История царь- ракеты

Ракеты-гиганты создавались с одной-единственной целью — скачкообразно опередить космические достижения конкурирующей сверхдержавы

Два гиганта-конкурента

Сборка второй ступени Н-1

Панорама стартовых позиций Н-1

Один из немногих рисунков УР-700

«Сатурн-5» на стартовой позиции

В горизонтальном виде «Сатурн-5» можно было увидеть только в Музее космической техники

«Протон» — прототип лунной ракеты УР-700

Так мог бы стартовать «Вулкан»

Первые советские спутники настолько потрясли США, что впервые заставили американцев задаться вопросом, а действительно ли они являются лидерами мирового прогресса. Уязвленным считало себя не только американское правительство, но и простое население страны. Нужна была национальная программа, которая позволила бы одним скачком восстановить статус-кво. Адекватным ответом могла бы стать только разработка сверхтяжелой ракеты-носителя, позволившей бы обеспечить пилотируемые полеты на Луну и Марс. И в августе 1958 года Управление перспективных исследований МО США приняло решение о финансировании разработки самой мощной из всех существовавших ракетносителей на Земле «Сатурн». Вернее, предусматривалось создание целого семейства «Сатурнов», но конечной целью был «Сатурн5» — трехступенчатый носитель для лунной экспедиции.

У кого тяжелее?

В отличие от аналогичных советских программ разработка «Сатурна» с самого начала не была покрыта тайной. Мало того, программа была объявлена общенациональной, и внести вклад в ее успешное осуществление Джон Кеннеди призвал каждого американца. Также открыто был назван и главный конструктор самой мощной в мире ракеты-носителя — Вернер фон Браун. Создатель баллистической ракеты для массового уничтожения англичан во Второй мировой войне получил шанс реабилитироваться.

Ввиду открытости американских работ разработка «Сатурна» не была секретом и для советских ракетчиков. В том же 1958 году появилось постановление Совета министров СССР о разработке отечественной тяжелой ракеты — наш совершенно секретный ответ американцам. Однако если фон Браун предложил для первой ступени своей ракеты использовать жидкостный реактивный двигатель на хорошо освоенных компонентах кислород — керосин, а на последующих новую пару кислород — водород, то первоначальный советский проект предусматривал помимо кислородно-водородного двигателя первой ступени фантастический ядерный реактивный двигатель на второй. В качестве рабочего тела предполагалось использовать аммиак или его смесь со спиртом, все это нагревалось в ядерном реакторе до температуры в 3000 градусов. Струи раскаленных газов вылетали бы через четыре сопла.

Оценить реальность создания ядерного двигателя у советских ракетостроителей не было возможности, тема была сверхсекретной. До инженеров только доходили слухи о каких-то разработках в курчатовском институте, о попытках Туполева установить реактор на самолете и успехах в создании первых атомных лодок. Только к 1961-му было принято единственно осуществимое решение — строить тяжелую ракету на жидкостных реактивных двигателях. Еще год прошел в спорах, кому строить ракету. Победил Королев. К середине 1962-го у СССР был готов только проект тяжелой королевской ракеты-носителя Н-1. А в США уже как год шли полным ходом летные испытания первого этапа — двухступенчатой ракеты-носителя «Сатурн-1». Уже на этом этапе гонка нами была проиграна!

Кооператив

Программа «Сатурн» до сих пор является классическим примером организации работ над гигантским проектом: прозрачный бюджет, соблюдение сроков и, самое главное, успешная кооперация гигантских корпораций-конкурентов. Первую ступень изготавливал Boeing, вторую — Nord American Rockwell, третью — McDonnell Douglas, приборный отсек — IBM, двигатели — Rocketdyne, и т. д. В СССР же именно на лунном носителе главные конструкторы окончательно переругались между собой. В итоге главный конструктор самых лучших в мире ракетных двигателей первой ступени Валентин Глушко отказался делать двигатели для королевской ракеты Н-1 и, вместе с другим конструктором ракет Владимиром Челомеем, начал самостоятельную разработку сверхмощного носителя.

Королев же при проектировании Н-1 совершил, пожалуй, все ошибки, которые можно было совершить. Начнем с того, что конструкторы просчитались с массой полезного груза, которая при стартовой массе Н1 в 2200 т составляла 75 т. Как выяснилось гораздо позже, такая нагрузка не позволяла высадить на Луну людей. («Сатурн-5» изначально проектировался под 150 т полезной нагрузки.) Отсутствие мощных двигателей вынудило только на первой ступени установить тридцать ЖРД разработки Николая Кузнецова, до этого строившего самолетные двигатели, из-за чего Н-1, по словам Глушко, «напоминала не ракету, а склад двигателей».

Шагом назад был и отказ от хорошо отработанной на знаменитой Р-7 пакетной схемы и от несущих баков. Баки снова стали подвесными, как на «Фау-2», — они воспринимали только гидростатическое давление топлива, а динамическим нагрузкам противостоял внешний корпус. Гигантские баки и блоки ракеты оказались столь велики, что на заводах-изготовителях планировалось производство только транспортабельных блоков. Сварку баков, сборку блоков и монтаж ракеты планировалось осуществлять в огромном корпусе на Байконуре, что сильно удорожало стоимость носителя.

Двигатели второй и третьей ступеней на «Сатурне-5» работали на кислороде и водороде — гораздо более эффективных компонентах, чем пара кислород — керосин, которая применялась на всех ступенях Н-1. В итоге даже модифицированная Н-1 при стартовой массе в 2820 т выводила на низкую орбиту всего 90 т полезной нагрузки, тогда как «Сатурн-5» при стартовой массе в 2913 т выводил 140 т!

Скептики применения жидкого водорода пугали конструкторов следующими доводами: что при температуре в -2530С все металлы становятся хрупкими и что даже школьникам известно — смесь водорода и кислорода представляет собой гремучий газ и мельчайшая утечка при заправке приведет к гигантскому объемному взрыву. Такие доводы, действительно, годились разве что для школьников, но никак не для настоящих профессионалов.

Три раза отмерь, раз пусти

Надежность была основным требованием при реализации программы «Сатурн». Было принято решение о тщательной наземной отработке почти всех модулей, в полете предполагалось испытывать только то, что невозможно было опробовать на Земле. Это было обусловлено очень высокими затратами на летные испытания. Каждый серийный двигатель штатно проходил огневые предполетные испытания три раза: два раза — до поставки и третий — в составе соответствующей ракетной ступени. По сути, все двигатели «Сатурна» были многоразовыми. Советские же ракетные двигатели были рассчитаны только на один пуск, то есть были одноразовыми, и испытывались только выборочные экземпляры из партии. Заместитель генерального конструктора Леонид Воскресенский о советской методике высказался конкретно: «Если мы будем игнорировать американский опыт и продолжать строить ракеты в надежде «авось полетит не с первого, так со второго раза», то нам всем — труба». Интуиция будущего академика не подвела. К 1965 году американцы имели полностью отработанные на Земле многоразовые двигатели для всех ступеней и перешли к их серийному выпуску. Для надежности носителя это имело первостепенное значение. К осени 1967 года американцы объявили о начале полетов. По оценке заместителя Королева Бориса Чертока, отставание советской программы на тот момент уже составляло более двух лет. Было очевидно, что шансов выиграть лунную гонку у СССР нет. Однако ни у одного из руководителей советской ракетной программы не хватило мужества доложить об этом правительству: Н-1 продолжала сжирать гигантские финансовые и материальные ресурсы.

Везунчик и неудачник

Программа «Сатурн» предусматривала создание последовательно трех разных носителей. Двухступенчатая ракета «Сатурн-1» (первая ступень на керосине, вторая — на водороде), летные испытания которой начались еще в 1961 году, предназначалась для отработки макетов корабля «Аполлон». «Сатурн-1B», в пять раз легче «Сатурна-5», стал базовым кораблем для пилотируемых полетов «Аполлонов». Оба этих корабля послужили прототипами для окончательной модификации — трехступенчатого лунного носителя «Сатурна-5».

Ракета собиралась в вертикальном состоянии прямо в Космическом центре на мысе Канаверал. Для этого был построен огромный небоскреб высотой 160 м. Транспортировка собранной ракеты на пусковой стол также производилась в вертикальном состоянии специальным гусеничным транспортером. На первой ступени «Сатурна5» было установлено пять двигателей F-1, каждый тягой в 695 т, работавших на кислороде и керосине. Кислородно-водородные двигатели J-2, тягой по 92104 т каждый, стояли на второй и третьей ступенях (пять и один двигатель соответственно). Заметим, что ни кислородно-керосиновые двигатели на тягу свыше 600 т, ни мощные кислородно-водородные двигатели на тот момент в СССР даже не разрабатывались. Впервые «Сатурн-5» был запущен 9 ноября 1967 года, а в июле 1969 года «Сатурн-5» доставил на Луну первую экспедицию. Всего было произведено несколько десятков пусков «Сатурнов» разных модификаций, и ни один пуск не закончился катастрофой.

Совсем по‑иному сложилась судьба Н-1. Решено было не делать никаких промежуточных вариантов, а пускать сразу полноразмерную ракету. Первый пуск Н-1 состоялся 21 февраля 1969 года. Ракета продержалась в воздухе 69 секунд и упала в 50 км от старта — подвели двигатели первой ступени и система управления ими. 3 июня состоялся пуск второй Н-1. Еще до отрыва от стартового стола взорвался один из двигателей, остальные двигатели подняли ракету на 200 м, после чего носитель рухнул на землю, полностью уничтожив стартовые сооружения. Вторая стартовая площадка, в 3 км от разрушенной, уцелела, но пускать третью ракету не решились: взрыв двигателя — не такая авария, которую можно исправить за месяц. Да и сама гонка потеряла смысл: в июле американцы уже высадились на Луну. Однако в 1971—1972 годах были предприняты еще две безуспешные попытки запуска Н-1. Ракеты погибали еще на стадии работы первой ступени. Только после этого было принято окончательное решение о прекращении работ по Н-1. Следующий, 1973 год стал кризисным для мирной космонавтики как в СССР, так и в США. У нас он наступил из-за полного провала лунной программы. Американцы, отправив семь экспедиций к Луне, столкнулись с другой проблемой — ну слетали, и что дальше? Итог был один для обеих сторон: работы по сверхтяжелым носителям были свернуты.

Ракета из блоков

Могли мы хотя бы теоретически опередить американцев в лунной гонке? Все специалисты сходятся во мнении: с королевским носителем однозначно нет. Не был готов не только носитель, на момент прекращения программы был полностью отработан только лунный скафандр («ПМ» напишет о нем в ближайшем номере)!

Однако существовал другой вариант. Практически одновременно с Королевым свой проект лунного корабля и ракеты-носителя предложил Владимир Челомей, возглавлявший реутовское ОКБ-52. В отличие от Н-1 проект челомеевской сверхтяжелой ракеты-носителя не был утопическим. За основу лунного носителя УР-700 Владимир Челомей планировал взять уже находящуюся в эксплуатации трехступенчатую УР-500К, родоначальницу современного семейства «Протонов». УР-500 имела необычную компоновку первой ступени. Основу составлял центральный блок-бак окислителя. На него навешивались шесть блоков, каждый из которых состоял из бака с горючим и двигателя первой ступени. Преимущество такой компоновки состояло в небольшой длине собранной ступени. Важным преимуществом УР-500 было и то, что все блоки конструировались с учетом габаритов железнодорожных вагонов и платформ, а также ширины железнодорожных путей и размеров тоннелей, мостов и развязок. Ракета строилась на базовых заводах, а на Байконуре происходила только относительно простая сборка из готовых блоков.

Ни один из существующих двигателей для такой мощной ракеты не подходил. Тут-то и пригодился двигатель РД-253, разрабатываемый Глушко для Н-1 и отвергнутый Королевым. Все ступени УР-500 работали на высококипящих токсичных компонентах топлива (окислитель — тетраксид азота, горючее — несимметричный диметилгидразин). Подобное топливо было необходимым требованием военных: УР-500 создавалась не столько под мирные грузы, сколько под военную нагрузку — от сверхмощных боеголовок до боевых ракетопланов.

Лунный носитель УР-700, позволяющий вывести на орбиту полезный груз массой 140 т, представлял собой уже готовую УР-500, к которой добавлялась новая первая ступень — девять блоков, с одним двигателем РД-270 в каждом. Этот уникальный двигатель тягой в 630 т (более чем в четыре раза мощнее, чем двигатели первой ступени Н-1) специально для УР-700 разрабатывал Валентин Глушко. Собственно, это единственный сложный элемент, который требовалось разработать для нового носителя. Все остальные компоненты имели унифицированные размеры с УР-500, что позволяло производить их на существующей оснастке. Сомневаться в том, что Глушко создал бы такой двигатель, оснований не было: после прекращения работ над УР-700 он создал для «Энергии» самый мощный в мире ракетный двигатель РД170 тягой в 740 т! «Если бы лет десять-двенадцать назад приняли мой вариант, — говорил впоследствии Челомей, — мы бы имели носитель, не уступающий «Сатурну-5», но с тем преимуществом, что три верхние ступени всегда находятся в серийном производстве, независимо от лунной программы». Ему никто уже и не возражал.

Марсианские ракеты

Если советская лунная экспедиция с самого начала была невыполнимой авантюрой, то марсианская программа была вполне осуществима. Для пилотируемого полета к Красной планете потребовались бы супертяжелые ракеты, в два раза превышающие грузоподъемность лунных носителей. У СССР было целых два проекта, причем оба в высокой степени готовности.

Первый носитель для марсианской экспедиции предложил все тот же Челомей. Как нетрудно догадаться, второй, третьей и четвертой ступенями марсианской УР-900 должна была стать существующая УР-500 «Протон». На первой ступени планировалось установить вместо шести, как в УР-700, целых 15 двигателей, что позволило бы вывести на опорную околоземную орбиту массу до 240 т, достаточную для марсианского корабля.

Второй марсианский носитель был предложен спустя 20 лет после УР-900. НПО «Энергия» разработало проект сверхтяжелой ракеты-носителя «Вулкан», способной выводить на низкие орбиты 200 т полезного груза. «Вулкан» базировался на уже летавшей ракете «Энергия», у которой вместо четырех боковых блоков первой ступени (в каждом — по двигателю РД-170) планировалось установить восемь несколько увеличенных по длине аналогичных блоков. Все основные модули и блоки для «Вулкана» были разработаны и производились серийно.

Мамонты

Сверхтяжелые ракеты могли существовать только для решения сверхзадач, таких как пилотируемые экспедиции на Луну или Марс. Для решения повседневных задач человечества они непригодны. Как и мамонты, эти ракеты вымерли. И сейчас даже при большом желании наладить производство «Сатурна-5», Н-1 или «Энергии» нереально: не сохранилось ни полной документации, ни сборочных заводов, ни специалистов. По иронии судьбы единственный носитель-гигант, который в случае экстренной необходимости можно реанимировать, — УР-700, так и оставшийся на бумаге. Практически все компоненты для него до сих пор выпускаются серийно на Заводе им. Хруничева.

Запуски носителя Н1

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

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

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

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

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

Ссылки

Дополнительные ссылки

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

Советская и российская ракетно-космическая техника

Wikimedia Foundation . 2010 .

на ГПО

Первоначально предназначалась для вывода на околоземную орбиту тяжёлой (75 т) орбитальной станции с перспективой обеспечения сборки тяжелого межпланетного корабля для полётов к Венере и Марсу . С принятием запоздалого решения по включению СССР в т. н. «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 неуспешными на этапе работы первой ступени. В 1974 году советская лунно-посадочная пилотируемая лунная 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 слова «носитель». На Западе ракета-носитель была известна под условными обозначениями SL-15 и G-1e .

Энциклопедичный YouTube

• 1 / 5

  В КБ С. П. Королева проработки ракеты велись задолго до начала официального проектирования. Уже в 1961-1962 годах отрабатывались отдельные агрегаты и их фрагменты, 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 Н1. 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, полет продолжался. Первая и вторая ступени неуправляемо полетели дальше, и после снятия блокировки на 50,1 секунды полета 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 тыс. 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

  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.

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

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

  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 . 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.

  Справка:

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

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

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

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

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

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

  

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

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

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

  

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

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

  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.

  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 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.

  

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

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

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

  Но обо всем по порядку.