Venemaal on hädasti vaja ülirasket klassi vedajat
Eelmisel aastal kuulutas Roskosmos välja hanke olemasoleva Angara projekti põhjal raske klassi raketi väljatöötamiseks, mis on muu hulgas võimeline toimetama Kuule mehitatud kosmoselaeva. Ilmselgelt takistab Venemaal ülikergete rakettide puudumine, mis suudaks orbiidile visata kuni 80 tonni kaupa, paljusid paljutõotavaid töid kosmoses ja Maal. Ainus sarnaste omadustega kodumaise lennuettevõtja Energia-Buran projekt suleti 90ndate alguses, vaatamata kulutatud 14, 5 miljardile rublale (80ndate hindades) ja 13 aastale. Vahepeal töötati NSV Liidus edukalt välja hämmastavate jõudlusomadustega superrakett. "VPK" lugejatele pakutakse lugu raketi N1 loomise ajaloost.
Tööle H1 vedelgaasimootoriga (LPRE) alustati tuumaenergiat kasutavate rakettmootorite uurimistööd (NRE). Vastavalt valitsuse 30. juuni 1958. aasta määrusele töötati OKB-1 välja eelprojekt, mille S. P. Korolev kiitis heaks 30. detsembril 1959. aastal.
Riikliku kaitsetehnoloogia komitee OKB-456 (peadisainer V. P. Glushko) ja OKB-670 (M. M. OKB-1 töötas välja kolm tuumajõul töötavate rakettide versiooni ja kolmas osutus kõige huvitavamaks. Tegemist oli hiiglasliku raketiga, mille stardimass oli 2000 tonni ja kasuliku massiga kuni 150 tonni. Esimene ja teine etapp valmistati kooniliste rakettplokkide pakettidena, millel pidi olema suur hulk NK- 9 vedelkütusel töötavat rakettmootorit, mille tõukejõud oli esimesel etapil 52 tonni. Teine etapp hõlmas nelja NRE -d, mille kogutõukejõud oli 850 tf, spetsiifiline tõukejõud tühimikus kuni 550 kgf / kg, kui kasutati teist töökeskkonda kuumutamistemperatuuril kuni 3500 K.
Väljavaadet kasutada vedelat vesinikku segus metaaniga töövedelikuna tuumaraketimootoris näidati täienduses ülaltoodud määrusele "Vesinikku kasutavate kosmoserakettide võimalike omaduste kohta", mille kinnitas SP Korolev 9. septembril 1960. Edasiste uuringute tulemusena on aga selgunud raskete kanderakettide otstarbekus vedelkütuserakettmootorite kasutamisega kõikidel etappidel omandatud kütuseosadel, mille kütusena kasutatakse vesinikku. Tuumaenergia on tuleviku jaoks edasi lükatud.
Suurejooneline projekt
Valitsuse 23. juuni 1960. aasta määrus "Võimsate kanderakettide, satelliitide, kosmoselaevade loomise ja kosmoseuuringute loomise kohta aastatel 1960-1967" on uue kosmoserakettide süsteemi stardimassiga 1000-2000 tonni, mis tagab stardi. raske planeetidevaheline kosmoselaev massiga 60–80 tonni orbiidile.
Ambitsioonika projektiga kaasati mitmeid disainibüroosid ja teadusinstituute. Mootoritel-OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) ja OKB-165 (AM Lyulka), juhtimissüsteemidel-NII-885 (N. A. Pilyugin) ja NII- 944 (VI Kuznetsov), maapinnal kompleks - GSKB "Spetsmash" (VP Barmin), mõõtekompleksil - NII -4 MO (AI Sokolov), paakide tühjendamise ja kütuse komponentide suhte reguleerimise süsteem - OKB -12 (AS Abramov), aerodünaamilisteks uuringuteks - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) ja NII -1 (V. Ya. Likhushin), vastavalt tootmistehnoloogiale - V. M. Ukraina NSV Teaduste Akadeemia patroon (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), tehas Progress (A. Ya. Linkov), vastavalt puistute eksperimentaalse väljatöötamise ja moderniseerimise tehnoloogiale ja meetoditele. - NII-229 (G. M. Tabakov) jt.
Disainerid uurisid järjekindlalt mitmeastmelisi kanderakette stardimassiga 900–2500 tonni, hinnates samal ajal loomise tehnilisi võimalusi ja riigi tööstuse valmisolekut tootmiseks. Arvutused on näidanud, et enamiku sõjalise ja kosmoseotstarbelise ülesande lahendab 70–100 -tonnise kandevõimega kanderakett, mis lastakse orbiidile 300 km kõrgusel.
Seetõttu kasutati N1 projekteerimisuuringute jaoks 75 tonni kasulikku koormust, kasutades hapniku-petrooleumi kütust raketimootori kõikides etappides. See kandevõime massi väärtus vastas kanderaketi stardimassile 2200 tonni, võttes arvesse, et vesiniku kasutamine kütusena ülemistel etappidel suurendab kandevõime massi kuni 90–100 tonnini. sama stardikaal. Riigi tootmisettevõtete ja tehnoloogiainstituutide tehnoloogiateenistuste tehtud uuringud on näidanud mitte ainult sellise kanderaketi loomise tehnilist teostatavust minimaalsete kulude ja ajaga, vaid ka tööstuse valmisolekut selle tootmiseks.
Samal ajal määrati kindlaks minimaalsete muudatustega olemasolevate katsealuste NII-229 katseliste ja II ja III plokkide katseliste ja stendikatsetuste võimalused. LV stardid olid ette nähtud Baikonuri kosmodroomilt, mille jaoks nõuti seal sobivate tehniliste ja stardistruktuuride loomist.
Samuti kaaluti erinevaid paigutusskeeme astmete põiki- ja pikisuunalise jaotusega koos kandvate ja mittekandvate paakidega. Selle tulemusel võeti vastu raketiskeem, mis hõlmas astmete põikijaotust rippuvate monoblokkidega sfääriliste kütusepaakidega, mitme mootoriga paigaldused I, II ja III etapis. Mootorite arvu valik tõukejõusüsteemis on kanderaketi loomisel üks põhiprobleeme. Pärast analüüsi otsustati kasutada 150 -tonnise tõukejõuga mootoreid.
Vedaja I, II ja III etapis otsustati paigaldada süsteem KORDi organisatsioonilise ja haldustegevuse jälgimiseks, mis lülitas mootori välja, kui selle kontrollitud parameetrid normist kõrvale kaldusid. Kanderaketi tõukejõu ja kaalu suhe võeti nii, et ühe mootori ebatavalise töötamise ajal trajektoori esialgses lõigus lend jätkus ja esimese etapi lennu viimastes osades võis suurem arv mootoreid ülesannet piiramata välja lülitada.
OKB-1 ja teised organisatsioonid viisid läbi spetsiaalseid uuringuid, et põhjendada raketikütuse komponentide valikut, analüüsides nende kasutamise otstarbekust kanderaketi N1 puhul. Analüüs näitas olulise koormuse massi vähenemist (konstantse stardimassiga) üleminekul kõrge keemistemperatuuriga kütuse komponentidele, mis on tingitud tõukejõu eripulsi madalatest väärtustest ja tõusu suurenemisest. kütusepaakide ja survestatud gaaside mass nende komponentide kõrgema aururõhu tõttu. Erinevat tüüpi kütuste võrdlus näitas, et vedel hapnik - petrooleum on palju odavam kui AT + UDMH: kapitaliinvesteeringute osas - kaks korda, kulude osas - kaheksa korda.
Kanderaketil H1 oli kolm etappi (plokid A, B, C), mis olid omavahel ühendatud üleminekusõrestiku tüüpi sektsioonidega, ja peaplokk. Toiteahel oli raami kest, mis tajub väliseid koormusi, mille sees asusid kütusepaagid, mootorid ja muud süsteemid. I etapi tõukejõusüsteem koosnes 24 NK-15 (11D51) mootorist, mille tõukejõud maapinnal oli 150 tf ja mis olid paigutatud rõngasse, II etapp-kaheksa samast mootorist, millel oli kõrgsuunaline otsik NK-15V (11D52), III etapp- neli NK- 19 (11D53) kõrgsuunalise otsikuga. Kõik mootorid olid suletud ahelaga.
Juhtimissüsteemi, telemeetria ja muude süsteemide instrumendid paiknesid vastavatel etappidel spetsiaalsetes sektsioonides. LV paigaldati stardiseadmele koos toetavate kontsadega piki esimese etapi lõppu. Vastuvõetud aerodünaamiline paigutus võimaldas minimeerida nõutavaid juhtimismomente ja kasutada kanderakettide vastassuunaliste mootorite tõukejõu mittevastavuse põhimõtet pigi ja veeremise juhtimiseks. Kuna olemasolevate sõidukitega on võimatu transportida terveid raketiruume, on need jagatud transporditavateks elementideks.
N1 LV etappide põhjal oli võimalik luua ühtne raketisari: N11, kasutades N1 LV II, III ja IV astet, algmassiga 700 tonni ja kasulikku koormust 20 tonni. AES-orbiit, mille kõrgus on 300 km ja N111, kasutades N1 LV III ja IV astet ning raketi R-9A II astet, mille stardimass on 200 tonni ja kasulik koormus 5 tonni satelliitide orbiidil 300 km kõrgusel, mis võib lahendada laias valikus lahingu- ja kosmoseülesandeid.
Tööd teostati peadisainerite nõukogu juhtinud S. P. Korolevi ja tema esimese asetäitja V. P. Mishini otsese järelevalve all. Kujundusmaterjale (kokku 29 köidet ja 8 lisa) 1962. aasta juuli alguses vaatas läbi ekspertkomisjon, mida juhtis NSVL Teaduste Akadeemia president M. V. Keldysh. Komisjon märkis, et LV H1 põhjendus viidi läbi kõrgel teaduslikul ja tehnilisel tasemel, see vastab LV ja planeetidevaheliste rakettide ideekavanditele esitatavatele nõuetele ning seda saab kasutada alusdokumendi väljatöötamisel. Samal ajal rääkisid komisjoni liikmed M. S. Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin ja mõned teised vajadusest kaasata OKB-456 kanderakettide mootorite väljatöötamisse, kuid V. P. Glushko keeldus.
Vastastikusel kokkuleppel usaldati mootorite väljatöötamine OKB-276-le, kellel puudus piisav teoreetiline pagas ja kogemused vedelkütusel töötavate raketimootorite väljatöötamisel, selleks puudusid peaaegu täielikult katse- ja pingialused.
Ebaõnnestunud, kuid viljakad katsumused
Keldyshi komisjon märkis, et H1 esmane ülesanne on selle lahingukasutus, kuid edasise töö käigus oli superraketi põhieesmärk kosmos, eelkõige ekspeditsioon Kuule ja tagasi Maale. Suuresti mõjutasid sellise otsuse valikut Ameerika Ühendriikide Saturn-Apollo mehitatud kuuprogrammi teated. 3. augustil 1964 kinnitas NSV Liidu valitsus oma määrusega selle prioriteedi.
1962. aasta detsembris esitas OKB-1 GKOT-le peadisaineritega kokku lepitud "Lähteandmed ja põhilised tehnilised nõuded raketi N1 stardikompleksi projekteerimisele". 13. novembril 1963 kiitis NSV Liidu Rahvamajanduse Ülemnõukogu komisjon oma otsusega heaks osakondadevahelise ajakava LV N1 lennutestimiseks vajaliku konstruktsioonikompleksi projekteerimisdokumentatsiooni väljatöötamiseks, välja arvatud ehitus ise ning materiaalne ja tehniline tugi. MI Samokhin ja AN Ivannikov juhendasid katseplatsi loomist OKB-1 SP Korolevi hoolika järelevalve all.
1964. aasta alguseks oli planeeritud ajast üldine mahajäämus üks kuni kaks aastat. 19. juunil 1964 pidi valitsus LCI alguse 1966. aastale edasi lükkama. LZ süsteemi lihtsustatud peaüksusega (LOK ja LK asemel mehitamata kosmoselaevaga 7K-L1S) N1 raketi lennukonstruktsiooni testid algasid 1969. aasta veebruaris. LKI alguseks viidi läbi üksuste ja sõlmede eksperimentaalne katsetamine, plokkide B ja V stendikatsed, katsed 1M raketi prototüübiga tehnilistes ja stardipositsioonides.
Raketi- ja kosmosekompleksi (nr ЗЛ) esimene stardipauk 21. veebruaril 1969 parempoolsest stardist lõppes õnnetusega. Teise mootori gaasigeneraatoris tekkisid kõrgsageduslikud vibratsioonid, turbiini taga olev rõhuvõtu toru eraldus, tekkis komponentide leke, sabaosas tekkis tulekahju, mis tõi kaasa mootori juhtimise rikkumise. süsteem, mis andis vale käsu mootorid 68,7 sekundiks välja lülitada. Kuid käivitamine kinnitas valitud dünaamilise skeemi, stardidünaamika, LV juhtimisprotsesside õigsust, võimaldas saada eksperimentaalseid andmeid koormusele ja selle tugevusele, akustiliste koormuste mõjule raketile ja stardisüsteemile, ja mõned muud andmed, sealhulgas tööomadused tegelikes tingimustes.
Kompleksi N1-LZ (nr 5L) teine käivitamine viidi läbi 3. juulil 1969 ja see läbis ka hädaolukorra. V. P. Mishini juhitava erakorralise komisjoni järelduse kohaselt oli kõige tõenäolisem põhjus ploki A kaheksanda mootori oksüdeerimispumba hävitamine pealavale sisenedes.
Testide, arvutuste, uurimistööde ja katsetööde analüüs kestis kaks aastat. Peamisteks meetmeteks tunnistati oksüdeerimispumba töökindluse parandamine; THA tootmise ja kokkupaneku kvaliteedi parandamine; filtrite paigaldamine mootoripumpade ette, välja arvatud võõrkehade sissepääs sellesse; ploki A sabasektsiooni stardieelne täitmine ja lämmastiku puhastamine lennu ajal ning freoonist tulekustutussüsteemi kasutuselevõtt; ploki A ahtrikambris asuvate süsteemide konstruktsioonielementide, seadmete ja kaablite kasutuselevõtmine termokaitse projekteerimisel; seadmete paigutuse muutmine selles, et suurendada nende vastupidavust; AED -käsu blokeerimise kasutuselevõtt kuni 50 s. kanderaketi lend ja hädaolukord stardist toiteallika lähtestamise teel jne.
Raketi- ja kosmosesüsteemi (nr 6L) kolmas start N1-LZ viidi läbi 27. juunil 1971 vasakpoolsest stardist. Kõik ploki A 30 mootorit sisenesid standardse tsüklogrammi kohaselt tõukejõu eel- ja põhietappi ning töötasid normaalselt, kuni juhtimissüsteem need 50,1 sekundiks välja lülitas. saavutas 145 °. Kuna AED meeskond oli kuni 50 s blokeeritud, oli lend kuni 50, 1 s. muutunud praktiliselt juhitamatuks.
Õnnetuse kõige tõenäolisem põhjus on rullide juhtimise kadumine, mis on tingitud sellest, et varem arvele võtmata jäänud häirivad hetked ületavad rullikehade olemasolevaid kontrollmomente. Ilmnenud täiendav veeremoment tekkis kõigi mootorite töötamisel raketi põhjapiirkonna võimsa keerise õhuvoolu tõttu, mida süvendas voolu asümmeetria raketi põhjast väljaulatuvate mootoriosade ümber.
Vähem kui aastaga loodi M. V. Melnikovi ja B. A. Sokolovi juhtimisel 11D121 roolimootorid, mis tagavad raketi veeremise. Nad töötasid oksüdeeriva generaatorgaasi ja peamasinatega võetud kütusega.
23. novembril 1972 tehti neljas stardipauk raketiga nr 7L, mis tegi läbi olulisi muudatusi. Lennujuhtimist teostas pardakompleks vastavalt lennukitööstuse teadusliku uurimisinstituudi välja töötatud gürostabiliseeritud platvormi käskudele. Jõuseadmete hulka kuulusid roolimootorid, tulekustutussüsteem, seadmete täiustatud mehaaniline ja termiline kaitse ning rongisisene kaablivõrk. Mõõtesüsteeme täiendati OKB MEI (peadisainer A. F. Bogomolov) välja töötatud väikesemahuliste raadiotelemetriaseadmetega. Kokku oli raketil üle 13 000 anduri.
Nr 7L lendas 106, 93 p. Kommenteerimata, kuid 7 s. enne esimese ja teise etapi eraldamise eeldatavat aega toimus mootori nr 4 oksüdeerimispumba peaaegu kohene hävimine, mis viis raketi kõrvaldamiseni.
Viies käivitamine oli kavandatud 1974. aasta neljandasse kvartalisse. Maikuuks rakendati raketil nr 8L kõik projekteerimis- ja konstruktiivsed meetmed toote elujõulisuse tagamiseks, võttes arvesse varasemaid lende ja täiendavaid uuringuid, ning alustati uuendatud mootorite paigaldamisega.
Tundus, et varem või hiljem lendab superrakett kuhu ja kuidas peaks. Kuid TsKBEMi määratud juht, kes muundus 1974. aasta mais NPO Energiaks, akadeemik V. P. Glushko, üldise masinaehitusministeeriumi vaikival nõusolekul (S. A. Afanasjev), NSV Liidu Teaduste Akadeemia (M. V. Keldõš), Ministrite Nõukogu sõjatööstuskomisjon (L. V. Smirnov) ja NLKP Keskkomitee (D. F. Ustinov) lõpetasid kõik tööd N1-LZ kompleksi kallal. Veebruaris 1976 lõpetati projekt ametlikult NLKP Keskkomitee ja NSVL Ministrite Nõukogu määrusega. See otsus jättis riigi rasketest laevadest ilma ja prioriteet läks Ameerika Ühendriikidele, kes kasutasid kosmosesüstiku projekti.
Kuu uurimise kogukulud programmi H1 -LZ raames 1973. aasta jaanuariks olid 3,6 miljardit rubla, H1 loomiseks - 2,4 miljardit. Rakettüksuste tootmisreserv, peaaegu kõik tehniliste, stardi- ja mõõtmiskomplekside seadmed hävitati ning kulud kuus miljardit rubla kanti maha.
Kuigi projekteerimist, tootmist ja tehnoloogilist arengut, kasutuskogemust ja võimsa raketisüsteemi töökindluse tagamist kasutati täies ulatuses kanderaketi Energia loomisel ja ilmselgelt leiab see laialdast rakendust järgnevates projektides, tuleb märkida, et lõpetamine töö H1 -ga oli ekslik. NSV Liit loovutas peopesa vabatahtlikult ameeriklastele, kuid peamine on see, et paljud disainibüroode, uurimisinstituutide ja tehaste meeskonnad on kaotanud entusiasmi emotsionaalse laengu ja pühendumuse kosmoseuuringute ideedele, mis määravad suuresti saavutuse näiliselt saavutamatutest fantastilistest eesmärkidest.
