Rusiji je prijeko potreban nosač superteške klase
Prošle je godine Roskosmos raspisao natječaj za razvoj rakete teške klase na temelju postojećeg projekta Angara, sposobne, između ostalog, isporučiti svemirsku letjelicu s posadom na Mjesec. Očito, nedostatak Rusije superteških raketa koje mogu izbaciti do 80 tona tereta u orbitu ometa mnoge obećavajuće radove u svemiru i na Zemlji. Projekt jedinog domaćeg prijevoznika sa sličnim karakteristikama, 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. Čitateljima "VPK" nudi se priča o povijesti nastanka rakete N1.
Početak rada na H1 s tekućim mlaznim motorom (LPRE) prethodilo je istraživanje raketnih motora koji koriste nuklearnu energiju (NRE). U skladu s vladinom uredbom od 30. lipnja 1958., na OKB-1 je izrađen idejni projekt, koji je 30. prosinca 1959. odobrio S. P. Korolev.
OKB-456 (glavni projektant V. P. Glushko) Državnog odbora za obrambenu tehnologiju i OKB-670 (M. M. OKB-1 je razvio tri verzije projektila s raketama na nuklearni pogon, a treća se pokazala najzanimljivijom. 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 uključivala je četiri NRE s ukupnim potiskom od 850 tf, specifičnim impulsom potiska u praznini do 550 kgf / kg kada se koristi drugi radni medij pri temperaturi zagrijavanja do 3500 K.
Mogućnost korištenja tekućeg vodika u smjesi s metanom kao radnog fluida u nuklearnom raketnom motoru prikazana je uz gornju uredbu "O mogućim karakteristikama svemirskih raketa s vodikom", odobrenu od SP Koroleva 9. rujna 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 uporabu vodika kao goriva. Nuklearna energija je odgođena za budućnost.
Grandiozan projekt
Uredbom Vlade od 23. lipnja 1960. "O stvaranju moćnih lansirnih raketa, satelita, svemirskih brodova i istraživanju svemira 1960-1967" godina novog svemirskog raketnog sustava mase lansiranja 1000-2000 tona, koji osigurava lansiranje teška međuplanetarna letjelica mase 60-80 tona u orbitu.
U ambiciozan projekt bili su uključeni brojni biroi za dizajn i znanstveni instituti. Na motorima-OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) i OKB-165 (AM Lyulka), na sustavima 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 sustavu za pražnjenje spremnika i reguliranje 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 znanosti Ukrajinske SSR (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), pogon Progress (A. Ya. Linkov), prema tehnologiji i metodama eksperimentalnog razvoja i naknadne ugradnje 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 pripremljenost 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 projektne studije N1 prihvaćen korisni teret od 75 tona uz uporabu goriva s kisikom-kerozinom 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 na gornjim stupnjevima povećati masu korisnog tereta do 90–100 tona s ista početna težina. Studije koje su provele tehnološke službe proizvodnih pogona i tehnoloških instituta u zemlji pokazale su ne samo tehničku izvedivost stvaranja takve lansirne rakete s minimalnim troškovima i vremenom, već i spremnost industrije za njezinu proizvodnju.
Istodobno su utvrđene mogućnosti eksperimentalnog i laboratorijskog ispitivanja NN jedinica i blokova II i III stupnja na postojećoj eksperimentalnoj bazi NII-229 uz minimalne preinake. Lansiranje LV bilo je predviđeno s kozmodroma 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 nenosilnim spremnicima. Kao rezultat toga, usvojena je raketna shema s poprečnom podjelom stupnjeva s visećim monobloknim sfernim spremnicima goriva, s višemotornim instalacijama na stupnjevima I, II i III. Odabir broja motora u pogonskom sustavu jedan je od temeljnih problema u stvaranju lansirne vozila. Nakon analize odlučeno je koristiti motore s potiskom od 150 tona.
U I, II i III stupnju prijevoznika odlučeno je da se instalira sustav za nadzor organizacijskih i administrativnih aktivnosti KORD -a, koji je isključio motor kad su njegovi kontrolirani parametri odstupili od norme. Omjer potiska i težine lansirnog vozila snimljen je tako da se tijekom nenormalnog rada jednog motora u početnom dijelu putanje let nastavio, a u posljednjim odjeljcima leta prve faze veći je broj motora mogao 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 uporabe za lansirno vozilo N1. Analiza je pokazala značajno smanjenje mase korisnog tereta (s konstantnom lansirnom masom) u slučaju prijelaza na komponente goriva s visokim vrelištem, što je posljedica niskih vrijednosti specifičnog impulsa potiska i povećanja masa spremnika goriva i plinova pod tlakom zbog većeg tlaka pare ovih komponenti. Usporedba različitih vrsta goriva pokazala je da je tekući kisik - kerozin mnogo jeftiniji od AT + UDMH: u smislu kapitalnih ulaganja - dva puta, u smislu troškova - osam puta.
Nosač H1 sastojao se od tri stupnja (blokovi A, B, C), međusobno povezani prijelaznim odjeljcima tipa rešetka, i bloka za glavu. Strujni krug bio je okvirna ljuska koja percipira vanjska opterećenja, unutar koje su se nalazili spremnici goriva, motori i drugi sustavi. Pogonski sustav stupnja I sastojao se od 24 motora NK-15 (11D51) sa potiskom od 150 tf na tlu, raspoređenih u prsten, stupanj II-osam istih motora s visinskom mlaznicom NK-15V (11D52), stupanj III- četiri NK-19 (11D53) s mlaznicom na velikoj nadmorskoj visini. Svi su motori bili zatvorenog kruga.
Instrumenti upravljačkog sustava, telemetrije i drugih sustava bili su smješteni u posebnim odjeljcima u odgovarajućim fazama. LV je instaliran na lansirnu napravu s potpornim potpeticama uz obod kraja prve faze. Usvojeni aerodinamički raspored omogućio je minimiziranje potrebnih upravljačkih momenata i korištenje načela neusklađenosti potiska suprotnih motora na nosaču za upravljanje nagibom i nagibom. Zbog nemogućnosti transporta cijelih raketnih odjeljaka postojećim vozilima usvojena je njihova podjela na prijenosne elemente.
Na temelju stupnjeva N1 LV bilo je moguće stvoriti jedinstvenu seriju raketa: N11 s upotrebom II, III i IV stupnja N1 LV 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 visini od 300 km, što bi moglo riješiti širok raspon borbenih i svemirskih misija.
Radovi su izvedeni pod izravnim nadzorom S. P. Koroleva, koji je vodio Vijeće glavnih dizajnera, i njegovog prvog zamjenika V. P. Mishina. Materijal za projektiranje (ukupno 29 svezaka i 8 priloga) početkom srpnja 1962. razmotrilo je stručno povjerenstvo na čelu s predsjednikom Akademije znanosti SSSR -a M. V. Keldyshom. Komisija je primijetila da je opravdanje LV H1 provedeno na visokoj znanstvenoj i tehničkoj razini, da ispunjava zahtjeve za idejne projekte LV i međuplanetarnih raketa te se može koristiti kao osnova za izradu radne dokumentacije. U isto vrijeme, članovi povjerenstva 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.
Zajedničkim dogovorom razvoj motora povjeren je OKB-276, koji nije imao dovoljno teoretske prtljage i iskustva u razvoju raketnih motora na tekuće gorivo s gotovo potpunim nedostatkom eksperimentalnih i benzinskih baza za to.
Neuspješna, ali plodonosna ispitivanja
Keldyshova komisija naznačila je da je primarni zadatak H1 njegova borbena upotreba, no tijekom daljnjih radova glavna svrha superrakete bio je svemir, prvenstveno ekspedicija na Mjesec i povratak na Zemlju. U velikoj mjeri, na izbor takve odluke utjecali su izvještaji o Mjesečevom programu Saturn-Apollo u Sjedinjenim Državama. Dana 3. kolovoza 1964. vlada SSSR -a je svojom uredbom učvrstila ovaj prioritet.
U prosincu 1962. OKB-1 je podnio GKOT-u "Početne podatke i osnovne tehničke uvjete za projektiranje lansirnog kompleksa za raketu N1" dogovorene s glavnim projektantima. 13. studenoga 1963. Komisija Vrhovnog vijeća nacionalne ekonomije SSSR -a svojom je odlukom odobrila međuresorni raspored za izradu projektne dokumentacije za kompleks konstrukcija potrebnih za ispitivanje leta LV N1, isključujući sama izgradnja te materijalno -tehnička podrška. MI Samokhin i AN Ivannikov nadzirali su stvaranje poligona na OKB-1 pod pomnim nadzorom SP Koroleva.
Do početka 1964. ukupni zaostali radovi u predviđenom roku bili su jedna do dvije godine. Vlada je 19. lipnja 1964. morala odgoditi početak LCI -a na 1966. godinu. Ispitivanja dizajna leta rakete N1 s pojednostavljenom glavnom jedinicom sustava LZ (s bespilotnom letjelicom 7K-L1S umjesto LOK i LK) započela su u veljači 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-svemirskog kompleksa N1-LZ (br. ZL) s lansiranja s desne strane 21. veljače 1969. završilo je 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, što je dovelo do kršenja kontrole motora sustav, 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 čvrstoći, utjecaju akustičkih opterećenja na raketu i sustav lansiranja, i neki drugi podaci, uključujući operativne karakteristike u stvarnim uvjetima.
Drugo lansiranje kompleksa N1-LZ (br. 5L) izvedeno je 3. srpnja 1969. godine, a prošlo je i hitan slučaj. Prema zaključku povjerenstva za hitne slučajeve kojim je predsjedao V. P. Mishin, najvjerojatniji razlog bilo je uništavanje pumpe oksidanta osmog motora bloka A pri ulasku na glavnu pozornicu.
Analiza ispitivanja, proračuna, istraživačkog i eksperimentalnog rada trajala je dvije godine. Poboljšanje pouzdanosti oksidatorske pumpe prepoznato je kao glavna mjera; poboljšanje kvalitete izrade 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 sustava za gašenje požara; uvođenje konstrukcijskih elemenata, uređaja i kabela sustava smještenih u krmenom odjeljku bloka A u projektiranje toplinske zaštite; mijenjanje rasporeda uređaja u njemu radi povećanja njihove opstojnosti; uvođenje blokiranja naredbe AED do 50 s. let i hitno povlačenje lansirnog vozila s početka resetiranjem napajanja itd.
Treće lansiranje raketno-svemirskog sustava N1-LZ (br. 6L) izvedeno je 27. lipnja 1971. s lijevog lansiranja. Svih 30 motora Bloka A ušlo je u način preliminarne i glavne faze potiska u skladu sa standardnim ciklogramom i normalno je radilo sve dok ih upravljački sustav nije isključio na 50,1 s. Kontinuirano povećavajući za 14,5 s. dosegla 145 °. Budući da je AED tim bio blokiran do 50 s, let je trajao do 50, 1 s. postala praktički neupravljiva.
Najvjerojatniji uzrok nesreće je gubitak kontrole kotrljanja uslijed djelovanja prethodno neshvaćenih uznemirujućih trenutaka 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 s dna rakete.
Za manje od godinu dana, pod vodstvom M. V. Melnikova i B. A. Sokolova, stvoreni su upravljački motori 11D121 za kontrolu valjanja rakete. Radili su na oksidirajućem plinu i gorivu iz glavnih motora.
23. studenog 1972. godine izvršeno je četvrto lansiranje raketom broj 7L koja je doživjela značajne promjene. Kontrolu leta provodio je računalni kompleks na vozilu prema naredbama žiro stabilizirane platforme koju je razvio Znanstvenoistraživački institut zrakoplovne industrije. Pogonski sustavi uključivali su upravljačke motore, sustav za gašenje požara, poboljšanu mehaničku i toplinsku zaštitu uređaja i kabelsku mrežu na vozilu. Mjerni sustavi 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.
Broj 7L preletio je 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 uklanjanja rakete.
Peto lansiranje zakazano je za četvrto tromjesečje 1974. godine. Do svibnja su na raketu broj 8L provedene sve projektne i konstruktivne mjere za osiguravanje opstojnosti 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 kamo i kako treba. Međutim, imenovani voditelj TsKBEM -a, transformiran u NPO Energia, u svibnju 1974., akademik V. P. Glushko, uz prešutnu suglasnost Ministarstva opće strojogradnje (S. A. Afanasyev), Akademija znanosti SSSR-a (M. V. Keldysh), Vojno-industrijsko povjerenstvo Vijeća ministara (L. V. Smirnov) i Središnji komitet CPSU (D. F. Ustinov) prekinuli su sve radove na kompleksu N1-LZ. U veljači 1976. projekt je službeno zatvoren dekretom Središnjeg odbora CPSU -a i Vijeća ministara SSSR -a. Ovom odlukom zemlja je lišena teških brodova, a prioritet je prešao na Sjedinjene Države koje su rasporedile projekt Space Shuttle.
Ukupni izdaci za istraživanje Mjeseca prema programu H1 -LZ do siječnja 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 u iznosu od šest milijardi rubalja su otpisani.
Iako su dizajn, proizvodnja i tehnološki razvoj, operativno iskustvo i osiguravanje pouzdanosti snažnog raketnog sustava u potpunosti korišteni pri stvaranju lansirne lance Energia te će, očito, naći široku primjenu u sljedećim projektima, valja napomenuti da je prekid rad na H1 bio je pogrešan. SSSR je dobrovoljno prepustio dlan Amerikancima, ali glavna stvar je da su mnogi timovi dizajnerskih biroa, istraživačkih instituta i tvornica izgubili emocionalni naboj entuzijazma i osjećaj predanosti idejama istraživanja svemira, koji uvelike određuju postignuće naizgled nedostižnih fantastičnih ciljeva.
