Главная » Трейдинг » Н 1 советская сверхтяжелая ракета носитель. История царь- ракеты

Н 1 советская сверхтяжелая ракета носитель. История царь- ракеты

Сверхтяжелую ракету-носитель Н-1 прозвали «Царь-ракетой» за ее большие размеры (стартовый вес почти 2500 тонн, высота – 110 метров), а также поставленные в ходе работ над ней цели. Ракета должна была способствовать укреплению обороноспособности государства, продвижению научных и народно-хозяйственных программ, а также пилотируемым межпланетным перелетам. Однако, подобно известным своим тезкам – Царь-колоколу и Царь-пушке – данное конструкторское изделие так и не удалось использовать по прямому назначению.

Над созданием тяжелой сверхракеты в СССР начали задумываться еще в конце 1950-х годов. Идеи и предположения по ее разработке аккумулировались в королевском ОКБ-1. Среди вариантов – предполагалось применение конструкторского задела от запустившей первые советские спутники ракеты Р-7 и даже разработка ядерной двигательной установки. Наконец к 1962 году экспертная комиссия, а позднее и руководство страны избрали компоновку с вертикальной конструкцией ракеты, которая смогла бы вывести на орбиту груз массой до 75 тонн (масса забрасываемого к Луне груза – 23 тонн, к Марсу – 15 тонн). Тогда же удалось внедрить и разработать большое количество уникальных технологий – бортовую вычислительную машину, новые методы сварки, решетчатые крылья, систему аварийного спасения космонавтов и многое другое.

Первоначально ракета предназначалась для вывода на околоземную орбиту тяжелой орбитальной станции с последующей перспективой для сборки ТМК – тяжелого межпланетного корабля для совершения полетов к Марсу и Венере. Однако позднее было принято запоздалое решение о включении СССР в «лунную гонку» с доставкой человека на поверхность Луны. Таким образом, программа по созданию ракеты Н-1 была форсирована и она фактически превратилась в носитель для экспедиционного космического корабля ЛЗ в комплексе Н-1-ЛЗ.

Прежде чем определиться с конечной схемой ракеты-носителя, создателям пришлось оценить не менее 60 различных вариантов, от полиблочных до моноблочных как параллельного, так и последовательного деления ракеты на ступени. Для каждого из этих вариантов были проведены соответствующие всесторонние анализы как преимуществ, так и недостатков, включая технико-экономическое обоснование проекта.

В ходе проведения предварительных исследований создатели вынуждены были отказаться от полиблочной схемы с параллельным делением на ступени, хотя данная схема уже была опробована на Р-7 и позволяла транспортировать готовые элементы ракеты-носителя (двигательные установки, баки) с завода на космодром по ж/д. Сборка ракеты и проверка производилась на месте. Данная схема была отвергнута по причине неоптимального сочетания массовых затрат и дополнительных гидро-, механических, пневмо- и электросвязей между блоками ракеты. В итоге на передний план вышла моноблочная схема, которая предполагала использование ЖРД с преднасосами, которые позволяли снизить толщину стенок (а значит и массу) баков, а также уменьшить давление газа наддува.

Проект ракеты Н-1 во многом был необычен, но главными его отличительными чертами стали оригинальная схема со сферическими подвесными баками, а также несущей внешней обшивкой, которая подкреплялась силовым набором (использовалась самолетная схема «полумонокок») и кольцевым размещением ЖРД на каждой из ступеней. Благодаря такому техническому решению, применительно к первой ступени ракеты во время старта и ее подъема, воздух из окружающей атмосферы выхлопными струями ЖРД эжактировался во внутреннее пространство под баком. В результате этого возникало подобие очень большого воздушно-реактивного двигателя, который включал в себя всю нижнюю часть конструкции 1-й ступени. Даже без воздушного дожигания выхлопа ЖРД данная схема обеспечивала ракете значительную прибавку тяги, увеличивая ее общую эффективность.

Ступени ракеты Н-1 между собой соединялись специальными переходными фермами, через которые могли абсолютно свободно истекать газы в случае горячего запуска двигателей следующих ступеней. Управление ракетой по каналу крена осуществлялось при помощи управляющих сопел, в которые подавался газ, отводимый туда после турбонасосных агрегатов (ТНА), по каналам тангажа и курса управление производилось при помощи рассогласования тяги противоположных ЖРД.

По причине невозможности транспортировать ступени сверхтяжелой ракеты железнодорожным транспортом, создатели предлагали внешнюю оболочку Н-1 выполнить разъемной, а ее топливные баки производить из листовых заготовок («лепестков») уже непосредственно на самом космодроме. Данная идея первоначально не укладывалась в голове членов экспертной комиссии. Поэтому, приняв в июле 1962 года эскизный проект ракеты Н-1, члены комиссии рекомендовали дополнительно проработать вопросы доставки ступеней ракеты в собранном виде, к примеру, при помощи дирижабля.

Во время защиты эскизного проекта ракеты комиссии было представлено 2 варианта ракеты: с применением в качестве окислителя АТ или жидкого кислорода. При этом вариант с жидким кислородом рассматривался в качестве основного, так как ракета при использовании АТ-НДМГ топлива обладала бы более низкими характеристиками. В стоимостном выражении создание двигателя на жидком кислороде представлялось более экономным. При этом, по мнению представителей ОКБ-1, в случае возникновения на борту ракеты аварийной ситуации кислородный вариант представлялся более безопасным, чем вариант с использованием окислителя на основе АТ. Создатели ракеты помнили о катастрофе Р-16, которая произошла в октябре 1960 года и работала на самовоспламеняющихся токсичных компонентах.

При создании многодвигательного варианта ракеты Н-1 Сергей Королев опирался, прежде всего, на концепцию повышения надежности всей двигательной установки, путем возможного отключения во время полета дефектных ЖРД. Данный принцип нашел свое применение в системе контроля работы двигателей – КОРД, которая была предназначена для обнаружения и выключения неисправных двигателей.

На установке именно ЖРД двигателей настаивал Королев. Не имея инфраструктурных и технологических возможностей затратного и рискованного создания передовых высокоэнергетичных кислород-водородных двигателей и отстаивая применение более токсичных и мощных гептил-амиловых двигателей, ведущее по двигателестроению КБ Глушко не стало заниматься двигателями для Н1, после чего их разработка была поручена КБ Кузнецова. Стоит отметить, что специалистам данного КБ удалось добиться наивысшего ресурсного и энергетического совершенства для двигателей кислород-керосинового типа. На всех ступенях ракеты-носителя топливо располагалось в оригинальных шаровых баках, которые были подвешены на несущей оболочке. При этом двигатели КБ Кузнецова оказались недостаточно мощными, что привело к тому, что их пришлось устанавливать в больших количествах, что в конечном итоге привело к ряду негативных эффектов.

Комплект конструкторской документации на Н-1 был готов к марту 1964 года, работы по летно-конструкторским испытаниям (ЛКИ) планировалось начать в 1965 году, но по причине неподкрепления проекта финансированием и ресурсами этого не случилось. Сказывалось отсутствие интереса к данному проекту – Минобороны СССР, так как полезная нагрузка ракеты и круг задач не были обозначены конкретно. Тогда Сергей Королев попытался заинтересовать в ракете политическое руководство государства, предложив использовать ракету в лунной миссии. Данное предложение было принято. 3 августа 1964 года вышло соответствующее постановление правительства, срок начала ЛКИ по ракете сдвигался на 1967-1968 годы.

Для выполнения миссии по доставке на орбиту Луны 2-х космонавтов с высадкой одного их них на поверхность требовалось увеличить грузоподъемность ракеты до 90-100 тонн. Для этого требовались решения, которые бы не привели к коренным изменениям эскизного проекта. Такие решения были найдены – установка дополнительных 6 двигателей ЖРД в центральной части днища блока «А», изменение азимута пуска, снижение высоты опорной орбиты, увеличение заправки топливных баков с помощью переохлаждения горючего и окислителя. Благодаря этому грузоподъемность Н-1 удалось увеличить до 95 тонн, а стартовая масса выросла до 2800-2900 тонн. Эскизный проект ракеты Н-1-ЛЗ для лунной программы был подписан Королевым 25 декабря 1964 года.

В следующем году схема ракеты претерпела изменения, от эжекции было решено отказаться. Проток воздуха был закрыт введением специального хвостового отсека. Отличительной чертой ракеты являлась массовая отдача по полезному грузу, которая была уникальна для советских ракет. На это работала вся несущая схема, при которой каркас и баки не образовывали единого целого. При этом достаточно небольшая площадь компоновки из-за использования больших сферических баков вела к уменьшению полезного груза, а с другой стороны чрезвычайно высокие характеристики двигателей, исключительно малая удельная масса баков и уникальные конструкторские решения ее увеличивали.

Все ступени ракеты именовались блоками «А», «Б», «В» (в лунной версии они использовались для вывода корабля на околоземную орбиту), блоки «Г» и «Д» предназначались для разгона корабля от Земли и торможения у Луны. Уникальная схема ракеты Н-1, все ступени которой были конструктивно подобны, позволяла перенести результаты испытаний 2-й ступени ракеты на 1-ю. Возможные нештатные ситуации, которые не удалось «поймать» на земле, предполагалось проверить в полете.

21 февраля 1969 года состоялся первый пуск ракеты, затем последовало еще 3 запуска. Все они оказались неудачными. Хотя в ходе некоторых стендовых испытаний двигатели НК-33 показали себя очень надежными, большинство возникающих проблем было связаны именно с ними. Проблемы Н-1 были связаны с разворачивающим моментом, сильной вибрацией, гидродинамическим ударом (во время включения двигателей), электрическими помехами и прочими неучтенными эффектами, которые были вызваны одновременной работой такого большого числа двигателей (на первой ступени – 30) и большими размерами самого носителя.

Данные трудности было невозможно установить до начала полетов, так как ради экономии денежных средств не были произведены дорогостоящие наземные стенды для проведения огневых и динамических испытаний всего носителя или хотя бы 1-й его ступени в сборе. Результатом этого стало испытание сложного изделия непосредственно в полете. Данный достаточно спорный подход в конечном итоге привел к череде аварий ракеты-носителя.

Некоторые связывают неудачу проекта с тем, что у государства с самого начала не было определенной четкой позиции, наподобие стратегической ставки Кеннеди на лунную миссию. Шараханья хрущевского, а затем брежневского руководства в отношении эффективных стратегий и задач космонавтики подтверждаются документально. Так один из разработчиков «Царь-ракеты» Сергей Крюков отмечал, что комплекс Н-1 погиб не столько по вине технических трудностей, а потому, что стал разменной монетой в игре личных и политических амбиций.

Еще один ветеран отрасли Вячеслав Галяев, считает, что определяющим фактором неудач, помимо отсутствия должного внимания со стороны государства, было банальное неумение работать со столь сложными объектами, добиваясь при этом утверждения критериев качества и надежности, а также неготовность советской науки на тот момент времени к реализации столь масштабной программы. Так или иначе, в июне 1974 года работы по комплексу Н1-ЛЗ были остановлены. Имеющийся по данной программе задел был уничтожен, а затраты (в размере 4-6 млрд. рублей в ценах 1970 года) просто списаны.

Источники информации:

Н-1 прозвали «Царь-ракетой» за ее большие размеры (стартовый вес почти 2500 тонн, высота – 110 метров), а также поставленные в ходе работ над ней цели. Ракета должна была способствовать укреплению обороноспособности государства, продвижению научных и народно-хозяйственных программ, а также пилотируемым межпланетным перелетам.Однако, подобно известным своим тезкам – Царь-колоколу и Царь-пушке – данное конструкторское изделие так и не удалось использовать по прямому назначению.

Над созданием тяжелой сверхракеты в СССР начали задумываться еще в конце 1950-х годов. Идеи и предположения по ее разработке аккумулировались в королевском ОКБ-1. Среди вариантов – предполагалось применение конструкторского задела от запустившей первые советские спутники ракеты Р-7 и даже разработка ядерной двигательной установки. Наконец к 1962 году экспертная комиссия, а позднее и руководство страны избрали компоновку с вертикальной конструкцией ракеты, которая смогла бы вывести на орбиту груз массой до 75 тонн (масса забрасываемого к груза – 23 тонн, к – 15 тонн). Тогда же удалось внедрить и разработать большое количество уникальных технологий – бортовую вычислительную машину, новые методы сварки, решетчатые крылья, систему аварийного спасения космонавтов и многое другое.

К грандиозному проекту привлекался целый ряд конструкторских бюро и научных институтов:
- по двигателям – ОКБ-456 (В. П. Глушко), ОКБ-276 (Н. Д. Кузнецов) и ОКБ-165 (A. M. Люлька);
- по системам управления – НИИ-885 (Н. А. Пилюгин) и НИИ-944 (В. И. Кузнецов);
- по наземному комплексу – ГСКБ «Спецмаш» (В. П. Бармин);
- по измерительному комплексу – НИИ-4 МО (А. И. Соколов);
- по системе опорожнения баков и регулирования соотношения компонентов топлива – ОКБ-12 (А. С. Абрамов);
- по аэродинамическим исследованиям – НИИ-88 (Ю. А. Мозжорин), ЦАГИ (В. М. Мясищев) и НИИ-1 (В. Я. Лихушин);
- по технологии изготовления – Институт сварки им. Патона АН УССР (Б. Е. Патон), НИТИ-40 (Я. В. Колупаев), завод «Прогресс» (А. Я. Линьков);
- по технологии и методике экспериментальной отработки и дооборудованию стендов – НИИ-229 (Г. М. Табаков) и др.

Справка:

Начало работам по комплексу положило Постановление Правительства от 23 июня 1960 года «О создании мощных ракет-носителей, спутников, космических кораблей и освоении космического пространства в 1960-1967 гг.».

Для проектных проработок ракеты-носителя (РН) Н1 был принят полезный груз массой 75 т с использованием на всех ступенях ЖРД на компонентах топлива кислород-керосин. Этому значению массы полезного груза соответствовала стартовая масса РН 2200 т, а применение на верхних ступенях в качестве горючего жидкого водорода позволяло увеличить массу полезного груза до 90-100 т при той же стартовой массе.

На базе ступеней РН Н1 можно было создать унифицированный ряд ракет:

Н11 - с применением II, III и IV ступеней РН Н1 со стартовой массой 700 т и полезным грузом массой 20 т на ОИСЗ высотой 300 км
Н111- с применением III и IV ступеней РН Н1 и II ступени ракеты Р-9А со стартовой массой 200 т и полезным грузом 5 т на ОИСЗ высотой 300 км.

Работы по комплексу Н1 проводились под прямым руководством С.П. Королева, возглавлявшего Совет главных конструкторов. После смерти С.П. Королева в 1966 году руководство работами по Н1-Л3 принял на себя его первый заместитель В.П. Мишин.

3 августа 1964 года выходит Постановление Правительства, в котором впервые было определено, что важнейшей задачей в исследовании космического пространства с помощью ракеты-носителя Н1 является освоение Луны с высадкой экспедиции на ее поверхность и последующим возвращением ее на Землю. Ракетный комплекс, в состав которого входили РН Н1 и лунная система Л3 для посылки на поверхность Луны с последующим возвращением на экипажа в составе двух человек (с посадкой на Луну одного человека), получила обозначение Н1-Л3.

Работы велись под прямым руководством С.П.Королева, возглавлявшего Совет главных конструкторов, и его первого заместителя В.П.Мишина. Проектные материалы (всего 29 томов и 8 приложений) в начале июля 1962 года рассмотрела экспертная комиссия во главе с президентом АН СССР М.В.Келдышем.

Комиссия отметила, что обоснование РН Н1 выполнено на высоком научно-техническом уровне, отвечает требованиям, предъявляемым к эскизным проектам РН и межпланетных ракет, и может быть положено в основу разработки рабочей документации. Вместе с тем члены комиссии М.С.Рязанский, В.П.Бармин, А.Г.Мрыкин и некоторые другие высказались о необходимости привлечь ОКБ-456 к разработке двигателей для РН, но В.П.Глушко отказался.

По взаимному согласию разработку двигателей поручили ОКБ-276, которое не имело достаточного теоретического багажа и опыта разработки ЖРД при практически полном отсутствии экспериментальной и стендовой баз для этого.

Слева направо: R-7 ICBM, Sputnik, Vostok (Luna), Vostok, Molniya, Voskhod, Soyuz, Progress, Soyuz-Fregat, UR500, Proton-K, Proton-K Blok-D (Zond), Proton-K Blok-DM (Integral), N1, Zenit-2, Zenit-3SL, Energia-Polyus, Energia-Buran, UR-100N Rockot, SS-20, SS-25, Start-1, Start, and Human figure for scale (1.8m tall).

Прежде чем определиться с конечной схемой ракеты-носителя, создателям пришлось оценить не менее 60 различных вариантов, от полиблочных до моноблочных как параллельного, так и последовательного деления ракеты на ступени. Для каждого из этих вариантов были проведены соответствующие всесторонние анализы как преимуществ, так и недостатков, включая технико-экономическое обоснование проекта. Конструкторы последовательно рассмотрели многоступенчатые ракеты-носители со стартовой массой от 900 до 2500 т, одновременно оценив технические возможности создания и подготовленность промышленности страны к производству. Расчеты показали, что большинство задач военного и космического назначения решаются ракетой-носителем с полезным грузом 70–100 т, выводимым на орбиту высотой 300 км.

Приняли схему ракеты с поперечным делением ступеней при подвесных моноблочных сферических топливных емкостях, с многодвигательными установками на I, II и III ступенях. Выбор количества двигателей в составе двигательной установки является одной из принципиальных проблем при создании ракеты-носителя. После проведенного анализа было принято решение о применении двигателей с тягой 150 тонн.

На I, II и III ступенях носителя решили установить систему контроля организационно-распорядительной деятельности КОРД, которая отключала двигатель при отклонении его контролируемых параметров от нормы. Тяговооруженность РН приняли такой, что при нештатной работе одного двигателя на начальном участке траектории полет продолжался, а на последних участках полета I ступени можно было отключать и большее число двигателей без ущерба для выполнения задачи.

ОКБ-1 и другие организации провели специальные исследования по обоснованию выбора компонентов топлива с анализом целесообразности применения их для РН Н1. Анализ показал значительное уменьшение массы полезного груза (при постоянной стартовой массе) в случае перехода на высококипящие компоненты топлива, что обусловливается низкими значениями удельного импульса тяги и увеличением массы топлива баков и газов наддува из-за более высокой упругости паров этих компонентов. Сравнение разных видов топлива показало, что жидкий кислород – керосин значительно дешевле АТ+НДМГ: по капвложениям – в два раза, по себестоимости – в восемь раз.

Для выполнения миссии по доставке на Луны 2-х космонавтов с высадкой одного их них на поверхность требовалось увеличить грузоподъемность ракеты до 90-100 тонн.

Для этого требовались решения, которые бы не привели к коренным изменениям эскизного проекта. Такие решения были найдены – установка дополнительных 6 двигателей ЖРД в центральной части днища блока «А», изменение азимута пуска, снижение высоты опорной орбиты, увеличение заправки топливных баков с помощью переохлаждения горючего и окислителя. Благодаря этому грузоподъемность Н-1 удалось увеличить до 95 тонн, а стартовая масса выросла до 2800-2900 тонн. Эскизный проект ракеты Н-1-ЛЗ для лунной программы был подписан Королевым 25 декабря 1964 года.

Ракета Н1 в сборочном комплексе, видны 30 маршевых двигателей НК-15

Место Королева на посту руководителя ОКБ-1 (с 1966 года - Центральное конструкторское бюро экспериментального машиностроения, ЦКБЭМ) занял Василий Мишин. К сожалению, этот замечательный конструктор не обладал тем упорством, которое позволяло Королеву реализовывать свои устремления. Многие до сих пор полагают, что именно преждевременная смерть Королева и «мягкотелость» Мишина стали основной причиной краха проекта ракеты «Н-1» и, как следствие, советской лунной программы. Это наивное заблуждение.

Потому что чудес не бывает: еще на стадии проектирования в конструкции ракеты «Н-1» появилось несколько ошибочных решений, которые и привели к катастрофе.

Но обо всем по порядку.

Александр Песляк, обозреватель РИА Новости.

Тяжелый носитель Н1 называли Царь-ракетой - за размеры (высота -110 метров, стартовый вес - около 2500 тонн), поставленные в ходе работы над ним цели - укрепление обороноспособности, продвижение народно-хозяйственных и научных программ, пилотируемые межпланетные перелеты. Но, подобно кремлевским тезкам - Царь-пушке и Царь-колоколу - это изделие ни разу не сработало.

Премьера 21 февраля 1969 года оборвалась на высоте 14 км: пожар вызвал срабатывание системы отключения двигателей. Громада рухнула в степь. Еще трижды тысячи тонн металла, топлива, тонких трубок и мощных креплений пытались оторваться от Земли. С болью смотрел Главный конструктор Борис Дорофеев и сотни его коллег, как исполины в течение десятков секунд преодолевали земное притяжение - и разбивались.

Задумывалась сверхракета еще в конце 1950-х годов в королевском ОКБ-1. Среди вариантов - использование конструкторского задела от запустившей первые спутники знаменитой Р-7, создание ядерной двигательной установки для другого ракетного комплекса. Наконец, после раскачки в 1962 году экспертная комиссия (а затем и властные инстанции) избрали компоновку с вертикальной конструкцией, способную вывести на околоземную орбиту до 75 тонн полезной нагрузки (к Луне - 23 тонны, к Марсу - 15 тонн). Тогда удалось разработать и внедрить массу уникальных технологий - новые методы сварки, бортовую вычислительную машину, систему аварийного спасения космонавтов, решетчатые крылья…

Королев привлекал внимание маршалов и Хрущева к возможности запустить одной ракетой целую эскадру спутников-разведчиков и истребителей, ударить по любой точке земной поверхности прямо из космоса - а сам серьезно готовил марсианский проект еще в 1962 году (но вынужден был переориентировать Н1 на лунную программу уже год спустя).

Отставание СССР от США в космосе к концу 1960-х годов было уже очевидным. Просто перечислить факторы, приведшие к этому - еще не анализ. Но совокупность была гремучей. Уход из жизни в 1966 г. С.П.Королева, сложное положение нового Главного конструктора Василия Мишина, непоследовательность власти, военных в развитии программы и целей Н1. А ведь президент Академии наук Мстислав Келдыш трижды предлагал вновь - как и Королев в самом начале - сориентировать программу на полет к Марсу, а не на Луну. Перегрузка промышленности и бюджета, параллельно развивавшиеся программы («Союз», станция «Алмаз»). Соперничество и личные отношения Главных конструкторов (известен разрыв Королева с двигателистом Валентином Глушко из-за подхода к программе Н1), возвышение Владимира Челомея (и альтернативной программы облета Луны благодаря ракете «Протон»), в том числе и благодаря «семье» (сын Хрущева работал заместителем Челомея). Отдельного разговора заслуживают нестыковки, хроническое запаздывание со сроками в жесткой цепочке кооперации: пяти министерствам серьезно досталось за отставание от графика в начале 1967 года.

Ошибочным или нет было резкое прекращение работ по Н1? Мнения разнятся. Одни считают, что решение это лишило страну возможности запускать тяжелые (межпланетные) корабли, миллиардные затраты (по оценкам, от 4 до 6 млрд рублей) ушли в никуда - обернулись крышами для гаражей и детскими площадками в городе Ленинске. А создание нового тяжелого носителя «Энергия» фактически с нуля потребовало еще 13 лет труда и 14,5 млрд рублей. Главное же - коллективы десятков НИИ, КБ, заводов «утратили эмоциональный заряд энтузиазма и чувство преданности идеям освоения космоса, которые являются одними из определяющих при достижении, на первый взгляд, совершенно недосягаемых фантастических целей», как отметили авторы книги о полувековой истории РКК «Энергия».

Другие полагают, что дело не столько в крутом решении академика Валентина Глушко. Некоторые ветераны космонавтики полагают, что у государства изначально не было четкой позиции, подобной стратегической ставке Кеннеди на лунную высадку. Шараханья хрущевского руководства и невнятность брежневского в отношении задач, эффективных стратегий космонавтики подтверждаются документально. Один из создателей «Царь-ракеты» Сергей Крюков отмечал: «Комплекс Н1, отнявший столько средств, сил и лет, погиб не столько из-за технических трудностей, а потому, что стал разменной монетой в игре политических и личных амбиций».

Среди участников проекта есть мнение, что неактивную позицию занимали сами руководители отрасли и ведущих предприятий (даже включая самого С.П. Королева), которые не могли последовательно отстоять целеполагание и этапность освоения ближнего и дальнего космоса. Ветеран отрасли Вячеслав Галяев считает, что определяющими причинами неуспеха, кроме отсутствия внимания со стороны государства, было также неумение работать со сложными объектами, добиваясь утверждения критериев надежности и качества; наконец, неготовность науки к реализации такой программы, как Н1.

Двигателист Виктор Хаспеков одну из причин технологической драмы Н1 видит в слишком долгих дебатах вокруг размерности двигателя - а в результате при пониженной тяге (150 тонн - при готовности Глушко дать 600 тонн и более) оказалась низкой и суммарная надежность всего комплекса. «На недоведенность, сырость движков у нас как бы закрывали глаза, потому что гонка с Америкой шла вовсю. В зачет при выборочных испытаниях шли 120 секунд работы при научно обоснованном запасе в 160 секунд, шло и меньшее количество включений». Подшипники превращались в квадратные, в насосах находили шайбы и иные предметы. А контроль был выборочным, как в авиации: брали «на пробу» один двигатель - и по нему судили обо всей партии изделий.

Однако самарцы считают иначе: «Высокая надежность двигателей была подтверждена большой положительной статистикой, полученной в процессе стендовой отработки - 221 испытанием 76 двигателей в широком диапазоне (существенно превышающем требования ТЗ) изменения внешних и внутренних факторов.

Надежность многократного запуска была подтверждена на 24 экземплярах двигателей с кратностью повторений запусков до 10 на одном двигателе» («Аэрокосмическое обозрение», 2006, №3). Роковые НК-33 успешно довели до многоразового применения - но было поздно. А за ними и через 30 лет охотились американцы, японцы.

Довелось слышать и более жесткий анализ: валить вину на недоведенность двигателей было выгодно тем, кто сам не соблюдал критериев надежности и установленных норм.

Каковы же уроки создания уже двух тяжелых носителей - Н1 и «Энергии», ставших ненужными без обеспеченной целевой нагрузки? Волюнтаризм, шапкозакидательство, расчет на авось, засилье бюрократии, внутриотраслевая «феодальная» система, отсутствие четких долговременных программ и определенных общегосударственных приоритетов, борьба амбиций, техническая и технологическая отсталость - вот список части причин, которые мешали советской космонавтике на равных с американцами бороться за Луну. Востребованность носителя - вот оселок для проверки.

Ныне об отечественном космическом ракетостроении говорится мало, это в частности, отражено и в Федеральной космической программе на 2006-2015 гг.: лишь в середине емкого текста одиноко разместился абзац, что наши носители - наиболее надежные в мире. Но большинство их работает на токсичных компонентах топлива. Другой недостаток - в том, что стоимость выведения спутника на орбиту уже поднялась до сравнимой с зарубежными конкурентами.

Что же в «тяжелых» планах Роскосмоса и конструкторской мысли? Только в планах на 2026-2040 гг. - создание носителя сверхтяжелого класса и завершение строительства на дальневосточном космодроме инфраструктуры для осуществления полетов на Луну и ее освоения. Готовность же марсонавтов и их корабля неизбежно будет увязываться с эффективностью текущих программ, наработкой сопутствующих, международным сотрудничеством и неизбежно - с устранением последствий финансового кризиса.

В разработке у американцев находятся проекты тяжелых носителей. НАСА планирует иметь ракету «Арес-5» (высота -116м, стартовый вес - 3 700 т, полезная нагрузка - более 180 т на низкую околоземную орбиту, более 70 т на переходную к Луне орбиту). Нынешняя общеевропейская 700-тонная «Ариан-5» выводит, соответственно, 6 т и 9,5 т полезной нагрузки.

В 2012 году Роскосмос объявил тендер на разработку ракеты тяжелого класса на базе существующего проекта «Ангара», способной в числе прочего доставить пилотируемый космический корабль на Луну. Очевидно, что отсутствие у России сверхтяжелых ракет, которые могут забросить на орбиту до 80 тонн грузов, тормозит многие перспективные работы в космосе и на Земле.

Проект единственного отечественного носителя с аналогичными характеристиками «Энергия-Буран» был закрыт в начале 90-х годов, несмотря на потраченные 14,5 миллиарда рублей (в ценах 80-х) и 13 лет. Между тем в СССР успешно разрабатывалась суперракета с потрясающими воображение ТТХ. Вниманию читателей предлагается рассказ об истории создания ракеты Н1.

Началу работ над ракетой Н1 с жидкостно-реактивным двигателем (ЖРД) предшествовали исследования по ракетным двигателям с использованием ядерной энергии (ЯРД). В соответствии с постановлением правительства от 30 июня 1958 года в ОКБ-1 был разработан эскизный проект, утвержденный С.П.Королевым 30 декабря 1959 года.

К созданию ЯРД подключились ОКБ-456 (главный конструктор В.П.Глушко) Госкомитета оборонной техники и ОКБ-670 (М.М.Бондарюк) Госкомитета по авиатехнике. ОКБ-1 разработало три варианта ракет с ЯРД, и наиболее интересным оказался третий. Он представлял собой гигантскую ракету со стартовой массой 2000 т и массой полезного груза до 150 т. Первая и вторая ступени выполнялись в виде пакетов из конических ракетных блоков, которые должны были иметь на первой ступени большое количество ЖРД НК-9 тягой по 52 тс. Вторая ступень включала четыре ЯРД суммарной тягой 850 тс, удельным импульсом тяги в пустоте до 550 кгс.с/кг при использовании другого рабочего тела при температуре нагрева до 3500 К.

Перспективность использования жидкого водорода в смеси с метаном в качестве рабочего тела в ЯРД была показана в дополнении к указанному постановлению «О возможных характеристиках космических ракет с использованием водорода», утвержденном С.П. Королевым 9 сентября 1960 года. Однако в результате дальнейших проработок выяснилась целесообразность тяжелых ракет-носителей с использованием на всех ступенях жидкостных ракетных двигателей на освоенных компонентах топлива с применением водорода в качестве горючего. Ядерную энергию отложили на перспективу.

Грандиозный проект

Постановлением правительства от 23 июня 1960 года «О создании мощных ракет-носителей, спутников, космических кораблей и освоении космического пространства в 1960–1967 годах» предусматривалось проведение в 1960–1962-м проектно-конструкторской проработки и необходимого объема исследований в целях создания в ближайшие годы новой космической ракетной системы со стартовой массой 1000–2000 т, обеспечивающей вывод на орбиту тяжелого межпланетного космического корабля массой 60–80 т.

К грандиозному проекту привлекался целый ряд конструкторских бюро и научных институтов:
— по двигателям – ОКБ-456 (В. П. Глушко), ОКБ-276 (Н. Д. Кузнецов) и ОКБ-165 (A. M. Люлька);
— по системам управления – НИИ-885 (Н. А. Пилюгин) и НИИ-944 (В. И. Кузнецов);
— по наземному комплексу – ГСКБ «Спецмаш» (В. П. Бармин);
— по измерительному комплексу – НИИ-4 МО (А. И. Соколов);
— по системе опорожнения баков и регулирования соотношения компонентов топлива – ОКБ-12 (А. С. Абрамов);
— по аэродинамическим исследованиям – НИИ-88 (Ю. А. Мозжорин), ЦАГИ (В. М. Мясищев) и НИИ-1 (В. Я. Лихушин);
— по технологии изготовления – Институт сварки им. Патона АН УССР (Б. Е. Патон), НИТИ-40 (Я. В. Колупаев), завод «Прогресс» (А. Я. Линьков);
— по технологии и методике экспериментальной отработки и дооборудованию стендов – НИИ-229 (Г. М. Табаков) и др.

Конструкторы последовательно рассмотрели многоступенчатые ракеты-носители со стартовой массой от 900 до 2500 т, одновременно оценив технические возможности создания и подготовленность промышленности страны к производству. Расчеты показали, что большинство задач военного и космического назначения решаются ракетой-носителем с полезным грузом 70–100 т, выводимым на орбиту высотой300 км.

Поэтому для проектных проработок ракеты Н1 был принят полезный груз массой 75 т с использованием на всех ступенях ЖРД топлива кислород – керосин . Этому значению массы полезного груза соответствовала стартовая масса ракеты-носителя (РН) 2200 тонн с учетом, что применение на верхних ступенях водорода в качестве горючего позволит увеличить массу полезного груза до 90–100 т при той же стартовой массе.

Исследования, проведенные технологическими службами заводов-изготовителей и технологическими институтами страны, показали не только техническую возможность создания такой РН с минимальными затратами средств и сроков, но и готовность промышленности к ее производству.

Ракета Н1 в сборочном комплексе, видны 30 маршевых двигателей НК-15

Одновременно были определены возможности экспериментальной и стендовой отработки агрегатов РН и блоков II и III ступеней на существующей экспериментальной базе НИИ-229 с минимальными доработками. Пуски РН предусматривались с космодрома Байконур, для чего требовалось создать там соответствующие технические и стартовые сооружения.

Также были рассмотрены различные компоновочные схемы с поперечным и продольным делением ступеней, с несущими и ненесущими баками. В результате приняли схему ракеты с поперечным делением ступеней при подвесных моноблочных сферических топливных емкостях, с многодвигательными установками на I, II и III ступенях. Выбор количества двигателей в составе двигательной установки является одной из принципиальных проблем при создании ракеты-носителя. После проведенного анализа было принято решение о применении двигателей с тягой 150 тонн.

Ракета-носитель Н1 состояла из трех ступеней (блоки А, Б, В), соединенных между собой переходными отсеками ферменного типа, и головного блока. Силовая схема представляла собой каркасную оболочку, воспринимающую внешние нагрузки, внутри которой размещались топливные баки, двигатели и другие системы. В состав двигательной установки I ступени входили 24 двигателя НК-15 (11Д51) тягой на земле по 150 тс, расположенных по кольцу, II ступени – восемь таких же двигателей с высотным соплом НК-15В (11Д52), III ступени – четыре двигателя НК-19 (11Д53) с высотным соплом. Все двигатели имели замкнутую схему.

Приборы системы управления, телеметрии и других систем располагались в специальных отсеках на соответствующих ступенях. На стартовое устройство РН устанавливалась опорными пятами по периферии торца I ступени. Принятая аэродинамическая компоновка позволяла свести к минимуму потребные управляющие моменты и использовать на РН для управления по тангажу и крену принцип рассогласования тяги противоположных двигателей. Из-за невозможности транспортирования целых отсеков ракеты существующими транспортными средствами принято их членение на транспортабельные элементы.

На базе ступеней РН Н1 можно было создать унифицированный ряд ракет, которые могли решать широкий круг боевых и космических задач :
— Н11 с применением II, III и IV ступеней РН Н1 со стартовой массой 700 т и полезным грузом массой 20 т на орбите ИСЗ высотой 300 км;
— Н111 с применением III и IV ступеней РН Н1 и II ступени ракеты Р-9А со стартовой массой 200 т и полезным грузом массой 5 т на орбите ИСЗ высотой 300 км.

Неудачные, но плодотворные испытания

Комиссия Келдыша указывала, что первоочередной задачей Н1 является ее боевое использование, но в ходе дальнейших работ главным назначением суперракеты стал космос, в первую очередь экспедиция на Луну и возвращение на Землю. В значительной степени на выбор такого решения повлияли сообщения о лунной пилотируемой программе «Сатурн-Аполлон» в США. 3 августа 1964 года правительство СССР своим постановлением закрепило этот приоритет.

В декабре 1962 года ОКБ-1 представило в ГКОТ согласованные с главными конструкторами «Исходные данные и основные технические требования на проектирование стартового комплекса для ракеты Н1». 13 ноября 1963-го комиссия ВСНХ СССР своим решением одобрила межведомственный график разработки проектной документации по комплексу сооружений, необходимых для летной отработки РН Н1, исключив само строительство и материально-техническое обеспечение. Работами по созданию полигонного комплекса в ОКБ-1 руководили М.И.Самохин и А.Н.Иванников под пристальным вниманием С.П.Королева.

К началу 1964 года общее отставание работ от предусмотренных сроков составило один-два года. 19 июня 1964-го правительству пришлось перенести начало ЛКИ на 1966 год. Летно-конструкторские испытания ракеты Н1 с упрощенным головным блоком системы ЛЗ (с беспилотным кораблем 7К-Л1С вместо ЛОК и ЛК) начались в феврале 1969-го. К началу ЛКИ были проведены экспериментальная отработка узлов и агрегатов, стендовые испытания блоков Б и В, испытания с макетным образцом ракеты 1М на технической и стартовой позициях.

Первый пуск ракетно-космического комплекса Н1-ЛЗ (№ ЗЛ) с правого старта 21 февраля 1969 года закончился аварией . В газогенераторе второго двигателя возникли высокочастотные колебания, оторвался штуцер отбора давления за турбиной, образовалась течь компонентов, начался пожар в хвостовом отсеке, что привело к нарушению системы контроля работы двигателей, которая на 68,7 секунды выдала ложную команду на выключение двигателей.

Однако пуск подтвердил правильность выбранной динамической схемы, динамики старта, процессов управления РН, позволил получить опытные данные по нагрузкам на РН и ее прочности, воздействию акустических нагрузок на ракету и стартовую систему и некоторые другие данные, в том числе эксплуатационные характеристики в реальных условиях.

Второй пуск комплекса Н1-ЛЗ (№ 5Л) провели 3 июля 1969 года, и он также прошел аварийно . По заключению аварийной комиссии под председательством В.П.Мишина наиболее вероятной причиной послужило разрушение насоса окислителя восьмого двигателя блока А при выходе на главную ступень.

Анализ испытаний, расчетов, исследований и экспериментальных работ длился два года. Основными мероприятиями были признаны повышение надежности насоса окислителя; улучшение качества изготовления и сборки ТНА; установка перед насосами двигателя фильтров, исключающих попадание в него посторонних предметов; заполнение перед стартом и продувка азотом хвостового отсека блока А в полете и введение фреоновой системы пожаротушения; введение в конструкцию теплозащиты элементов конструкции, приборов и кабелей систем, расположенных в хвостовом отсеке блока А; изменение расположения приборов в нем в целях повышения их живучести; введение блокировки команды АВД до 50 с. полета и аварийный увод РН от старта по сбросу питания и т.п.

Третий запуск ракетно-космической системы Н1-ЛЗ (№ 6Л) был проведен 27 июня 1971 года с левого старта . Все 30 двигателей блока А вышли на режим предварительной и главной ступеней тяги в соответствии со штатной циклограммой и нормально функционировали до их выключения системой управления на 50,1 с., однако с начала полета наблюдалось ненормальное протекание процесса стабилизации по крену, а рассогласование по углу вращения непрерывно увеличивалось и к 14,5 с. достигало 145°. Поскольку команда АВД была заблокирована до 50 с., полет до 50,1 с. стал практически неуправляемым.

Наиболее вероятная причина аварии – потеря управляемости по крену из-за действия неучтенных ранее возмущающих моментов, превышающих располагаемые управляющие моменты органов крена. Выявленный дополнительный момент крена возник при всех работающих двигателях из-за мощного вихревого потока воздуха в задонной области ракеты, усугубившегося несимметричностью обтекания выступающих за днище ракеты деталей двигателей.

Менее чем за год под руководством М.В.Мельникова и Б.А.Соколова были созданы рулевые двигатели 11Д121 для обеспечения управления ракетой по крену. Они работали на отбираемых от основных двигателей окислительном генераторном газе и горючем.

23 ноября 1972 года произвели четвертый пуск ракетой № 7Л , претерпевшей значительные изменения. Управление полетом осуществлял бортовой вычислительный комплекс по командам гиростабилизированной платформы разработки НИИ АП. В состав двигательных установок ввели рулевые двигатели, систему пожаротушения, улучшили механическую и тепловую защиту приборов и бортовой кабельной сети. Измерительные системы доукомплектовали малогабаритной радиотелеметрической аппаратурой разработки ОКБ МЭИ (главный конструктор А.Ф.Богомолов). Всего на ракете имелось более 13000 датчиков.

№ 7Л пролетела без замечаний 106,93 с., но за 7 с. до расчетного времени разделения первой и второй ступеней произошло практически мгновенное разрушение насоса окислителя двигателя № 4, что привело к ликвидации ракеты.

Пятый пуск намечался на четвертый квартал 1974 года . К маю на ракете № 8Л были реализованы все проектные и конструктивные мероприятия по обеспечению живучести изделия с учетом предыдущих полетов и дополнительных исследований, начался монтаж модернизированных двигателей.

Казалось, суперракета рано или поздно полетит куда и как надо. Однако назначенный в мае 1974 года руководитель ЦКБЭМ, преобразованного в НПО «Энергия», академик В.П.Глушко с молчаливого согласия Министерства общего машиностроения (С.А.Афанасьев), Академии наук СССР (М.В.Келдыш), Военно-промышленной комиссии Совмина (Л.В.Смирнов) и ЦК КПСС (Д.Ф.Устинов) прекратил все работы по комплексу Н1-ЛЗ. В феврале 1976 года проект официально закрыли постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР. Это решение лишило страну тяжелых кораблей, и приоритет перешел к США, развернувшим проект «Спейс шаттл» .

Полные затраты на освоение Луны по программе Н1-ЛЗ к январю 1973 года составили 3,6 миллиарда рублей, на создание Н1 – 2,4 миллиарда. Производственный задел ракетных блоков, практически все оборудование технического, стартового и измерительных комплексов было уничтожено, а затраты в сумме 6 млрд. рублей списаны.

Хотя проектно-конструкторские, производственно-технологические разработки, опыт эксплуатации и обеспечения надежности мощной ракетной системы в полной мере использовались при создании ракеты-носителя «Энергия» и, очевидно, найдут широкое применение в последующих проектах, необходимо отметить ошибочность прекращения работ по Н1.

СССР добровольно уступил пальму первенства американцам, но главное – многие коллективы КБ, НИИ и заводов потеряли эмоциональный заряд энтузиазма и чувство преданности идеям освоения космоса , которые во многом определяют достижение, на первый взгляд, недосягаемых фантастических целей.

Запуски носителя Н1

Хотя на отдельных стендовых испытаниях двигатели показали себя достаточно надёжными, большинство возникавших проблем с носителем было вызвано вибрацией, гидродинамическим ударом (при выключении двигателей), разворачивающим моментом и другими неучтёнными эффектами, вызванными одновременной работой такого большого количества двигателей и большой размерностью носителя, что было невозможно выявить до полётов ввиду того, что в целях экономии средств не были созданы дорогостоящие наземные стенды для динамических и огневых тестов всего носителя или первой ступени в сборке.

Все запуски носителя Н1 производились с площадки № 110 (с двумя стартовыми столами) космодрома Байконур .

Первый пуск носителя Н1 (изделие 3Л) с беспилотным кораблем «Зонд-М (7К-Л1С, 11Ф92) » в качестве полезной нагрузки 21 февраля 1969 года закончился аварийно. В результате пожара в хвостовом отсеке (двигатель № 2) и нарушения в работе системы контроля двигателей, эта система на 68,7 с выдала ложную команду на выключение всех двигателей, за которым последовал подрыв носителя на высоте 12,2 км.

Второй пуск носителя Н1 (изделие 5Л) с беспилотным кораблем «Зонд-М (7К-Л1С, 11Ф92)» и макетом лунного посадочного корабля (Т2К-ЛК, 11Ф94) комплекса Л3 был проведён 3 июля 1969 года и также закончился аварийно из-за ненормальной работы двигателя № 8 блока А и выключения всех двигателей на 23 с полета, после чего носитель упал на место старта. В результате крупнейшего в истории ракетостроения взрыва один стартовый стол был полностью разрушен, а второй - серьёзно повреждён. По заключению аварийной комиссии под председательством В. П. Мишина причиной аварии было разрушение насоса окислителя двигателя. На анализ результатов испытаний, дополнительные расчёты, исследования и экспериментальные работы и восстановление стартовых столов ушло два года.

Третий запуск носителя Н1 (изделие 6Л) с макетом беспилотного лунного орбитального корабля (7К-ЛОК, 11Ф93) и макетом лунного посадочного корабля (Т2К-ЛК, 11Ф94) комплекса Л3 был проведён 27 июня 1971 года . Все 30 двигателей блока А вышли на режим предварительной и главной ступеней тяги в соответствии со штатной циклограммой и нормально функционировали, однако в результате нерасчетного разворачивающего момента при манёвре увода от стартового стола уже со старта ракета набрала крен и продолжала неуправляемый полет, не обеспечивавший выведение на орбиту. Поскольку ради гарантий сохранности стартового компплекса команда аварийного выключения двигателей была заблокирована до 50 с, их выключение системой контроля и подрыв потерявшего головную часть и начавшего разрушаться носителя произведены на 51 с и высоте 1 км. Для обеспечения управления ракетой по крену менее чем за год были созданы боковые рулевые двигатели, работающие на окислительном генераторном газе и горючем, отбираемых от основных двигателей.

Ссылки

Дополнительные ссылки

Советские программы лунных пилотируемых полетов и запуски Н1
Советские программы лунных пилотируемых полетов и судьба Н1
История советских программ лунных пилотируемых полетов и Н1
«Царь-ракета. Прерванный полет». Документальный фильм. Телестудия Роскосмоса

Советская и российская ракетно-космическая техника

Wikimedia Foundation . 2010 .

Смотреть что такое "Н1 (ракета-носитель)" в других словарях:

Ракета-носитель "Протон" - 16 июля 1965 года состоялся первый пуск ракеты УР 500 в двухступенчатом варианте с научной космической станцией Протон 1 весом в 12 тонн, наименование которой впоследствии закрепилось и за ракетой носителем. Задание на проектирование носителя… … Энциклопедия ньюсмейкеров

Ракета-носитель - Союз с пилотируемым космическим кораблем (СССР). РАКЕТА НОСИТЕЛЬ, многоступенчатая ракета для выведения в космос искусственного спутника Земли, космических кораблей, автоматических межпланетных станций и другого полезного груза. До 90% массы… … Иллюстрированный энциклопедический словарь

Ракета-носитель тяжелого класса "Ангара-А5" - принадлежит к новому семейству ракет носителей модульного типа Ангара, которое включает в себя носители от легкого до тяжелого классов. Головным разработчиком и производителем космического ракетного комплекса Ангара является ФГУП Государственный … Энциклопедия ньюсмейкеров

Н 1 советская сверхтяжелая ракета носитель. История царь- ракеты

Запуски носителя Н1

Ссылки

Дополнительные ссылки

Смотреть что такое "Н1 (ракета-носитель)" в других словарях:

Популярное