Venäjä tarvitsee kipeästi raskaan luokan kuljettajaa
Viime vuonna Roskosmos julkisti tarjouskilpailun raskaan luokan raketin kehittämiseksi olemassa olevaan Angara-hankkeeseen perustuen, joka kykenee muun muassa kuljettamaan miehitettyjä avaruusaluksia Kuuhun. On selvää, että Venäjällä ei ole superraskaita raketteja, jotka voivat heittää jopa 80 tonnia rahtia kiertoradalle, mikä haittaa monia lupaavia töitä avaruudessa ja maapallolla. Ainoan samankaltaisten kotimaisten lentoyhtiöiden, Energia-Buranin, hanke saatiin päätökseen 90-luvun alussa, vaikka kulutettiin 14,5 miljardia ruplaa (80-luvun hinnoissa) ja 13 vuotta. Samaan aikaan Neuvostoliitossa kehitettiin onnistuneesti superraketti, jolla oli upeat suorituskykyominaisuudet. "VPK: n" lukijoille tarjotaan tarina N1 -raketin luomisen historiasta.
Neste-suihkumoottorilla (LPRE) varustetun H1-työn alkua edelsi ydinvoimaa käyttävien rakettimoottoreiden tutkimus. Valtioneuvoston 30. kesäkuuta 1958 antaman asetuksen mukaisesti OKB-1: ssä kehitettiin alustava suunnitelma, jonka S. P. Korolev hyväksyi 30. joulukuuta 1959.
OKB-456 (pääsuunnittelija V. P. Glushko) valtion puolustustekniikan komiteasta ja OKB-670 (M. M. OKB-1 kehitti kolme versiota ohjuksista, joissa oli ydinvoimaisia ohjuksia, ja kolmas osoittautui mielenkiintoisimmaksi. Se oli jättiläinen raketti, jonka laukaisupaino oli 2000 tonnia ja hyötykuorma jopa 150 tonnia. Ensimmäinen ja toinen vaihe valmistettiin kartiomaisten rakettilohkojen pakkauksina, joissa oli tarkoitus olla suuri määrä NK- 9 nestemäistä polttoainetta käyttävää rakettimoottoria, joiden työntövoima oli 52 tonnia ensimmäisessä vaiheessa. Toiseen vaiheeseen kuului neljä NRE: tä, joiden kokonaisvoima oli 850 tf.
Mahdollisuus käyttää nestemäistä vetyä seoksessa metaanin kanssa työnesteenä ydinvoimarakettimoottorissa esitettiin edellä mainitun asetuksen "Vetyä käyttävien avaruusrakettien mahdollisista ominaisuuksista" lisäyksessä, jonka SP Korolev hyväksyi 9. syyskuuta 1960. Jatkotutkimusten tuloksena on kuitenkin tullut selväksi raskaiden kantorakettien tarkoituksenmukaisuus käyttää nestemäisiä polttoaineita sisältäviä rakettimoottoreita kaikissa vaiheissa hallittujen polttoaineosien osalta, joissa käytetään vetyä polttoaineena. Ydinvoimaa on siirretty tulevaisuuteen.
Suuri projekti
Valtioneuvoston 23. kesäkuuta 1960 antama asetus "Tehokkaiden kantorakettien, satelliittien, avaruusalusten ja avaruustutkimusten luomisesta vuosina 1960-1967" on vuosien uusi avaruusrakettijärjestelmä, jonka laukaisumassa on 1000-2000 tonnia. raskas planeettojen välinen avaruusalus, jonka massa on 60-80 tonnia kiertoradalle.
Kunnianhimoiseen hankkeeseen osallistui useita suunnittelutoimistoja ja tieteellisiä instituutteja. Moottorissa-OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) ja OKB-165 (AM Lyulka), ohjausjärjestelmissä-NII-885 (N. A. Pilyugin) ja NII- 944 (VI Kuznetsov), maassa kompleksi - GSKB "Spetsmash" (VP Barmin), mittauskompleksista - NII -4 MO (AI Sokolov), säiliöiden tyhjennys- ja polttoaineosien suhteen säätöjärjestelmä - OKB -12 (AS Abramov), aerodynaamiseen tutkimukseen - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) ja NII -1 (V. Ya. Likhushin) valmistustekniikan mukaan - V. M. Ukrainan SSR: n tiedeakatemian suojelija (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), Progress-tehdas (A. Ya. - NII-229 (G. M. Tabakov) ja muut.
Suunnittelijat tutkivat johdonmukaisesti monivaiheisia kantoraketteja, joiden laukaisumassa oli 900–2500 tonnia, ja arvioivat samalla luomisen teknisiä mahdollisuuksia ja maan teollisuuden valmiutta tuotantoon. Laskelmat ovat osoittaneet, että suurin osa sotilas- ja avaruustarkoituksiin liittyvistä tehtävistä ratkaistaan kantorakettilla, jonka hyötykuorma on 70–100 tonnia ja joka laukaistaan 300 km: n korkeuteen.
Siksi N1: n suunnittelututkimuksissa otettiin käyttöön 75 tonnin hyötykuorma, jossa käytettiin happi-kerosiinipolttoainetta kaikissa rakettimoottorin vaiheissa. Tämä hyötykuorman massan arvo vastasi 2200 tonnin kantoraketin laukaisumassaa ottaen huomioon, että vedyn käyttö polttoaineena ylemmissä vaiheissa nostaa hyötykuorman massaa jopa 90–100 tonniin. sama lähtöpaino. Maan tuotantolaitosten ja teknologisten instituuttien teknisten yksiköiden tekemät tutkimukset ovat osoittaneet paitsi teknisen toteutettavuuden luoda tällainen kantoraketti mahdollisimman pienillä kustannuksilla ja ajalla, mutta myös alan valmiuden sen tuotantoon.
Samanaikaisesti määritettiin mahdollisuudet LV-yksiköiden ja lohkojen II ja III vaiheiden kokeelliseen ja penkkitestaukseen olemassa olevalla NII-229-kokeellisella pohjalla minimaalisilla muutoksilla. LV -laukaisuja suunniteltiin Baikonurin kosmodromista, jota varten sen oli luotava asianmukaiset tekniset ja laukaisurakenteet.
Lisäksi tarkasteltiin erilaisia asettelujärjestelmiä, joissa oli portaiden poikittainen ja pitkittäinen jako, joissa oli laakerit ja ei-kantavat säiliöt. Tämän seurauksena hyväksyttiin rakettijärjestelmä, jossa portaat jaettiin poikittain ja ripustetuilla pallomaisilla polttoainesäiliöillä monimoottorisilla asennuksilla I, II ja III. Moottorien määrän valinta käyttövoimajärjestelmässä on yksi kantoraketin luomisen perusongelmista. Analyysin jälkeen päätettiin käyttää moottoreita, joiden työntövoima oli 150 tonnia.
Kuljetusliikkeen I, II ja III vaiheessa päätettiin asentaa järjestelmä KORD: n organisatorisen ja hallinnollisen toiminnan seurantaan, joka sammutti moottorin, kun sen hallitut parametrit poikkesivat normista. Kantoraketin työntövoiman ja painon suhde otettiin siten, että lento jatkui yhden moottorin epänormaalin käytön aikana liikeradan alussa, ja ensimmäisen vaiheen lennon viimeisissä osissa suurempi määrä moottoreita saattoi pois päältä, sanotun kuitenkaan rajoittamatta tehtävää.
OKB-1 ja muut organisaatiot suorittivat erityistutkimuksia, joilla perusteltiin ponneainekomponenttien valintaa analyysillä niiden käyttökelpoisuudesta N1-kantoraketissa. Analyysi osoitti hyötykuorman massan pienenevän merkittävästi (jatkuvalla laukaisumassalla), kun siirryttiin korkean kiehumispolttoaineen komponentteihin, mikä johtuu työntövoiman ominaisimpulssin alhaisista arvoista ja polttoainesäiliöiden ja painekaasujen massa näiden komponenttien korkeamman höyrynpaineen vuoksi. Eri polttoainetyyppien vertailu osoitti, että nestemäinen happi - kerosiini on paljon halvempaa kuin AT + UDMH: investointien osalta - kaksi kertaa, kustannusten osalta - kahdeksan kertaa.
H1-kantoraketti koostui kolmesta vaiheesta (lohkot A, B, C), jotka oli yhdistetty toisiinsa ristikkotyyppisillä osastoilla, ja pääkappaleesta. Virtapiiri oli runkokuori, joka havaitsee ulkoiset kuormat ja jonka sisällä polttoainesäiliöt, moottorit ja muut järjestelmät. Vaiheen I käyttövoimajärjestelmä koostui 24 NK-15 (11D51) -moottorista, joiden työntövoima oli 150 tf, ja jotka oli järjestetty renkaaseen, vaihe II-kahdeksan samaa moottoria, joissa oli korkean korkeuden suutin NK-15V (11D52), vaihe III- neljä NK-19 (11D53) korkealla suuttimella. Kaikki moottorit suljettiin.
Ohjausjärjestelmän, telemetrian ja muiden järjestelmien välineet sijoitettiin erityisiin osastoihin sopivissa vaiheissa. LV asennettiin laukaisulaitteeseen tukikantalaisilla ensimmäisen vaiheen lopun reunaa pitkin. Hyväksytty aerodynaaminen ulkoasu mahdollisti tarvittavien ohjausmomenttien minimoinnin ja kantoraketin vastakkaisten moottoreiden työntövoiman epätasaisuuden periaatteen käytön nousun ja kallistuksen ohjauksessa. Koska kokonaisia rakettiosastoja ei voida kuljettaa olemassa olevilla ajoneuvoilla, ne on jaettu siirrettäviin elementteihin.
N1 LV -vaiheiden perusteella oli mahdollista luoda yhtenäinen rakettisarja: N11 käyttämällä N1 LV: n II, III ja IV -vaiheita, joiden lähtömassa oli 700 tonnia ja hyötykuorma 20 tonnia. AES-kiertorata, jonka korkeus on 300 km, ja N111, jossa käytetään N1 LV: n III ja IV porrasta ja R-9A-raketin II-vaihetta, jonka laukaisumassa on 200 tonnia ja hyötykuorma 5 tonnia satelliittien kiertoradalla 300 kilometrin korkeudessa, mikä voisi ratkaista monenlaisia taistelu- ja avaruusoperaatioita.
Työ suoritettiin pääsuunnittelijoiden neuvostoa johtaneen S. P. Korolevin ja hänen ensimmäisen sijaisensa V. P. Mishinin suorassa valvonnassa. Suunnittelumateriaalit (yhteensä 29 osaa ja 8 liitettä) heinäkuun 1962 alussa tarkasteltiin asiantuntijakomiteassa, jota johti Neuvostoliiton tiedeakatemian presidentti M. V. Keldysh. Komissio totesi, että LV H1: n perustelut suoritettiin korkealla tieteellisellä ja teknisellä tasolla, se täyttää LV- ja planeettojenvälisten rakettien konseptisuunnittelua koskevat vaatimukset ja sitä voidaan käyttää perustana työasiakirjojen kehittämiselle. Samaan aikaan komission jäsenet M. S. Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin ja jotkut muut puhuivat tarpeesta ottaa OKB-456 mukaan kantorakettien moottoreiden kehittämiseen, mutta V. P. Glushko kieltäytyi.
Moottoreiden kehittäminen annettiin yhteisellä sopimuksella OKB-276: lle, jolla ei ollut riittävästi teoreettisia matkatavaroita ja kokemusta nestemäistä polttoainetta käyttävien rakettimoottoreiden kehittämisestä ilman kokeellisia ja penkkipohjia.
Epäonnistuneet mutta hedelmälliset koettelemukset
Keldyshin komissio ilmoitti, että H1: n ensisijainen tehtävä on sen taistelukäyttö, mutta jatkotyön aikana superraketin päätarkoitus oli avaruus, ensisijaisesti tutkimusmatka kuuhun ja paluu Maalle. Tällaisen päätöksen valintaan vaikuttivat suurelta osin Yhdysvaltojen Saturn-Apollo-miehitetyn kuun ohjelman raportit. 3. elokuuta 1964 Neuvostoliiton hallitus vahvisti asetuksellaan tämän painopisteen.
Joulukuussa 1962 OKB-1 toimitti GKOT: lle "Lähtötiedot ja tekniset perusvaatimukset N1-raketin laukaisukompleksin suunnittelulle", josta sovittiin pääsuunnittelijoiden kanssa. Neuvostoliiton kansantalouden korkeimman neuvoston komissio hyväksyi 13. marraskuuta 1963 päätöksellään osastojen välisen aikataulun suunnitteluasiakirjojen kehittämiseksi LV N1: n lentotestaukseen tarvittavalle rakenteelle, lukuun ottamatta itse rakentaminen sekä aineellinen ja tekninen tuki. MI Samokhin ja AN Ivannikov valvoivat testipaikan luomista OKB-1: lle SP Korolevin tarkassa valvonnassa.
Vuoden 1964 alkuun mennessä työtauhojen määräaika oli kokonaisuudessaan yksi tai kaksi vuotta. 19. kesäkuuta 1964 hallituksen oli lykättävä LCI: n alkua vuoteen 1966. L1-järjestelmän yksinkertaistetun pääyksikön (7K-L1S-miehittämättömän avaruusaluksen LOK: n ja LK: n sijasta) N1-raketin lentosuunnittelutestit alkoivat helmikuussa 1969. LKI: n alkaessa suoritettiin yksiköiden ja kokoonpanojen kokeellinen testaus, lohkojen B ja V penkkitestit, testit 1M -raketin prototyypillä teknisissä ja laukaisupisteissä.
N1-LZ-raketti- ja avaruuskompleksin (nro ЗЛ) ensimmäinen laukaisu oikeanpuoleisesta laukaisusta 21. helmikuuta 1969 päättyi onnettomuuteen. Toisen moottorin kaasugeneraattorissa esiintyi korkeataajuisia värähtelyjä, turbiinin takana oleva paineenpoistoputki irtosi, komponenttivuoto muodostui, takatilaan syttyi tulipalo, mikä johti moottorin ohjauksen rikkomiseen järjestelmä, joka antoi väärän komennon sammuttaa moottorit 68,7 sekunniksi. Kuitenkin laukaisu vahvisti valitun dynaamisen järjestelmän, laukaisudynamiikan, LV -ohjausprosessien oikeellisuuden, mahdollisti kokeellisten tietojen saamisen LV: n kuormista ja sen lujuudesta, akustisten kuormien vaikutuksesta rakettiin ja laukaisujärjestelmään, ja muut tiedot, mukaan lukien toimintaominaisuudet todellisissa olosuhteissa.
N1-LZ-kompleksin (nro 5L) toinen laukaisu toteutettiin 3. heinäkuuta 1969, ja se kävi myös hätätilanteessa. V. P. Mishinin johtaman hätätoimikunnan johtopäätöksen mukaan todennäköisin syy oli lohkon A kahdeksannen moottorin hapetuspumpun tuhoutuminen päälavalle saapuessaan.
Testien, laskelmien, tutkimuksen ja kokeellisen työn analysointi kesti kaksi vuotta. Tärkein toimenpide on hapetinpumpun luotettavuuden parantaminen. THA: n valmistuksen ja kokoonpanon laadun parantaminen; suodattimien asennus moottoripumppujen eteen, pois lukien vieraiden esineiden pääsy siihen; lohkon A häntäosan täyttö ja typpihuuhtelu lennon aikana ja freonipalonsammutusjärjestelmän käyttöönotto; lohkon A peräosassa sijaitsevien järjestelmien rakenneosien, laitteiden ja kaapeleiden ottaminen käyttöön lämpösuojan suunnittelussa; laitteiden järjestelyn muuttaminen niiden kestävyyden parantamiseksi; AED -komennon estämisen käyttöönotto 50 sekuntiin asti. kantorakettin lento ja hätäpoisto käynnistyksestä virtalähteen nollauksen avulla jne.
N1-LZ-raketti- ja avaruusjärjestelmän (nro 6L) kolmas laukaisu suoritettiin 27. kesäkuuta 1971 vasemmalta laukaisulta. Kaikki lohkon A 30 moottoria siirtyivät työntövoiman alustaviin ja päävaiheisiin tavanomaisen syklogrammin mukaisesti ja toimivat normaalisti, kunnes ohjausjärjestelmä sammutti ne 50,1 sekunniksi. Lisääntyi jatkuvasti 14,5 sekunnilla. saavutti 145 °. Koska AED -tiimi oli estetty 50 sekuntiin asti, lento kesti 50, 1 sekuntia. tuli käytännössä hallitsemattomaksi.
Todennäköisin syy onnettomuuteen on rullan hallinnan menetys, joka johtuu aiemmin tuntemattomista häiritsevistä hetkistä, jotka ylittävät rullan rungon käytettävissä olevat ohjausmomentit. Paljastunut ylimääräinen rullausmomentti syntyi kaikkien moottorien käydessä voimakkaan pyörreilmavirran vuoksi raketin pohja -alueella, jota pahensi raketin pohjasta ulkonevien moottorin osien ympärillä olevan virtauksen epäsymmetria.
Alle vuodessa, M. V. Melnikovin ja B. A. Sokolovin johdolla, luotiin 11D121 -ohjausmoottorit, joiden avulla voitiin valvoa rakettia. Ne toimivat hapettavalla generaattorikaasulla ja päämoottoreista otetulla polttoaineella.
23. marraskuuta 1972 neljäs laukaus tehtiin rakettilla nro 7L, joka koki merkittäviä muutoksia. Lennonohjauksen suoritti ajotietokonekompleksi lentokoneiden tieteellisen tutkimuslaitoksen kehittämän gyro-stabiloidun alustan komentojen mukaisesti. Käyttövoimajärjestelmät sisälsivät ohjausmoottorit, palonsammutusjärjestelmän, laitteiden parannetun mekaanisen ja lämpösuojan sekä sisäisen kaapeliverkoston. Mittausjärjestelmiä täydennettiin OKB MEI: n (pääsuunnittelija A. F. Bogomolov) kehittämällä pienikokoisella radiotelemetrialaitteella. Raketissa oli yhteensä yli 13 000 anturia.
Nro 7L lensi 106, 93 sivua. Ilman kommentteja, mutta 7 sekunnissa. ennen ensimmäisen ja toisen vaiheen arvioitua erotusaikaa moottorin nro 4 hapetuspumppu tuhoutui melkein hetkellisesti, mikä johti raketin poistamiseen.
Viides lanseeraus suunniteltiin vuoden 1974 viimeisellä neljänneksellä. Toukokuuhun mennessä raketti nro 8L toteutti kaikki suunnittelu- ja rakentamistoimenpiteet tuotteen elinkelpoisuuden varmistamiseksi, ottaen huomioon aiemmat lennot ja lisätutkimukset, ja päivitettyjen moottoreiden asennus aloitettiin.
Näytti siltä, että ennemmin tai myöhemmin superaketti lensi minne ja miten sen pitäisi. Kuitenkin nimitetty TsKBEM -johtaja, joka muuttui NPO Energiaksi, toukokuussa 1974, akateemikko V. P. Glushko, yleisen koneenrakennusministeriön (S. A. Afanasjev), Neuvostoliiton tiedeakatemia (M. V. Keldysh), ministerineuvoston sotilas-teollisuuskomissio (L. V. Smirnov) ja NLKP: n keskuskomitea (D. F. Ustinov) lopettivat kaikki N1-LZ-kompleksin työt. Helmikuussa 1976 hanke päättyi virallisesti Neuvostoliiton keskuskomitean ja Neuvostoliiton ministerineuvoston asetuksella. Tämä päätös riisti maalta raskaat alukset, ja etusija siirtyi Yhdysvalloille, jotka avasivat avaruussukkulaprojektin.
Kuun tutkimusmenot H1 -LZ -ohjelman puitteissa tammikuuhun 1973 mennessä olivat yhteensä 3,6 miljardia ruplaa ja H1 -2,4 miljardia. Ohjusyksiköiden tuotantoreservi, lähes kaikki teknisten, laukaisu- ja mittauskompleksien laitteet tuhoutui, ja kuuden miljardin ruplan kustannukset poistettiin.
Vaikka suunnittelua, tuotantoa ja teknologista kehitystä, käyttökokemusta ja tehokkaan rakettijärjestelmän luotettavuuden varmistamista käytettiin täysimääräisesti Energia -kantoraketin luomisessa, ja se tulee ilmeisesti laajalti sovellukseen myöhemmissä hankkeissa, on huomattava, että H1: n työ oli virheellistä. Neuvostoliitto luovutti vapaaehtoisesti kämmenen amerikkalaisille, mutta pääasia on, että monet suunnittelutoimistojen, tutkimuslaitosten ja tehtaiden tiimit ovat menettäneet innostumisen emotionaalisen varauksen ja omistautumisen tunteen avaruustutkimuksen ideoille, jotka pitkälti määräävät saavutuksen näennäisesti saavuttamattomista fantastisista tavoitteista.
