i nosivosti do 150 tona. Prva i druga faza izrađene su u obliku paketa konusnih raketnih blokova koji su trebali imati veliki broj NK- 9 raketnih motora na tekuće gorivo s potiskom od 52 tone u prvoj fazi. Druga faza je uključivala četiri NRE sa ukupnim potiskom od 850 tf, specifičnim impulsom potiska u praznini do 550 kgf / kg kada se koristi drugi radni medij na temperaturi zagrijavanja do 3500 K.
Mogućnost korištenja tekućeg vodika u mješavini s metanom kao radnog fluida u nuklearnoj raketnoj mašini prikazana je u dodatku gore navedene uredbe "O mogućim karakteristikama svemirskih raketa koje koristi vodik", koju je odobrio SP Korolev 9. septembra 1960. godine.. Međutim, kao rezultat daljnjih studija, postala je jasna svrsishodnost teških lansirnih vozila s raketnim motorima na tekuće gorivo u svim fazama na savladanim komponentama goriva uz upotrebu vodika kao goriva. Nuklearna energija je odgođena za budućnost.
Grandiozni projekat
Uredbom Vlade od 23. juna 1960. "O stvaranju moćnih lansirnih raketa, satelita, svemirskih brodova i istraživanju svemira 1960-1967" godina novog svemirskog raketnog sistema mase lansiranja 1000-2000 tona, koji osigurava lansiranje teška međuplanetarna svemirska letelica mase 60-80 tona u orbitu.
U ambiciozan projekt bili su uključeni brojni biroi za dizajn i naučni instituti. Na motorima-OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) i OKB-165 (AM Lyulka), na sistemima upravljanja-NII-885 (N. A. Pilyugin) i NII- 944 (VI Kuznetsov), na tlu kompleks - GSKB "Spetsmash" (VP Barmin), na mjernom kompleksu - NII -4 MO (AI Sokolov), na sistemu za pražnjenje rezervoara i regulisanje omjera komponenti goriva - OKB -12 (AS Abramov), za aerodinamička istraživanja - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) i NII -1 (V. Ya. Likhushin), prema tehnologiji proizvodnje - V. M. Paton Akademije nauka Ukrajinske SSR (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), pogon Progress (A. Ya. Linkov), prema tehnologiji i metodama eksperimentalnog razvoja i naknadnog opremanja sastojina - NII-229 (G. M. Tabakov) i drugi.
Dizajneri su dosljedno ispitivali višestepena lansirna vozila lansirne mase od 900 do 2500 tona, ocjenjujući tehničke mogućnosti stvaranja i spremnost domaće industrije za proizvodnju. Proračuni su pokazali da većinu zadataka vojne i svemirske namjene rješava lansirno vozilo nosivosti 70–100 tona, koje se lansira u orbitu s nadmorskom visinom od 300 km.
Stoga je za studije projektiranja N1 usvojena nosivost od 75 tona uz upotrebu goriva od kisika i kerozina u svim fazama raketnog motora. Ova vrijednost mase korisnog tereta odgovarala je lansirnoj masi rakete -nosača od 2200 tona, uzimajući u obzir da će upotreba vodika kao goriva u gornjim fazama povećati masu korisnog tereta do 90–100 tona s ista lansirna težina. Studije koje su provele tehnološke službe proizvodnih pogona i tehnoloških instituta u zemlji pokazale su ne samo tehničku izvodljivost stvaranja takve lansirne rakete s minimalnim troškovima i vremenom, već i spremnost industrije za njenu proizvodnju.
Istovremeno su utvrđene mogućnosti eksperimentalnog i laboratorijskog ispitivanja NN jedinica i blokova II i III stupnja na postojećoj eksperimentalnoj bazi NII-229 uz minimalne izmjene. Lansiranje LV bilo je predviđeno s kosmodroma Baikonur, za što je bilo potrebno stvoriti odgovarajuće tehničke i lansirne strukture.
Također su razmatrane različite sheme rasporeda s poprečnim i uzdužnim dijeljenjem koraka, s ležajnim i nenosećim spremnicima. Kao rezultat toga, usvojena je raketna shema s poprečnom podjelom stupnjeva s visećim monoblok sfernim spremnicima goriva, s višemotornim instalacijama na I, II i III stupnju. Izbor broja motora u pogonskom sistemu jedan je od temeljnih problema pri stvaranju lansirnih vozila. Nakon analize odlučeno je da se koriste motori s potiskom od 150 tona.
U I, II i III fazi prijevoznika odlučeno je da se instalira sistem za praćenje organizacionih i administrativnih aktivnosti KORD -a, koji je isključio motor kada su njegovi kontrolisani parametri odstupili od norme. Omjer potiska i težine lansirnog vozila snimljen je tako da se za vrijeme nenormalnog rada jednog motora u početnom dijelu putanje let nastavio, a u posljednjim dijelovima leta prve faze, veći broj motora mogao je biti isključen bez utjecaja na zadatak.
OKB-1 i druge organizacije provele su posebne studije kako bi opravdale izbor komponenti pogonskih goriva analizom izvodljivosti njihove upotrebe za lansirno vozilo N1. Analiza je pokazala značajno smanjenje mase korisnog tereta (sa konstantnom masom lansiranja) u slučaju prelaska na komponente goriva sa visokim ključanjem, što je posljedica niskih vrijednosti specifičnog impulsa potiska i povećanja masa rezervoara za gorivo i gasova pod pritiskom zbog većeg pritiska pare ovih komponenti. Poređenje različitih vrsta goriva pokazalo je da je tečni kiseonik - kerozin mnogo jeftiniji od AT + UDMH: u smislu kapitalnih ulaganja - dva puta, u smislu troškova - osam puta.
Nosač H1 sastojao se od tri stepena (blokovi A, B, C), međusobno povezani prelaznim pregradama tipa rešetka, i bloka za glavu. Strujni krug je bio okvir koji opaža vanjska opterećenja, unutar kojeg su se nalazili spremnici goriva, motori i drugi sistemi. Pogonski sistem faze I sastojao se od 24 motora NK-15 (11D51) sa potiskom od 150 tf na tlu, raspoređenih u prsten, faza II-osam istih motora sa visinskom mlaznicom NK-15V (11D52), stupanj III- četiri NK-19 (11D53) s mlaznicom na velikoj nadmorskoj visini. Svi motori su bili zatvorenog kruga.
Instrumenti upravljačkog sistema, telemetrije i drugih sistema bili su smješteni u posebnim odjeljcima u odgovarajućim fazama. LV je instaliran na lansirnom uređaju s potpornim potpeticama duž ruba kraja prve faze. Usvojeni aerodinamički raspored omogućio je minimiziranje potrebnih upravljačkih momenata i korištenje principa neusklađenosti potiska suprotnih motora na nosaču za kontrolu visine i nagiba. Zbog nemogućnosti transporta čitavih raketnih odjeljaka postojećim vozilima usvojena je njihova podjela na prenosive elemente.
Na temelju N1 stupnjeva niskog napona bilo je moguće stvoriti jedinstvenu seriju raketa: N11 s upotrebom II, III i IV stupnja N1 niskonaponske snage početne mase 700 tona i nosivosti 20 tona u AES orbita s nadmorskom visinom od 300 km i N111 uz upotrebu III i IV stupnja N1 LV i II stupnja rakete R-9A s lansirnom masom od 200 tona i korisnim teretom od 5 tona u orbiti satelita sa na nadmorskoj visini od 300 km, koja bi mogla riješiti širok spektar borbenih i svemirskih misija.
Radovi su izvedeni pod direktnim nadzorom S. P. Koroleva, koji je vodio Vijeće glavnih dizajnera, i njegovog prvog zamjenika V. P. Mishina. Materijal za dizajn (ukupno 29 svezaka i 8 priloga) početkom jula 1962. razmatrala je stručna komisija na čelu sa predsjednikom Akademije nauka SSSR -a M. V. Keldyshom. Komisija je primijetila da je opravdanje LV H1 provedeno na visokom znanstvenom i tehničkom nivou, da ispunjava zahtjeve za idejno rješenje LV i međuplanetarnih raketa te se može koristiti kao osnova za izradu radne dokumentacije. U isto vrijeme, članovi komisije M. S. Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin i neki drugi govorili su o potrebi uključivanja OKB-456 u razvoj motora za lansirna vozila, ali je V. P. Glushko to odbio.
Uzajamnim dogovorom, razvoj motora povjeren je OKB-276, koji nije imao dovoljno teorijskog prtljaga i iskustva u razvoju raketnih motora na tekuće gorivo uz gotovo potpuno odsustvo eksperimentalnih i klupskih baza za to.
Neuspješna, ali plodotvorna ispitivanja
Keldysh komisija naznačila je da je primarni zadatak H1 njegova borbena upotreba, ali je u daljnjim radovima glavna svrha superrakete bio svemir, prvenstveno ekspedicija na Mjesec i povratak na Zemlju. U velikoj mjeri, na izbor takve odluke uticali su izvještaji o Mjesečevom programu Saturn-Apollo u Sjedinjenim Državama. Vlada SSSR -a je 3. avgusta 1964. godine svojom uredbom učvrstila ovaj prioritet.
U prosincu 1962. OKB-1 je GKOT-u dostavio "Početne podatke i osnovne tehničke zahtjeve za projektiranje lansirnog kompleksa rakete N1" dogovorene s glavnim projektantima. Dana 13. novembra 1963. Komisija Vrhovnog vijeća nacionalne ekonomije SSSR -a je svojom odlukom odobrila međuresorni raspored za izradu projektne dokumentacije za kompleks konstrukcija neophodnih za ispitivanje leta LV N1, isključujući sama izgradnja i materijalno -tehnička podrška. MI Samokhin i AN Ivannikov nadzirali su stvaranje poligona na OKB-1 pod pomnim nadzorom SP Koroleva.
Do početka 1964. godine, ukupan zaostatak posla od predviđenog vremena iznosio je jednu do dvije godine. Vlada je 19. juna 1964. morala odgoditi početak LCI -a za 1966. godinu. Ispitivanja dizajna leta rakete N1 sa pojednostavljenom glavnom jedinicom sistema LZ (sa bespilotnom letjelicom 7K-L1S umjesto LOK i LK) započela su u februaru 1969. godine. Do početka LKI -a provedena su eksperimentalna ispitivanja jedinica i sklopova, bench test blokova B i V, ispitivanja s prototipom rakete 1M na tehničkim i lansirnim položajima.
Prvo lansiranje raketno-kosmičkog kompleksa N1-LZ (br. ZL) sa lansiranja sa desne strane 21. februara 1969. završilo se nesrećom. U generatoru plina drugog motora pojavile su se visokofrekventne vibracije, cijev za odvod tlaka iza turbine je otpala, došlo je do curenja komponenti, u požaru je počeo požar koji je doveo do kršenja kontrole motora sistem, koji je izdao lažnu naredbu za gašenje motora na 68,7 sekundi. Međutim, lansiranje je potvrdilo ispravnost odabrane dinamičke sheme, dinamiku lansiranja, procese upravljanja NN, omogućilo dobivanje eksperimentalnih podataka o opterećenjima na NN i njegovoj snazi, utjecaju akustičkih opterećenja na raketu i sustav lansiranja, i neki drugi podaci, uključujući operativne karakteristike u stvarnim uslovima.
Drugo lansiranje kompleksa N1-LZ (br. 5L) izvedeno je 3. jula 1969. godine, a prošlo je i hitan slučaj. Prema zaključku hitne komisije kojom je predsjedao V. P. Mishin, najvjerojatniji razlog je uništenje pumpe oksidanta osmog motora bloka A pri ulasku na glavnu pozornicu.
Analiza testova, proračuna, istraživačkog i eksperimentalnog rada trajala je dvije godine. Poboljšanje pouzdanosti oksidatorske pumpe prepoznato je kao glavna mjera; poboljšanje kvalitete proizvodnje i montaže THA -e; ugradnja filtera ispred pumpi motora, isključujući ulazak stranih tijela u nju; punjenje prije lansiranja i čišćenje dušikom repnog dijela bloka A u letu i uvođenje freonskog sistema za gašenje požara; uvođenje konstrukcijskih elemenata, uređaja i kablova sistema smještenih u krmenom odjeljku bloka A u dizajn toplinske zaštite; mijenjanje rasporeda uređaja u njemu kako bi se povećala njihova opstojnost; uvođenje blokiranja komande AED do 50 s. let i hitno povlačenje lansirnog vozila s početka resetiranjem napajanja itd.
Treće lansiranje raketno-kosmičkog sistema N1-LZ (br. 6L) izvedeno je 27. juna 1971. sa lijevog lansiranja. Svih 30 motora Bloka A ušlo je u način preliminarne i glavne faze potiska u skladu sa standardnim ciklogramom i normalno je funkcioniralo sve dok ih upravljački sistem nije isključio na 50,1 s. Kontinuirano povećavajući za 14,5 s. dostigao 145 °. Budući da je AED tim bio blokiran do 50 s, let je trajao do 50, 1 s. postala praktično neupravljiva.
Najvjerojatniji uzrok nesreće je gubitak kontrole kotrljanja uslijed djelovanja prethodno neshvaćenih uznemirujućih momenata koji premašuju raspoložive upravljačke momente tijela valjaka. Otkriveni dodatni moment kotrljanja nastao je pri svim motorima koji su radili zbog snažnog vrtložnog strujanja zraka u donjem području rakete, pogoršanog asimetrijom strujanja oko dijelova motora koji strše sa dna rakete.
Za manje od godinu dana, pod vodstvom M. V. Melnikova i B. A. Sokolova, stvoreni su motori 11D121 za upravljanje kotrljanjem rakete. Radili su na oksidirajućem plinu i gorivu iz glavnih motora.
23. novembra 1972. godine izvršeno je četvrto lansiranje raketom br. 7L, koja je pretrpjela značajne promjene. Kontrolu leta je vršio kompjuterski kompleks na vozilu prema naredbama žiro-stabilizirane platforme koju je razvio Naučno-istraživački institut avio-industrije. Pogonski sistemi su uključivali upravljačke motore, sistem za gašenje požara, poboljšanu mehaničku i toplotnu zaštitu uređaja i kablovsku mrežu na vozilu. Mjerni sistemi dopunjeni su radiotelemetrijskom opremom malih dimenzija koju je razvila OKB MEI (glavni projektant A. F. Bogomolov). Ukupno je raketa imala više od 13.000 senzora.
7L je letio za 106, 93 str. Bez komentara, ali za 7 s. prije procijenjenog vremena razdvajanja prve i druge faze, došlo je do gotovo trenutnog uništenja pumpe oksidanta motora broj 4, što je dovelo do eliminacije rakete.
Peto lansiranje zakazano je za četvrti kvartal 1974. Do svibnja su na raketu broj 8L provedene sve projektne i konstruktivne mjere kako bi se osigurala opstojnost proizvoda, uzimajući u obzir prethodne letove i dodatne studije, te je započela ugradnja nadograđenih motora.
Činilo se da će prije ili kasnije super-raketa odletjeti gdje i kako treba. Međutim, imenovani šef TsKBEM -a, transformiran u NPO Energia, u svibnju 1974., akademik V. P. Glushko, uz prešutnu suglasnost Ministarstva opće strojogradnje (S. A. Afanasyev), Akademija nauka SSSR-a (M. V. Keldysh), Vojno-industrijska komisija Vijeća ministara (L. V. Smirnov) i Centralni komitet CPSU (D. F. Ustinov) prekinuli su sve radove na kompleksu N1-LZ. U veljači 1976. projekt je službeno zatvoren dekretom Centralnog komiteta CPSU -a i Vijeća ministara SSSR -a. Ovom odlukom zemlja je lišena teških brodova, a prioritet je prešao na Sjedinjene Države, koje su rasporedile projekat svemirskog šatla.
Ukupni rashodi za istraživanje Mjeseca u okviru programa H1 -LZ do januara 1973. iznosili su 3,6 milijardi rubalja, za stvaranje H1 - 2,4 milijarde. Rezerva proizvodnje raketnih jedinica, gotovo sva oprema tehničkih, lansirnih i mjernih kompleksa je uništena, a troškovi su otpisani u iznosu od šest milijardi rubalja.
Iako su dizajn, proizvodnja i tehnološki razvoj, iskustvo u radu i osiguranje pouzdanosti snažnog raketnog sustava u potpunosti korišteni pri stvaranju lansirne lance Energia i, očito, naći će široku primjenu u sljedećim projektima, valja napomenuti da je prekid rad na H1 bio je pogrešan. SSSR je dobrovoljno ustupio dlan Amerikancima, ali najvažnije je da su mnogi timovi dizajnerskih biroa, istraživačkih instituta i tvornica izgubili emocionalni naboj entuzijazma i osjećaj predanosti idejama svemirskog istraživanja, koji uvelike određuju uspjeh naizgled nedostižnih fantastičnih golova.
