Rusland har hårdt brug for en super-tung klasse luftfartsselskab
Sidste år annoncerede Roskosmos et udbud om udvikling af en raket i tung klasse baseret på det eksisterende Angara-projekt, der blandt andet er i stand til at levere et bemandet rumfartøj til månen. Det er klart, at Ruslands mangel på supertunge raketter, der kan kaste op til 80 tons gods i kredsløb, hæmmer mange lovende arbejde i rummet og på Jorden. Projektet med den eneste indenlandske transportør med lignende egenskaber, Energia-Buran, blev lukket i begyndelsen af 90'erne, på trods af de brugte 14, 5 milliarder rubler (i 80'ernes priser) og 13 år. I mellemtiden blev der i Sovjetunionen udviklet en superraket med fantastiske præstationsegenskaber. Læserne af "VPK" tilbydes en historie om historien om oprettelsen af N1 -raketten.
Begyndelsen af arbejdet på H1 med en flydende jetmotor (LPRE) blev indledt med forskning i raketmotorer, der anvender atomkraft (NRE). I overensstemmelse med et regeringsdekret af 30. juni 1958 blev et foreløbigt design udviklet på OKB-1, godkendt af SP Korolev den 30. december 1959.
OKB-456 (chefdesigner V. P. Glushko) fra State Committee for Defense Technology og OKB-670 (M. M. OKB-1 udviklede tre versioner af missiler med atomdrevne missiler, og den tredje viste sig at være den mest interessante. Det var en kæmpe raket med en affyringsvægt på 2000 tons og en nyttelastmasse på op til 150 tons. Det første og andet trin blev udført i form af pakker med koniske raketblokke, som skulle have et stort antal NK- 9 flydende drivraketmotorer med et tryk på 52 tons i første etape. Den anden fase omfattede fire NRE med et samlet tryk på 850 tf, en specifik trykimpuls i tomrummet på op til 550 kgf / kg ved brug af et andet arbejdsmedium ved en opvarmningstemperatur på op til 3500 K.
Udsigten til at bruge flydende brint i en blanding med metan som arbejdsvæske i en atomraketmotor blev vist i tillæg til ovenstående dekret "Om de mulige egenskaber ved rumraketter ved hjælp af hydrogen", godkendt af SP Korolev den 9. september 1960. Som følge af yderligere undersøgelser er det imidlertid blevet klart, hvor hensigtsmæssigt tunge opsendelsesbiler er med brug af flydende raketmotorer på alle stadier på mestrede brændstofkomponenter med anvendelse af brint som brændstof. Atomenergi er udskudt for fremtiden.
Storslået projekt
Regeringens dekret af 23. juni 1960 "Om oprettelse af kraftfulde affyringsbiler, satellitter, rumskibe og rumforskning i 1960-1967" år af et nyt rumraketsystem med en opsendelsesmasse på 1000-2000 tons, som sikrer opsendelse af et tungt interplanetært rumfartøj med en masse på 60-80 tons i kredsløb.
En række designbureauer og videnskabelige institutter var involveret i det ambitiøse projekt. På motorer-OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) og OKB-165 (AM Lyulka), på kontrolsystemer-NII-885 (N. A. Pilyugin) og NII- 944 (VI Kuznetsov), på jorden kompleks - GSKB "Spetsmash" (VP Barmin), på målekomplekset - NII -4 MO (AI Sokolov), på systemet til tømning af tanke og regulering af forholdet mellem brændstofkomponenter - OKB -12 (AS Abramov), til aerodynamisk forskning - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) og NII -1 (V. Ya. Likhushin), ifølge fremstillingsteknologien - V. M. Paton ved Academy of Sciences i den ukrainske SSR (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), Progress-anlægget (A. Ya. Linkov), ifølge teknologien og metoderne til eksperimentel udvikling og eftermontering af stande - NII-229 (G. M. Tabakov) m.fl.
Designerne undersøgte konsekvent multistage -lanceringskøretøjer med en lanceringsmasse på 900 til 2500 tons, mens de vurderede de tekniske muligheder for at skabe og beredskabet for landets industri til produktion. Beregninger har vist, at de fleste af militær- og rumformålsopgaver løses af et affyringsvogn med en nyttelast på 70–100 tons, som sættes i gang i en bane med en højde på 300 km.
Derfor blev der for designstudierne af N1 vedtaget en nyttelast på 75 tons med brug af ilt-petroleumbrændstof på alle trin i raketmotoren. Denne værdi af nyttelastens masse svarede til opsendelsesmassen på affyringsvognen på 2200 tons under hensyntagen til, at brugen af brint som brændstof på de øverste etaper vil øge nyttelastens masse op til 90-100 tons med samme lanceringsvægt. Undersøgelser foretaget af de teknologiske tjenester fra produktionsanlæg og teknologiske institutter i landet har ikke kun vist den tekniske gennemførlighed af at skabe et sådant lanceringskøretøj med minimale omkostninger og tid, men også branchens parathed til sin produktion.
Samtidig blev mulighederne for eksperimentel og bænktest af LV-enheder og blok II og III-trin på den eksisterende eksperimentelle base af NII-229 bestemt med minimale ændringer bestemt. LV -opsendelser blev påtænkt fra Baikonur -kosmodromen, for hvilken det var nødvendigt at oprette passende tekniske og opsendelsesstrukturer der.
Der blev også overvejet forskellige layoutordninger med tværgående og langsgående trinopdeling med lejede og ikke-bærende tanke. Som et resultat blev der vedtaget en raketordning med tværgående trinopdelinger med suspenderede monoblok sfæriske brændstoftanke med flermotorinstallationer på trin I, II og III. Valget af antallet af motorer i fremdriftssystemet er et af de grundlæggende problemer ved oprettelsen af et affyringsvogn. Efter analysen blev det besluttet at bruge motorer med et tryk på 150 tons.
På transportørens I, II og III trin blev det besluttet at installere et system til overvågning af KORDs organisatoriske og administrative aktiviteter, som slukkede motoren, når dens kontrollerede parametre afvigede fra normen. Skyde-til-vægt-forholdet i affyringsvognen blev taget sådan, at under unormal drift af en motor i den første sektion af banen fortsatte flyvningen, og i de sidste sektioner af første etages flyvning kunne et større antal motorer slukkes uden at det berører opgaven.
OKB-1 og andre organisationer gennemførte særlige undersøgelser for at begrunde valget af drivmiddelkomponenter med en analyse af muligheden for at bruge dem til N1-affyringsvognen. Analysen viste et signifikant fald i massen af nyttelasten (med en konstant lanceringsmasse) i tilfælde af en overgang til højkogende brændstofkomponenter, hvilket skyldes lave værdier af specifik trykimpuls og en stigning i masse brændstoftanke og gasser under tryk på grund af det højere damptryk af disse komponenter. Sammenligning af forskellige typer brændstof viste, at flydende ilt - petroleum er meget billigere end AT + UDMH: hvad angår investeringer - to gange, hvad angår omkostninger - otte gange.
H1-affyringsvognen bestod af tre trin (blokke A, B, C), der var forbundet med overgangsstørrelser af truss-type og en hovedblok. Strømkredsløbet var en rammeskal, der opfatter eksterne belastninger, inden i hvilke brændstoftanke, motorer og andre systemer var placeret. Fremdrivningssystemet i trin I bestod af 24 NK-15 (11D51) motorer med 150 tf tryk på jorden, arrangeret i en ring, trin II-otte af de samme motorer med en højde i dybden NK-15V (11D52), trin III- fire NK- 19 (11D53) med en dyse i stor højde. Alle motorer var lukkede kredsløb.
Instrumenter i kontrolsystemet, telemetri og andre systemer var placeret i særlige rum på de relevante stadier. LV blev installeret på affyringsenheden med understøttende hæle langs periferien af slutningen af det første trin. Det vedtagne aerodynamiske layout gjorde det muligt at minimere de krævede kontrolmomenter og at bruge princippet om stødfejl mellem modsatte motorer på affyringsvognen til pitch and roll -kontrol. På grund af umuligheden af at transportere hele raketrum med eksisterende køretøjer, er deres opdeling i transportable elementer blevet vedtaget.
På basis af N1 LV -stadierne var det muligt at oprette en samlet række raketter: N11 med brug af II, III og IV -trin i N1 LV med en startmasse på 700 tons og en nyttelast på 20 tons i en AES-bane med en højde på 300 km og N111 med brug af III- og IV-stadier af N1 LV og II-etape af R-9A-raketten med en affyringsmasse på 200 tons og en nyttelast på 5 tons i satellitbaner med en højde på 300 km, hvilket kunne løse en lang række kamp- og rummissioner.
Arbejdet blev udført under direkte tilsyn af S. P. Korolev, der stod i spidsen for Council of Chief Designers, og hans første stedfortræder V. P. Mishin. Designmaterialerne (i alt 29 bind og 8 bilag) i begyndelsen af juli 1962 blev behandlet af en ekspertkommission ledet af præsidenten for Academy of Sciences i USSR M. V. Keldysh. Kommissionen bemærkede, at begrundelsen for LV H1 blev udført på et højt videnskabeligt og teknisk niveau, opfylder kravene til de konceptuelle design af LV og interplanetære raketter og kan bruges som grundlag for udvikling af arbejdsdokumentation. På samme tid talte medlemmer af kommissionen MS Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin og nogle andre om behovet for at involvere OKB-456 i udviklingen af motorer til affyringsbiler, men V. P. Glushko nægtede.
Efter gensidig aftale blev udviklingen af motorer betroet OKB-276, som ikke havde tilstrækkelig teoretisk bagage og erfaring med at udvikle flydende drivraketmotorer med næsten fuldstændig fravær af eksperimentelle og bænkbaser til dette.
Mislykkede, men frugtbare forsøg
Keldysh-kommissionen angav, at H1's primære opgave er dens kampanvendelse, men i løbet af det videre arbejde var superraketens hovedformål rum, primært en ekspedition til månen og tilbagevenden til Jorden. I høj grad var valget af en sådan beslutning påvirket af rapporter om Saturn-Apollo-bemandede måneprogram i USA. Den 3. august 1964 konsoliderede Sovjetunionens regering ved sit dekret denne prioritet.
I december 1962 forelagde OKB-1 til GKOT de "indledende data og grundlæggende tekniske krav til design af opsætningskomplekset for N1-raketten" aftalt med chefdesignerne. Den 13. november 1963 godkendte Kommissionen ved Det Forenede Kongeriges Højeste Råd for Nationaløkonomien i Sovjetunionen ved sin beslutning en tidsplan for udviklingen af designdokumentation for et kompleks af strukturer, der er nødvendige for flyvningstestning af LV N1, undtagen selve konstruktionen og materiale og teknisk support. MI Samokhin og AN Ivannikov overvågede oprettelsen af teststedet på OKB-1 under tæt tilsyn af SP Korolev.
I begyndelsen af 1964 var den samlede efterslæb af arbejdet fra den planlagte tid et til to år. Den 19. juni 1964 måtte regeringen udsætte begyndelsen af LCI til 1966. Flight designtest af N1-raketten med en forenklet hovedenhed i LZ-systemet (med 7K-L1S ubemandede rumfartøjer i stedet for LOK og LK) begyndte i februar 1969. Ved begyndelsen af LKI blev der udført eksperimentel test af enheder og samlinger, bænketest af blokke B og V, test med en prototype 1M -raket på tekniske og affyringspositioner.
Den første opsendelse af N1-LZ raket- og rumkomplekset (nr. ЗЛ) fra styrbords opsendelsen den 21. februar 1969 endte i en ulykke. I gasgeneratoren på den anden motor forekom der højfrekvente vibrationer, trykudtagningsrøret bag turbinen kom af, der opstod en lækage af komponenter, en brand startede i halerummet, hvilket førte til en overtrædelse af motorstyringen system, der udsendte en falsk kommando om at slukke motorerne i 68,7 sekunder. Lanceringen bekræftede imidlertid rigtigheden af det valgte dynamiske skema, lanceringsdynamik, LV -kontrolprocesser, gjorde det muligt at få eksperimentelle data om belastningerne på LV og dens styrke, effekten af akustiske belastninger på raketten og affyringssystemet, og nogle andre data, herunder operationelle egenskaber under reelle forhold.
Den anden lancering af N1-LZ-komplekset (nr. 5L) blev udført den 3. juli 1969, og det gennemgik også en nødsituation. Ifølge konklusionen fra beredskabskommissionen under ledelse af V. P. Mishin var den mest sandsynlige årsag ødelæggelsen af oxidationspumpen i den ottende motor i blok A, når den kom ind på hovedscenen.
Analyse af test, beregninger, forskning og forsøgsarbejde varede to år. Forbedring af pålideligheden af oxidationspumpen blev anerkendt som de vigtigste foranstaltninger; forbedring af kvaliteten af fremstilling og samling af THA; installation af filtre foran motorpumperne, undtagen indtrængning af fremmedlegemer i den; påfyldning før lancering og kvælstofrensning af halesektionen af blok A under flyvning og indførelse af et freon-brandslukningssystem; introduktion af konstruktionselementer, anordninger og kabler til systemer placeret i det bageste rum i blok A i designet af termisk beskyttelse; ændre arrangementet af enheder i det for at øge deres overlevelsesevne; introduktion af blokering af AED -kommandoen op til 50 s. flyvning og nødudtrækning af affyringsvognen fra start ved nulstilling af strømforsyning osv.
Den tredje opsendelse af N1-LZ raket og rumsystem (nr. 6L) blev udført den 27. juni 1971 fra venstre opsendelse. Alle 30 motorer i blok A gik ind i de indledende og vigtigste trin i fremdrift i overensstemmelse med standardcyklogrammet og fungerede normalt, indtil de blev slukket af kontrolsystemet i 50,1 s. Kontinuerligt øget med 14,5 s. nået 145 °. Da AED -holdet var blokeret i op til 50 sekunder, var flyvningen op til 50, 1 sekunder. blev praktisk talt uoverskuelig.
Den mest sandsynlige årsag til ulykken er tabet af rulningskontrol på grund af handlingen fra tidligere ikke -redegjort for forstyrrende øjeblikke, der overstiger de tilgængelige kontrolmomenter for rullelegemerne. Det afslørede ekstra rullemoment opstod med alle motorerne kørende på grund af den kraftige hvirvelstrømningsstrøm i raketens nederste område, forværret af asymmetrien i strømmen omkring motordelene, der stak ud af bunden af raketten.
På mindre end et år blev der under ledelse af M. V. Melnikov og B. A. Sokolov oprettet 11D121 -styremotorer for at give rullestyring af raketten. De opererede med oxiderende generatorgas og brændstof taget fra hovedmotorerne.
Den 23. november 1972 blev den fjerde opsendelse foretaget med raketten nr. 7L, som gennemgik betydelige ændringer. Flyvekontrollen blev udført af et computerkompleks ombord i henhold til kommandoerne på den gyrostabiliserede platform udviklet af Scientific Research Institute of Aircraft Industry. Fremdrivningssystemerne omfattede styringsmotorer, et brandslukningssystem, forbedret mekanisk og termisk beskyttelse af enheder og et indbygget kabelnetværk. Målesystemerne blev suppleret med lille radiotelemetriudstyr udviklet af OKB MEI (chefdesigner A. F. Bogomolov). I alt havde raketten mere end 13.000 sensorer.
Nr. 7L fløj med 106, 93 s. Uden kommentar, men i 7 s. før den estimerede tid for adskillelse af det første og andet trin, var der en næsten øjeblikkelig ødelæggelse af oxidationspumpen på motor nr. 4, hvilket førte til eliminering af raketten.
Den femte lancering var planlagt til fjerde kvartal 1974. I maj blev alle design og konstruktive foranstaltninger for at sikre produktets overlevelse, under hensyntagen til tidligere flyvninger og yderligere undersøgelser, implementeret på raketten nr. 8L, og installationen af de opgraderede motorer begyndte.
Det så ud til, at super-raketten før eller siden ville flyve, hvor og hvordan den skulle. Den udnævnte chef for TsKBEM, der blev omdannet til NPO Energia, i maj 1974, akademiker V. P. Glushko, med stiltiende samtykke fra Ministeriet for Generel Maskinbygning (S. A. Afanasyev), USSR Academy of Sciences (M. V. Keldysh), Militær-Industrielle Kommission i Ministerrådet (L. V. Smirnov) og Centralkomitéen for CPSU (D. F. Ustinov) stoppede alt arbejde på N1-LZ-komplekset. I februar 1976 blev projektet officielt afsluttet ved et dekret fra Central Committee of the CPSU og USSR Ministerrådet. Denne beslutning fratog landet tunge skibe, og prioritet blev givet til USA, som indsatte Space Shuttle -projektet.
De samlede udgifter til udforskning af Månen under H1 -LZ -programmet i januar 1973 beløb sig til 3,6 milliarder rubler til oprettelse af H1 - 2,4 mia. Produktionsreserven for missilenheder, næsten alt udstyr til de tekniske, opsendelses- og målekomplekser blev ødelagt, og omkostningerne på seks milliarder rubler blev afskrevet.
Selvom design, produktion og teknologisk udvikling, driftserfaring og sikring af pålideligheden af et kraftfuldt raketsystem fuldt ud blev brugt til oprettelsen af Energia -affyringsvognen og naturligvis vil finde bred anvendelse i efterfølgende projekter, skal det bemærkes, at afslutningen af arbejdet på H1 var fejlagtigt. USSR overgav frivilligt håndfladen til amerikanerne, men det vigtigste er, at mange teams af designbureauer, forskningsinstitutter og fabrikker har mistet den følelsesmæssige ladning for entusiasme og en følelse af hengivenhed til ideerne om rumforskning, som i høj grad bestemmer præstationen af tilsyneladende uopnåelige fantastiske mål.
