Rusko zoufale potřebuje přepravce super těžké třídy
V loňském roce Roskosmos vypsal výběrové řízení na vývoj rakety těžké třídy na základě stávajícího projektu Angara, schopné mimo jiné dopravit kosmickou loď s posádkou na Měsíc. Je zřejmé, že nedostatek ruských super těžkých raket, které mohou vrhnout na oběžnou dráhu až 80 tun nákladu, brání mnoha slibným pracím ve vesmíru i na Zemi. Projekt jediného tuzemského dopravce s podobnými charakteristikami, Energia-Buran, byl na počátku 90. let ukončen, a to navzdory vynaloženým 14, 5 miliardám rublů (v cenách 80. let) a 13 let. Mezitím byla v SSSR úspěšně vyvinuta super-raketa s ohromujícími výkonnostními charakteristikami. Čtenářům „VPK“se nabízí příběh o historii vzniku rakety N1.
Začátku prací na H1 s kapalinovým proudovým motorem (LPRE) předcházel výzkum raketových motorů využívajících jadernou energii (NRE). V souladu s vládním nařízením ze dne 30. června 1958 byl na OKB-1 vyvinut předběžný návrh, schválený SP Kororolevem dne 30. prosince 1959.
OKB-456 (hlavní konstruktér V. P. Glushko) Státního výboru pro obrannou technologii a OKB-670 (M. M. OKB-1 vyvinul tři verze raket s řízenými střelami a třetí se ukázala jako nejzajímavější. Jednalo se o obří raketu se startovací hmotností 2 000 tun a užitečnou hmotností až 150 tun. První a druhý stupeň byly provedeny ve formě balíků kuželových raketových bloků, které měly mít velký počet NK- 9 raketových motorů na kapalný pohon s tahem 52 tun v prvním stupni. Druhý stupeň zahrnoval čtyři NRE s celkovým tahem 850 tf, specifický tahový impuls v prázdnotě až 550 kgf / kg při použití jiného pracovního média při teplotě ohřevu až 3500 K.
Vyhlídka na použití kapalného vodíku ve směsi s metanem jako pracovní tekutiny v jaderném raketovém motoru byla ukázána navíc k výše uvedené vyhlášce „O možných charakteristikách vesmírných raket využívajících vodík“, schválené SP Korolev 9. září 1960. V důsledku dalších studií se však ukázala účelnost těžkých nosných vozidel s využitím raketových motorů na kapalná paliva ve všech fázích na zvládnutých palivových součástech s využitím vodíku jako paliva. Jaderná energie byla do budoucna odložena.
Grandiózní projekt
Vládní nařízení ze dne 23. června 1960 „O vytvoření silných nosných raket, satelitů, kosmických lodí a průzkumu vesmíru v letech 1960-1967“let nového kosmického raketového systému s nosností 1 000–2 000 tun, který zajišťuje start těžká meziplanetární kosmická loď o hmotnosti 60–80 tun na oběžnou dráhu.
Do ambiciózního projektu byla zapojena řada projekčních kanceláří a vědeckých ústavů. Na motorech-OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) a OKB-165 (AM Lyulka), na řídicích systémech-NII-885 (N. A. Pilyugin) a NII- 944 (VI Kuznetsov), na zemi komplex - GSKB „Spetsmash“(VP Barmin), na měřícím komplexu - NII -4 MO (AI Sokolov), na systému pro vyprazdňování nádrží a regulaci poměru složek paliva - OKB -12 (AS Abramov), pro aerodynamický výzkum - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) a NII -1 (V. Ya. Likhushin), podle výrobní technologie - V. M. Paton Akademie věd Ukrajinské SSR (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), závod Progress (A. Ya. Linkov), podle technologie a metod experimentálního vývoje a dovybavení porostů - NII-229 (G. M. Tabakov) a další.
Designéři důsledně zkoumali vícestupňové nosné rakety se startovací hmotností 900 až 2500 tun, přičemž hodnotili technické možnosti vytváření a připravenost průmyslu země na výrobu. Výpočty ukázaly, že většinu úkolů pro vojenské a vesmírné účely řeší nosná raketa s užitečným zatížením 70–100 tun, která je vynesena na oběžnou dráhu s nadmořskou výškou 300 km.
Proto bylo pro konstrukční studie N1 přijato užitečné zatížení 75 tun s využitím paliva kyslík-petrolej ve všech fázích raketového motoru. Tato hodnota hmotnosti užitečného zatížení odpovídala hmotnosti startu nosné rakety 2 200 tun, přičemž se vezme v úvahu, že použití vodíku jako paliva v horních stupních zvýší hmotnost užitečného zatížení až na 90–100 tun s stejnou startovací hmotnost. Studie prováděné technologickými službami výrobních závodů a technologických institutů v zemi ukázaly nejen technickou proveditelnost vytvoření takového nosiče s minimálními náklady a časem, ale také připravenost průmyslu na jeho výrobu.
Současně byly stanoveny možnosti experimentálního a zkušebního testování jednotek NN a stupňů bloků II a III na stávající experimentální základně NII-229 s minimálními úpravami. Starty LV byly plánovány z kosmodromu Bajkonur, u kterého bylo požadováno vytvořit tam odpovídající technické a startovací struktury.
Uvažovalo se také o různých schématech uspořádání s příčným a podélným dělením stupňů, s ložiskovými a nenosnými nádržemi. V důsledku toho bylo přijato raketové schéma s příčným dělením stupňů se zavěšenými monoblokovými sférickými palivovými nádržemi, s vícemotorovými instalacemi na stupních I, II a III. Volba počtu motorů v pohonném systému je jedním ze zásadních problémů při výrobě nosné rakety. Po analýze bylo rozhodnuto použít motory s tahem 150 tun.
Ve fázích I, II a III nosiče bylo rozhodnuto o instalaci systému pro sledování organizačních a administrativních činností KORD, který vypnul motor, když se jeho kontrolované parametry odchýlily od normy. Poměr tahu a hmotnosti nosné rakety byl vzat tak, že během abnormálního provozu jednoho motoru v počátečním úseku trajektorie let pokračoval a v posledních částech letu prvního stupně mohl větší počet motorů být vypnut, aniž by byl dotčen úkol.
OKB-1 a další organizace provedly speciální studie s cílem odůvodnit výběr součástí hnacího plynu analýzou proveditelnosti jejich použití pro nosnou raketu N1. Analýza ukázala významný pokles hmotnosti užitečného zatížení (s konstantní startovací hmotou) v případě přechodu na vysokovroucí složky paliva, což je dáno nízkými hodnotami specifického impulzu tahu a zvýšením hmotnost palivových nádrží a tlakových plynů v důsledku vyššího tlaku par těchto složek. Porovnání různých typů paliv ukázalo, že kapalný kyslík - petrolej je mnohem levnější než AT + UDMH: z hlediska kapitálových investic - dvakrát, z hlediska nákladů - osmkrát.
Nosná raketa H1 se skládala ze tří stupňů (bloky A, B, C), propojených přechodovými oddíly příhradového typu a hlavového bloku. Energetický obvod byl rámový plášť, který vnímá vnější zatížení, uvnitř kterého byly umístěny palivové nádrže, motory a další systémy. Pohonný systém stupně I sestával z 24 motorů NK-15 (11D51) s tahem 150 tf na zem, uspořádaných do prstence, stupeň II-osm stejných motorů s vysokohorskou tryskou NK-15V (11D52), stupeň III- čtyři NK-19 (11D53) s vysokohorskou tryskou. Všechny motory byly uzavřené.
Přístroje řídicího systému, telemetrie a dalších systémů byly umístěny ve zvláštních odděleních v příslušných fázích. NN byl instalován na odpalovací zařízení s podpůrnými patami po obvodu konce prvního stupně. Přijaté aerodynamické uspořádání umožnilo minimalizovat požadované řídicí momenty a použít princip nesouladu tahu opačných motorů u nosné rakety pro řízení sklonu a náklonu. Vzhledem k nemožnosti transportu celých raketových oddílů stávajícími vozidly bylo přijato jejich rozdělení na přepravitelné prvky.
Na základě stupňů N1 NN bylo možné vytvořit jednotnou řadu raket: N11 s využitím stupňů II, III a IV N1 LV se startovací hmotností 700 tun a užitečným zatížením 20 tun v Oběžná dráha AES s nadmořskou výškou 300 km a N111 s využitím stupňů III a IV N1 LV a stupně II rakety R-9A s nosností 200 tun a užitečným zatížením 5 tun na oběžné dráze satelitů s nadmořská výška 300 km, což by mohlo vyřešit širokou škálu bojových a vesmírných misí.
Práce byla prováděna pod přímým dohledem S. P. Koroleva, který stál v čele Rady hlavních konstruktérů, a jeho prvního zástupce V. P. Mishina. Konstrukční materiály (celkem 29 svazků a 8 příloh) na začátku července 1962 posuzovala odborná komise vedená předsedou Akademie věd SSSR M. V. Keldyshem. Komise poznamenala, že odůvodnění LV H1 bylo provedeno na vysoké vědecké a technické úrovni, splňuje požadavky na koncepční návrhy LV a meziplanetárních raket a může být použito jako základ pro vypracování pracovní dokumentace. Členové komise M. S.
Po vzájemné dohodě byl vývoj motorů svěřen společnosti OKB-276, která neměla dostatečné teoretické zavazadlo a zkušenosti s vývojem raketových motorů na kapalná paliva s téměř úplnou absencí experimentálních a lavicových základen.
Neúspěšné, ale plodné zkoušky
Keldyshova komise uvedla, že primárním úkolem H1 je její bojové využití, ale v průběhu dalších prací byl hlavním účelem super-rakety vesmír, především expedice na Měsíc a návrat na Zemi. Volbu takového rozhodnutí do značné míry ovlivnily zprávy o lunárním programu s posádkou Saturn-Apollo ve Spojených státech. 3. srpna 1964 vláda SSSR svým výnosem tuto prioritu upevnila.
V prosinci 1962 OKB-1 předložila GKOT „Počáteční údaje a základní technické požadavky na konstrukci odpalovacího komplexu pro raketu N1“dohodnuté s hlavními konstruktéry. Dne 13. listopadu 1963 schválila Komise Nejvyšší rady národního hospodářství SSSR svým rozhodnutím mezirezortní harmonogram vypracování projektové dokumentace komplexu konstrukcí nezbytných pro letové zkoušky LV N1, s výjimkou samotnou stavbu a materiálně -technickou podporu. MI Samokhin a AN Ivannikov dohlíželi na vytvoření testovacího místa na OKB-1 pod přísným dohledem SP Korolev.
Na začátku roku 1964 byl celkový počet nevyřízených prací od plánovaného času jeden až dva roky. 19. června 1964 musela vláda odložit začátek LCI na rok 1966. Zkoušky letového návrhu rakety N1 se zjednodušenou hlavní jednotkou systému LZ (s bezpilotní kosmickou lodí 7K-L1S místo LOK a LK) byly zahájeny v únoru 1969. Na začátku LKI bylo provedeno experimentální testování jednotek a sestav, bench testy bloků B a V, testy s prototypem rakety 1M na technických a startovacích pozicích.
První start rakety a vesmírného komplexu N1-LZ (č. ЗЛ) z pravoboku 21. února 1969 skončil nehodou. V plynovém generátoru druhého motoru došlo k vysokofrekvenčním vibracím, odtrhla se trubka pro odběr tlaku za turbínou, vytvořil se únik součástí, v ocasním prostoru začal hořet, což vedlo k porušení ovládání motoru systém, který vydal 68,7 sekund falešný příkaz k vypnutí motorů. Start však potvrdil správnost zvoleného dynamického schématu, dynamiky startu, procesů řízení LV, umožnil získat experimentální data o zatížení na LV a jeho síle, vlivu akustických zatížení na raketu a odpalovací systém, a některá další data, včetně provozních charakteristik v reálných podmínkách.
Druhé spuštění komplexu N1-LZ (č. 5L) bylo provedeno 3. července 1969 a také prošlo mimořádnou událostí. Podle závěru havarijní komise, které předsedal V. P. Mishin, bylo nejpravděpodobnějším důvodem zničení čerpadla okysličovadla osmého motoru bloku A při vstupu na hlavní stupeň.
Analýza testů, výpočty, výzkum a experimentální práce trvaly dva roky. Jako hlavní opatření bylo uznáno zlepšení spolehlivosti oxidačního čerpadla; zlepšení kvality výroby a montáže THA; instalace filtrů před čerpadla motoru, s vyloučením vniknutí cizích předmětů do něj; plnění před spuštěním a proplachování ocasní části bloku A za letu dusíkem a zavedení hasicího systému s freonem; zavedení konstrukčních prvků, zařízení a kabelů systémů umístěných v zadním prostoru bloku A do návrhu tepelné ochrany; změna uspořádání zařízení v něm za účelem zvýšení jejich odolnosti; zavedení blokování příkazu AED až na 50 s. let a nouzové stažení nosné rakety ze startu resetem napájení atd.
Třetí start raketového a vesmírného systému N1-LZ (č. 6L) byl proveden 27. června 1971 z levého startu. Všech 30 motorů bloku A vstoupilo do režimu předběžných a hlavních fází tahu podle standardního cyklogramu a fungovalo normálně, dokud nebyly vypnuty řídicím systémem na 50,1 s. Plynule se zvyšovalo o 14,5 s. dosáhl 145 °. Protože tým AED byl blokován až 50 s, let trval až 50, 1 s. se stal prakticky nezvladatelným.
Nejpravděpodobnější příčinou nehody je ztráta převrácení v důsledku působení dříve nezjištěných rušivých momentů překračujících dostupné řídicí momenty těl válců. Odhalený dodatečný klopný moment vznikl u všech motorů v chodu díky silnému vířivému proudění vzduchu ve spodní oblasti rakety, zhoršenému asymetrií toku kolem částí motoru vyčnívajících ze spodní části rakety.
Za necelý rok byly pod vedením M. V. Melnikova a B. A. Sokolova vytvořeny řídící motory 11D121, které zajišťovaly převrácení rakety. Provozovali oxidační plyn generátoru a palivo odebírané z hlavních motorů.
23. listopadu 1972 byl proveden čtvrtý start s raketou č. 7L, který prošel výraznými změnami. Řízení letu bylo prováděno komplexem palubního počítače podle příkazů gyro-stabilizované platformy vyvinuté Vědeckým výzkumným ústavem leteckého průmyslu. Mezi pohonné systémy patřily řídicí motory, hasicí systém, vylepšená mechanická a tepelná ochrana zařízení a palubní kabelová síť. Měřicí systémy byly doplněny malým rádiovým telemetrickým zařízením vyvinutým společností OKB MEI (hlavní konstruktér A. F. Bogomolov). Celkem měla raketa více než 13 000 senzorů.
Č. 7L letělo o 106, 93 s. Bez komentáře, ale za 7 s. před odhadovanou dobou oddělení prvního a druhého stupně došlo k téměř okamžitému zničení čerpadla okysličovadla motoru č. 4, což vedlo k vyřazení rakety.
Páté spuštění bylo naplánováno na čtvrté čtvrtletí roku 1974. V květnu byla na raketu č. 8L implementována veškerá konstrukční a konstrukční opatření k zajištění přežití produktu s přihlédnutím k předchozím letům a dodatečným studiím a byla zahájena instalace modernizovaných motorů.
Zdálo se, že dřív nebo později super-raketa poletí kam a jak by měla. Jmenovaný vedoucí TsKBEM, transformovaný na NPO Energia, v květnu 1974, akademik V. P. Glushko, s tichým souhlasem ministerstva generální stavby strojů (S. A. Afanasyev), Akademie věd SSSR (M. V. Keldysh), Vojensko-průmyslová komise Rady ministrů (L. V. Smirnov) a Ústřední výbor KSSS (D. F. Ustinov) zastavily veškeré práce na komplexu N1-LZ. V únoru 1976 byl projekt oficiálně ukončen vyhláškou ÚV KSSS a Rady ministrů SSSR. Toto rozhodnutí připravilo zemi o těžké lodě a priorita přešla na Spojené státy, které nasadily projekt Space Shuttle.
Celkové výdaje na průzkum Měsíce v rámci programu H1 -LZ do ledna 1973 činily 3,6 miliardy rublů, na vytvoření H1 - 2,4 miliardy. Byla zničena výrobní rezerva raketových jednotek, téměř veškerého vybavení technických, odpalovacích a měřících komplexů a byly odepsány náklady ve výši šesti miliard rublů.
Přestože byl při výrobě nosné rakety Energia plně využit návrh, výroba a technologický vývoj, provozní zkušenosti a zajištění spolehlivosti výkonného raketového systému a zjevně najde široké uplatnění v následujících projektech, je třeba poznamenat, že ukončení práce na H1 byla chybná. SSSR dobrovolně postoupil dlaň Američanům, ale hlavní je, že mnoho týmů projekčních kanceláří, výzkumných ústavů a továren ztratilo emocionální náboj nadšení a smysl pro oddanost myšlenkám průzkumu vesmíru, které do značné míry určují úspěch. zdánlivě nedosažitelných fantastických gólů.
