Geçen yıl, Roskosmos, diğer şeylerin yanı sıra, insanlı bir uzay aracını aya ulaştırma yeteneğine sahip, mevcut Angara projesine dayanan ağır sınıf bir roketin geliştirilmesi için bir ihale ilan etti. Açıkçası, Rusya'nın 80 tona kadar kargoyu yörüngeye fırlatabilen süper ağır roket eksikliği, uzayda ve Dünya'da umut vaat eden birçok çalışmayı engelliyor. Benzer özelliklere sahip tek yerli taşıyıcı olan Energia-Buran'ın projesi, harcanan 14, 5 milyar rubleye (80'lerin fiyatlarında) ve 13 yıla rağmen 90'ların başında kapatıldı. Bu arada, SSCB'de çarpıcı performans özelliklerine sahip bir süper roket başarıyla geliştirildi. "VPK" okuyucularına N1 roketinin yaratılış tarihi hakkında bir hikaye sunuluyor.
Bir sıvı jet motoru (LPRE) ile H1 üzerinde çalışmanın başlangıcından önce, nükleer enerji (NRE) kullanan roket motorları üzerine araştırmalar yapıldı. 30 Haziran 1958 tarihli bir hükümet kararnamesi uyarınca, OKB-1'de 30 Aralık 1959'da S. P. Korolev tarafından onaylanan bir ön tasarım geliştirildi.
Devlet Savunma Teknolojisi Komitesi'nden OKB-456 (baş tasarımcı V. P. Glushko) ve OKB-670 (M. M. OKB-1, nükleer enerjili füzelere sahip üç füze versiyonu geliştirdi ve üçüncüsü en ilginç olanıydı. 2000 ton fırlatma ağırlığına ve 150 tona kadar yük kütlesine sahip dev bir roketti. Birinci ve ikinci aşamalar, çok sayıda NK- olması gereken konik roket blok paketleri şeklinde yapıldı. İlk aşamada 52 ton itme gücüne sahip 9 sıvı yakıtlı roket motoru. İkinci aşama, toplam 850 tf itme gücüne sahip dört NRE, 3500 K'ye kadar bir ısıtma sıcaklığında başka bir çalışma ortamı kullanıldığında 550 kgf / kg'a kadar boşlukta belirli bir itme darbesi içeriyordu.
9 Eylül 1960'ta SP Korolev tarafından onaylanan yukarıdaki "Hidrojen Kullanan Uzay Roketlerinin Olası Özellikleri Üzerine" kararnamesine ek olarak, bir nükleer roket motorunda çalışma sıvısı olarak metan ile bir karışımda sıvı hidrojen kullanma olasılığı gösterildi.. Bununla birlikte, daha ileri çalışmalar sonucunda, ağır fırlatma araçlarının, yakıt olarak hidrojenin kullanılmasıyla, ana yakıt bileşenlerinde tüm aşamalarda sıvı yakıtlı roket motorlarının kullanılmasıyla uygunluğu netleşti. Nükleer enerji geleceğe ertelendi.
görkemli proje
23 Haziran 1960 tarihli hükümet kararnamesi "1960-1967'de güçlü fırlatma araçlarının, uyduların, uzay gemilerinin ve uzay araştırmalarının yaratılması hakkında", fırlatma kütlesi 1000-2000 ton olan yeni bir uzay roketi sisteminin fırlatılmasını sağlar. yörüngeye 60-80 ton kütleli ağır gezegenler arası uzay aracı.
Bu iddialı projede bir dizi tasarım bürosu ve bilimsel enstitü yer aldı. Motorlarda - OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) ve OKB-165 (AM Lyulka), kontrol sistemlerinde - NII-885 (N. A. Pilyugin) ve NII-944 (VI Kuznetsov), yerde kompleks - GSKB "Spetsmash" (VP Barmin), ölçüm kompleksinde - NII-4 MO (AI Sokolov), tankları boşaltma ve yakıt bileşenlerinin oranını düzenleme sisteminde - aerodinamik araştırma için OKB-12 (AS Abramov) - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) ve NII-1 (V. Ya. Likhushin), üretim teknolojisine göre - V. M. Ukrayna SSR Bilimler Akademisi'nden Paton (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), İlerleme tesisi (A. Ya. Linkov), teknolojiye ve stantların deneysel geliştirme ve güçlendirme yöntemlerine göre - NII-229 (G. M. Tabakov) ve diğerleri.
Tasarımcılar, yaratmanın teknik olanaklarını ve ülke endüstrisinin üretime hazırlığını değerlendirirken, fırlatma kütlesi 900 ila 2500 ton arasında olan çok aşamalı fırlatma araçlarını sürekli olarak incelediler. Hesaplamalar, askeri ve uzay amaçlı görevlerin çoğunun, 300 km yükseklikte bir yörüngeye fırlatılan 70-100 tonluk bir yüke sahip bir fırlatma aracı tarafından çözüldüğünü göstermiştir.
Bu nedenle, N1'in tasarım çalışmaları için roket motorunun tüm aşamalarında oksijen-kerosen yakıtı kullanılarak 75 tonluk bir yük kabul edildi. Yükün kütlesinin bu değeri, yakıt olarak hidrojenin üst aşamalarda kullanılmasının, yükün kütlesini 90-100 tona kadar artıracağı dikkate alındığında, 2200 tonluk fırlatma aracının fırlatma kütlesine karşılık geldi. aynı fırlatma ağırlığı. Ülkenin üretim tesislerinin ve teknoloji enstitülerinin teknolojik hizmetleri tarafından yürütülen çalışmalar, yalnızca böyle bir fırlatma aracının minimum maliyet ve zamanla yaratılmasının teknik fizibilitesini değil, aynı zamanda endüstrinin üretime hazır olduğunu da göstermiştir.
Aynı zamanda, NII-229'un mevcut deneysel tabanı üzerinde AG üniteleri ve blok II ve III aşamalarının minimum modifikasyonlarla deneysel ve tezgah testi olanakları belirlendi. LV lansmanları, orada uygun teknik ve fırlatma yapılarının oluşturulmasının gerekli olduğu Baikonur kozmodromundan tasarlandı.
Ayrıca, taşıyıcı ve yataksız tanklarla enine ve boyuna basamak bölmeli çeşitli yerleşim şemaları dikkate alındı. Sonuç olarak, I, II ve III aşamalarında çok motorlu kurulumlarla, askıya alınmış monoblok küresel yakıt tankları ile enine bir aşama bölümü ile bir roket şeması kabul edildi. Tahrik sistemindeki motor sayısının seçimi, bir fırlatma aracının yaratılmasındaki temel sorunlardan biridir. Analizden sonra 150 ton itme gücüne sahip motorların kullanılmasına karar verildi.
Taşıyıcının I, II ve III aşamalarında, kontrollü parametreleri normdan saptığında motoru kapatan KORD'un organizasyonel ve idari faaliyetlerini izlemek için bir sistem kurulmasına karar verildi. Fırlatma aracının itme-ağırlık oranı, yörüngenin ilk bölümünde bir motorun anormal çalışması sırasında uçuşun devam edeceği ve ilk aşama uçuşunun son bölümlerinde daha fazla sayıda motorun olabileceği şekilde alınmıştır. göreve halel getirmeksizin kapatılmalıdır.
OKB-1 ve diğer kuruluşlar, N1 fırlatma aracı için kullanma fizibilitesinin bir analizi ile itici bileşenlerin seçimini haklı çıkarmak için özel çalışmalar yürütmüştür. Analiz, yüksek kaynama noktalı yakıt bileşenlerine geçiş durumunda (sabit bir fırlatma kütlesi ile) yükün kütlesinde önemli bir azalma olduğunu gösterdi; bu, belirli itme itme kuvvetinin düşük değerlerinden ve Bu bileşenlerin daha yüksek buhar basıncı nedeniyle yakıt tankları ve basınçlı gazların kütlesi. Farklı yakıt türlerinin karşılaştırılması, sıvı oksijen - kerosenin AT + UDMH'den çok daha ucuz olduğunu gösterdi: sermaye yatırımları açısından - iki kez, maliyet açısından - sekiz kat.
H1 fırlatma aracı, geçiş kafes tipi bölmelerle birbirine bağlanan üç aşamadan (A, B, C blokları) ve bir kafa bloğundan oluşuyordu. Güç devresi, içinde yakıt depoları, motorlar ve diğer sistemlerin bulunduğu dış yükleri algılayan bir çerçeve kabuğuydu. Aşama I'in tahrik sistemi, zeminde 150 tf itme gücüne sahip 24 NK-15 (11D51) motordan oluşuyordu, bir halka halinde düzenlenmiş, II - yüksek irtifa nozülü NK-15V (11D52) olan aynı motorların sekizi, aşama III - yüksek irtifa ağızlığına sahip dört NK- 19 (11D53). Tüm motorlar kapalı devre idi.
Kontrol sistemi, telemetri ve diğer sistemlerin aletleri, uygun aşamalarda özel bölmelere yerleştirildi. LV, ilk aşamanın sonunun çevresi boyunca destekleyici topuklarla fırlatma cihazına kuruldu. Kabul edilen aerodinamik düzen, gerekli kontrol anlarını en aza indirmeyi ve yunuslama ve yuvarlanma kontrolü için fırlatma aracındaki karşıt motorların itme uyumsuzluğu ilkesini kullanmayı mümkün kıldı. Tüm roket bölmelerinin mevcut araçlarla taşınmasının imkansızlığı nedeniyle, taşınabilir elemanlara bölünmesi benimsenmiştir.
N1 LV aşamaları temelinde, birleşik bir roket serisi oluşturmak mümkün oldu: N11 LV'nin II, III ve IV aşamalarının kullanımıyla 700 tonluk bir başlangıç kütlesi ve 20 tonluk bir yük ile N11. N1 LV'nin III ve IV aşamaları ve 200 ton fırlatma kütlesi ve uyduların yörüngesinde 5 tonluk bir yük ile R-9A roketinin II aşamasının kullanımıyla 300 km ve N111 rakımlı AES yörüngesi çok çeşitli savaş ve uzay görevlerini çözebilecek 300 km'lik bir irtifa.
Çalışma, Baş Tasarımcılar Konseyi'ne başkanlık eden S. P. Korolev ve ilk yardımcısı V. P. Mishin'in doğrudan gözetimi altında gerçekleştirildi. Temmuz 1962'nin başındaki tasarım materyalleri (toplam 29 cilt ve 8 ek), SSCB Bilimler Akademisi Başkanı M. V. Keldysh başkanlığındaki bir uzman komisyonu tarafından değerlendirildi. Komisyon, LV H1'in gerekçesinin yüksek bilimsel ve teknik düzeyde gerçekleştirildiğini, AG ve gezegenler arası roketlerin kavramsal tasarımlarının gereksinimlerini karşıladığını ve çalışma belgelerinin geliştirilmesi için temel olarak kullanılabileceğini kaydetti. Aynı zamanda, komisyon üyeleri M. S. Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin ve diğerleri, OKB-456'yı fırlatma araçları için motorların geliştirilmesine dahil etme gereği hakkında konuştular, ancak V. P. Glushko reddetti.
Karşılıklı anlaşma ile, motorların geliştirilmesi, yeterli teorik bagaja ve sıvı yakıtlı roket motorlarının geliştirilmesinde deneyime sahip olmayan OKB-276'ya emanet edildi ve bunun için neredeyse tamamen deneysel ve tezgah üsleri yoktu.
Başarısız ama verimli denemeler
Keldysh Komisyonu, H1'in birincil görevinin savaş kullanımı olduğunu belirtti, ancak daha fazla çalışma sırasında, süper roketin ana amacı, öncelikle aya bir keşif ve Dünya'ya dönüş olan uzaydı. Büyük ölçüde, böyle bir kararın seçimi, Amerika Birleşik Devletleri'ndeki Satürn-Apollo insanlı ay programının raporlarından etkilendi. 3 Ağustos 1964'te SSCB hükümeti kararnamesiyle bu önceliği pekiştirdi.
Aralık 1962'de OKB-1, baş tasarımcılarla anlaşılan "N1 roketi için fırlatma kompleksinin tasarımı için ilk veriler ve temel teknik gereksinimler" GKOT'a sundu. 13 Kasım 1963'te, SSCB Ulusal Ekonomi Yüksek Konseyi Komisyonu, kararıyla, LV N1'in uçuş testi için gerekli bir yapı kompleksi için tasarım belgelerinin geliştirilmesi için bölümler arası bir programı onayladı. inşaatın kendisi ve malzeme ve teknik destek. MI Samokhin ve AN Ivannikov, SP Korolev'in yakın gözetimi altında OKB-1'deki test sahasının oluşturulmasını denetledi.
1964 yılının başında, planlanan zamandan itibaren toplam iş birikimi bir ila iki yıldı. 19 Haziran 1964'te hükümet, LCI'nin başlangıcını 1966'ya ertelemek zorunda kaldı. LZ sisteminin basitleştirilmiş bir baş ünitesine sahip N1 roketinin uçuş tasarım testleri (LOK ve LK yerine 7K-L1S insansız uzay aracı ile) Şubat 1969'da başladı. LKI'nin başlangıcında, ünitelerin ve montajların deneysel testleri, B ve V bloklarının tezgah testleri, teknik ve fırlatma pozisyonlarında prototip 1M roketi ile testler yapıldı.
N1-LZ roket ve uzay kompleksinin (No. ЗЛ) 21 Şubat 1969'da sancak tarafındaki lansmanından ilk lansmanı bir kazayla sonuçlandı. İkinci motorun gaz jeneratöründe yüksek frekanslı titreşimler meydana geldi, türbinin arkasındaki basınç alma borusu çıktı, bileşenlerde bir sızıntı oluştu, kuyruk bölmesinde motor kontrolünün ihlaline yol açan bir yangın başladı. motorları 68.7 saniyeliğine kapatmak için yanlış bir komut veren sistem. Bununla birlikte, fırlatma, seçilen dinamik şemanın, fırlatma dinamiklerinin, AG kontrol işlemlerinin doğruluğunu teyit etti, AG üzerindeki yükler ve gücü, akustik yüklerin roket ve fırlatma sistemi üzerindeki etkisi hakkında deneysel veriler elde etmeyi mümkün kıldı, ve gerçek koşullarda operasyonel özellikler de dahil olmak üzere diğer bazı veriler.
N1-LZ kompleksinin (No. 5L) ikinci lansmanı 3 Temmuz 1969'da gerçekleştirildi ve aynı zamanda acil bir durumdan geçti. V. P. Mishin başkanlığındaki acil durum komisyonunun sonucuna göre, en olası sebep, ana aşamaya girerken A bloğunun sekizinci motorunun oksitleyici pompasının tahrip olmasıydı.
Testlerin, hesaplamaların, araştırmaların ve deneysel çalışmaların analizi iki yıl sürdü. Oksitleyici pompasının güvenilirliğinin arttırılması ana önlemler olarak kabul edildi; THA'nın imalat ve montaj kalitesinin iyileştirilmesi; içine yabancı cisimlerin girmesi hariç, motor pompalarının önüne filtrelerin takılması; A bloğunun kuyruk bölümünün kalkış öncesi dolumu ve nitrojen tahliyesi ve bir freon yangın söndürme sisteminin tanıtılması; A bloğunun kıç bölmesinde bulunan sistemlerin yapısal elemanlarının, cihazlarının ve kablolarının termal koruma tasarımına dahil edilmesi; hayatta kalmalarını artırmak için içindeki cihazların düzenini değiştirmek; AED komutunun 50 s'ye kadar bloke edilmesi. Fırlatma aracının güç kaynağı sıfırlaması vb. ile başlangıçtan itibaren uçuş ve acil olarak geri çekilmesi.
N1-LZ roket ve uzay sisteminin (No. 6L) üçüncü lansmanı 27 Haziran 1971'de sol fırlatmadan gerçekleştirildi. Blok A'nın 30 motorunun tümü, standart siklograma göre ön ve ana itme aşamaları moduna girdi ve kontrol sistemi tarafından 50,1 saniye süreyle kapatılıncaya kadar normal şekilde çalıştı, sürekli olarak 14,5 saniye arttı. 145 ° ulaştı. AED ekibi 50 s'ye kadar bloke olduğu için uçuş 50, 1 s'ye kadar çıktı. pratik olarak yönetilemez hale geldi.
Kazanın en olası nedeni, yuvarlanma gövdelerinin mevcut kontrol momentlerini aşan daha önce hesaba katılmamış rahatsız edici momentlerin hareketi nedeniyle yuvarlanma kontrolünün kaybedilmesidir. Ortaya çıkan ek yuvarlanma momenti, roketin alt bölgesindeki güçlü girdap hava akışı nedeniyle çalışan tüm motorlarla ortaya çıktı ve roketin altından çıkıntı yapan motor parçalarının etrafındaki akışın asimetrisi tarafından ağırlaştırıldı.
Bir yıldan kısa bir süre içinde, M. V. Melnikov ve B. A. Sokolov liderliğinde, roketin yuvarlanma kontrolünü sağlamak için 11D121 direksiyon motorları oluşturuldu. Ana motorlardan alınan oksitleyici jeneratör gazı ve yakıtla çalıştılar.
23 Kasım 1972'de, önemli değişikliklere uğrayan 7L roketi ile dördüncü fırlatma yapıldı. Uçuş kontrolü, Uçak Endüstrisi Bilimsel Araştırma Enstitüsü tarafından geliştirilen jiroskopla stabilize edilmiş platformun komutlarına göre yerleşik bir bilgisayar kompleksi tarafından gerçekleştirildi. Tahrik sistemleri arasında direksiyon motorları, bir yangın söndürme sistemi, cihazların geliştirilmiş mekanik ve termal koruması ve yerleşik bir kablo ağı yer aldı. Ölçüm sistemleri, OKB MEI (baş tasarımcı A. F. Bogomolov) tarafından geliştirilen küçük boyutlu radyo telemetri ekipmanı ile desteklendi. Toplamda, roketin 13.000'den fazla sensörü vardı.
7L 106, 93 s ile uçtu Yorum yapmadan, ancak 7 s içinde. birinci ve ikinci aşamaların tahmini ayrılma süresinden önce, 4 numaralı motorun oksitleyici pompasının neredeyse anında imha edilmesi, roketin ortadan kaldırılmasına yol açtı.
Beşinci fırlatma 1974'ün dördüncü çeyreği için planlandı. Mayıs ayına kadar, önceki uçuşlar ve ek çalışmalar dikkate alınarak, ürünün hayatta kalmasını sağlamak için tüm tasarım ve yapıcı önlemler, 8L No'lu rokette uygulandı ve yükseltilmiş motorların kurulumuna başlandı.
Er ya da geç süper roketin olması gerektiği yere ve nasıl uçacağına benziyordu. Ancak, TsKBEM'in atanan başkanı, Mayıs 1974'te NPO Energia'ya dönüştü, Akademisyen V. P. Glushko, Genel Makine İmalat Bakanlığı'nın (S. A. Afanasyev), SSCB Bilimler Akademisi (M. V. Keldysh), Bakanlar Kurulu Askeri-Sanayi Komisyonu (L. V. Smirnov) ve CPSU Merkez Komitesi (D. F. Ustinov) N1-LZ kompleksi üzerindeki tüm çalışmaları durdurdu. Şubat 1976'da proje, SBKP Merkez Komitesi ve SSCB Bakanlar Konseyi'nin bir kararnamesi ile resmen kapatıldı. Bu karar, ülkeyi ağır gemilerden mahrum etti ve öncelik, Uzay Mekiği projesini konuşlandıran Amerika Birleşik Devletleri'ne geçti.
Ocak 1973'e kadar H1-LZ programı kapsamında Ay'ın keşfi için yapılan toplam harcamalar, H1 - 2,4 milyar yaratılması için 3,6 milyar ruble olarak gerçekleşti. Füze birimlerinin üretim rezervi, teknik, fırlatma ve ölçüm komplekslerinin neredeyse tüm ekipmanı imha edildi ve altı milyar ruble tutarındaki maliyetler silindi.
Tasarım, üretim ve teknolojik gelişmeler, işletme deneyimi ve güçlü bir roket sisteminin güvenilirliğinin sağlanması, Energia fırlatma aracının yaratılmasında tamamen kullanılmış ve açıkçası sonraki projelerde geniş uygulama bulacaktır, ancak sonlandırma işleminin sona erdirilmesi gerektiği unutulmamalıdır. H1 üzerindeki çalışma hatalıydı. SSCB gönüllü olarak avucunu Amerikalılara devretti, ancak asıl mesele, birçok tasarım bürosu, araştırma enstitüsü ve fabrika ekibinin, büyük ölçüde başarıyı belirleyen, coşku ve uzay araştırma fikirlerine bağlılık duygusunu yitirmiş olmasıdır. Görünüşte ulaşılamaz fantastik hedefler.
