Ракета н 1 технические характеристики. История царь- ракеты. Ракета из блоков

Перед вами книга, рассказывающая об одном из главных достижений XX века - космонавтике, которую весь мир считает символом прошлого столетия. Однако космонавтика стала не только областью современнейших исследований науки и достижений техники, но и полем битвы за космос двух мировых сверхдержав - СССР и США. Гонка вооружений, «холодная война» подталкивали ученых противоборствующих систем создавать все новые фантастические проекты, опережающие реальность.

Данный том посвящен истории бурного развития космонавтики во второй половине XX века, альтернативным разработкам и соперничеству между Советским Союзом и США.

Книга будет интересна как специалистам, так и любителям истории.

То, что Советский Союз проиграл «лунную гонку», ныне принято связывать с провалом программы создания сверхтяжелой ракетыносителя «Н-1». В этом есть свой резон, ведь если бы такая ракета сумела взлететь в установленные сроки, советский план экспедиции на Луну мог быть реализован куда раньше американского. Однако взлететь ей было не суждено.

По свидетельству соратников Королева, замысел сверхтяжелой трехступенчатой ракеты «Н-1» возник у Сергея Павловича еще в 1956 году. В различных источниках название ракеты расшифровывается как «Носитель-1» или как «Наука-1».

Впервые свои предложения по такой ракете Королев представил Совету главных конструкторов 15 июля 1957 года. Начало же работ над проектом «Н-1» датируется 30 июля 1958 года.

В то время прорабатывалось множество возможных вариантов таких ракет, хотя к дальнейшему рассмотрению были приняты три.

Первый вариант являлся логическим продолжением ракеты «Р-7». Это была двухступенчатая ракета, у которой на основной корпус (вторая ступень) крепились шесть «боковушек» (первая ступень). То есть повторялась та же компоновка, которая успешно зарекомендовала себя на «семерке».

Длина такого пакета составляла 48 метров. Каждая из «боковушек» снабжалась шестью кислородно-керосиновыми двигателями конструкции Николая Кузнецова. На второй ступени предполагалось установить ядерный двигатель, который включался бы после отделения первой ступени и обеспечивал тягу от 140 до 170 тонн. Стартовая масса такой ракеты составляла от 850 до 880 тонн, а выводимый на орбиту полезный груз - от 35 до 40 тонн.

Второй вариант представлял собой в чистом виде межконтинентальную баллистическую ракету с дальностью полета до 14 000 километров. Для этой ракеты рассматривалась возможность использования двигателей конструкции Валентина Глушко и Михаила Бондарюка. При использовании двигателя Бондарюка ракета имела бы стартовую массу 87 тонн, включая боеголовку весом 2,6 тонны. С двигателями Глушко, соответственно, 100 тонн стартовой массы и 4-тонная боеголовка. И, наконец, третий вариант представлял собой носитель сверхтяжелого класса со стартовой массой 2000 тонн и массой полезного груза, выводимого на орбиту, в 150 тонн. Это в принципе и был прообраз той ракеты, которая впоследствии стала известна под обозначением «Н-1». Первую и вторую ступени предполагалось выполнить в виде конуса, что позже и было использовано в конструкции «Н-1». На первой ступени размещались 24 двигателя «НК-9» конструкции Кузнецова с тягой в 52 тонны каждый. Вторая ступень имела четыре ядерных двигателя с общей тягой в 850 тонн.

Ни одному из этих вариантов, в том виде как они задумывались, не суждено было воплотиться в реальности. Работы над ракетами с ядерными двигателями были прекращены в конце 1959 года, когда стало ясно, что и обычный химический двигатель дает почти тот же эффект, но при этом ему не нужна сложная система защиты от радиации.

Первоначально эскизное проектирование сверхтяжелой ракеты проводилось ОКБ-1 в инициативном порядке. Однако уже 23 июня 1960 года вышло постановление ЦК КПСС и Совета Министров № 715–296 «О создании мощных ракетносителей, спутников, космических кораблей и освоении космического пространства в 1960–1967 годах». Это была первая попытка утвердить на самом высоком уровне программу развития космонавтики в виде семилетнего плана. В постановлении предусматривалось создание мощной ракеты-носителя «Н-1» на ЖРД в период с 1961 по 1963 годРакета «Н-1» должна была выводить на околоземную орбиту полезный груз массой 40–50 тонн и разгонять до второй космической скорости полезный груз массой 10-2 0 тонн.

Вторым этапом на базе этой ракеты предполагалось создать носитель «Н-2», выводящий на орбиту 60–80 тонн и разгоняющий до второй космической скорости 20–40 тонн.

В обеспечение этих проектов постановлением также предусматривались работы над мощными двигателями на водороде, по системам автономного управления и радиоуправления, развитие экспериментальной базы и широкое проведение научных исследований. 9 сентября 1960 года Королев издал отчет «О возможных характеристиках космических ракет с использованием водорода», в которых показал преимущества водородно-кислородных двигателей. Тут нужно отметить, что именно вопрос об использовании водорода в качестве горючего для перспективных ракет стал тем «камнем преткновения», из-за которого произошел серьезнейший раскол в Совете Главных конструкторов. Разногласия начались еще в ходе работы над межконтинентальной баллистической ракетой «Р-9А». Корифей двигателестроения Валентин Глушко не простил Королеву привлечения к работам по созданию мощных ЖРД моторостроительных организаций авиационной промышленности - ОКБ-165 Архипа Люльки, разрабатывающего двигатель на водороде, и ОКБ-276 Николая Кузнецова, разрабатывающего двигатель на кислороде - керосине. Это был прямой вызов Глушко - старому соратнику по РНИИ, казанскому КБ, институту «Нордхаузен» и Совету Главных конструкторов, в котором Глушко был вторым человеком после Королева. Спор по двигателям для «Р-9А» из сферы делового обсуждения перерос в откровенную склоку. Два конструктора обменивались нелицеприятными письмами, копии которых направлялись министрам и в ЦК КПСС.

Аналогичную позицию Глушко занял и по вопросу «Н-1».

На всех уровнях при обсуждениях проблем двигателей для первой ступени ракеты «Н-1» Глушко заявлял, что для его организации не представит особого труда создание двигателей тягой до 600 тонн на высококипящих компонентах - AT (тетраксид азота) и НДМГ (несимметричный диметилгидразин).

В то же время создание двигателя такой размерности на кислороде и керосине, по мнению Глушко, было связано с неприемлемо длительными сроками.

Валентин Глушко являлся общепризнанным авторитетом по жидкостным ракетным двигателям, но теперь уже очевидно, что в начале 60-х он серьезно ошибся, отказавшись от разработки кислородно-керосиновых и кислородно-водородных двигателей. На этом поприще мы обогнали американцев только через 20 лет при создании ракеты «Энергия», которая, кстати, была построена под непосредственным руководством Глушко, когда он в должности Генерального конструктора НПО «Энергия» фактически находился на месте Королева. Но тогда раскол в лагере Главных конструкторов по вопросу двигателей принял угрожающие размеры. В спор между двумя столпами советской ракетной техники включились Михаил Янгель и Владимир Челомей. Монополия Королева на тяжелые ракеты-носители угрожала их активному участию в перспективных космических программах. Началась мощная атака на правительственный аппарат с разных сторон с критикой ранее принятых решений. Одним из результатов явилось еще одно постановление, подписанное Хрущевым 16 апреля 1962 года: «О создании образцов межконтинентальных баллистических и глобальных ракет и носителей тяжелых космических объектов». Этим постановлением работы по «Н-1» предлагалось ограничить стадией эскизного проекта и оценкой стоимости ракетного комплекса.

Одновременно предписывалось создание орбитальной трехступенчатой глобальной ракеты на базе «Р-9А», но не на двигателях Глушко, а на двигателях «НК-9», разрабатываемых Николаем Кузнецовым. Постановлением было также предусмотрено создание новой янгелевской сверхтяжелой ракеты «Р-56». Следом вышло постановление от 29 апреля 1962 года, коим предписывалось ОКБ-52, то есть Челомею, создание «УР-500» - будущего «Протона». Экспертная комиссия под председательством президента Академии наук Мстислава Келдыша должна была дать рекомендации, какой путь выбрать, только после рассмотрения эскизных проектов. Об организации целенаправленной подготовки пилотируемого полета к Луне в этих постановлениях не говорилось.

В 1962 году продолжалась работа по выбору схемы и стартовой массы ракеты-носителя, которой предстояло, по замыслу Королева, решать многие научные и оборонные задачи, а отнюдь не только доставлять экспедицию на Луну.

В письме Сергею Крюкову, начальнику проектного отдела, Королев пишет: «Вместе с М. В. Мельниковым определить потребный вес для полета с ЭРД для решения главных задач: Луна, Марс, Венера».

Министерство обороны не было заинтересовано в создании сверхтяжелых носителей. В то же время без согласия военных на их непосредственное участие в создании такого носителя эскизный проект не мог быть одобрен экспертной комиссией.

Эскизный проект ракетно-космических систем на базе «Н-1» Королев утвердил 16 мая 1962 года. Проект был выпущен в соответствии с упомянутым выше постановлением от 23 июня I960 года и формально удовлетворял последнему апрельскому постановлению 1962 года. Он содержал 29 томов и 8 приложений.

В этом эскизном проекте, который подписали все заместители Королева, ставились следующие основные задачи (цитирую по книге Бориса Чертока «Ракеты и люди. Лунная гонка», 1999 год):

«А. Выведение тяжелых космических летательных аппаратов (КЛА) на орбиты вокруг Земли с целью исследования природы космического излучения, происхождения и развития планет, радиации Солнца, природы тяготения, изучения физических условий на ближайших планетах, выявления форм органической жизни в условиях, отличных от земных, и т. д.

Б. Выведение автоматических и пилотируемых тяжелых ИСЗ на высокие орбиты с целью ретрансляции передач телевидения и радио, обеспечения прогноза погоды и т. д.

В. При необходимости вывод тяжелых автоматических и пилотируемых станций боевого назначения, способных длительно существовать на орбитах и позволяющих производить маневр для одновременного вывода на орбиту большого количества ИСЗ военного назначения».

Декларировались основные этапы дальнейшего освоения космоса:

«Облет Луны с экипажем из двух-трех космонавтов; вывод КЛА на орбиту вокруг Луны, высадка на Луну, исследование ее поверхности, возвращение на Землю; осуществление экспедиции на поверхность Луны с целью исследования почвы, рельефа, проведения изысканий по выбору места для исследовательской базы на Луне; создание на Луне исследовательской базы и осуществление транспортных связей между Землей и Луной; облет экипажем в два-три человека Марса, Венеры и возвращение на Землю; осуществление экспедиций на поверхность Марса и Венеры и выбор места для исследовательской базы; создание исследовательских баз на Марсе и осуществление транспортных связей между Землей и планетами; запуск автоматических аппаратов для исследования околосолнечного пространства и дальних планет системы (Юпитер, Сатурн и др.)».

К сожалению, ни один из этих этапов так и не был реализован в полном объеме. Недостижимой мечтой кажутся они нам и сегодня.

Уже в эскизном проекте стартовая масса носителя возросла по сравнению с первоначальными набросками до 2200 тонн, а грузоподъемность - до 75 тонн. Ракета проектировалась трехступенчатой, и все три ступени выполнялись в виде конуса, в который вписывались шесть сферических топливных баков последовательно уменьшающегося диаметра.

Вся ракета проектировалась на ЖРД Николая Кузнецова; на компонентах - жидкий кислород и керосин. На первой ступени (блок «А») устанавливались 24 двигателя тягой по 150 тонн. На второй (блок «Б») и третьей (блок «В») соответственно по восемь и четыре двигателя. Блоки «А» и «Б» комплектовались практически однотипными двигателями «НК-15». Блок «В» планировалось снабдить двигателями «НК-19». Предусматривалась возможность размещения на ракете еще одной, четвертой, ступени (блок «Г»).

Во времена проектирования «Р-7» Василий Мишин, занимавший должность заместителя Королева, выступал с идеей управления ракетой форсированием и дросселированием диаметрально противостоящих двигателей. Тогда его предложение не получило одобрения со стороны Валентина Глушко, который отвечал за разработку двигателей. Однако на «Н-1» 24 двигателя, расположенные по окружности диаметром 15 метров, позволяли реализовать эту идею, тем более что двигателисты авиационного ОКБ-276 были знакомы с этой задачей и успешно решали ее.

В интересах военных «Н-1» проектировалась в нескольких модификациях.

Трехступенчатая ракета «Н-1», снабженная блоком «Г», позволяла выводить на околоземную орбиту груз массой 75 тонн.

Трехступенчатая ракета «Н-11» на базе ступеней «Б», «В» и «Г» со стартовой массой 750 тонн позволяла выводить на околоземную орбиту груз массой до 25 тонн.

Двухступенчатая ракета «Н-111» на базе ступеней «В» и «Г», снабженная 2-й ступенью МБР «Р-9А», со стартовой массой 200 тонн могла быть использована в качестве боевой межконтинентальной ракеты с массой боеголовки в 5 тонн.

Несмотря на очевидную рациональность, предложение о начале работ по созданию «Н-11» и «Н-111» не было в дальнейшем поддержано ни решениями экспертных комиссий, ни военными, ни постановлениями правительства. Идея была перекрыта в связи с предложениями Челомея по «УР-500» и Янгеля по «Р-56»…

В эскизном проекте 1962 года лунная экспедиция еще не была названа главной задачей носителя. Комплекс, состоявший из лунного орбитального корабля (ЛОК), посадочного лунного корабля (ЛК) и разгонной ракеты, назвали весьма прозаически - «ЛЗ».

На самом же деле проекта комплекса «ЛЗ» в 1962 году еще не было. Более того, чтобы «не дразнить гусей», не афишировались (да и не были серьезно просчитаны) распределения масс для лунного комплекса и, в частности, масса лунного корабля, необходимая для посадки с маневрированием, надежного взлета с поверхности Луны и последующего сближения с орбитальным кораблем. Поэтому на пленарном заседании экспертной комиссии Королев представлял только проект ракеты-носителя «Н-1», без проектов полезной нагрузки. Задачи, которые могли быть решены с помощью такой ракеты-носителя, были им перечислены в следующей последовательности: оборонные; научные; освоение человеком Луны и ближайших планет Солнечной системы (Марс, Венера); всеобщая связь и ретрансляция радио и телевидения; постоянная система (несколько сот спутников) для слежения, обнаружения и уничтожения ракет противника. Интересно, что последняя задача в этом перечне предвосхитила идею СОИ, разработка которой в США началась только через 30 лет!

В июле 1962 года экспертная комиссия под председательством академика Келдыша рассмотрела эскизный проект и одобрила создание ракеты-носителя «Н-1», способной выводить на околоземную орбиту высотой 300 километров полезный груз массой 75 тонн. 24 сентября 1962 года было выпущено постановление ЦК КПСС и Совета Министров по «Н-1». Новым постановлением предписывалось закончить стендовую отработку автономных двигателей третьей ступени в 1964 году, двигателей второй и первой ступеней - в 1965 году. Стендовую отработку двигателей в составе блоков и установок предусматривалось закончить в первом квартале 1965 года. Окончание строительства стартовой позиции, сдача ее в эксплуатацию и начало летных испытаний - все тот же 1965 год.

Этот план вызвал резкую критику со стороны отдельных Главных конструкторов.

Владимир Бармин, который должен был строить стартовый комплекс, считал постановление нелепым, а сроки - нереальными.

Леонид Воскресенский, отвечавший за наземную проверку двигателей для ракеты, потребовал создания стендов для полномасштабных испытаний каждой ступени, в том числе и первой - со всеми 24 двигателями. Королев меж тем хотел избежать необходимости строительства новых и очень дорогостоящих стендов для огневых испытаний ступеней ракеты целиком. Он надеялся, что все огневые стендовые испытания для всех ступеней можно ограничить единичными двигателями, приспособив уже существующие стенды НИИ-229.

Дело в том, что такой стенд пришлось бы строить непосредственно на полигоне, ведь первая ступень в полной сборке была нетранспортабельна. В этом споре победа осталась за Королевым, но лучше бы было наоборот, потому что отсутствие уверенности в надежности ступеней стало одной из причин краха программы «Н-1».

До конца 1963 года структурная схема лунной экспедиции с использованием комплекса «Н1-ЛЗ» еще не была выбрана.

Но в докладной записке от 23 сентября 1963 года, посвященной программе развития космонавтики на период с 1965 по 1975 год, Сергей Королев излагает свой план покорения естественного спутника Земли.

Первый этап - облет Луны на пилотируемом корабле «7К-9К-НК» («Л1»), собираемом на околоземной орбите.

Этот этап мы обсуждали выше. К сказанному добавлю только, что экипаж облетного корабля должен был произвести подробное картографирование поверхности Луны и определить возможные районы высадки будущей экспедиции.

Второй этап - отправка на Луну самодвижущегося вездехода «Л2» с дистанционным управлением. Главной задачей «лунохода» было изучение поверхности Луны с целью выбора оптимального места посадки для основного и резервного лунного корабля. Кроме того, «луноход» должен был собрать данные о свойствах лунного грунта, о магнитных полях Луны и интенсивности космического и солнечного излучения у поверхности Луны. Сам «Л2» представлял собой гусеничный транспортер с ядерной силовой установкой, снабженный мощной радиостанцией, системой дистанционного управления и блоком научной аппаратуры. Он мог бы развивать скорость до 4 км/ч и пройти не менее 2500 километров.

На поверхность Луны этот вездеход должен был доставить посадочный аппарат «13К». Вся космическая система состояла из трех элементов: собственно «Л2», посадочный аппарат «13К» и космический корабль «9К». Система собиралась на низкой околоземной орбите и заправлялась при помощи танкеров «ПК». Масса системы - 23 тонны, масса полезного груза, выводимого к Луне, - 5 тонн. Для полной сборки система требовала пяти (максимум - шести) запусков ракет-носителей «Р-7А».

Третий этап - запуск пилотируемого космического корабля «ЛЗ» весом 200 тонн.

Корабль планировалось собирать на околоземной орбите из трех блоков, доставляемых при помощи ракет «Н-1». Первая ракета выводила на орбиту собственно комплекс «ЛЗ», состоявший из лунного орбитального корабля «ЛОК», посадочного лунного корабля «ЛК» и разгонного блока. Две другие ракеты «Н-1» служили танкерами с грузом топлива по 75 тонн. Масса системы при полете к Луне достигала 62 тонн, что почти на 20 тонн превышало соответствующую массу «Аполлона».

Масса системы, совершающей посадку на поверхность Луны, составила бы 21 тонну (против 15 тонн у «Аполлона»). Но зато пусков в схеме ОКБ-1 было даже не три, а четыре! Выводить в космос экипаж из двух-трех человек предполагалось на проверенной ракете «Р-7А», выпускавшейся заводом «Прогресс» для пилотируемых запусков.

После выхода на орбиту Луны «ЛК» с одним космонавтом на борту отделил бы от «ЛОК» и по сигналу радиомаяка, установленного на вездеходе «Л2», совершил бы мягкую посадку.

После выполнения задания на Луне космонавт должен был взлететь с ее поверхности на стартовом модуле «ЛК» и состыковаться с «ЛОК». Возвращаемый корабль, обеспечивающий обратный полет к Земле, являлся модификацией корабля «7К-Л1» и состоял из приборно-агрегатного отсека (2,5 тонны) и спускаемого аппарата (2,5 тонны). Весь рейс занял бы от 10 до 17 дней.

Интересно, что в ОКБ-1 разработали еще один вариант пилотируемой лунной экспедиции - более сложный, но зато более надежный в смысле безопасности. За месяц до пилотруемого полета к Луне отправлялся резервный беспилотный корабль «ЛЗ». Его орбитальная часть должна была остаться у Луны и служить ретрансляторам, а «ЛК» совершил бы посадку в запасной точке прилунения. «Луноход» в свою очередь должен был произвести осмотр «ЛК», и если бы корабль не получил повреждений при посадке, то тогда было бы дано «добро» на пилотируемый рейс. Такая схема обеспечивала возможность для космонавта, терпящего бедствие на Луне, перебраться с помощью «лунохода» в запасную точку и стартовать на резервном ЛК».

На четвертом этапе освоения Луны планировалось создание лунной орбитальной станции. Орбитальный комплекс «Л4» состоял из трех элементов: ракета-носитель (одна ракетa «Н-1» или три разгонных блока «9К»), ракетный блок вывода на лунную орбиту, орбитальная станция на двух-трех человек, созданная на основе космического корабля «7К-ОК», массой 5,5 тонны.

Пятым этапом предусматривалась высадка комплексной экспедиции на Луну в составе двух или трех космонавтов.

Кроме того, отдельным кораблем планировалось отправить к ним в поддержку тяжелый самодвижущийся аппарат «Л5» массой 5,5 тонны с герметичной кабиной. Этот аппарат мог развивать скорость до 20 км/ч и нес на себе 3500 килограммов воздуха, воды и продуктов питания.

Если бы Королев проявил свойственную ему твердость в последовательном отстаивании плана освоения Луны на всех этапах прохождения проекта, история нашей лунной программы могла стать совсем другой. Однако ситуация складывалась таким образом, что Сергею Павловичу приходилось идти на компромиссы с целью упрощения и удешевления проекта. Оппозиция со стороны Челомея, Глушко, Янгеля и Министерства обороны была слишком мощной.

К сожалению, в полном объеме эту программу выполнить было невозможно даже при отсутствии ревнивых конкурентов.

Причины прагматические - недостаток средств.

Экономика тех лет не требовала особо точных финансовых расчетов. Тем не менее опытные экономисты Госплана, с которыми Королев обычно консультировался, предупреждали, что истинные цифры необходимых затрат не пройдут ни через Минфин, ни через Госплан.

Весь драматизм ситуации с финансированием хорошо иллюстрирует одна история, которую рассказал главный конструктор ЦКБ Тяжелого машиностроения Борис Аксютин:

«…Вспоминаю совещание, которое собрал С. П. Королев после полета в Пицунду к Н. С. Хрущеву, находившемуся там в это время на отдыхе. Этот полет был необходим для решения вопроса об ассигнованиях для работ по комплексу Н-1 (экспедиция на Луну). По возвращении из Пицунды он собрал совещание главных конструкторов у себя в кабинете.

Все собрались, а его нет. Мы в недоумении ждем. Анатолий Петрович Абрамов, его заместитель, говорит, что Сергей Павлович в своем кабинете, сейчас должен прийти. Через некоторое время входит Сергей Павлович, ссутулившийся, рассеянно кивает головой, подходит к столу, садится, берется рукам за опущенную голову, сидит молча некоторое время и как бы про себя говорит раздумчиво, тихим голосом: «Упустим время, не наверстаем», затем поднимает голову, видит сидящих, потряхивается и произносит: «Я пригласил вас, чтобы рассказать об итогах встречи с Никитой Сергеевичем.

Он сказал: «У нас большие успехи о освоении космического пространства, наши боевые ракеты стоят на дежурстве. Мы никогда не жалели денег на эти дела. Сейчас есть и другие заботы. Нужны средства для подъема сельского хозяйства и животноводства. Вам надо поэкономить». Мы должны продумать мероприятия по удешевлению комплекса «Н-1»…»

В целях экономии решили делать «однопусковую» схему.

Королев потребовал от проектантов проработки мероприятий по увеличению несущей способности одной ракеты-носителя «Н-1». Последовала серия предложений по доработкам ракеты, из которых основными были установка на первой ступени еще шести двигателей и появление, в отличие от американской схемы, четвертой и пятой ступеней - блока «Г» и блока «Д». Стартовая масса «Н1-ЛЗ» по новым предложениям возрастала до 2750 тонн. Все мероприятия позволяли увеличить массу полезного груза на околоземной орбите с 75 до 93 тонн.

При таких изменениях в проекте действующие сроки начала летно-конструкторских испытаний в 1965 году выглядели абсурдными. Поэтому 19 июня 1964 года появилось постановление ЦК КПСС и Совета Министров, разрешающее перенести сроки начала испытаний на 1966 год.

Однако не было решения по лунной программе. Из-за этого тормозился процесс создания лунных кораблей, подготовки экипажей, строительства новых заводов и стартовых комплексов. Королев и Келдыш от имени Совета Главных конструкторов обратились к Хрущеву с прямым вопросом:

«Летим или не летим на Луну?» Последовало указание: «Луну американцам не отдавать! Сколько надо средств, столько и найдем».

Наконец-то 3 августа 1964 года вышло историческое постановление № 655–268 «О работах по исследованию Луны и космического пространства». Согласно этому постановлению - программу облета Луны заполучил Владимир Челомей, но и команду Королева не обидели: впервые на высшем уровне было заявлено, что «важнейшей задачей в исследовании космического пространства с помощью ракеты» Н-1» является освоение Луны с высадкой экспедиций на ее Поверхность и последующим их возвращением на Землю».

Были определены основные главные конструкторы и организации, ответственные не только за носитель «Н-1», но и за весь комплекс «Н1-ЛЗ». Головными разработчиками частей, составляющих комплекс «ЛЗ», были определены:

ОКБ-1 (Сергей Королев) - головная организация по системе в целом и разработке блоков «Г» и «Д», двигателей для блока «Д», лунного орбитального и лунного посадочного кораблей;

ОКБ-276 (Николай Кузнецов) - по разработке двигателя блока «Г»;

ОКБ-586 (Михаил Янгель) - по разработке ракетного блока «Е» лунного корабля и двигателя для этого блока;

ОКБ-2 (Алексей Исаев) - по разработке двигательной установки (баки, пневмогидравлические системы и двигатель) блока «И» лунного орбитального корабля;

НИИ-944 (Виктор Кузнецов) - по разработке системы управления лунного комплекса;

НИИАП (Николай Пилюгин) - по разработке системы управления движением лунного посадочного и лунного орбитального кораблей;

НИИ-885 (Михаил Рязанский) - по радиоизмерительному комплексу;

ГСКБ «Спецмаш» (Владимир Бармин) - по комплексу наземного оборудования системы «ЛЗ»;

ОКБ МЭИ (Алексей Богомолов) - по разработке системы взаимных измерений для сближения кораблей на орбите Луны.

Получив текст постановления правительства, Королев решил не откладывая собрать у себя широкое техническое совещание, на котором рассказать всем заинтересованным лицам о проекте «Н1-ЛЗ». Такое совещание состоялось 13 августа 1964 года. На него были приглашены все Главные конструкторы, начальники главков госкомитетов, председатели совнархозов, участвующих в программе, сотрудники аппаратов ВПК, ЦК, командование ВВС и ракетных войск, космических средств Минобороны, представители Академии наук, руководители НИИ-4, НИИ-88 и полигона.

Именно на этом совещании была определена окончательная «однопусковая» схема советской лунной экспедиции.

Выглядела она так.

Ракета-носитель «HI» со стартовой массой около 2820 тонн (кислород - 1730 тонн, керосин - 680 тонн) стартует с космодрома Байконур и после окончания работы ракетных блоков «А», «Б» и «В» выводит на промежуточную околоземную дуговую орбиту высотой 220 километров лунный ракетный комплекс «ЛРК» длиной 30 метров и массой 91,5 тонны с двумя космонавтами в спускаемом аппарате лунного орбитального корабля «ЛОК». Космонавты должны были совершать полет в спортивных костюмах без спасательных скафандров.

При выведении «ЛРК» находится под головным обтекателем массой 17,5 тонны, длина которого составляла 33 метра. После прохождения плотных слоев атмосферы головной обтекатель по частям сбрасывается. Для спасения космонавтов, в случае аварии ракеты-носителя на стартовой позиции или во время выведения, использовалась система аварийного спасения, которая с помощью РДТТ должна была обеспечить увод спускаемого аппарата лунного орбитального корабля на безопасное от РН расстояние. Система аварийного спасения длиной около 10 метров имела массу до 4 тонн.

На околоземной орбите, на 480-й секунде после проведения ориентации «ЛРК», включается двигатель блока «Г», и комплекс переводится на траекторию полета к Луне. Затем производится отделение отработавшего блока «Г», сброс нижнего и среднего переходников блока «Д». Космонавты приступают к выполнению программы полета, находясь в спускаемом аппарате и бытовом отсеке. В случае необходимости с помощью двигателей блока «Д» производится одна или несколько коррекций траектории движения «ЛРК».

Время полета до Луны - 3,5 суток.

При подлете к Луне двигатель блока «Д» включается на торможение и «ЛРК» переходит окололунную орбиту высотой 110 километров. После коррекции комплекс переходит на эллиптическую орбиту с минимальной высотой 16 километров.

Затем оба космонавта переходят в бытовой отсек «ЛОК», Герметизируют его, надевают скафандры (пилот «ЛОК» - «Орлан», пилот «ЛК»-«Кречет-94»), затем разгерметизируют бытовой отсек и используют его в качестве шлюзовой камеры.

Пилот «ЛК» переходит по поверхности бытового отсека, спускаемого аппарата и ракетного блока «И» к лунному кораблю, размещенному в цилиндрическом переходнике. Для того чтобы космонавт мог попасть в посадочный, лунный корабль, в оболочке был установлен люк напротив люка кабины «ЛК».

Для облегчения перемещения космонавта из бытового отсека в кабину «ЛК» дополнительно к поручням предполагалось использование специального манипулятора, который должен был устанавливаться на приборно-агрегатном отсеке «ЛОК».

В это время пилот «ЛОК» в скафандре «Орлан» находится на обрезе люка бытового отсека, подстраховывая командира.

После того как пилот «ЛК» занимает рабочее положение в кабине лунного корабля, производится выталкивание «ЛК» из цилиндрической оболочки по специальным направляющим, которые после этого отстреливаются от «ЛК». Затем производится сброс верхнего переходника блока «Д» и раскрытие посадочных стоек лунного посадочного устройства «ЛК». Пустая цилиндрическая оболочка «ЛК» отделяется от «ЛОК».

После ориентации «ЛК» с помощью двигателей ориентации, размещенных между стыковочным узлом и бытовым отсеком, на высоте 16 километров включается на торможение двигатель блока «Д», и «ЛК» с блоком «Д» устремляется к Луне. При этом на высоте 3–4 километров «ЛК» совершает «мертвую петлю», а на высоте 1–3 километров производится отделение блока «Д» от «ЛК». Этот маневр был необходим для того, чтобы посадочный радиолокатор лунного корабля не принял отделившийся блок «Д» за лунную поверхность и раньше времени не сработало автоматическое включение ракетного блока «Е».

Затем блок «Д» падает на поверхность Луны, а пилот «ЛК», используя автоматическое и ручное управление двигателями ориентации и регулируя тягу двигателя блока «Е» совершает посадочный маневр и мягкую посадку на поверхность Луны. Вся процедура от момента отделения блока «Д» до посадки занимала немногим более минуты, и поэтому возможности по маневрированию лунного корабля над поверхностью для выбора места посадки были ограничены несколькими сотнями метров. В случае невозможности мягкой посадки предполагалось увеличить тягу ЖРД до максимальной и выводить «ЛК» на окололунную орбиту для встречи с «ЛОК».

При нормальной посадке «ЛК» опускается на поверхность Луны с помощью лунного посадочного устройства, состоящего из кольца, окружающего блок «Е», и четырех посадочных опор, прикрепленных к кольцу. Посадочные опоры в принципе были схожи с опорами лунного модуля корабля «Аполлон» или опорами советской автоматической станции «Луна-16» и состояли из цилиндрических стоек с сотовыми энергопоглощающими элементами, подкосов, воспринимающих боковые нагрузки, и тарельчатых опор для посадки на поверхность.

Для предотвращения подскока и переворачивания «ЛК» при посадке на лунную поверхность использовались четыре РДТТ «прижатия», которые включались в момент контакта опор с грунтом.

После посадки лунного корабля пилот «ЛК», отдохнув и проверив системы корабля, открывает люк кабины и, спустившись по трапу, ступает на поверхность Луны. От падения на спину космонавта предохранял легкий обруч, который он должен был надеть сразу после выхода из «ЛК». Автономная система жизнеобеспечения скафандра «Кречет-94» позволяла космонавту находиться на поверхности Луны в течение четырех часов. За это время космонавт должен был установить на Луне научные приборы и государственный флаг , собрать образцы лунного грунта, провести телевизионный репортаж, фото- и киносъемку района приземления.

После возвращения в «ЛК» космонавт наполнял кабину воздухом, чтобы открыть шлем скафандра и принять пищу.

Не позднее чем через 24 часа после посадки космонавт включал двигатель блока «Е». Лунный взлетный аппарат «ЛК», отделившись от лунного посадочного устройства, выходил на орбиту. При этом для надежности запускались сразу оба двигателя ракетного блока «Е», а затем, по результатам диагностики, один двигатель отключался, а другой выводил лунный возвращаемый аппарат на орбиту Луны.

Система сближения и стыковки «Контакт» устанавливала связь и определяла взаимное положение «ЛК» и «ЛОК», управляя автоматической стыковкой. Во время стыковки пилот «ЛОК» находился в бытовом отсеке в скафандре и в случае необходимости мог вмешаться в ход стыковки, осуществив переход на ручное управление. При этом он мог использовать радиосистему поиска, иллюминатор в блистере, а также бортовую вычислительную машину. Затем пилот «ЛОК» сбрасывал давление в бытовом отсеке и открывал бо ковой люк. Пилот «ЛК» выходил из лунной взлетной кабины «ЛК» в открытый космос и осуществлял обратный переход по наружной поверхности через стыковочный узел и блок двигателей ориентации комплекса в бытовой отсек «ЛОК».

Пилот «ЛОК» в это время был готов прийти к нему на помощь. Затем производилась герметизация бытового отсека, его наддув воздухом.

После того как давление между спускаемым аппаратом и бытовым отсеком выравнивалось, космонавты снимали скафандры и переходили в спускаемый аппарат, захватив с собой контейнер с образцами. После этого люк закрывался, и после проверки его герметичности производился отстрел бытового отсека вместе с «ЛК» и блоком двигателей ориентации, которые после торможения падали на поверхность Луны. Затем космонавты проводили ориентацию «ЛОК» с помощью двигателей, расположенных на приборно-агрегатном отсеке и энергоотсеке, включали корректирующую двигательную установку ракетного блока «И», и «ЛОК» переходил на траекторию полета к Земле.

При необходимости на трассе Луна-Земля космонавты производили коррекцию движения корабля. Время обратногo полета - не более 3,5 суток. При подлете к Земле спасательный аппарат с двумя космонавтами отделялся, совершал управляемый спуск в атмосфере с двойным погружением и, используя парашютную систему и двигатели мягкой посадки, производил приземление на территории СССР.

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.

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.

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.

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.

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.

Сверхтяжелую ракету-носитель Н-1 прозвали «Царь-ракетой» за ее большие размеры (стартовый вес почти 2500 тонн, высота – 105 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.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. 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. 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.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 Землю 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. 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. 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 не оптимального 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. 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. 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. 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. В феврале 1966 года на Байконуре завершилось строительство стартового комплекса (площадка № 110), но ему еще долго предстояло ждать своей ракеты. Первая «Н-1» появилась на космодроме только 7 мая 1968 года. Там же, на Байконуре, прошли динамические испытания, технологические отработки процесса сборки, примерки носителя на стартовом комплексе. Для этого послужили два экземпляра ракеты «Н-1», известные под обозначениями «1Л» и «2Л». Им не суждено было взлететь, да и не для полетов они создавались.В конечном варианте ракета «Н-1» («11А52») имела следующие характеристики. Габариты: общая длина (с космическим аппаратом) - 105,3 метра, максимальный диаметр по корпусу - 17 метров, стартовая масса - 2750–2820 тонн, стартовая тяга - 4590 тонн.«Н-1» была выполнена с поперечным делением ступеней. 1-я ступень (блок «А») имела 30 однокамерных основных ЖРД «НК-15», 6 из которых размещались по центру, 24 - по периферии, и 6 рулевых сопел управления по крену. РН могла совершать полет при двух отключенных парах противоположно расположенных периферийных ЖРД блока «А». 2-я ступень (блок «Б») имела 8 однокамерных основных ЖРД «НК-15В» с высотными соплами и 4 рулевых сопла управления по крену. РН могла совершать полет с одной от ключенной парой ЖРД блока «Б». 3-я ступень (блок «В») имела 4 однокамерных основных ЖРД «НК-19» и 4 рулевых сопла управления по крену и могла совершать полет при одном отключенном ЖРД.Все двигатели были разработаны в Куйбышевском авиационном КБ (ныне - Самарское НПО «Труд») под руководством Главного конструктора Николая Кузнецова. В качестве горючего использовался керосин, в качестве окислителя - жидкий кислород. Стартовый комплекс состоял из двух пусковых установок с 145-метровыми башнями обслуживания, через которые производилась заправка РН, ее термостатирование и электропитание.Через эти башни экипаж должен был садиться в корабль. После окончания заправки РН и посадки экипажа башня обслуживания отводилась в сторону, и ракета оставалась на стартовом столе, удерживаемая за днище 48 пневмомеханическими замками.Вокруг каждой пусковой установки размещались четыре молниеотвода (дивертора) высотой 180 метров. Для отвода газов при запуске двигателей первой ступени были сделаны три бетонных канала. Всего на площадке № 110 построили более 90 сооружений.Однако, подобно известным своим тезкам – Царь-колоколу и Царь-пушке – данное конструкторское изделие так и не удалось использовать по прямому назначению.

на ГПО

Первоначально предназначалась для вывода на околоземную орбиту тяжёлой (75 т) орбитальной станции с перспективой обеспечения сборки тяжёлого межпланетного корабля для полётов к Венере и Марсу . С принятием запоздалого решения по включению СССР в так называемую «лунную гонку », по организации полёта человека на поверхность Луны и возвращения его обратно, программа Н1 была форсирована и стала носителем для экспедиционного космического корабля Л3 в комплексе Н1-Л3 советской лунно-посадочной пилотируемой программы .

Все четыре испытательных запуска Н-1 были неудачными на этапе работы первой ступени. В 1974 году советская лунно-посадочная пилотируемая программа была фактически закрыта до достижения целевого результата, а несколько позже - в 1976 году - также официально закрыты и работы по Н-1.

Вся пилотируемая лунная программа, включая носитель Н-1, была строго засекречена и стала достоянием общественности только в 1989 году .

Техническое наименование Н-1 было производным от «Наука-1», по другим данным [ ] от слова «носитель». На Западе ракета-носитель была известна под условными обозначениями SL-15 и G-1e .

Энциклопедичный YouTube

• 1 / 5

  В КБ С. П. Королёва проработки ракеты велись задолго до начала официального проектирования. Уже в 1961-1962 годах отрабатывались отдельные агрегаты и их части, была определена основная конструктивно-компоновочная схема ракеты . Проектные материалы по ракете Н-1 (всего 29 томов и 8 приложений) в начале июля 1962 года были рассмотрены экспертной комиссией под председательством президента Академии наук СССР М. В. Келдыша . Постановлением от 24 сентября 1962 года было установлено начать лётные испытания РН Н-1 в 1965 году .

  Основные характеристики ракеты-носителя

  Носитель Н-1 был выполнен по последовательной схеме расположения и работы ступеней и включал 5 ступеней, на всех из которых использовались кислород-керосиновые двигатели. На установке таких двигателей настаивал С. П. Королёв. Не имея технологических и инфраструктурных возможностей рискованного и затратного создания передовых высокоэнергетичных кислород-водородных двигателей и отстаивая более мощные двигатели на токсичных высококипящих компонентах, ведущее по ракетному двигателестроению КБ Глушко отказалось делать двигатели для Н1, и их создание было поручено авиадвигательному КБ Кузнецова , которое добилось наивысшего энергетического и ресурсного совершенства для двигателей кислород-керосинового типа. На всех ступенях топливо хранилось в шаровых баках, подвешенных на несущей оболочке. Двигатели КБ Кузнецова были недостаточно мощными, их приходилось устанавливать в больших количествах, что привело к ряду негативных эффектов .

  Ступени именовались блоками «А», «Б», «В» (использовались для выведения корабля Л3 на околоземную орбиту), «Г», «Д» (предназначались для разгона корабля от Земли и торможения у Луны). Таким образом, Н1 как носитель для вывода на низкую околоземную орбиту фактически был 3-ступенчатым, а 43,2-метровый 95-тонный отлётный лунный ракетный комплекс под общим головным обтекателем диаметром 5,9 метра с системой аварийного спасения состоял из 2 верхних блоков носителя Н1 и корабля Л3 , включавшего как модули 9,85-тонный лунный орбитальный корабль ЛОК (11Ф93) и 5,56-тонный лунный корабль ЛК (11Ф94) .

  На первой ступени (блоке «А») со стартовой массой 1880 (в том числе сухой - 130) тонн, диаметром от 10,3 до 16,9 метра и длиной 30,1 метра вдоль двух концентрических окружностей было установлено 30 (до лунной программы было только 24 по внешней окружности; затем к ним добавились ещё 6 по внутренней) двигателей НК-33 на варианте Н1Ф (ранее на Н1 - НК-15) с единичной тягой 171 (ранее - 154) тонн и суммарной 5130 (4615) тонн. На старте до отделения блок «А» должен был отрабатывать 115-125 секунд.

  На второй ступени (блоке «Б») стартовой массой 561 (в том числе сухой - 55) тонн, диаметром от 7,3 до 10,3 метра и длиной 20,5 метра было установлено 8 двигателей НК-43 (ранее - НК-15) с единичной тягой 179 тонн и суммарной 1432 тонн. Блок «Б» должен был отрабатывать 120 секунд.

  На третьей ступени (блоке «В») стартовой массой 189 (в том числе сухой - 14) тонн, диаметром от 5,5 до 7,6 метра и длиной 11,1 метра было установлено 4 двигателя НК-31 (ранее - НК-21) с единичной тягой 41 тонн и суммарной 164 тонн. Блок «В» должен был отрабатывать 370 секунд.

  На четвёртой ступени (блоке «Г») стартовой массой 62 (в том числе сухой - 6) тонн, диаметром 4,1 метра был установлен 1 двигатель НК-19 (ранее - НК-9В) с тягой 45,5 тонн. Блок «Г» должен был отрабатывать 443 секунд при возможности многократных включений.

  На пятой ступени (блоке «Д») стартовой массой 18 (в том числе сухой - 3,5) тонн, диаметром 4,1 метра был установлен 1 двигатель РД-58 с тягой 8,5 тонн. Блок «Д» должен был отрабатывать 600 секунд при возможности многократных включений. На основе этой ступени впоследствии был создан разгонный блок ДМ , нашедший широкое применение и после закрытия советской лунной программы.

  Сборка и изготовление крупногабаритных ступеней ракеты осуществлялась непосредственно на космодроме Байконур , в специально построенном филиале завода «Прогресс» и огромном монтажно-испытательном корпусе (МИК) на 112-й площадке, так как из-за негабаритных размеров ступеней не было возможности транспортировать их на космодром в собранном виде с завода-изготовителя, находящегося в городе Куйбышев . Головной блок готовили на площадке № 2. Сборка РН и головного блока в МИКе пл. 112 производилась в горизонтальном виде, так же, как и вывоз на стартовый стол силами двух тепловозов на установщике, двигавшемся по двум параллельным железнодорожным путям.

  Предполагалось, что на основе конструктива Н1 будет эксплуатироваться семейство ракет-носителей, включая форсированную версию Н1Ф и модернизированный до полезного груза в 155-175 тонн вариант на кислород-водородных двигателях Н1М, меньшие по размерам Н11/11А53 (три средние ступени Н1) стартовой массой 700 тонн для полезного груза в 25 тонн и Н111/11А54 (третья и четвёртая ступени Н1) стартовой массой 200 тонн для полезного груза в 5 тонн, а в перспективе и бо́льшие носители Н2, Н3, Н4 стартовой массой соответственно 7000, 12 000, 18 000 тонн (у которых под две нижние ступени Н1 последовательно подставлялись ещё более мощные первые ступени).

  Первое время внутренней советской альтернативой лунному носителю Н-1 КБ Королёва были нереализованные проекты аналогичных носителей УР-700 КБ Челомея и Р-56 КБ Янгеля.

  Несмотря на некоторые менее прогрессивные технические решения (большее число ступеней, большее количество двигателей, большая суммарная тяга и меньший размер их сопел на первой ступени, отказ от использования более высокоэнергетического кислород-водородного топлива на верхних ступенях, меньшая масса полезной нагрузки) советский носитель Н1 был соизмерим с американским носителем Сатурн V .

  Н1 изначально также планировался как носитель собираемого на орбите многоцелевого тяжёлого межпланетного корабля (ТМК) , а позже как носитель также нереализованных проектов тяжёлого марсохода «Марс-4НМ», межпланетной станции для доставки грунта с Марса «Марс-5НМ», тяжёлых орбитальных станций .

  Пуски

  Было проведено четыре испытательных пуска Н-1. Все они окончились неудачей на этапе работы первой ступени. 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 , электрическими помехами и другими неучтёнными эффектами, вызванными одновременной работой такого большого количества двигателей и большим размером ракеты. Эти проблемы были выявлены на этапе лётных испытаний, поскольку из-за нехватки средств не были созданы наземные стенды для динамических и огневых испытаний всего носителя или первой ступени в сборе. Такой спорный подход, ранее с переменным успехом применявшийся к намного меньшим по размерам и несравнимо более простым по устройству баллистическим ракетам, привёл к череде аварий .

  Все пуски носителя Н-1 производились с площадки № 110 (с двумя стартовыми столами) космодрома Байконур .

  Первый пуск

  Изделие № 3Л. Пуск произведён в 12 часов 18 минут 07 секунд 21 февраля 1969 года , с беспилотным кораблем 7К-Л1А/Л1С (11Ф92) «Зонд-М» (прототипом ЛОК) в качестве полезной нагрузки, закончился аварийно . Через несколько секунд после старта, в результате кратковременного скачка напряжения, система управления КОРД (КОнтроль Ракетных Двигателей) выключила двигатель номер 12. После этого КОРД выключил двигатель номер 24, для того, чтобы симметризировать тягу ракеты. Через 6 секунд продольные колебания корпуса ракеты привели к разрыву линии подачи окислителя, а через 25 секунд - к разрыву топливопровода . Когда топливо и окислитель соприкоснулись, произошло возгорание. Огонь повредил проводку, возникла электрическая дуга. Датчики КОРД интерпретировали дугу как проблему с давлением в турбонасосах, и КОРД выдал команду отключить всю первую ступень на 68-й секунде запуска. Эта команда была также передана второй и третьей ступеням, что привело к запрету принятия сигналов ручного управления с земли, за которым последовал взрыв носителя на высоте 12,2 км. Ракета упала по трассе полёта в 52 километрах от стартовой позиции.

  Второй пуск

  Изделие № 5Л с беспилотным кораблём 7К-Л1А/7К-Л1С (11Ф92) «Зонд-М» (прототипом ЛОК) и макетом лунного посадочного корабля ЛК (11Ф94) комплекса Л3. Пуск состоялся 3 июля 1969 года и также закончился аварийно из-за ненормальной работы периферийного двигателя № 8 блока А. Ракета успела вертикально взлететь на 200 метров - и началось отключение двигателей. За 12 секунд были отключены все двигатели, кроме одного - № 18. Этот единственный работающий двигатель начал разворачивать ракету вокруг поперечной оси. На 15-й секунде сработали пороховые двигатели системы аварийного спасения , раскрылись створки обтекателя, и спускаемый аппарат, оторванный от носителя, успешно улетел, после чего носитель на 23-й секунде полёта плашмя упал на место старта. В результате крупнейшего в истории ракетостроения взрыва стартовый стол был практически разрушен, а расположенный неподалёку с ним второй стартовый стол сильно 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 подготовку второй пусковой установки ушло два года .

  Третий пуск

  Изделие № 6Л с макетом беспилотного лунного орбитального корабля ЛОК (11Ф93) и макетом лунного посадочного корабля ЛК (11Ф94) комплекса Л3. Пуск состоялся 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 нерасчётного момента по крену ракету стало поворачивать вокруг продольной оси, рулевые сопла перестали справляться с поворотом, углы превысили допустимые, и ракета начала разрушаться в полёте. Первым разрушилось место соединения блока В и головного блока, он упал недалеко от места старта. Поскольку для гарантий сохранности стартового комплекса команда аварийного выключения двигателей была заблокирована до 50 секунд, полёт продолжался. Первая и вторая ступени неуправляемо полетели дальше, и после снятия блокировки на 50,1 секунды полёта двигатели были выключены аварийной командой от концевых контактов гироприборов. Врезавшись в землю со взрывом, РН образовала в 16,2 км от старта воронку диаметром 45 и глубиной 15 метров. Ракета не долетела до площадки № 31 около пяти километров.

  Четвёртый пуск

  Изделие № 7Л с беспилотным лунным орбитальным кораблем ЛОК (11Ф93) и макетом лунного посадочного корабля ЛК (11Ф94) комплекса Л3. Пуск состоялся 23 ноября 1972 года . Перед испытанием ракета претерпела значительные изменения, направленные на устранение выявленных недостатков и увеличение массы выводимого полезного груза. Управление полётом осуществляла бортовая ЭВМ по командам гироплатформы (главный конструктор Н. А. Пилюгин). В состав двигательных установок были введены рулевые двигатели. Была установлена фреоновая противопожарная система, создающая в полёте вокруг двигателей защитную газовую среду. Измерительные системы были доукомплектованы вновь созданной малогабаритной радиотелеметрической аппаратурой. Всего на этой ракете было установлено более 13 тысяч датчиков.

  Ракета пролетела без замечаний 106,93 секунды до высоты 40 км. За 7 секунд до расчётного времени разделения первой и второй ступеней при плановом снижении тяги путём отключения шести центральных двигателей произошло практически мгновенное, со взрывом, разрушение насоса окислителя двигателя № 4. Взрыв повредил соседние двигатели и саму ступень. Затем последовал пожар и разрушение первой ступени. Теоретически, энергоресурсов ракеты было достаточно, чтобы, при условии досрочного отделения первой ступени, обеспечить нужные параметры выведения за счёт работы верхних ступеней. Однако система управления не предусматривала такой возможности.

  Окончание работ

  После вновь проведённых больших работ по доведению носителя очередной пуск носителя Н1Ф (изделие № 8Л) со штатными беспилотным лунным орбитальным кораблём 7К-ЛОК (11Ф93) и лунным посадочным кораблем Т2К-ЛК (11Ф94) комплекса Л3 намечался на август 1974 года , когда в автоматическом режиме должна была быть выполнена вся программа полёта к Луне и обратно. Затем через год должен был стартовать носитель (изделие № 9Л) с беспилотным кораблем Л3, посадочный корабль-модуль ЛК которого оставался бы на лунной поверхности как резерв для скорого следующего старта носителя (изделие № 10Л) с первой советской пилотируемой экспедицией на Луну. После этого планировалось ещё до 5 стартов носителя с пилотируемыми кораблями.

  Однако «лунная гонка» была СССР прекращена, и, несмотря на разработанные технические предложения по лунной орбитальной станции Л4 и новому комплексу Н1Ф-Л3М для обеспечения сначала долговременных экспедиций на Луну к 1979 году , а затем и сооружения на её поверхности в 1980-х годах советской лунной базы

  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:
  http://ria.ru/analytics/20090220/162721270.html
  http://www.buran.ru/htm/gud%2019.htm
  http://www.astronaut.ru/bookcase/article/article04.htm?reload_coolmenus
  http://ru.wikipedia.org/wiki/%CD-1#cite_note-3

  Подпишитесь на нас