Vitin e kaluar, Roskosmos shpalli një tender për zhvillimin e një rakete të klasit të rëndë bazuar në projektin ekzistues Angara, i aftë, ndër të tjera, të dërgojë një anije kozmike të drejtuar në Hënë. Natyrisht, mungesa e raketave super të rënda nga Rusia që mund të hedhin deri në 80 tonë ngarkesë në orbitë po pengon shumë punë premtuese në hapësirë dhe në Tokë. Projekti i transportuesit të vetëm vendas me karakteristika të ngjashme, Energia-Buran, u mbyll në fillim të viteve '90, megjithë shpenzimet 14, 5 miliardë rubla (me çmimet e viteve '80) dhe 13 vjet. Ndërkohë, në BRSS, një super-raketë me karakteristika mahnitëse të performancës u zhvillua me sukses. Lexuesve të "VPK" u ofrohet një histori në lidhje me historinë e krijimit të raketës N1.
Fillimit të punës në H1 me një motor me avion të lëngshëm (LPRE) i parapriu kërkimi mbi motorët e raketave që përdorin energjinë bërthamore (NRE). Në përputhje me një dekret të qeverisë të 30 qershorit 1958, një model paraprak u zhvillua në OKB-1, miratuar nga S. P. Korolev më 30 dhjetor 1959.
OKB-456 (projektuesi kryesor V. P. Glushko) i Komitetit Shtetëror për Teknologjinë e Mbrojtjes dhe OKB-670 (M. M. OKB-1 zhvilloi tre versione të raketave me raketa me energji bërthamore, dhe i treti doli të ishte më interesanti. Ishte një raketë gjigante me një peshë lëshimi prej 2000 ton dhe një masë ngarkese deri në 150 tonë. Fazat e para dhe të dyta u bënë në formën e paketave të blloqeve të raketave konike, të cilat supozohej se kishin një numër të madh të NK- 9 motorë raketë me lëndë djegëse të lëngshme me një shtytje prej 52 ton në fazën e parë. Faza e dytë përfshinte katër NRE me një shtytje totale prej 850 tf, një impuls specifik shtytës në zbrazëtinë deri në 550 kgf / kg kur përdorni një medium tjetër pune në një temperaturë ngrohjeje deri në 3500 K.
Perspektiva e përdorimit të hidrogjenit të lëngshëm në një përzierje me metan si një lëng pune në një motor rakete bërthamore u tregua në shtesë të dekretit të mësipërm "Për karakteristikat e mundshme të raketave hapësinore duke përdorur hidrogjen", miratuar nga SP Korolev më 9 shtator 1960 Me Sidoqoftë, si rezultat i studimeve të mëtejshme, është bërë e qartë përshtatshmëria e automjeteve të lëshimit të rëndë me përdorimin e motorëve të raketave me lëndë djegëse të lëngshme në të gjitha fazat në komponentët e zotëruar të karburantit me përdorimin e hidrogjenit si lëndë djegëse. Energjia bërthamore është shtyrë për të ardhmen.
Projekt madhështor
Dekreti i qeverisë i 23 qershorit 1960 "Për krijimin e automjeteve të fuqishme lëshuese, satelitëve, anijeve kozmike dhe eksplorimit të hapësirës në 1960-1967" vite të një sistemi të ri raketash hapësinore me një masë lëshimi prej 1000-2000 ton, i cili siguron fillimin e një anije e rëndë ndërplanetare me një masë 60-80 ton në orbitë.
Një numër i zyrave të projektimit dhe instituteve shkencore u përfshinë në projektin ambicioz. Në motorët-OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) dhe OKB-165 (AM Lyulka), në sistemet e kontrollit-NII-885 (N. A. Pilyugin) dhe NII- 944 (VI Kuznetsov), në tokë kompleks - GSKB "Spetsmash" (VP Barmin), në kompleksin matës - NII -4 MO (AI Sokolov), në sistemin për zbrazjen e rezervuarëve dhe rregullimin e raportit të përbërësve të karburantit - OKB -12 (AS Abramov), për kërkime aerodinamike - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) dhe NII -1 (V. Ya. Likhushin), sipas teknologjisë së prodhimit - V. M. Paton i Akademisë së Shkencave të SSR-së së Ukrainës (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), uzina e Progresit (A. Ya. Linkov), sipas teknologjisë dhe metodave të zhvillimit eksperimental dhe rindërtimit të stendave - NII-229 (G. M. Tabakov) dhe të tjerë.
Dizajnerët në mënyrë të vazhdueshme shqyrtuan automjetet e lëshimit me shumë faza me një masë lëshimi prej 900 deri në 2500 ton, ndërsa vlerësuan mundësitë teknike të krijimit dhe gatishmërinë e industrisë së vendit për prodhim. Llogaritjet kanë treguar se shumica e detyrave të qëllimeve ushtarake dhe hapësinore zgjidhen nga një mjet lëshimi me një ngarkesë prej 70-100 ton, i cili lëshohet në një orbitë me një lartësi prej 300 km.
Prandaj, për studimet e projektimit të N1, një ngarkesë prej 75 ton u miratua me përdorimin e karburantit të oksigjenit-vajguri në të gjitha fazat e motorit të raketës. Kjo vlerë e masës së ngarkesës korrespondonte me masën e lëshimit të mjetit lëshues prej 2200 ton, duke marrë parasysh që përdorimi i hidrogjenit si lëndë djegëse në fazat e sipërme do të rrisë masën e ngarkesës deri në 90-100 ton me pesha e njëjtë e nisjes. Studimet e kryera nga shërbimet teknologjike të fabrikave prodhuese dhe institutet teknologjike të vendit kanë treguar jo vetëm fizibilitetin teknik të krijimit të një mjeti të tillë lëshimi me kosto dhe kohë minimale, por edhe gatishmërinë e industrisë për prodhimin e saj.
Në të njëjtën kohë, u përcaktuan mundësitë e testimit eksperimental dhe stol të njësive LV dhe blloqeve II dhe III në bazën eksperimentale ekzistuese të NII-229 me modifikime minimale. Nisjet e LV ishin parashikuar nga kozmodromi Baikonur, për të cilin u kërkua të krijonin struktura të përshtatshme teknike dhe të nisnin atje.
Gjithashtu, u morën parasysh skema të ndryshme të paraqitjes me ndarje tërthore dhe gjatësore të hapave, me tanke mbajtëse dhe jo-mbajtëse. Si rezultat, një skemë raketash u miratua me një ndarje tërthore të fazave me rezervuarë sferike të karburantit monoblok të pezulluar, me instalime me shumë motorë në fazat I, II dhe III. Zgjedhja e numrit të motorëve në sistemin shtytës është një nga problemet themelore në krijimin e një automjeti lëshimi. Pas analizës, u vendos që të përdoren motorë me një shtytje prej 150 ton.
Në fazat I, II dhe III të transportuesit, u vendos të instaloni një sistem për monitorimin e aktiviteteve organizative dhe administrative të KORD, i cili fiki motorin kur parametrat e tij të kontrolluar devijuan nga norma. Raporti i shtytjes ndaj peshës së mjetit lëshues u mor i tillë që gjatë funksionimit jonormal të një motori në pjesën fillestare të trajektores, fluturimi vazhdoi, dhe në pjesët e fundit të fluturimit të fazës së parë, një numër më i madh motorësh mund të fiket pa paragjykuar detyrën.
OKB-1 dhe organizata të tjera kryen studime të veçanta për të justifikuar zgjedhjen e përbërësve të shtytësit me një analizë të mundësisë së përdorimit të tyre për mjetin lëshues N1. Analiza tregoi një rënie të konsiderueshme të masës së ngarkesës (me një masë lëshimi konstante) në rastin e një kalimi në përbërësit e karburantit me valë të lartë, e cila është për shkak të vlerave të ulëta të impulsit specifik të shtytjes dhe një rritje të masa e rezervuarëve të karburantit dhe gazrave nën presion për shkak të presionit më të lartë të avullit të këtyre përbërësve. Krahasimi i llojeve të ndryshme të karburantit tregoi se oksigjeni i lëngshëm - vajguri është shumë më i lirë se AT + UDMH: për sa i përket investimeve kapitale - dy herë, për sa i përket kostos - tetë herë.
Automjeti i lëshimit H1 përbëhej nga tre faza (blloqet A, B, C), të ndërlidhura me ndarje kalimtare të tipit të trungut dhe një bllok kokë. Qarku i energjisë ishte një guaskë kornizë që percepton ngarkesa të jashtme, brenda së cilës ishin vendosur rezervuarët e karburantit, motorët dhe sistemet e tjera. Sistemi shtytës i fazës I përbëhej nga 24 motorë NK-15 (11D51) me 150 tf shtytje në tokë, të rregulluar në një unazë, faza II-tetë nga të njëjtët motorë me një hundë me lartësi të madhe NK-15V (11D52), faza III- katër NK-19 (11D53) me një hundë në lartësi të madhe. Të gjithë motorët ishin me qark të mbyllur.
Instrumentet e sistemit të kontrollit, telemetrisë dhe sistemeve të tjera u vendosën në ndarje të veçanta në fazat e duhura. LV u instalua në pajisjen lëshuese me thembra mbështetëse përgjatë periferisë së fundit të fazës së parë. Paraqitja e miratuar aerodinamike bëri të mundur minimizimin e momenteve të kërkuara të kontrollit dhe përdorimin e parimit të mospërputhjes së lëvizjes së motorëve të kundërt në mjetin e lëshimit për kontroll të katranit dhe rrotullimit. Për shkak të pamundësisë së transportimit të të gjithë ndarjeve të raketave nga automjetet ekzistuese, ndarja e tyre në elementë të transportueshëm është miratuar.
Në bazë të fazave N1 LV, ishte e mundur të krijohej një seri raketash e unifikuar: N11 me përdorimin e fazave II, III dhe IV të N1 LV me një masë fillestare prej 700 ton dhe një ngarkesë prej 20 ton në një Orbita AES me një lartësi prej 300 km dhe N111 me përdorimin e fazave III dhe IV të N1 LV dhe fazës II të raketës R-9A me një masë lëshimi prej 200 ton dhe një ngarkesë prej 5 ton në orbitën e satelitëve me një lartësi prej 300 km, e cila mund të zgjidhë një gamë të gjerë misionesh luftarake dhe hapësinore.
Puna u krye nën mbikëqyrjen e drejtpërdrejtë të S. P. Korolev, i cili drejtoi Këshillin e Projektuesve kryesorë dhe zëvendësin e tij të parë V. P. Mishin. Materialet e projektimit (gjithsej 29 vëllime dhe 8 shtojca) në fillim të korrikut 1962 u konsideruan nga një komision ekspertësh i kryesuar nga Presidenti i Akademisë së Shkencave të BRSS M. V. Keldysh. Komisioni vuri në dukje se justifikimi i LV H1 u krye në një nivel të lartë shkencor dhe teknik, plotëson kërkesat për modelet konceptuale të LV dhe raketave ndërplanetare dhe mund të përdoret si bazë për zhvillimin e dokumentacionit të punës. Në të njëjtën kohë, anëtarët e komisionit M. S. Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin dhe disa të tjerë folën për nevojën për të përfshirë OKB-456 në zhvillimin e motorëve për automjetet e lëshimit, por V. P. Glushko refuzoi.
Me marrëveshje reciproke, zhvillimi i motorëve iu besua OKB-276, i cili nuk kishte bagazhe teorike të mjaftueshme dhe përvojë në zhvillimin e motorëve të raketave me lëndë të lëngshme me mungesë pothuajse të plotë të bazave eksperimentale dhe stol për këtë.
Sprova të pasuksesshme, por të frytshme
Komisioni Keldysh tregoi se detyra kryesore e H1 është përdorimi i tij luftarak, por gjatë punës së mëtejshme, qëllimi kryesor i super-raketës ishte hapësira, kryesisht një ekspeditë në Hënë dhe kthimi në Tokë. Në një masë të madhe, zgjedhja e një vendimi të tillë u ndikua nga raportet e programit hënor të drejtuar nga Saturn-Apollo në Shtetet e Bashkuara. Më 3 gusht 1964, qeveria e BRSS, me dekretin e saj, konsolidoi këtë përparësi.
Në Dhjetor 1962, OKB-1 paraqiti në GKOT "Të dhënat fillestare dhe kërkesat themelore teknike për hartimin e kompleksit të lëshimit për raketën N1", të dakorduara me projektuesit kryesorë. Më 13 Nëntor 1963, Komisioni i Këshillit Suprem të Ekonomisë Kombëtare të BRSS, me vendimin e tij, miratoi një orar ndër -departamentor për zhvillimin e dokumentacionit të projektimit për një kompleks strukturash të nevojshme për testimin e fluturimit të LV N1, duke përjashtuar vetë ndërtimi dhe mbështetje materiale dhe teknike. MI Samokhin dhe AN Ivannikov mbikëqyrën krijimin e sitit të provës në OKB-1 nën mbikëqyrjen e ngushtë të SP Korolev.
Në fillim të vitit 1964, puna e përgjithshme e mbetur nga koha e caktuar ishte një deri në dy vjet. Më 19 qershor 1964, qeverisë iu desh të shtyjë fillimin e LCI në 1966. Testet e projektimit të fluturimit të raketës N1 me një njësi të thjeshtuar të kokës të sistemit LZ (me anijen kozmike pa pilot 7K-L1S në vend të LOK dhe LK) filluan në shkurt 1969. Me fillimin e LKI, u kryen testime eksperimentale të njësive dhe kuvendeve, teste të stolit të blloqeve B dhe V, teste me një prototip rakete 1M në pozicionet teknike dhe të lëshimit.
Nisja e parë e kompleksit të raketave dhe hapësirës N1-LZ (Nr. ЗЛ) nga lëshimi në drejtim të djathtë më 21 shkurt 1969 përfundoi në një aksident. Në gjeneratorin e gazit të motorit të dytë, ndodhën dridhje me frekuencë të lartë, tubi i ngritjes së presionit pas turbinës doli, u formua një rrjedhje e përbërësve, filloi një zjarr në ndarjen e bishtit, gjë që çoi në një shkelje të kontrollit të motorit sistem, i cili lëshoi një komandë të rreme për të fikur motorët për 68.7 sekonda. Sidoqoftë, lëshimi konfirmoi korrektësinë e skemës dinamike të zgjedhur, dinamikën e lëshimit, proceset e kontrollit të LV, bëri të mundur marrjen e të dhënave eksperimentale mbi ngarkesat në LV dhe forcën e saj, efektin e ngarkesave akustike në raketë dhe sistemin e lëshimit, dhe disa të dhëna të tjera, përfshirë karakteristikat operacionale në kushte reale.
Nisja e dytë e kompleksit N1-LZ (Nr. 5L) u krye më 3 korrik 1969, dhe gjithashtu kaloi një emergjencë. Sipas përfundimit të komisionit të urgjencës të kryesuar nga V. P. Mishin, arsyeja më e mundshme ishte shkatërrimi i pompës oksiduese të motorit të tetë të bllokut A kur hyn në fazën kryesore.
Analiza e testeve, llogaritjeve, punës kërkimore dhe eksperimentale zgjati dy vjet. Përmirësimi i besueshmërisë së pompës oksiduese u njoh si masat kryesore; përmirësimi i cilësisë së prodhimit dhe montimit të THA; instalimi i filtrave para pompave të motorit, duke përjashtuar hyrjen e objekteve të huaja në të; mbushja paraprake dhe pastrimi me nitrogjen i pjesës së bishtit të bllokut A në fluturim dhe futja e një sistemi të shuarjes së zjarrit freon; futja e elementeve strukturorë, pajisjeve dhe kabllove të sistemeve të vendosura në ndarjen e pasme të bllokut A në hartimin e mbrojtjes termike; ndryshimi i rregullimit të pajisjeve në të në mënyrë që të rritet mbijetesa e tyre; futja e bllokimit të komandës AED deri në 50 s. fluturimi dhe tërheqja emergjente e mjetit të lëshimit që nga fillimi me rifillimin e furnizimit me energji, etj.
Nisja e tretë e raketës dhe sistemit hapësinor N1-LZ (Nr. 6L) u krye më 27 qershor 1971 nga lëshimi në të majtë. Të 30 motorët e Bllokut A hynë në mënyrën e fazave paraprake dhe kryesore të shtytjes në përputhje me ciklogramin standard dhe funksionuan normalisht derisa u fikën nga sistemi i kontrollit për 50.1 s. U rrit vazhdimisht me 14.5 s. arriti në 145 °. Meqenëse ekipi i AED ishte i bllokuar deri në 50 s, fluturimi ishte deri në 50, 1 s. u bë praktikisht i pakontrollueshëm.
Shkaku më i mundshëm i aksidentit është humbja e kontrollit të rrotullës për shkak të veprimit të momenteve shqetësuese të panumëruara për tejkalimin e momenteve të disponueshme të kontrollit të trupave të rrotullës. Momenti shtesë i zbuluar i rrotullimit u ngrit me të gjithë motorët që punonin për shkak të rrjedhës së fuqishme të ajrit në vorbull në pjesën e poshtme të raketës, e rënduar nga asimetria e rrjedhës rreth pjesëve të motorit që dilnin nga fundi i raketës.
Në më pak se një vit, nën udhëheqjen e M. V. Melnikov dhe B. A. Sokolov, u krijuan motorë drejtues 11D121 për të siguruar kontrollin e raketës. Ata operonin me gazin gjenerator oksidues dhe karburantin e marrë nga motorët kryesorë.
Më 23 nëntor 1972, lëshimi i katërt u bë me raketën Nr.7L, e cila pësoi ndryshime të rëndësishme. Kontrolli i fluturimit u krye nga një kompleks kompjuterik në bord sipas komandave të platformës xhiro-të stabilizuar të zhvilluar nga Instituti Kërkimor Shkencor i Industrisë së Avionëve. Sistemet shtytëse përfshinin motorë drejtues, një sistem shuarje zjarri, mbrojtje të përmirësuar mekanike dhe termike të pajisjeve dhe një rrjet kabllor në bord. Sistemet e matjes u plotësuan me pajisje të vogla të telemetrisë radio të zhvilluara nga OKB MEI (shefi i projektuesit A. F. Bogomolov). Në total, raketa kishte më shumë se 13,000 sensorë.
Nr. 7L fluturoi me 106, 93 f. Pa koment, por në 7 s. para kohës së vlerësuar të ndarjes së fazës së parë dhe të dytë, pati një shkatërrim pothuajse të menjëhershëm të pompës oksiduese të motorit Nr.4, i cili çoi në eliminimin e raketës.
Nisja e pestë ishte planifikuar për tremujorin e katërt të 1974. Deri në maj, të gjitha projektimet dhe masat konstruktive për të siguruar mbijetesën e produktit, duke marrë parasysh fluturimet e mëparshme dhe studimet shtesë, u zbatuan në raketën Nr.8L dhe filloi instalimi i motorëve të azhurnuar.
Dukej që herët a vonë super-raketa do të fluturonte ku dhe si duhej. Sidoqoftë, kreu i emëruar i TsKBEM, i shndërruar në NPO Energia, në maj 1974, Akademiku V. P. Glushko, me pëlqimin e heshtur të Ministrisë së Ndërtimit të Makinerisë së Përgjithshme (S. A. Afanasyev), Akademia e Shkencave e BRSS (M. V. Keldysh), Komisioni Ushtarak-Industrial i Këshillit të Ministrave (L. V. Smirnov) dhe Komiteti Qendror i CPSU (D. F. Ustinov) ndaluan të gjitha punët në kompleksin N1-LZ. Në shkurt 1976, projekti u mbyll zyrtarisht me një dekret të Komitetit Qendror të CPSU dhe Këshillit të Ministrave të BRSS. Ky vendim e privoi vendin nga anijet e rënda dhe përparësia i kaloi Shteteve të Bashkuara, të cilat vendosën projektin e anijes hapësinore.
Shpenzimet totale për eksplorimin e Hënës sipas programit H1 -LZ deri në janar 1973 arritën në 3.6 miliardë rubla, për krijimin e H1 - 2.4 miliardë. Rezerva e prodhimit të njësive të raketave, pothuajse e gjithë pajisja e komplekseve teknike, lëshuese dhe matëse u shkatërrua, dhe kostot në shumën prej gjashtë miliardë rubla u fshinë.
Megjithëse dizajni, prodhimi dhe zhvillimet teknologjike, përvoja e funksionimit dhe sigurimi i besueshmërisë së një sistemi të fuqishëm raketash u përdorën plotësisht në krijimin e automjetit të lëshimit Energia dhe, padyshim, do të gjejë zbatim të gjerë në projektet e mëvonshme, duhet të theksohet se përfundimi puna në H1 ishte e gabuar. BRSS ua dorëzoi pëllëmbën vullnetarisht amerikanëve, por gjëja kryesore është se shumë ekipe të zyrave të projektimit, instituteve kërkimore dhe fabrikave kanë humbur ngarkesën emocionale të entuziazmit dhe ndjenjën e përkushtimit ndaj ideve të eksplorimit të hapësirës, të cilat në masë të madhe përcaktojnë arritjen të golave fantastikë në dukje të paarritshëm.
