Vorig jaar kondigde Roskosmos een aanbesteding aan voor de ontwikkeling van een zware raket op basis van het bestaande Angara-project, die onder meer in staat is om een bemand ruimtevaartuig naar de maan te brengen. Het is duidelijk dat Ruslands gebrek aan superzware raketten die tot 80 ton vracht in een baan om de aarde kunnen werpen, veel veelbelovend werk in de ruimte en op aarde belemmert. Het project van de enige binnenlandse luchtvaartmaatschappij met vergelijkbare kenmerken, Energia-Buran, werd begin jaren 90 gesloten, ondanks de uitgegeven 14, 5 miljard roebel (in prijzen van de jaren 80) en 13 jaar. Ondertussen werd in de USSR met succes een superraket ontwikkeld met verbluffende prestatiekenmerken. De lezers van "VPK" krijgen een verhaal aangeboden over de geschiedenis van de creatie van de N1-raket.
Het begin van de werkzaamheden aan de H1 met een vloeistofstraalmotor (LPRE) werd voorafgegaan door onderzoek naar raketmotoren die gebruikmaken van kernenergie (NRE). In overeenstemming met een regeringsdecreet van 30 juni 1958 werd een voorlopig ontwerp ontwikkeld bij OKB-1, goedgekeurd door S. P. Korolev op 30 december 1959.
OKB-456 (hoofdontwerper V. P. Glushko) van het Staatscomité voor Defensietechnologie en OKB-670 (M. M. OKB-1 ontwikkelde drie versies van raketten met nucleair aangedreven raketten, en de derde bleek de meest interessante te zijn. Het was een gigantische raket met een lanceergewicht van 2000 ton en een laadvermogen tot 150 ton. De eerste en tweede trap werden gemaakt in de vorm van pakketten van kegelvormige raketblokken, die verondersteld werden een groot aantal NK- 9 raketmotoren voor vloeibare stuwstof met een stuwkracht van 52 ton in de eerste trap. De tweede fase omvatte vier NRE's met een totale stuwkracht van 850 tf, een specifieke stuwkrachtimpuls in de leegte tot 550 kgf / kg bij gebruik van een ander werkmedium bij een verwarmingstemperatuur tot 3500 K.
Het vooruitzicht van het gebruik van vloeibare waterstof in een mengsel met methaan als werkvloeistof in een nucleaire raketmotor werd aangetoond in de toevoeging aan het bovengenoemde besluit "Over de mogelijke kenmerken van ruimteraketten die waterstof gebruiken", goedgekeurd door SP Korolev op 9 september 1960. Als resultaat van verder onderzoek is echter de doelmatigheid van zware draagraketten met het gebruik van raketmotoren met vloeibare stuwstof in alle stadia op beheerste brandstofcomponenten met het gebruik van waterstof als brandstof duidelijk geworden. Kernenergie is uitgesteld voor de toekomst.
Grandioos project
Het regeringsdecreet van 23 juni 1960 "Over de creatie van krachtige draagraketten, satellieten, ruimteschepen en verkenning van de ruimte in 1960-1967" jaar van een nieuw ruimteraketsysteem met een lanceermassa van 1000-2000 ton, dat de lancering van een zwaar interplanetair ruimtevaartuig met een massa van 60-80 ton in een baan om de aarde.
Bij het ambitieuze project waren een aantal ontwerpbureaus en wetenschappelijke instituten betrokken. Op motoren - OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) en OKB-165 (AM Lyulka), op besturingssystemen - NII-885 (N. A. Pilyugin) en NII-944 (VI Kuznetsov), op de grond complex - GSKB "Spetsmash" (VP Barmin), op het meetcomplex - NII-4 MO (AI Sokolov), op het systeem voor het legen van tanks en het regelen van de verhouding van brandstofcomponenten - OKB-12 (AS Abramov), voor aerodynamisch onderzoek - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) en NII-1 (V. Ya. Likhushin), volgens de productietechnologie - de V. M. Paton van de Academie van Wetenschappen van de Oekraïense SSR (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), de Progress-fabriek (A. Ya. Linkov), volgens de technologie en methoden van experimentele ontwikkeling en aanpassing van stands - NII-229 (G. M. Tabakov) en anderen.
De ontwerpers onderzochten consequent meertraps lanceervoertuigen met een lanceermassa van 900 tot 2500 ton, terwijl ze de technische mogelijkheden van het creëren en de gereedheid van de industrie van het land voor productie beoordeelden. Berekeningen hebben aangetoond dat de meeste taken van militaire en ruimtevaartdoeleinden worden opgelost door een draagraket met een laadvermogen van 70-100 ton, dat in een baan om de aarde wordt gelanceerd met een hoogte van 300 km.
Daarom werd voor de ontwerpstudies van N1 een nuttige lading van 75 ton aangenomen met het gebruik van zuurstof-kerosinebrandstof in alle stadia van de raketmotor. Deze waarde van de massa van de nuttige lading kwam overeen met de lanceringsmassa van de draagraket van 2200 ton, rekening houdend met het feit dat het gebruik van waterstof als brandstof in de bovenste trappen de massa van de nuttige lading tot 90-100 ton zal verhogen met de hetzelfde startgewicht. Studies uitgevoerd door de technologische diensten van fabrieken en technologische instituten van het land hebben niet alleen de technische haalbaarheid aangetoond van het maken van een dergelijk draagraket met minimale kosten en tijd, maar ook de gereedheid van de industrie voor de productie ervan.
Tegelijkertijd werden de mogelijkheden van experimenteel en bench-testen van LV-eenheden en blokken II- en III-stadia op de bestaande experimentele basis van NII-229 met minimale aanpassingen bepaald. De lanceringen van de LV waren gepland vanaf het Baikonoer-kosmodrome, waarvoor het nodig was om daar geschikte technische en lanceringsstructuren te creëren.
Ook werden verschillende lay-outschema's met transversale en longitudinale verdeling van treden, met dragende en niet-dragende tanks overwogen. Als gevolg hiervan werd een raketschema aangenomen met een transversale verdeling van trappen met hangende monoblock sferische brandstoftanks, met meermotorige installaties op I, II en III trappen. De keuze van het aantal motoren in het aandrijfsysteem is een van de fundamentele problemen bij het maken van een draagraket. Na de analyse werd besloten om motoren te gebruiken met een stuwkracht van 150 ton.
In de I-, II- en III-fasen van de vervoerder werd besloten een systeem te installeren voor het bewaken van de organisatorische en administratieve activiteiten van de KORD, die de motor uitschakelde wanneer de gecontroleerde parameters afweken van de norm. De stuwkracht-gewichtsverhouding van het lanceervoertuig was zo genomen dat tijdens abnormale werking van één motor in het begingedeelte van het traject de vlucht werd voortgezet, en in de laatste gedeelten van de eerste trapvlucht kon een groter aantal motoren uitgeschakeld worden zonder afbreuk te doen aan de taak.
OKB-1 en andere organisaties hebben speciale studies uitgevoerd om de keuze van drijfgascomponenten te rechtvaardigen met een analyse van de haalbaarheid om ze te gebruiken voor het N1-draagraket. De analyse toonde een significante afname van de massa van de nuttige lading (met een constante lanceringsmassa) in het geval van een overgang naar hoogkokende brandstofcomponenten, wat te wijten is aan lage waarden van specifieke stuwkracht en een toename van de massa van brandstoftanks en gassen onder druk vanwege de hogere dampdruk van deze componenten. Vergelijking van verschillende soorten brandstof toonde aan dat vloeibare zuurstof - kerosine veel goedkoper is dan AT + UDMH: qua kapitaalinvesteringen - twee keer, qua kosten - acht keer.
Het H1-lanceervoertuig bestond uit drie fasen (blokken A, B, C), onderling verbonden door overgangscompartimenten van het truss-type, en een kopblok. Het stroomcircuit was een frameschaal die externe belastingen waarneemt, waarin zich brandstoftanks, motoren en andere systemen bevonden. Het voortstuwingssysteem van fase I bestond uit 24 NK-15 (11D51) motoren met 150 tf stuwkracht op de grond, gerangschikt in een ring, fase II - acht van dezelfde motoren met een hooggelegen mondstuk NK-15V (11D52), fase III - vier NK-19 (11D53) met een mondstuk voor grote hoogte. Alle motoren waren gesloten circuit.
Instrumenten van het besturingssysteem, telemetrie en andere systemen bevonden zich in speciale compartimenten in de juiste fasen. De LV werd op de lanceerinrichting geïnstalleerd met ondersteunende hielen langs de omtrek van het einde van de eerste trap. De aangenomen aerodynamische lay-out maakte het mogelijk om de vereiste controlemomenten te minimaliseren en om het principe van stuwkracht-mismatch van tegenovergestelde motoren op het lanceervoertuig te gebruiken voor pitch en roll-controle. Vanwege de onmogelijkheid om hele raketcompartimenten door bestaande voertuigen te vervoeren, is hun indeling in verplaatsbare elementen overgenomen.
Op basis van de N1 LV-trappen was het mogelijk om een uniforme serie raketten te creëren: N11 met gebruik van II-, III- en IV-trappen van de N1 LV met een startmassa van 700 ton en een laadvermogen van 20 ton in een AES-baan met een hoogte van 300 km en N111 met het gebruik van III- en IV-trappen van de N1 LV en de II-trap van de R-9A-raket met een lanceermassa van 200 ton en een nuttige lading van 5 ton in een baan om satellieten met een hoogte van 300 km, die een breed scala aan gevechts- en ruimtemissies zou kunnen oplossen.
Het werk werd uitgevoerd onder direct toezicht van S. P. Korolev, die aan het hoofd stond van de Council of Chief Designers, en zijn eerste plaatsvervanger VP Mishin. De ontwerpmaterialen (in totaal 29 delen en 8 bijlagen) werden begin juli 1962 beoordeeld door een commissie van deskundigen onder leiding van de president van de Academie van Wetenschappen van de USSR M. V. Keldysh. De Commissie merkte op dat de rechtvaardiging van de LV H1 werd uitgevoerd op een hoog wetenschappelijk en technisch niveau, voldoet aan de vereisten voor de conceptuele ontwerpen van de LV en interplanetaire raketten, en kan worden gebruikt als basis voor de ontwikkeling van werkdocumentatie. Tegelijkertijd spraken leden van de commissie M. S. Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin en enkele anderen over de noodzaak om OKB-456 te betrekken bij de ontwikkeling van motoren voor draagraketten, maar V. P. Glushko weigerde.
In onderling overleg werd de ontwikkeling van motoren toevertrouwd aan OKB-276, die niet over voldoende theoretische bagage en ervaring beschikte in het ontwikkelen van raketmotoren met vloeibare stuwstof met bijna volledige afwezigheid van experimentele en bankbases hiervoor.
Mislukte maar vruchtbare beproevingen
De Keldysh-commissie gaf aan dat de primaire taak van de H1 het gebruik ervan in de strijd is, maar in de loop van het verdere werk was het hoofddoel van de superraket de ruimte, voornamelijk een expeditie naar de maan en terugkeer naar de aarde. De keuze voor een dergelijke beslissing werd voor een groot deel beïnvloed door berichten over het bemande maanprogramma Saturnus-Apollo in de Verenigde Staten. Op 3 augustus 1964 consolideerde de regering van de USSR bij haar decreet deze prioriteit.
In december 1962 diende OKB-1 de "initiële gegevens en technische basisvereisten voor het ontwerp van het lanceercomplex voor de N1-raket" in bij de GKOT, overeengekomen met de hoofdontwerpers. Op 13 november 1963 keurde de Commissie van de Hoge Raad van de Nationale Economie van de USSR bij haar besluit een interdepartementaal schema goed voor de ontwikkeling van ontwerpdocumentatie voor een complex van constructies die nodig zijn voor het testen van vluchten van de LV N1, met uitzondering van de constructie zelf en materiële en technische ondersteuning. MI Samokhin en AN Ivannikov hielden toezicht op de totstandkoming van de testlocatie op OKB-1 onder nauw toezicht van SP Korolev.
Aan het begin van 1964 was de totale achterstand van het werk vanaf de geplande tijd één tot twee jaar. Op 19 juni 1964 moest de regering het begin van de LCI uitstellen tot 1966. Vluchtontwerptests van de N1-raket met een vereenvoudigde kopeenheid van het LZ-systeem (met het 7K-L1S onbemande ruimtevaartuig in plaats van LOK en LK) begonnen in februari 1969. Aan het begin van de LKI werden experimentele testen van eenheden en assemblages, banktesten van blokken B en V, tests met een prototype 1M-raket op technische en lanceerposities uitgevoerd.
De eerste lancering van het N1-LZ raket- en ruimtecomplex (nr. ЗЛ) vanaf de stuurboordlancering op 21 februari 1969 eindigde in een ongeval. In de gasgenerator van de tweede motor traden hoogfrequente trillingen op, de drukafnameleiding achter de turbine kwam los, er ontstond een lek van componenten, er ontstond een brand in het staartcompartiment, wat leidde tot een overtreding van de motorregeling systeem, dat een vals commando gaf om de motoren 68,7 seconden uit te zetten. De lancering bevestigde echter de juistheid van het gekozen dynamische schema, de lanceringsdynamiek, LV-besturingsprocessen, maakte het mogelijk om experimentele gegevens te verkrijgen over de belastingen op de LV en de sterkte ervan, het effect van akoestische belastingen op de raket en het lanceersysteem, en enkele andere gegevens, waaronder operationele kenmerken in reële omstandigheden.
De tweede lancering van het N1-LZ-complex (nr. 5L) vond plaats op 3 juli 1969 en ging ook door een noodgeval. Volgens de conclusie van de noodcommissie onder voorzitterschap van V. P. Mishin was de meest waarschijnlijke reden de vernietiging van de oxidatiepomp van de achtste motor van blok A bij het betreden van het hoofdpodium.
Analyse van tests, berekeningen, onderzoek en experimenteel werk duurde twee jaar. Het verbeteren van de betrouwbaarheid van de oxidatiepomp werd erkend als de belangrijkste maatregelen; verbetering van de kwaliteit van de productie en assemblage van THA; installatie van filters voor de motorpompen, met uitzondering van het binnendringen van vreemde voorwerpen daarin; pre-launch vulling en stikstofspoeling van het staartgedeelte van blok A tijdens de vlucht en introductie van een freon-brandblussysteem; introductie van structurele elementen, apparaten en kabels van systemen in het achterste compartiment van blok A in het ontwerp van thermische beveiliging; het veranderen van de opstelling van apparaten erin om hun overlevingskansen te vergroten; introductie van blokkering van het AED-commando tot 50 s. vlucht en noodterugtrekking van het draagraket vanaf het begin door reset van de voeding, enz.
De derde lancering van het N1-LZ raket- en ruimtesysteem (nr. 6L) werd uitgevoerd op 27 juni 1971 vanaf de linker lancering. Alle 30 motoren van blok A kwamen in de modus van voor- en hoofdstuwkracht in overeenstemming met het standaard cyclogram en functioneerden normaal totdat ze werden uitgeschakeld door het besturingssysteem gedurende 50,1 s, continu verhoogd met 14,5 s. bereikte 145 °. Aangezien het AED-team tot 50 s werd geblokkeerd, was de vlucht tot 50, 1 s. praktisch onhandelbaar geworden.
De meest waarschijnlijke oorzaak van het ongeval is het verlies van de rolcontrole als gevolg van de actie van voorheen niet-verklaarde storende momenten die de beschikbare controlemomenten van de rollichamen overschrijden. Het onthulde extra rolmoment deed zich voor met alle draaiende motoren vanwege de krachtige vortex-luchtstroom in het onderste gedeelte van de raket, verergerd door de asymmetrie van de stroming rond de motoronderdelen die uit de onderkant van de raket steken.
In minder dan een jaar werden onder leiding van M. V. Melnikov en B. A. Sokolov 11D121-stuurmotoren gemaakt om de raket te kunnen besturen. Ze werkten op oxiderend generatorgas en brandstof uit de hoofdmotoren.
Op 23 november 1972 vond de vierde lancering plaats met raket nr. 7L, die aanzienlijke veranderingen onderging. De vluchtbesturing werd uitgevoerd door een boordcomputercomplex volgens de commando's van het gyro-gestabiliseerde platform ontwikkeld door het Wetenschappelijk Onderzoeksinstituut van de Vliegtuigindustrie. De voortstuwingssystemen omvatten stuurmotoren, een brandblussysteem, verbeterde mechanische en thermische beveiliging van apparaten en een kabelnetwerk aan boord. De meetsystemen werden aangevuld met kleine radiotelemetrie-apparatuur ontwikkeld door OKB MEI (hoofdontwerper A. F. Bogomolov). In totaal had de raket meer dan 13.000 sensoren.
Nr 7L vloog met 106, 93 d. Zonder commentaar, maar in 7 s. vóór de geschatte tijd van scheiding van de eerste en tweede trap, was er een bijna onmiddellijke vernietiging van de oxidatiepomp van motor nr. 4, wat leidde tot de eliminatie van de raket.
De vijfde lancering was gepland voor het vierde kwartaal van 1974. In mei werden alle ontwerp- en constructieve maatregelen om de overlevingskansen van het product te garanderen, rekening houdend met eerdere vluchten en aanvullende studies, geïmplementeerd op raket nr. 8L en begon de installatie van de verbeterde motoren.
Het leek erop dat de superraket vroeg of laat zou vliegen waar en hoe hij zou moeten. Echter, het aangestelde hoofd van TsKBEM, omgevormd tot NPO Energia, in mei 1974, Academicus V. P. Glushko, met stilzwijgende toestemming van het Ministerie van Algemene Machinebouw (S. A. Afanasyev), de USSR Academie van Wetenschappen (M. V. Keldysh), de Militair-Industriële Commissie van de Raad van Ministers (L. V. Smirnov) en het Centraal Comité van de CPSU (D. F. Ustinov) hebben alle werkzaamheden aan het N1-LZ-complex stopgezet. In februari 1976 werd het project officieel afgesloten door een decreet van het Centraal Comité van de CPSU en de Raad van Ministers van de USSR. Deze beslissing beroofde het land van zware schepen en de prioriteit ging naar de Verenigde Staten, die het Space Shuttle-project inzette.
De totale uitgaven voor de verkenning van de maan in het kader van het H1-LZ-programma tegen januari 1973 bedroegen 3,6 miljard roebel, voor de creatie van H1 - 2,4 miljard. De productiereserve van raketeenheden, bijna alle apparatuur van de technische, lancerings- en meetcomplexen werd vernietigd en de kosten van zes miljard roebel werden afgeschreven.
Hoewel het ontwerp, de productie en de technologische ontwikkelingen, de operationele ervaring en het waarborgen van de betrouwbaarheid van een krachtig raketsysteem volledig werden gebruikt bij de creatie van het Energia-lanceervoertuig en uiteraard brede toepassing zullen vinden in volgende projecten, moet worden opgemerkt dat de beëindiging van het werk aan H1 was onjuist. De USSR heeft vrijwillig de hand aan de Amerikanen afgestaan, maar het belangrijkste is dat veel teams van ontwerpbureaus, onderzoeksinstituten en fabrieken de emotionele lading van enthousiasme en een gevoel van toewijding aan de ideeën van ruimteverkenning hebben verloren, die grotendeels de prestatie bepalen van schijnbaar onbereikbare fantastische doelen.
