Tahun lalu, Roskosmos mengumumkan tender pengembangan roket kelas berat berdasarkan projek Angara yang ada, yang, antara lain, mampu menghantar kapal angkasa berawak ke bulan. Jelas sekali, kekurangan roket super berat Rusia yang dapat melemparkan muatan hingga 80 tan ke orbit menghalang banyak pekerjaan yang menjanjikan di angkasa dan di Bumi. Projek satu-satunya syarikat penerbangan domestik dengan ciri serupa, Energia-Buran, ditutup pada awal tahun 90an, walaupun menghabiskan 14, 5 bilion rubel (dalam harga tahun 80an) dan 13 tahun. Sementara itu, di USSR, roket super dengan ciri prestasi yang menakjubkan berjaya dikembangkan. Pembaca "VPK" ditawarkan cerita mengenai sejarah penciptaan roket N1.
Permulaan kerja pada H1 dengan mesin jet-cecair (LPRE) didahului oleh penyelidikan mengenai mesin roket yang menggunakan tenaga nuklear (NRE). Sesuai dengan keputusan pemerintah pada 30 Jun 1958, rancangan awal dibangunkan di OKB-1, yang disetujui oleh S. P. Korolev pada 30 Disember 1959.
OKB-456 (ketua pereka V. P. Glushko) Jawatankuasa Teknologi Pertahanan Negeri dan OKB-670 (M. M. OKB-1 mengembangkan tiga versi peluru berpandu dengan peluru berpandu berkuasa nuklear, dan yang ketiga ternyata paling menarik. Ini adalah roket raksasa dengan berat peluncuran 2000 tan dan jisim muatan hingga 150 tan. Tahap pertama dan kedua dibuat dalam bentuk paket blok roket kerucut, yang seharusnya memiliki sejumlah besar NK- 9 enjin roket propelan cecair dengan daya tuju 52 tan pada peringkat pertama. Tahap kedua merangkumi empat NRE dengan dorongan total 850 tf, dorongan tujahan khusus dalam kekosongan hingga 550 kgf / kg ketika menggunakan media kerja lain pada suhu pemanasan hingga 3500 K.
Prospek penggunaan hidrogen cair dalam campuran dengan metana sebagai cecair kerja dalam mesin roket nuklear ditunjukkan sebagai tambahan kepada keputusan di atas "Tentang Kemungkinan Ciri-ciri Roket Angkasa Menggunakan Hidrogen", yang disetujui oleh SP Korolev pada 9 September 1960. Namun, sebagai hasil kajian lanjutan, kesesuaian kenderaan peluncur berat dengan penggunaan mesin roket propelan cair pada semua tahap pada komponen bahan bakar yang dikuasai dengan penggunaan hidrogen sebagai bahan bakar telah menjadi jelas. Tenaga nuklear telah ditunda untuk masa depan.
Projek megah
Keputusan pemerintah 23 Jun 1960 "Mengenai penciptaan kenderaan pelancaran yang kuat, satelit, kapal angkasa dan penerokaan ruang angkasa pada tahun 1960-1967" sistem roket angkasa baru bertahun-tahun dengan massa pelancaran 1000-2000 tan, yang memastikan pelancaran kapal angkasa antara planet berat dengan jisim 60-80 tan ke orbit.
Sejumlah biro reka bentuk dan institusi ilmiah terlibat dalam projek yang bercita-cita tinggi. Pada enjin - OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) dan OKB-165 (AM Lyulka), pada sistem kawalan - NII-885 (N. A. Pilyugin) dan NII- 944 (VI Kuznetsov), di atas tanah kompleks - GSKB "Spetsmash" (VP Barmin), pada kompleks pengukuran - NII-4 MO (AI Sokolov), pada sistem untuk mengosongkan tangki dan mengatur nisbah komponen bahan bakar - OKB-12 (AS Abramov), untuk penyelidikan aerodinamik - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) dan NII-1 (V. Ya. Likhushin), mengikut teknologi pembuatan - V. M. Paton dari Akademi Sains SSR Ukraine (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), kilang Progress (A. Ya. Linkov), mengikut teknologi dan kaedah pengembangan eksperimen dan pemasangan semula pendirian - NII-229 (G. M. Tabakov) dan lain-lain.
Pereka secara konsisten memeriksa kenderaan pelancaran bertingkat dengan jisim pelancaran 900 hingga 2500 tan, sambil menilai kemungkinan teknikal mencipta dan kesediaan industri negara untuk pengeluaran. Pengiraan telah menunjukkan bahawa sebahagian besar tugas ketenteraan dan ruang angkasa diselesaikan dengan kenderaan pelancaran dengan muatan 70-100 tan, yang dilancarkan ke orbit dengan ketinggian 300 km.
Oleh itu, untuk kajian reka bentuk N1, muatan 75 tan digunakan dengan penggunaan bahan bakar oksigen-minyak tanah pada semua tahap mesin roket. Nilai jisim muatan ini sesuai dengan jisim pelancaran kenderaan pelancaran 2200 tan, dengan mempertimbangkan bahawa penggunaan hidrogen sebagai bahan bakar pada tahap atas akan meningkatkan jisim muatan hingga 90-100 tan dengan berat pelancaran yang sama. Kajian yang dilakukan oleh perkhidmatan teknologi kilang pembuatan dan institusi teknologi di negara ini menunjukkan tidak hanya kelayakan teknis untuk membuat kenderaan pelancaran dengan biaya dan waktu yang minimum, tetapi juga kesediaan industri untuk menghasilkannya.
Pada masa yang sama, kemungkinan eksperimen dan pengujian bangku unit LV dan tahap II dan III pada asas eksperimen NII-229 yang ada dengan pengubahsuaian minimum telah ditentukan. Pelancaran LV dibayangkan dari kosmodrom Baikonur, yang mana ia diperlukan untuk membuat struktur teknikal dan pelancaran yang sesuai di sana.
Juga, pelbagai skema susun atur dengan pembahagian langkah melintang dan membujur, dengan tangki galas dan bukan galas dipertimbangkan. Akibatnya, skema roket diadopsi dengan pembahagian tahap melintang dengan tangki bahan bakar sfera monoblock yang digantung, dengan pemasangan multi-mesin pada tahap I, II dan III. Pemilihan jumlah enjin dalam sistem pendorong adalah salah satu masalah asas dalam pembuatan kenderaan pelancaran. Setelah analisis, diputuskan untuk menggunakan enjin dengan daya tuju 150 tan.
Pada tahap I, II dan III pembawa, diputuskan untuk memasang sistem untuk memantau kegiatan organisasi dan pentadbiran KORD, yang mematikan mesin ketika parameter dikendalikannya menyimpang dari norma. Nisbah tujahan-ke-berat kenderaan pelancaran diambil sedemikian rupa sehingga semasa operasi yang tidak normal dari satu mesin di bahagian awal lintasan, penerbangan diteruskan, dan di bahagian terakhir dari penerbangan tahap pertama, sejumlah besar mesin dapat dimatikan tanpa menjejaskan tugas.
OKB-1 dan organisasi lain melakukan kajian khas untuk membenarkan pemilihan komponen propelan dengan analisis kemungkinan penggunaannya untuk kenderaan pelancaran N1. Analisis menunjukkan penurunan yang signifikan dalam jisim muatan (dengan jisim pelancaran tetap) dalam kes peralihan ke komponen bahan bakar mendidih tinggi, yang disebabkan oleh nilai dorongan daya tuju tertentu yang rendah dan peningkatan jisim tangki bahan api dan gas bertekanan kerana tekanan wap komponen yang lebih tinggi. Perbandingan pelbagai jenis bahan bakar menunjukkan bahawa oksigen cair - minyak tanah jauh lebih murah daripada AT + UDMH: dari segi pelaburan modal - dua kali, dari segi kos - lapan kali.
Kenderaan pelancaran H1 terdiri dari tiga tahap (blok A, B, C), saling berkaitan dengan ruang jenis transisi, dan blok kepala. Litar kuasa adalah shell rangka yang melihat beban luaran, di mana tangki bahan bakar, mesin dan sistem lain berada. Sistem pendorong tahap I terdiri daripada enjin 24 NK-15 (11D51) dengan dorongan 150 tf ke tanah, disusun dalam gelang, tahap II - lapan enjin yang sama dengan muncung ketinggian tinggi NK-15V (11D52), tahap III - empat NK- 19 (11D53) dengan muncung ketinggian tinggi. Semua enjin ditutup litar.
Instrumen sistem kawalan, telemetri dan sistem lain terletak di ruang khas pada tahap yang sesuai. LV dipasang pada peranti pelancaran dengan tumit sokongan sepanjang pinggiran akhir peringkat pertama. Susun atur aerodinamik yang digunakan memungkinkan untuk meminimumkan momen kawalan yang diperlukan dan menggunakan prinsip ketidakcocokan tuju enjin bertentangan pada kenderaan pelancaran untuk kawalan pitch dan roll. Oleh kerana tidak mungkin mengangkut seluruh ruang roket dengan kenderaan yang ada, pembagiannya menjadi elemen yang dapat diangkut telah diadopsi.
Berdasarkan tahap N1 LV, adalah mungkin untuk membuat rangkaian roket bersatu: N11 dengan penggunaan tahap II, III dan IV N1 LV dengan jisim permulaan 700 tan dan muatan 20 tan dalam satu Orbit AES dengan ketinggian 300 km dan N111 dengan penggunaan tahap III dan IV N1 LV dan tahap II roket R-9A dengan jisim pelancaran 200 tan dan muatan 5 tan di orbit satelit dengan ketinggian 300 km, yang dapat menyelesaikan pelbagai misi pertempuran dan ruang angkasa.
Kerja itu dilaksanakan di bawah pengawasan langsung S. P. Korolev, yang mengetuai Majlis Ketua Pereka, dan wakil pertamanya V. P. Mishin. Bahan reka bentuk (sejumlah 29 jilid dan 8 lampiran) pada awal bulan Julai 1962 dipertimbangkan oleh komisi pakar yang diketuai oleh Presiden Akademi Sains USSR M. V. Keldysh. Suruhanjaya menyatakan bahawa pembenaran LV H1 dilakukan pada tingkat ilmiah dan teknikal yang tinggi, memenuhi syarat untuk reka bentuk konseptual roket LV dan antarplanet, dan dapat digunakan sebagai dasar untuk pengembangan dokumentasi kerja. Pada masa yang sama, anggota suruhanjaya M. S. Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin dan beberapa yang lain bercakap mengenai perlunya melibatkan OKB-456 dalam pembangunan enjin untuk kenderaan pelancaran, tetapi V. P. Glushko menolak.
Dengan persetujuan bersama, pengembangan mesin dipercayakan kepada OKB-276, yang tidak memiliki bagasi teori dan pengalaman yang cukup dalam mengembangkan enjin roket propelan cecair dengan hampir tidak adanya pangkalan eksperimen dan bangku simpanan untuk ini.
Percubaan yang tidak berjaya tetapi membuahkan hasil
Suruhanjaya Keldysh menunjukkan bahawa tugas utama H1 adalah penggunaan tempurnya, tetapi dalam pekerjaan selanjutnya, tujuan utama roket super adalah ruang, terutama ekspedisi ke bulan dan kembali ke Bumi. Sebilangan besarnya, pilihan keputusan tersebut dipengaruhi oleh laporan program lunar berawak Saturn-Apollo di Amerika Syarikat. Pada 3 Ogos 1964, pemerintah USSR, dengan keputusannya, menggabungkan keutamaan ini.
Pada bulan Disember 1962, OKB-1 menyerahkan kepada GKOT "Data awal dan keperluan teknikal asas untuk reka bentuk kompleks pelancaran untuk roket N1" yang dipersetujui dengan ketua perancang. Pada 13 November 1963, Suruhanjaya Majlis Tertinggi Ekonomi Nasional Uni Soviet, dengan keputusannya, meluluskan jadual antara jabatan untuk pengembangan dokumentasi reka bentuk untuk kompleks struktur yang diperlukan untuk ujian penerbangan LV N1, tidak termasuk pembinaan itu sendiri dan sokongan bahan dan teknikal. MI Samokhin dan AN Ivannikov mengawasi pembuatan laman ujian di OKB-1 di bawah pengawasan ketat SP Korolev.
Pada awal tahun 1964, tunggakan keseluruhan kerja dari waktu yang dijadualkan adalah satu hingga dua tahun. Pada 19 Jun 1964, pemerintah terpaksa menangguhkan permulaan LCI menjadi 1966. Ujian reka bentuk penerbangan roket N1 dengan unit kepala ringkas sistem LZ (dengan kapal angkasa tanpa pemandu 7K-L1S dan bukannya LOK dan LK) bermula pada Februari 1969. Menjelang awal LKI, pengujian eksperimen unit dan rakitan, ujian bangku blok B dan V, ujian dengan roket 1M prototaip pada kedudukan teknikal dan pelancaran telah dilakukan.
Pelancaran pertama roket dan ruang angkasa N1-LZ (No. ЗЛ) dari pelancaran di sebelah kanan pada 21 Februari 1969 berakhir dengan kemalangan. Pada penjana gas enjin kedua, getaran frekuensi tinggi berlaku, paip pelepas tekanan di belakang turbin keluar, kebocoran komponen terbentuk, kebakaran bermula di ruang ekor, yang menyebabkan pelanggaran kawalan mesin sistem, yang mengeluarkan perintah palsu untuk mematikan enjin selama 68.7 saat. Walau bagaimanapun, pelancaran mengesahkan kebenaran skema dinamik yang dipilih, dinamika pelancaran, proses kawalan LV, memungkinkan untuk memperoleh data eksperimen mengenai beban pada LV dan kekuatannya, kesan beban akustik pada roket dan sistem pelancaran, dan beberapa data lain, termasuk ciri operasi dalam keadaan sebenar.
Pelancaran kedua kompleks N1-LZ (No. 5L) dilakukan pada 3 Julai 1969, dan juga mengalami kecemasan. Menurut kesimpulan suruhanjaya darurat yang dipengerusikan oleh V. P. Mishin, sebab yang paling mungkin adalah kemusnahan pam pengoksidaan enjin kelapan blok A ketika memasuki tahap utama.
Analisis ujian, pengiraan, penyelidikan dan kerja eksperimen berlangsung selama dua tahun. Meningkatkan kebolehpercayaan pam pengoksidaan diakui sebagai langkah utama; meningkatkan kualiti pembuatan dan pemasangan THA; pemasangan penapis di hadapan pam enjin, tidak termasuk masuknya benda asing ke dalamnya; pra-pelancaran pengisian dan pembersihan nitrogen bahagian ekor blok A dalam penerbangan dan pengenalan sistem pemadam api freon; pengenalan elemen struktur, peranti dan kabel sistem yang terletak di petak belakang blok A ke dalam reka bentuk perlindungan terma; mengubah susunan peranti di dalamnya untuk meningkatkan daya tahannya; pengenalan sekatan arahan AED hingga 50 s. penarikan penerbangan dan kecemasan kenderaan pelancaran dari awal dengan tetapan semula bekalan kuasa, dll.
Pelancaran ketiga sistem roket dan ruang angkasa N1-LZ (No. 6L) dilakukan pada 27 Jun 1971 dari pelancaran kiri. Semua 30 enjin Blok A memasuki modus tujahan tahap awal dan utama sesuai dengan siklogram standard dan berfungsi normal sehingga dimatikan oleh sistem kawalan selama 50.1 s. Secara berterusan meningkat sebanyak 14.5 s. mencapai 145 °. Oleh kerana pasukan AED disekat sehingga 50 s, penerbangannya mencapai 50, 1 s. menjadi tidak terkawal secara praktikal.
Penyebab kemalangan yang paling mungkin adalah kehilangan kawalan gulungan kerana tindakan yang sebelumnya tidak dikira kerana momen mengganggu melebihi momen kawalan yang tersedia dari badan gulungan. Momen gulungan tambahan yang diturunkan muncul dengan semua mesin berjalan kerana aliran udara pusaran yang kuat di kawasan bawah roket, diperburuk oleh asimetri aliran di sekitar bahagian enjin yang menonjol dari bahagian bawah roket.
Tidak sampai setahun, di bawah kepimpinan M. V. Melnikov dan B. A. Sokolov, enjin stereng 11D121 diciptakan untuk menyediakan kawalan roket. Mereka menggunakan gas penjana pengoksidaan dan bahan bakar yang diambil dari enjin utama.
Pada 23 November 1972, pelancaran keempat dibuat dengan roket No. 7L, yang mengalami perubahan yang ketara. Pengendalian penerbangan dilakukan oleh kompleks komputer di atas kapal sesuai dengan perintah platform stabil giro yang dikembangkan oleh Institut Penyelidikan Ilmiah Industri Pesawat. Sistem pendorong termasuk mesin stereng, sistem pemadam kebakaran, perlindungan mekanikal dan haba peranti yang lebih baik dan rangkaian kabel on-board. Sistem pengukuran dilengkapi dengan peralatan telemetri radio bersaiz kecil yang dikembangkan oleh OKB MEI (ketua pereka A. F. Bogomolov). Secara keseluruhan, roket itu mempunyai lebih daripada 13,000 sensor.
No. 7L terbang dengan 106, 93 p. Tanpa komen, tetapi dalam 7 s. sebelum jangka masa pemisahan tahap pertama dan kedua, berlaku hampir seketika pemusnahan pam pengoksida enjin No. 4, yang menyebabkan penghapusan roket.
Pelancaran kelima dijadualkan pada suku keempat 1974. Menjelang bulan Mei, semua langkah reka bentuk dan konstruktif untuk memastikan daya tahan produk, dengan mempertimbangkan penerbangan sebelumnya dan kajian tambahan, telah dilaksanakan di roket No. 8L, dan pemasangan enjin yang ditingkatkan telah dimulakan.
Nampaknya lambat laun super roket akan terbang ke mana dan bagaimana seharusnya. Walau bagaimanapun, ketua TsKBEM yang dilantik, berubah menjadi NPO Energia, pada bulan Mei 1974, Ahli akademik V. P. Glushko, dengan persetujuan diam-diam Kementerian Pembinaan Mesin Umum (S. A. Afanasyev), Akademi Sains USSR (M. V. Keldysh), Suruhanjaya Ketenteraan-Perindustrian Majlis Menteri (L. V. Smirnov) dan Jawatankuasa Pusat CPSU (D. F. Ustinov) menghentikan semua kerja di kompleks N1-LZ. Pada bulan Februari 1976, projek ini secara rasmi ditutup dengan keputusan Jawatankuasa Pusat CPSU dan Majlis Menteri USSR. Keputusan ini menghilangkan negara dari kapal-kapal berat, dan keutamaan diberikan kepada Amerika Syarikat, yang mengerahkan proyek Space Shuttle.
Jumlah perbelanjaan untuk penerokaan Bulan di bawah program H1-LZ pada Januari 1973 berjumlah 3.6 bilion rubel, untuk penciptaan H1 - 2.4 bilion. Cadangan pengeluaran unit peluru berpandu, hampir semua peralatan kompleks teknikal, pelancaran dan pengukuran musnah, dan biaya dalam jumlah enam bilion rubel dihapus.
Walaupun reka bentuk, pengeluaran dan perkembangan teknologi, pengalaman operasi dan memastikan kebolehpercayaan sistem roket yang kuat digunakan sepenuhnya dalam penciptaan kenderaan pelancaran Energia dan, jelas, akan mendapat aplikasi yang luas dalam projek-projek berikutnya, perlu diperhatikan bahawa penamatan kerja pada H1 adalah salah. USSR secara sukarela menyerahkan telapak tangan kepada orang Amerika, tetapi yang utama ialah banyak pasukan biro reka bentuk, institusi penyelidikan dan kilang telah kehilangan semangat emosi dan rasa setia kepada idea-idea penerokaan ruang angkasa, yang sebahagian besarnya menentukan pencapaiannya dari matlamat hebat yang nampaknya tidak dapat dicapai
