Ракетно-космическа система "N1-LZ. Ракетни мастодонти: Ракетите на цена за града Една от най-важните дати в историята на ракетата носител

Свръхтежката ракета-носител N-1 получи прякора „Цар Ракета“ заради големите си размери (стартово тегло почти 2500 тона, височина – 105 метра), както и целите, поставени по време на работата по нея. Ракетата трябваше да спомогне за укрепване на отбранителната способност на държавата, за насърчаване на научни и национални икономически програми, както и за пилотирани междупланетни полети.За създаването на тежка суперракета в СССР започнаха да мислят още в края на 50-те години на миналия век. Идеи и предположения за неговото развитие са натрупани в царския OKB-1. Сред вариантите бяха използването на проектния резерв от ракетата Р-7, която изстреля първите съветски сателити и дори разработването на ядрена задвижваща система. И накрая, до 1962 г. експертната комисия, а по-късно и ръководството на страната, избраха макет с вертикална конструкция на ракета, която можеше да изведе в орбита товар с тегло до 75 тона (теглото на товара, хвърлен на Луната, е 23 тона, до Марс - 15 тона). След това успяхме да внедрим и развием голям бройуникални технологии - бордови компютър, нови методи за заваряване, решетъчни крила, система за аварийно спасяване на астронавти и много други. Първоначално ракетата е предназначена за изстрелване на тежки орбитална станцияс последваща перспектива за сглобяване на TMK - тежък междупланетен космически кораб за полети до Марс и Венера. По-късно обаче беше взето закъсняло решение за включване на СССР в „лунната надпревара“ с доставянето на човек на повърхността на Луната. Така програмата за създаване на ракетата N-1 беше ускорена и тя фактически се превърна в носител на експедиционния космически кораб LZ в комплекса N-1-LZ. Редица дизайнерски бюра и научни институти бяха включени в грандиозния проект:
- за двигатели – ОКБ-456 (В.П. Глушко), ОКБ-276 (Н.Д. Кузнецов) и ОКБ-165 (А.М. Люлка);
- за системи за управление - NII-885 (N. A. Pilyugin) и NII-944 (V. I. Kuznetsov);
- за наземния комплекс - ГСКБ "Спецмаш" (В. П. Бармин);
- за измервателния комплекс - НИИ-4 МО (А.И. Соколов);
- за системата за изпразване на резервоари и регулиране на съотношението на горивните компоненти - ОКБ-12 (А. С. Абрамов);
- за аеродинамични изследвания - НИИ-88 (Ю. А. Мозхорин), ЦАГИ (В. М. Мясищев) и НИИ-1 (В. Я. Лихушин);
- по производствена технология - Институт по заваряване на името на. Патон Академия на науките на Украинската ССР (Б. Е. Патон), НИТИ-40 (Я. В. Колупаев), Прогрес завод (А. Я. Линков);
- върху технологията и методите за експериментално развитие и модернизация на стендове - NII-229 (Г. М. Табаков) и др. Работата по комплекса започва с постановлението на правителството от 23 юни 1960 г. „За създаването на мощни ракети-носители, спътници, космически кораби и Развитието на космическото пространство през 1960-1967 г. За проектните проучвания на ракетата-носител N1 беше приет полезен товар с тегло 75 тона с помощта на ракетни двигатели с течно гориво, използващи компоненти на кислородно-керосиново гориво на всички етапи. Тази стойност на масата на полезния товар съответства на стартовата маса на ракетата-носител от 2200 тона, а използването на течен водород като гориво на горните етапи позволи да се увеличи масата на полезния товар до 90-100 тона със същата стартова маса На 3 август 1964 г. е издадено постановление на правителството, в което за първи път е определено, че най-важната задача в изследването на космоса с помощта на ракетата-носител N1 е изследването на Луната с кацането на експедиция на повърхността му и последващото му връщане на Земята. Ракетният комплекс, включващ ракетата-носител N1 и лунната система L3 за изпращане на екипаж от двама души на повърхността на Луната с последващо връщане на Земята (с кацане на един човек на Луната), получи обозначението N1-L3 Работата се извършва под прякото ръководство на S. P. Королев, който ръководи Съвета на главните дизайнери, и неговия първи заместник V. P. Mishin. Материалите по проекта (общо 29 тома и 8 приложения) бяха прегледани в началото на юли 1962 г. от експертна комисия, ръководена от президента на Академията на науките на СССР М. В. Келдиш. Комисията отбеляза, че обосновката на ракетата носител N1 е извършена на високо научно и техническо ниво, отговаря на изискванията за предварителни проекти на ракети носители и междупланетни ракети и може да се използва като основа за разработване работна документация . В същото време членовете на комисията М. С. Рязански, В. П. Бармин, А. Г. Мрикин и някои други говориха за необходимостта от включването на ОКБ-456 в разработването на двигатели за ракетата-носител, но В. П. Глушко отказа. По взаимно съгласие разработването на двигателите беше поверено на OKB-276, което нямаше достатъчно теоретични познания и опит в разработването на двигатели с течно гориво и почти пълното отсъствие на експериментални и стендови съоръжения за това. Преди да вземат решение за окончателния дизайн на ракетата-носител, създателите трябваше да оценят най-малко 60 различни варианта, от полиблок до моноблок, както за паралелно, така и за последователно разделяне на ракетата на етапи. За всеки от тези варианти бяха извършени подходящи цялостни анализи както на предимствата, така и на недостатъците, включително проучване на осъществимостта на проекта. Конструкторите последователно изследваха многостепенни ракети-носители със стартова маса от 900 до 2500 тона, като същевременно оценяваха техническите възможности за създаване и готовността на индустрията на страната за производство. Изчисленията показват, че повечето военни и космически проблеми се решават от ракета-носител с полезен товар 70–100 тона, изстреляна в орбита на височина 300 км. По време на предварителните изследвания създателите бяха принудени да се откажат от полиблоковия дизайн с паралелно разделяне на етапи, въпреки че този дизайн вече беше тестван на R-7 и направи възможно транспортирането на готови елементи на ракетата-носител (задвижващи агрегати, резервоари) от завода до космодрума с железница. Ракетата е сглобена и тествана на място. Тази схема беше отхвърлена поради неоптималната комбинация от масови разходи и допълнителни хидравлични, механични, пневматични и електрически връзки между ракетните блокове. В резултат на това на преден план излезе моноблоков дизайн, който включва използването на ракетни двигатели с течно гориво с предварителни помпи, което позволява да се намали дебелината на стената (и следователно теглото) на резервоарите, както и да се намали налягането на усилващия газ. Те възприеха дизайна на ракета с напречно разделение на етапи с окачени моноблокови сферични резервоари за гориво, с многодвигателни инсталации на етапи I, II и III. Изборът на броя на двигателите в системата за задвижване е един от основните проблеми при създаването на ракета-носител. След анализа беше решено да се използват двигатели с тяга 150 т. На I, II и III етап на носителя беше решено да се инсталира система за управление на организационната и административна дейност KORD, която изключваше двигателя, ако той контролираните параметри се отклоняват от нормата. Съотношението на тягата към теглото на ракетата-носител беше взето така, че в случай на ненормална работа на един двигател в началния участък от траекторията полетът да продължи, а в последните участъци от първия етап на полета беше възможно да изключите по-голям брой двигатели, без да компрометирате мисията. OKB-1 и други организации проведоха специални проучвания, за да обосноват избора на компоненти на горивото с анализ на осъществимостта на тяхното използване за ракетата носител N1. Анализът показа значително намаляване на масата на полезния товар (при постоянна стартова маса) в случай на преминаване към висококипящи горивни компоненти, което се дължи на ниски стойности специфичен импулстяга и увеличаване на масата на резервоарите за гориво и газовете за усилване поради по-високото налягане на парите на тези компоненти. Сравнение различни видовегориво показа, че течният кислород - керосинът е много по-евтин от AT + UDMH: по отношение на капиталовите инвестиции е два пъти, по отношение на разходите е осем пъти. Дизайнът на ракетата N-1 беше необичаен в много отношения, но основните му отличителни черти бяха оригиналният дизайн със сферични падащи резервоари, както и носеща външна обвивка, която се поддържаше от силов комплект (полумонокок използван е самолетен дизайн) и пръстеновидно разположение на двигатели с течно гориво на всяка степен. Благодарение на това техническо решение, по отношение на първата степен на ракетата по време на изстрелването и нейното издигане, въздухът от околната атмосфера беше евакуиран от изгорелите струи на ракетния двигател в вътрешно пространствопод резервоара. Резултатът беше нещо като много голям двигател за дишане на въздух, който включваше цялата долна част на структурата на 1-ви етап. Дори и без допълнително изгаряне на изгорелите газове на ракетния двигател, тази схема осигури на ракетата значително увеличение на тягата, повишавайки общата й ефективност.Етапите на ракетата N-1 бяха свързани помежду си чрез специални преходни ферми, през които можеха да текат газове абсолютно свободно в случай на горещ старт на двигателите на следващите етапи. Ракетата се управляваше по канала на ролката с помощта на контролни дюзи, в които се подаваше газ, отклоняван там след турбопомпените агрегати (TPA), а през каналите на тангажа и курса управлението се извършваше с помощта на несъответствието на тягата на противоположната течност- ракетни двигатели. Поради невъзможност за транспортиране на степени на свръхтежка ракета с железопътен транспорт, създателите предложиха да направят външната обвивка на N-1 разглобяема и да произвеждат горивните си резервоари от листови заготовки („венчелистчета“) директно в самия космодрум. Тази идея първоначално не влиза в главите на членовете на експертната комисия. Ето защо, след като приеха предварителния проект на ракетата N-1 през юли 1962 г., членовете на комисията препоръчаха по-нататъшно проучване на доставката на сглобени ракетни степени, например с помощта на дирижабъл.По време на защитата на предварителния проект на ракетата, на комисията бяха представени 2 версии на ракетата: с използване на AT или течен кислород като окислител. В същото време вариантът с течен кислород се счита за основен, тъй като ракетата ще има по-ниски характеристики при използване на гориво AT-UDMH. IN в стойностно изражениесъздаването на двигател с течен кислород изглеждаше по-икономично. В същото време, според представители на OKB-1, в случай на извънредна ситуация на борда на ракетата вариантът с кислород изглеждаше по-безопасен от варианта с използване на окислител на базата на AT. Създателите на ракетата си спомниха катастрофата с R-16, която се случи през октомври 1960 г. и работеше със самозапалващи се токсични компоненти.При създаването на многодвигателна версия на ракетата N-1 Сергей Королев разчиташе предимно на концепцията за увеличаване на надеждност на цялата задвижваща система, чрез възможно спиране по време на полет на дефектирали ракетни двигатели. Този принцип е намерил приложение в системата за следене на работата на двигателя - KORD, която е предназначена за откриване и изключване на неизправни двигатели. Королев настоя за инсталиране на ракетни двигатели с течно гориво. Липсвайки инфраструктурата и технологичните възможности за скъпото и рисковано създаване на усъвършенствани високоенергийни кислородно-водородни двигатели и застъпвайки се за използването на по-токсични и мощни хептил-амилови двигатели, водещото дизайнерско бюро за двигатели Glushko не започна да разработва двигатели за N1, след което разработката им е поверена на конструкторското бюро Кузнецов. Заслужава да се отбележи, че специалистите от това конструкторско бюро успяха да постигнат най-високото ресурсно и енергийно съвършенство за кислородно-керосиновите двигатели. На всички етапи на ракетата-носител горивото се намираше в оригинални сферични резервоари, които бяха окачени на носещата обвивка. В същото време двигателите на дизайнерското бюро Кузнецов се оказаха недостатъчно мощни, което доведе до факта, че те трябваше да бъдат инсталирани в големи количества, което в крайна сметка доведе до редица негативни ефекти.Комплектът от проектна документация за N-1 беше готов до март 1964 г., работата по летателно-проектни изпитания (FDT) беше планирана да започне през 1965 г., но поради липсата на финансиране и ресурси за проекта, това не се случи. Липсваше интерес към този проект– Министерството на отбраната на СССР, тъй като полезният товар на ракетата и обхватът на задачите не са конкретно посочени. Тогава Сергей Королев се опита да заинтересува политическото ръководство на държавата от ракетата, предлагайки ракетата да бъде използвана в лунна мисия. Това предложение беше прието. На 3 август 1964 г. е издадено съответното правителствено постановление, датата за началото на теста за полет на ракетата е изместена до 1967-1968 г. За изпълнение на мисията за доставяне на 2 космонавти в лунна орбита с кацането на един от тях повърхността, беше необходимо да се увеличи товароносимостта на ракетата до 90-100 тона. Това изискваше решения, които да не водят до фундаментални промени в предварителния проект. Такива решения бяха намерени - инсталиране на допълнителни 6 ракетни двигателя с течно гориво в централната част на дъното на блок "А", промяна на азимута на изстрелване, намаляване на височината на референтната орбита, увеличаване на пълненето на горивните резервоари чрез преохлаждане на горивото и окислител. Благодарение на това товароносимостта на N-1 беше увеличена до 95 тона, а стартовата маса се увеличи до 2800-2900 тона. Идеен проектРакетата N-1-LZ за лунната програма е подписана от Королев на 25 декември 1964 г. IN следващата годинаДизайнът на ракетата е претърпял промени и беше решено да се откаже от изхвърлянето. Въздушният поток беше затворен чрез въвеждане на специална опашна секция. Отличителна черта Ракетата имаше масов откат върху полезния товар, който беше уникален за съветските ракети. За това работи цялата носеща конструкция, в която рамката и резервоарите не образуват едно цяло. В същото време доста малката площ на разположението поради използването на големи сферични резервоари доведе до намаляване на полезния товар, а от друга страна, изключително високата производителност на двигателите, изключително ниското специфично тегло на резервоарите и уникалните дизайнерските решения го увеличиха. Всички етапи на ракетата бяха наречени блокове "A", "B", "C" (в лунната версия те бяха използвани за изстрелване на кораба в ниска околоземна орбита), блоковете "G" и "D" бяха предназначени да ускорят кораба от Земята и забавяне на Луната. Уникалният дизайн на ракетата N-1, чиито всички етапи бяха структурно сходни, направи възможно прехвърлянето на резултатите от тестовете на 2-ри етап на ракетата към 1-ви. Възможните извънредни ситуации, които не могат да бъдат „уловени“ на земята, трябваше да бъдат проверени по време на полет. Мястото на Королев като ръководител на ОКБ-1 (от 1966 г. - Централно конструкторско бюро за експериментално машиностроене, ЦКБЕМ) е заето от Василий Мишин. За съжаление, този прекрасен дизайнер не притежаваше упоритостта, която позволи на Корольов да реализира своите стремежи. Мнозина все още вярват, че именно преждевременната смърт на Королев и „мекотата“ на Мишин са станали основната причина за краха на проекта за ракета N-1 и, като следствие, съветската лунна програма. Това е наивна заблуда. През февруари 1966 г. изграждането на стартовия комплекс (площадка № 110) беше завършено в Байконур, но той все още трябваше да чака дълго време за своята ракета. Първият N-1 се появи на космодрума едва на 7 май 1968 г. Там, в Байконур, се проведоха динамични изпитания, технологично развитие на процеса на сглобяване и монтаж на носителя в стартовия комплекс. За целта са използвани два екземпляра на ракетата N-1, известни под обозначенията „1L” и „2L”. Те не бяха предназначени да излетят и не бяха създадени за полет.В окончателния вариант ракетата N-1 (11A52) имаше следните характеристики. Размери: обща дължина (с космическия кораб) - 105,3 метра, максимален диаметър на тялото - 17 метра, стартова маса - 2750–2820 тона, стартова тяга - 4590 тона "N-1" е направен с напречно разделение на етапите. Първият етап (блок „А“) имаше 30 еднокамерни основни ракетни двигателя „НК-15“, 6 от които бяха разположени в центъра, 24 в периферията и 6 кормилни дюзи за управление на крена. Ракетата носител можеше да лети с изключени две двойки противоположно разположени периферни ракетни двигатели на блок „А“. 2-ри етап (блок „Б“) имаше 8 еднокамерни основни течни ракетни двигатели „НК-15В“ с дюзи за голяма надморска височина и 4 дюзи за управление за управление на крена. Ракетата носител можеше да лети с изключена двойка ракетни двигатели с течно гориво на блок „В“. 3-та степен (блок "Б") имаше 4 еднокамерни основни ракетни двигателя "НК-19" и 4 кормилни дюзи за управление на крена и можеше да лети с един изключен ракетен двигател. Всички двигатели са разработени в Куйбишевското авиационно конструкторско бюро ( сега Самарската НПО „Труд“) под ръководството на главния конструктор Николай Кузнецов. Като гориво се използва керосин, а като окислител течен кислород. Стартовият комплекс се състоеше от две пускови установки със 145-метрови сервизни кули, през които ракетата-носител беше заредена с гориво, термостатирана и захранвана.През тези кули екипажът трябваше да се качи на кораба. След като LV беше презареден с гориво и екипажът се приземи, сервизната кула беше преместена настрани и ракетата остана на стартовата площадка, задържана отдолу от 48 пневмомеханични ключалки. стартербяха поставени четири гръмоотвода (дивертора) с височина 180 метра. За отстраняване на газовете при стартиране на двигателите от първа степен са направени три бетонни канала. Общо на площадка № 110 са построени над 90 конструкции. Въпреки това, подобно на техните известни съименници - Цар камбаната и Цар оръдието - този дизайнерски продукт не може да се използва по предназначение.

Първоначално се предвиждаше да се изведе тежка (75 t) орбитална станция в ниска околоземна орбита с перспективата да се осигури сглобяването на тежък междупланетен космически кораб за полети до Венера и Марс. Със закъснялото решение за включване на СССР в така наречената „лунна надпревара“, за организиране на пилотиран полет до повърхността на Луната и връщането му обратно, програмата N1 беше ускорена и стана носител на експедиционния космически кораб L3 в Комплекс N1-L3 от съветската пилотирана програма за кацане на Луната.

И четирите тестови изстрелвания на N-1 бяха неуспешни по време на първия етап на експлоатация. През 1974 г. съветската пилотирана програма за кацане на Луната всъщност беше затворена, преди да се постигне целевият резултат, а малко по-късно - през 1976 г. - работата по N-1 също беше официално затворена.

Цялата пилотирана лунна програма, включително носителят N-1, беше строго секретна и стана публично достояние едва през 1989 г.

Техническото наименование N-1 произлиза от „Наука-1“, според други източници [ ] от думата „носител“. На Запад ракетата носител беше известна като символи SL-15И G-1e.

Енциклопедичен YouTube

• 1 / 5

  В конструкторското бюро на S.P. Королев разработката на ракетата е извършена много преди началото на официалния дизайн. Още през 1961-1962 г. бяха тествани отделни единици и техните части и беше определена основната схема на дизайна и разположението на ракетата. Проектните материали за ракетата N-1 (общо 29 тома и 8 приложения) бяха прегледани в началото на юли 1962 г. от експертна комисия, председателствана от президента на Академията на науките на СССР М. В. Келдиш. Указът от 24 септември 1962 г. постановява, че летателните изпитания на N-1 LV трябва да започнат през 1965 г.

  Основни характеристики на ракетата носител

  Носачът N-1 е направен съгласно последователно разположение и работа на степени и включва 5 степени, всички от които използват кислородно-керосинови двигатели. S.P. Королев настоя за инсталирането на такива двигатели. Липсвайки технологичните и инфраструктурни възможности за рисковото и скъпо създаване на усъвършенствани високоенергийни кислородно-водородни двигатели и застъпвайки се за по-мощни двигатели, базирани на токсични висококипящи компоненти, водещото бюро за проектиране на ракетни двигатели Glushko отказа да направи двигатели за N1 и тяхното създаване беше поверено на бюрото за проектиране на авиационни двигатели Кузнецов, което постигна най-високото енергийно и ресурсно съвършенство за кислородно-керосиновите двигатели. На всички етапи горивото се съхранява в сферични резервоари, окачени на носещата обвивка. Двигателите на конструкторското бюро на Кузнецов не бяха достатъчно мощни, те трябваше да бъдат инсталирани в големи количества, което доведе до редица негативни ефекти.

  Етапите се наричаха блокове „A“, „B“, „C“ (използвани за извеждане на космически кораб L3 в ниска околоземна орбита), „G“, „D“ (предназначени за ускоряване на космическия кораб от Земята и забавяне близо до Луна). По този начин N1 като носител за изстрелване в ниска околоземна орбита всъщност беше 3-степенен, а 43,2-метровият 95-тонен лунен изход ракетна системапод общ челен обтекател с диаметър 5,9 метра със система за аварийно спасяване, той се състоеше от 2 горни блока на носителя N1 и космическия кораб L3, който включваше като модули 9,85-тонния лунен орбитален кораб LOK (11F93) и 5.56 -тонен лунен космически кораб LK (11F94) .

  На първия етап (блок „А“) с изстрелваща маса от 1880 (включително суха - 130) тона, с диаметър от 10,3 до 16,9 метра и дължина 30,1 метра, 30 са монтирани по два концентрични кръга (преди лунния програма имаше само 24 по външната обиколка; след това към тях бяха добавени още 6 по вътрешната) двигатели NK-33 на варианта N1F (преди това на N1 - NK-15) с единична тяга 171 (преди това - 154) тона и общо 5130 (4615) тона. В началото, преди отделянето, блок "А" трябваше да работи 115-125 секунди.

  На втория етап (блок „B“) с изстрелващо тегло 561 (включително сухо - 55) тона, с диаметър от 7,3 до 10,3 метра и дължина 20,5 метра, 8 двигателя NK-43 (бивш NK-43) бяха инсталирани 15) с единична тяга 179 тона и обща тяга 1432 тона. Блок "B" трябваше да работи 120 секунди.

  На третия етап (блок „B“) с изстрелващо тегло 189 (включително сухо - 14) тона, с диаметър от 5,5 до 7,6 метра и дължина 11,1 метра са монтирани 4 двигателя NK-31 (преди това - NK - 21) с единична тяга 41 тона и обща тяга 164 тона. Блок "B" трябваше да работи 370 секунди.

  На четвъртия етап (блок „G“) с изстрелващо тегло 62 (включително сухо - 6) тона, с диаметър 4,1 метра, е монтиран 1 двигател NK-19 (бивш NK-9V) с тяга 45,5 тона . Блокът "G" трябваше да работи 443 секунди с възможност за многократно активиране.

  На петия етап (блок “D”) с изстрелващо тегло 18 (включително сухо - 3,5) тона, с диаметър 4,1 метра е монтиран 1 двигател РД-58 с тяга 8,5 тона. Блок "D" трябваше да работи 600 секунди с възможност за многократно активиране. Въз основа на този етап впоследствие беше създаден ускоряващият блок DM, който намери широко приложениеи след закриването на съветската лунна програма.

  Сглобяването и производството на големи ракетни степени се извършва директно в космодрума Байконур, в специално построен клон на завода "Прогрес" и огромна монтажно-изпитателна сграда (MIC) на 112-та площадка, тъй като поради извънгабаритните размери на етапите не беше възможно да бъдат транспортирани до космодрума, сглобени от производствения завод, разположен в град Куйбишев. Главното устройство е изготвено на площадка № 2. Монтаж на ракетата носител и главното устройство в МИК пл. 112 се извършва хоризонтално, както и транспортирането до стартовата площадка от два дизелови локомотива на монтажник, движещ се по две успоредни железопътни коловози.

  Предполагаше се, че въз основа на дизайна N1 ще се използва семейство ракети-носители, включително подобрена версия на N1F и версия, модернизирана до полезен товар от 155-175 тона на кислородно-водородни двигатели N1M, по-малък по размер N11 /11A53 (три средни степени на N1) със стартова маса 700 тона за полезен товар 25 тона и N111/11A54 (трета и четвърта степен на N1) с стартова маса 200 тона за полезен товар 5 тона, а в бъдещите по-големи носители H2, N3, N4 със стартова маса 7000, 12 000, 18, съответно 000 тона (в които още по-мощни първи степени бяха последователно заменени от двете долни степени на H1).

  Първоначално вътрешносъветската алтернатива на лунната ракета-носител Н-1 на КБ Королев бяха нереализираните проекти на подобни ракети-носители УР-700 от Конструкторско бюро Челомей и Р-56 от Конструкторско бюро Янгел.

  Въпреки някои по-малко прогресивни технически решения (повече степени, повече двигатели, по-голяма обща тяга и по-малък размер на техните дюзи на първата степен, отказ от използване на високоенергийно кислородно-водородно гориво на горните степени, по-ниско тегло на полезния товар), съветският N1 носителят беше сравним с американския носител Saturn V.

  Първоначално N1 също беше планиран като носител на многоцелевия тежък междупланетен апарат (TMK), сглобен в орбита, а по-късно като носител на също нереализирани проекти на тежкия марсоход „Марс-4NM“, междупланетна станция за доставка на почва от Марс „Марс-5NM“, тежки орбитални станции.

  Стартира

  Проведени са четири пробни изстрелвания на N-1. Всички те завършиха с неуспех на етапа на работа на първия етап. Въпреки че двигателите се оказаха доста надеждни при отделни стендови тестове, повечето от проблемите, възникнали с носача, бяха причинени от вибрации, хидродинамичен удар (когато двигателите бяха изключени), въртящ момент, електрически смущенияи други неотчетени ефекти, причинени от едновременната работа на толкова голям брой двигатели и големия размер на ракетата. Тези проблеми бяха идентифицирани на етапа на полетните изпитания, тъй като поради липса на средства не бяха създадени наземни стендове за динамични и огневи изпитания на целия носител или сглобения първи етап. Този противоречив подход, прилаган преди това с променлив успех към много по-малки и несравнимо по-прости балистични ракети, доведе до поредица от инциденти.

  Всички изстрелвания на носителя N-1 са извършени от площадка № 110 (с две стартови площадки) на космодрума Байконур.

  Първо изстрелване

  Продукт No 3L. Изстрелването се състоя в 12 часа 18 минути 07 секунди на 21 февруари 1969 г. с безпилотен космически кораб 7K-L1A/L1S (11F92) „Зонд-М” (прототип на LOK) като полезен товар и завърши необичайно. Няколко секунди след изстрелването, в резултат на краткотраен скок на захранването, системата за управление KORD (Rocket Engine Control) изключи двигател номер 12. След това KORD изключи двигател номер 24, за да симетризира тягата на ракетата. След 6 секунди надлъжните вибрации на корпуса на ракетата доведоха до разкъсване на захранващата линия на окислителя, а след 25 секунди - до разкъсване на горивопровода. При контакт на горивото и окислителя е възникнал пожар. Огънят е повредил инсталацията и е предизвикал волтова дъга. Сензорите KORD интерпретираха дъгата като проблем с налягането на турбопомпата и KORD заповяда цялата първа степен да се изключи на 68 секунди от старта. Тази команда беше предадена и на втория и третия етап, което доведе до забраната за получаване на сигнали за ръчно управление от земята, последвано от експлозия на носителя на височина 12,2 km. Ракетата е паднала по траекторията на полета на 52 километра от стартовата позиция.

  Второ изстрелване

  Продукт № 5L с безпилотен космически кораб 7K-L1A/7K-L1S (11F92) „Зонд-М” (прототип LOK) и модел на лунния кораб за кацане LK (11F94) от комплекса L3. Изстрелването се състоя на 3 юли 1969 г. и също завърши извънредно поради ненормалната работа на периферния двигател № 8 на блок А. Ракетата успя да излети вертикално на 200 метра - и двигателите започнаха да гаснат. За 12 секунди всички двигатели са изключени с изключение на един - No 18. Този единствен работещ двигател започва да върти ракетата около напречната ос. На 15-ата секунда праховите двигатели на системата за аварийно спасяване се задействаха, клапите на обтекателя се отвориха и спускаемият модул, отделен от носителя, успешно отлетя, след което носителят падна на мястото на изстрелването на 23-тата секунда на полет. В резултат на най-голямата експлозия в историята на ракетната наука стартовата площадка беше практически унищожена, а втората стартова площадка, разположена наблизо, беше сериозно повредена. Според заключението на аварийната комисия, председателствана от В. П. Мишин, причината за инцидента е разрушаването на окислителната помпа на двигателя. Анализът на резултатите от тестовете, допълнителните изчисления, изследователската и експерименталната работа и подготовката на втората ракета-носител бяха необходими две години.

  Трети старт

  Продукт № 6L с модел на безпилотен лунен орбитален кораб LOK (11F93) и модел на лунен десантен кораб LK (11F94) от комплекса L3. Стартът се състоя на 27 юни 1971 г. Всичките 30 двигателя на блок А достигнаха режим на предварителна и основна степен на тяга в съответствие със стандартната циклограма и функционираха нормално, но в резултат на извънпроектен момент на въртене ракетата започна да се върти около надлъжната ос, кормилните дюзи спряха да се справят със завоя, ъглите надвишиха допустимите и ракетата започна да се разпада по време на полет. Първа се срути връзката между блок B и главния блок, той падна недалеч от стартовата площадка. Тъй като командата за аварийно изключване на двигателя беше блокирана до 50 секунди, за да се гарантира безопасността на стартовия комплекс, полетът продължи. Първата и втората степен летяха неконтролируемо по-нататък и след отстраняване на блокировката за 50,1 секунди полет двигателите бяха изключени от аварийния екип от крайните контакти на жироустройствата. След като се разби в земята с експлозия, ракетата-носител образува кратер с диаметър 45 и дълбочина 15 метра на 16,2 км от старта. Ракетата не е достигнала обект No31 на около пет километра.

  Четвърто изстрелване

  Продукт № 7L с безпилотен лунен орбитален кораб LOK (11F93) и макет на лунния десантен кораб LK (11F94) от комплекса L3. Стартът се състоя на 23 ноември 1972 г. Преди тестването ракетата претърпя значителни промени, насочени към отстраняване на установените недостатъци и увеличаване на масата на изстрелвания товар. Управлението на полета се извършваше от бордов компютър по команди от жироплатформата ( главен конструкторН. А. Пилюгин). В системите за задвижване бяха въведени кормилни двигатели. Инсталирана е противопожарна система с фреон, създаваща защитна газова среда около двигателите по време на полет. Измервателните системи бяха допълнени с новосъздадена малогабаритна радиотелеметрична апаратура. Общо на тази ракета са инсталирани повече от 13 хиляди сензора.

  Ракетата летя без предупреждение за 106,93 секунди до височина 40 км. 7 секунди преди очакваното време за разделяне на първата и втората степен по време на планирано намаляване на тягата чрез изключване на шестте централни двигателя, почти мигновеното унищожаване на окислителната помпа на двигател № 4 се случи с експлозия. Експлозията повреди съседните двигатели и самата сцена. Последва пожар и унищожаване на първия етап. Теоретично енергийните ресурси на ракетата бяха достатъчни, за да осигурят необходимите параметри за изстрелване поради работата на горните етапи, при условие на ранно отделяне на първия етап. Системата за контрол обаче не предвиждаше такава възможност.

  Завършване на работата

  След като отново беше извършена обширна работа за завършване на изстрелването на носителя, следващото изстрелване на носителя N1F (продукт № 8L) със стандартния безпилотен лунен орбитален кораб 7K-LOK (11F93) и лунния кораб за кацане T2K-LK ( 11F94) на комплекса L3 беше насрочено за август 1974 г., когато в автоматичен режим трябваше да бъде завършена цялата полетна програма до Луната и обратно. След това, година по-късно, носителят (продукт № 9L) трябваше да бъде изстрелян с безпилотния космически кораб L3, чийто спускаем кораб-модул LK щеше да остане на лунната повърхност като резерв за предстоящото следващо изстрелване на носителя ( продукт № 10L) с първата съветска пилотирана експедиция до Луната. След това бяха планирани още до 5 изстрелвания на носителя с пилотирани космически кораби.

  „Лунната надпревара“ обаче беше спряна от СССР и въпреки разработените технически предложения за лунната орбитална станция L4 и новия комплекс N1F-L3M за подпомагане на първите дългосрочни експедиции до Луната до 1979 г., а след това и изграждането на нейната повърхност в съветската лунна база през 1980 г

  Свръхтежката ракета-носител N-1 получи прякора „Цар Ракета“ заради големите си размери (стартово тегло почти 2500 тона, височина – 110 метра), както и целите, поставени по време на работата по нея.
  Ракетата трябваше да помогне за укрепване на отбранителната способност на държавата, насърчаване на научни и икономически програми, както и пилотирани междупланетни полети.
  

  Въпреки това, подобно на прочутите си съименници - Цар камбаната и Цар оръдието - този дизайнерски продукт никога не е бил използван по предназначение.
  
  
  СССР започна да мисли за създаването на тежка суперракета още в края на 50-те години. Идеи и предположения за неговото развитие са натрупани в царския OKB-1. Сред опциите бяха използването на проектния резерв от ракетата Р-7, която изстреля първите съветски сателити и дори разработването на ядрена система за задвижване. И накрая, до 1962 г. експертната комисия, а по-късно и ръководството на страната, избраха макет с вертикална конструкция на ракета, която можеше да изведе в орбита товар с тегло до 75 тона (теглото на товара, хвърлен на Луната, е 23 тона, до Марс - 15 тона). В същото време беше възможно да се въведат и развият голям брой уникални технологии - бордови компютър, нови методи за заваряване, решетъчни крила, система за аварийно спасяване на астронавти и много други.
  
  Първоначално ракетата беше предназначена да изведе тежка орбитална станция в ниска околоземна орбита с последваща перспектива за сглобяване на TMK - тежко междупланетно превозно средство за полети до Марс и Венера. По-късно обаче беше взето закъсняло решение за включване на СССР в „лунната надпревара“ с доставянето на човек на повърхността на Луната. Така програмата за създаване на ракетата N-1 беше ускорена и тя фактически се превърна в носител на експедиционния космически кораб LZ в комплекса N-1-LZ.
  
  Преди да вземат решение за окончателния дизайн на ракетата-носител, създателите трябваше да оценят най-малко 60 различни варианта, от полиблок до моноблок, както за паралелно, така и за последователно разделяне на ракетата на етапи. За всеки от тези варианти бяха извършени подходящи цялостни анализи както на предимствата, така и на недостатъците, включително проучване на осъществимостта на проекта.

  По време на предварителните изследвания създателите бяха принудени да се откажат от полиблоковия дизайн с паралелно разделяне на етапи, въпреки че този дизайн вече беше тестван на R-7 и направи възможно транспортирането на готови елементи на ракетата-носител (задвижващи агрегати, резервоари) от завода до космодрума с железница. Ракетата е сглобена и тествана на място. Тази схема беше отхвърлена поради неоптималната комбинация от масови разходи и допълнителни хидравлични, механични, пневматични и електрически връзки между ракетните блокове. В резултат на това на преден план излезе моноблоков дизайн, който включва използването на ракетни двигатели с течно гориво с предварителни помпи, което позволява да се намали дебелината на стената (и следователно теглото) на резервоарите, както и да се намали налягането на усилващия газ.

  Дизайнът на ракетата N-1 беше необичаен в много отношения, но основните му отличителни черти бяха оригиналният дизайн със сферични падащи резервоари, както и носеща външна обвивка, която се поддържаше от силов комплект (полумонокок използван е самолетен дизайн) и пръстеновидно разположение на двигатели с течно гориво на всяка степен. Благодарение на това техническо решение, по отношение на първата степен на ракетата по време на изстрелване и издигане, въздухът от околната атмосфера се изхвърля във вътрешното пространство под резервоара от изпускателните струи на ракетния двигател. Резултатът беше нещо като много голям двигател за дишане на въздух, който включваше цялата долна част на структурата на 1-ви етап. Дори без допълнително изгаряне на въздуха на изгорелите газове на ракетния двигател, тази схема осигури на ракетата значително увеличение на тягата, повишавайки нейната обща ефективност.
  
  
  Етапите на ракетата N-1 бяха свързани помежду си чрез специални преходни ферми, през които газовете можеха да текат абсолютно свободно в случай на горещ старт на двигателите на следващите степени. Ракетата се управляваше по канала на ролката с помощта на контролни дюзи, в които се подаваше газ, отклоняван там след турбопомпените агрегати (TPA), а през каналите на тангажа и курса управлението се извършваше с помощта на несъответствието на тягата на противоположната течност- ракетни двигатели.

  Поради невъзможността да се транспортират етапите на свръхтежка ракета по железопътен транспорт, създателите предложиха външната обвивка на N-1 да бъде разглобяема, а резервоарите за гориво да се направят от листови заготовки („венчелистчета“) директно в самия космодрум. Тази идея първоначално не влиза в главите на членовете на експертната комисия. Следователно, след като приеха предварителния проект на ракетата N-1 през юли 1962 г., членовете на комисията препоръчаха по-нататъшна работа по доставката на сглобени ракетни степени, например с помощта на дирижабъл.
  
  По време на защитата на предварителния проект на ракетата на комисията бяха представени 2 версии на ракетата: с използване на AT или течен кислород като окислител. В същото време вариантът с течен кислород се счита за основен, тъй като ракетата ще има по-ниски характеристики при използване на гориво AT-UDMH. По отношение на разходите, създаването на двигател с течен кислород изглеждаше по-икономично. В същото време, според представители на OKB-1, в случай на извънредна ситуация на борда на ракетата вариантът с кислород изглеждаше по-безопасен от варианта с използване на окислител на базата на AT. Създателите на ракетата си спомниха катастрофата с R-16, която се случи през октомври 1960 г. и работеше със самозапалващи се токсични компоненти.
  
  При създаването на многодвигателна версия на ракетата N-1 Сергей Королев разчиташе предимно на концепцията за повишаване на надеждността на цялата система за задвижване чрез евентуално изключване на дефектните ракетни двигатели с течно гориво по време на полет. Този принцип е намерил приложение в системата за следене на работата на двигателя - KORD, която е предназначена за откриване и изключване на неизправни двигатели.

  Королев настоя за инсталиране на ракетни двигатели с течно гориво. Липсвайки инфраструктурата и технологичните възможности за скъпото и рисковано създаване на усъвършенствани високоенергийни кислородно-водородни двигатели и застъпвайки се за използването на по-токсични и мощни хептил-амилови двигатели, водещото дизайнерско бюро за двигатели Glushko не започна да разработва двигатели за N1, след което разработката им е поверена на конструкторското бюро Кузнецов. Заслужава да се отбележи, че специалистите от това конструкторско бюро успяха да постигнат най-високото ресурсно и енергийно съвършенство за кислородно-керосиновите двигатели. На всички етапи на ракетата-носител горивото се намираше в оригинални сферични резервоари, които бяха окачени на носещата обвивка. В същото време двигателите на конструкторското бюро на Кузнецов се оказаха недостатъчно мощни, което доведе до факта, че те трябваше да бъдат инсталирани в големи количества, което в крайна сметка доведе до редица негативни ефекти.

  Комплектът проектна документация за N-1 е готов до март 1964 г., работата по летателно-проектните тестове (FDT) е планирана да започне през 1965 г., но поради липсата на финансиране и ресурси за проекта това не се случва. Липсата на интерес към този проект беше отразена от Министерството на отбраната на СССР, тъй като полезният товар на ракетата и обхватът на задачите не бяха конкретно посочени. Тогава Сергей Королев се опита да заинтересува политическото ръководство на държавата от ракетата, предлагайки ракетата да бъде използвана в лунна мисия. Това предложение беше прието. На 3 август 1964 г. е издадено съответното правителствено постановление, датата за началото на ракетните тестове е изместена за 1967-1968 г.
  
  За изпълнение на мисията за доставяне на 2 космонавти в лунна орбита и кацане на един от тях на повърхността беше необходимо да се увеличи товароносимостта на ракетата до 90-100 тона. Това изискваше решения, които да не водят до фундаментални промени в предварителния проект. Такива решения бяха намерени - инсталиране на допълнителни 6 ракетни двигателя с течно гориво в централната част на дъното на блок "А", промяна на азимута на изстрелване, намаляване на височината на референтната орбита, увеличаване на пълненето на горивните резервоари чрез преохлаждане на горивото и окислител. Благодарение на това товароносимостта на N-1 беше увеличена до 95 тона, а стартовата маса се увеличи до 2800-2900 тона. Предварителният проект на ракетата N-1-LZ за лунната програма е подписан от Королев на 25 декември 1964 г.

  На следващата година дизайнът на ракетата претърпя промени и беше решено да се откаже от изхвърлянето. Въздушният поток беше затворен чрез въвеждане на специална опашна секция. Отличителна черта на ракетата беше масивното връщане на полезния товар, което беше уникално за съветските ракети. За това работи цялата носеща конструкция, в която рамката и резервоарите не образуват едно цяло. В същото време доста малката площ на разположението поради използването на големи сферични резервоари доведе до намаляване на полезния товар, а от друга страна, изключително високата производителност на двигателите, изключително ниското специфично тегло на резервоарите и уникалните дизайнерските решения го увеличиха.

  Всички етапи на ракетата бяха наречени блокове "A", "B", "C" (в лунната версия те бяха използвани за изстрелване на кораба в ниска околоземна орбита), блоковете "G" и "D" бяха предназначени да ускорят кораба от Земята и забавяне на Луната. Уникалният дизайн на ракетата N-1, чиито всички етапи бяха структурно сходни, направи възможно прехвърлянето на резултатите от тестовете на 2-ри етап на ракетата към 1-ви. Възможните извънредни ситуации, които не могат да бъдат „уловени“ на земята, трябваше да бъдат проверени по време на полет.
  
  На 21 февруари 1969 г. е извършено първото изстрелване на ракета, последвано от още 3 изстрелвания. Всички те бяха неуспешни. Въпреки че по време на някои стендови тестове двигателите NK-33 се оказаха много надеждни, повечето от възникналите проблеми бяха свързани с тях. Проблемите на N-1 бяха свързани с въртящ момент, силни вибрации, хидродинамичен удар (когато двигателите бяха включени), електрически смущения и други неотчетени ефекти, причинени от едновременната работа на толкова голям брой двигатели (30 на първи етап) и големия размер на самия носач.

  Беше невъзможно да се идентифицират тези трудности преди началото на полетите, тъй като от съображения за икономия ПариНе са произвеждани скъпи наземни стендове за провеждане на огневи и динамични тестове на целия носител или поне на неговия първи етап. Резултатът от това беше тестването на сложен продукт директно в полет. Този доста противоречив подход в крайна сметка доведе до поредица от инциденти с ракети-носители.
  
  Някои отдават провала на проекта на факта, че държавата не е имала ясна позиция от самото начало, подобно на стратегическия залог на Кенеди за лунната мисия. Документирано е колебанието на ръководството на Хрушчов и след това на Брежнев по отношение на ефективните стратегии и задачи на космонавтиката. Така един от разработчиците на Царската ракета Сергей Крюков отбеляза, че комплексът N-1 е умрял не толкова поради технически трудности, а защото се е превърнал в разменна монета в играта на лични и политически амбиции.

  Друг ветеран от индустрията, Вячеслав Галяев, смята, че определящият фактор за провалите, в допълнение към липсата на необходимото внимание от страна на държавата, е баналната невъзможност да се работи с толкова сложни обекти, като същевременно се постига одобрение на критериите за качество и надеждност, както и като неподготвеността на съветската наука по това време за изпълнение на такава мащабна програма. По един или друг начин, през юни 1974 г. работата по комплекса N1-LZ беше спряна. Наличните резерви за тази програма бяха унищожени, а разходите (в размер на 4-6 милиарда рубли по цени от 1970 г.) бяха просто отписани.
  
  
  
  
  
  
  
  
  
  
  
  
  
  
  

  СССР започна да мисли за създаването на тежка суперракета още в края на 50-те години. Идеи и предположения за неговото развитие са натрупани в царския OKB-1. Сред опциите бяха използването на проектния резерв от ракетата Р-7, която изстреля първите съветски сателити и дори разработването на ядрена система за задвижване. И накрая, до 1962 г. експертната комисия, а по-късно и ръководството на страната, избраха макет с вертикална конструкция на ракета, която можеше да изведе в орбита товар с тегло до 75 тона (теглото на товара, хвърлен на Луната, е 23 тона, до Марс - 15 тона). В същото време беше възможно да се въведат и развият голям брой уникални технологии - бордови компютър, нови методи за заваряване, решетъчни крила, система за аварийно спасяване на астронавти и много други.

  Първоначално ракетата беше предназначена да изведе тежка орбитална станция в ниска околоземна орбита с последваща перспектива за сглобяване на TMK - тежко междупланетно превозно средство за полети до Марс и Венера. По-късно обаче беше взето закъсняло решение за включване на СССР в „лунната надпревара“ с доставянето на човек на повърхността на Луната. Така програмата за създаване на ракетата N-1 беше ускорена и тя фактически се превърна в носител на експедиционния космически кораб LZ в комплекса N-1-LZ.

  Редица дизайнерски бюра и научни институти бяха включени в грандиозния проект:
  - за двигатели – ОКБ-456 (В.П. Глушко), ОКБ-276 (Н.Д. Кузнецов) и ОКБ-165 (А.М. Люлка);
  - за системи за управление - NII-885 (N. A. Pilyugin) и NII-944 (V. I. Kuznetsov);
  - за наземния комплекс - ГСКБ "Спецмаш" (В. П. Бармин);
  - за измервателния комплекс - НИИ-4 МО (А.И. Соколов);
  - за системата за изпразване на резервоари и регулиране на съотношението на горивните компоненти - ОКБ-12 (А. С. Абрамов);
  - за аеродинамични изследвания - НИИ-88 (Ю. А. Мозхорин), ЦАГИ (В. М. Мясищев) и НИИ-1 (В. Я. Лихушин);
  - по производствена технология - Институт по заваряване на името на. Патон Академия на науките на Украинската ССР (Б. Е. Патон), НИТИ-40 (Я. В. Колупаев), Прогрес завод (А. Я. Линков);
  - по технологията и методите на експериментална разработка и модернизация на стендове - НИИ-229 (Г. М. Табаков) и др.

  Справка:

  Работата по комплекса започва с постановление на правителството от 23 юни 1960 г. „За създаването на мощни ракети-носители, спътници, космически кораби и изследване на космоса през 1960-1967 г.“
  

  За проектните проучвания на ракетата-носител N1 беше приет полезен товар с тегло 75 тона с помощта на ракетни двигатели с течно гориво, използващи компоненти на кислородно-керосиново гориво на всички етапи. Тази стойност на масата на полезния товар съответства на масата на ракетата-носител от 2200 тона, а използването на течен водород като горим течен водород в горните етапи направи възможно увеличаването на масата на полезния товар до 90-100 тона при същата стартова маса.
  

  Въз основа на етапите на ракетата-носител N1 беше възможно да се създаде унифициран набор от ракети:

  • N11 - използване на II, III и IV степени на ракетата носител N1 с изстрелваща маса 700 тона и полезен товар с тегло 20 тона на сателит с надморска височина 300 km
  • N111 - използване на III и IV степен на ракетата носител N1 и II степен на ракетата R-9A с изстрелваща маса 200 тона и полезен товар 5 тона на сателит с надморска височина 300 km.

  Работата по комплекс N1 се извършва под прякото ръководство на S.P. Королев, който ръководи Съвета на главните дизайнери. След смъртта на С.П. Королев през 1966 г., първият му заместник В. П. пое ръководството на работата по N1-L3. Мишин.
  

  На 3 август 1964 г. е издадено правителствено постановление, което за първи път определя, че най-важната задача в изследването на космическото пространство с помощта на ракетата носител N1 е изследването на Луната с кацане на експедиция на нейната повърхност и последващото му завръщане на Земята.Ракетният комплекс, включващ ракетата-носител N1 и лунната система L3 за изпращане на екипаж от двама души на лунната повърхност с последващо връщане на Земята (с кацане на един човек на Луната), получи обозначението N1-L3.

  Работата се извършва под прякото ръководство на С. П. Королев, който ръководи Съвета на главните дизайнери, и неговия първи заместник В. П. Мишин. Материалите по проекта (общо 29 тома и 8 приложения) бяха прегледани в началото на юли 1962 г. от експертна комисия, ръководена от президента на Академията на науките на СССР М. В. Келдиш.

  Комисията отбеляза, че обосновката на ракетата носител N1 е извършена на високо научно и техническо ниво, отговаря на изискванията за предварителни проекти на ракети носители и междупланетни ракети и може да се използва като основа за разработване на работна документация. В същото време членовете на комисията М. С. Рязански, В. П. Бармин, А. Г. Мрикин и някои други говориха за необходимостта от включването на ОКБ-456 в разработването на двигатели за ракетата-носител, но В. П. Глушко отказа.

  По взаимно съгласие разработването на двигателите беше поверено на OKB-276, което нямаше достатъчно теоретични познания и опит в разработването на двигатели с течно гориво и почти пълното отсъствие на експериментални и стендови съоръжения за това.

  Отляво надясно: Р-7 ICBM, Спутник, Восток (Луна), Восток, Молния, Восход, Союз, Прогрес, Союз-Фрегат, UR500, Протон-К, Протон-К Блок-Д (Зонд), Протон-К Blok- DM (Интеграл), N1, Zenit-2, Zenit-3SL, Energia-Polyus, Energia-Buran, UR-100N Rockot, SS-20, SS-25, Start-1, Start и Human figure за мащаб ( 1,8 м височина).

  Преди да вземат решение за окончателния дизайн на ракетата-носител, създателите трябваше да оценят най-малко 60 различни варианта, от полиблок до моноблок, както за паралелно, така и за последователно разделяне на ракетата на етапи. За всеки от тези варианти бяха извършени подходящи цялостни анализи както на предимствата, така и на недостатъците, включително проучване на осъществимостта на проекта. Конструкторите последователно изследваха многостепенни ракети-носители със стартова маса от 900 до 2500 тона, като същевременно оценяваха техническите възможности за създаване и готовността на индустрията на страната за производство. Изчисленията показват, че повечето военни и космически проблеми се решават от ракета-носител с полезен товар 70–100 тона, изстреляна в орбита на височина 300 км.

  По време на предварителните изследвания създателите бяха принудени да се откажат от полиблоковия дизайн с паралелно разделяне на етапи, въпреки че този дизайн вече беше тестван на R-7 и направи възможно транспортирането на готови елементи на ракетата-носител (задвижващи агрегати, резервоари) от завода до космодрума с железница. Ракетата е сглобена и тествана на място. Тази схема беше отхвърлена поради неоптималната комбинация от масови разходи и допълнителни хидравлични, механични, пневматични и електрически връзки между ракетните блокове. В резултат на това на преден план излезе моноблоков дизайн, който включва използването на ракетни двигатели с течно гориво с предварителни помпи, което позволява да се намали дебелината на стената (и следователно теглото) на резервоарите, както и да се намали налягането на усилващия газ.

  Те възприеха дизайна на ракета с напречно разделение на етапи с окачени моноблокови сферични резервоари за гориво, с многодвигателни инсталации на етапи I, II и III. Изборът на броя на двигателите в системата за задвижване е един от основните проблеми при създаването на ракета-носител. След анализа беше решено да се използват двигатели с тяга от 150 тона.

  На I, II и III етап на превозвача беше решено да се инсталира система за управление на организационно-административната дейност KORD, която изключваше двигателя при отклонение на контролираните му параметри от нормата. Съотношението на тягата към теглото на ракетата-носител беше взето така, че в случай на ненормална работа на един двигател в началния участък от траекторията полетът да продължи, а в последните участъци от първия етап на полета беше възможно да изключите по-голям брой двигатели, без да компрометирате мисията.

  OKB-1 и други организации проведоха специални проучвания, за да обосноват избора на компоненти на горивото с анализ на осъществимостта на тяхното използване за ракетата носител N1. Анализът показа значително намаляване на масата на полезния товар (при постоянна стартова маса) в случай на преминаване към висококипящи горивни компоненти, което се дължи на ниски стойности на специфичния импулс на тягата и увеличаване на масата на резервоарите за гориво и зареждащите газове поради по-високото налягане на парите на тези компоненти. Сравнението на различни видове гориво показа, че течният кислород - керосинът е много по-евтин от AT + UDMH: по отношение на капиталовите инвестиции - два пъти, по отношение на разходите - осем пъти.

  Дизайнът на ракетата N-1 беше необичаен в много отношения, но основните му отличителни черти бяха оригиналният дизайн със сферични падащи резервоари, както и носеща външна обвивка, която се поддържаше от силов комплект (полумонокок използван е самолетен дизайн) и пръстеновидно разположение на двигатели с течно гориво на всяка степен. Благодарение на това техническо решение, по отношение на първата степен на ракетата по време на изстрелване и издигане, въздухът от околната атмосфера се изхвърля във вътрешното пространство под резервоара от изпускателните струи на ракетния двигател. Резултатът беше нещо като много голям двигател за дишане на въздух, който включваше цялата долна част на структурата на 1-ви етап. Дори без допълнително изгаряне на въздуха на изгорелите газове на ракетния двигател, тази схема осигури на ракетата значително увеличение на тягата, повишавайки нейната обща ефективност.

  Етапите на ракетата N-1 бяха свързани помежду си чрез специални преходни ферми, през които газовете можеха да текат абсолютно свободно в случай на горещ старт на двигателите на следващите степени. Ракетата се управляваше по канала на ролката с помощта на контролни дюзи, в които се подаваше газ, отклоняван там след турбопомпените агрегати (TPA), а през каналите на тангажа и курса управлението се извършваше с помощта на несъответствието на тягата на противоположната течност- ракетни двигатели.

  Поради невъзможността да се транспортират етапите на свръхтежка ракета по железопътен транспорт, създателите предложиха външната обвивка на N-1 да бъде разглобяема, а резервоарите за гориво да се направят от листови заготовки („венчелистчета“) директно в самия космодрум. Тази идея първоначално не влиза в главите на членовете на експертната комисия. Следователно, след като приеха предварителния проект на ракетата N-1 през юли 1962 г., членовете на комисията препоръчаха по-нататъшна работа по доставката на сглобени ракетни степени, например с помощта на дирижабъл.

  По време на защитата на предварителния проект на ракетата на комисията бяха представени 2 версии на ракетата: с използване на AT или течен кислород като окислител. В същото време вариантът с течен кислород се счита за основен, тъй като ракетата ще има по-ниски характеристики при използване на гориво AT-UDMH. По отношение на разходите, създаването на двигател с течен кислород изглеждаше по-икономично. В същото време, според представители на OKB-1, в случай на извънредна ситуация на борда на ракетата вариантът с кислород изглеждаше по-безопасен от варианта с използване на окислител на базата на AT. Създателите на ракетата си спомниха катастрофата с R-16, която се случи през октомври 1960 г. и работеше със самозапалващи се токсични компоненти.

  При създаването на многодвигателна версия на ракетата N-1 Сергей Королев разчиташе предимно на концепцията за повишаване на надеждността на цялата система за задвижване чрез евентуално изключване на дефектните ракетни двигатели с течно гориво по време на полет. Този принцип е намерил приложение в системата за следене на работата на двигателя - KORD, която е предназначена за откриване и изключване на неизправни двигатели.

  Королев настоя за инсталиране на ракетни двигатели с течно гориво. Липсвайки инфраструктурата и технологичните възможности за скъпото и рисковано създаване на усъвършенствани високоенергийни кислородно-водородни двигатели и застъпвайки се за използването на по-токсични и мощни хептил-амилови двигатели, водещото дизайнерско бюро за двигатели Glushko не започна да разработва двигатели за N1, след което разработката им е поверена на конструкторското бюро Кузнецов. Заслужава да се отбележи, че специалистите от това конструкторско бюро успяха да постигнат най-високото ресурсно и енергийно съвършенство за кислородно-керосиновите двигатели. На всички етапи на ракетата-носител горивото се намираше в оригинални сферични резервоари, които бяха окачени на носещата обвивка. В същото време двигателите на конструкторското бюро на Кузнецов се оказаха недостатъчно мощни, което доведе до факта, че те трябваше да бъдат инсталирани в големи количества, което в крайна сметка доведе до редица негативни ефекти.

  Комплектът проектна документация за N-1 е готов до март 1964 г., работата по летателно-проектните тестове (FDT) е планирана да започне през 1965 г., но поради липсата на финансиране и ресурси за проекта това не се случва. Липсата на интерес към този проект беше отразена от Министерството на отбраната на СССР, тъй като полезният товар на ракетата и обхватът на задачите не бяха конкретно посочени. Тогава Сергей Королев се опита да заинтересува политическото ръководство на държавата от ракетата, предлагайки ракетата да бъде използвана в лунна мисия. Това предложение беше прието. На 3 август 1964 г. е издадено съответното правителствено постановление, датата за началото на ракетните тестове е изместена за 1967-1968 г.

  За изпълнение на мисията за доставяне на 2 космонавти в лунна орбита и кацане на един от тях на повърхността беше необходимо да се увеличи товароносимостта на ракетата до 90-100 тона.

  Това изискваше решения, които да не водят до фундаментални промени в предварителния проект. Такива решения бяха намерени - инсталиране на допълнителни 6 ракетни двигателя с течно гориво в централната част на дъното на блок "А", промяна на азимута на изстрелване, намаляване на височината на референтната орбита, увеличаване на пълненето на горивните резервоари чрез преохлаждане на горивото и окислител. Благодарение на това товароносимостта на N-1 беше увеличена до 95 тона, а стартовата маса се увеличи до 2800-2900 тона. Предварителният проект на ракетата N-1-LZ за лунната програма е подписан от Королев на 25 декември 1964 г.

  На следващата година дизайнът на ракетата претърпя промени и беше решено да се откаже от изхвърлянето. Въздушният поток беше затворен чрез въвеждане на специална опашна секция. Отличителна черта на ракетата беше масивното връщане на полезния товар, което беше уникално за съветските ракети. За това работи цялата носеща конструкция, в която рамката и резервоарите не образуват едно цяло. В същото време доста малката площ на разположението поради използването на големи сферични резервоари доведе до намаляване на полезния товар, а от друга страна, изключително високата производителност на двигателите, изключително ниското специфично тегло на резервоарите и уникалните дизайнерските решения го увеличиха.

  Всички етапи на ракетата бяха наречени блокове "A", "B", "C" (в лунната версия те бяха използвани за изстрелване на кораба в ниска околоземна орбита), блоковете "G" и "D" бяха предназначени да ускорят кораба от Земята и забавяне на Луната. Уникалният дизайн на ракетата N-1, чиито всички етапи бяха структурно сходни, направи възможно прехвърлянето на резултатите от тестовете на 2-ри етап на ракетата към 1-ви. Възможните извънредни ситуации, които не могат да бъдат „уловени“ на земята, трябваше да бъдат проверени по време на полет.

  Ракета N1 в монтажния комплекс, виждат се 30 основни двигателя NK-15

  Мястото на Королев като ръководител на ОКБ-1 (от 1966 г. - Централно конструкторско бюро за експериментално машиностроене, ЦКБЕМ) е заето от Василий Мишин. За съжаление, този прекрасен дизайнер не притежаваше упоритостта, която позволи на Корольов да реализира своите стремежи. Мнозина все още вярват, че именно преждевременната смърт на Королев и „мекотата“ на Мишин са станали основната причина за краха на проекта за ракета N-1 и, като следствие, съветската лунна програма. Това е наивна заблуда.

  Защото чудеса не се случват: още на етапа на проектиране в дизайна на ракетата N-1 се появиха няколко погрешни решения, които доведоха до катастрофа.

  Но на първо място.

  През февруари 1966 г. изграждането на стартовия комплекс (площадка № 110) беше завършено в Байконур, но той все още трябваше да чака дълго време за своята ракета.

  Първият N-1 се появи на космодрума едва на 7 май 1968 г. Там, в Байконур, се проведоха динамични изпитания, технологично развитие на процеса на сглобяване и монтаж на носителя в стартовия комплекс. За целта са използвани два екземпляра на ракетата N-1, известни под обозначенията „1L” и „2L”. Не им е било писано да излетят и не са създадени за летене.

  В окончателната версия ракетата N-1 (11A52) имаше следните характеристики. Размери: обща дължина (с космическия кораб) - 105,3 метра, максимален диаметър на тялото - 17 метра, стартова маса - 2750–2820 тона, стартова тяга - 4590 тона.

  "N-1" е направен с напречно разделение на стъпки. Първият етап (блок „А“) имаше 30 еднокамерни основни ракетни двигателя „НК-15“, 6 от които бяха разположени в центъра, 24 в периферията и 6 кормилни дюзи за управление на крена. Ракетата носител можеше да лети с изключени две двойки противоположно разположени периферни ракетни двигатели на блок „А“. 2-ри етап (блок „Б“) имаше 8 еднокамерни основни течни ракетни двигатели „НК-15В“ с дюзи за голяма надморска височина и 4 дюзи за управление за управление на крена. Ракетата носител можеше да лети с изключена двойка ракетни двигатели с течно гориво на блок „В“. Третата степен (блок „В”) имаше 4 еднокамерни основни ракетни двигателя „НК-19” и 4 кормилни дюзи за управление на крена и можеше да лети с един изключен ракетен двигател.

  Всички двигатели са разработени в Куйбишевското авиационно конструкторско бюро (сега Самарско НПО Труд) под ръководството на главния конструктор Николай Кузнецов. Като гориво се използва керосин, а като окислител течен кислород.

  Ракетата носител е оборудвана със система за координиране на едновременната работа на двигателите „КОРД“, която при необходимост изключва неизправните двигатели.

  Стартовият комплекс се състоеше от две пускови установки със 145-метрови сервизни кули, чрез които ракетата-носител беше заредена с гориво, термостатирана и захранвана.

  Екипажът трябваше да се качи на кораба през тези кули. След като LV беше презареден с гориво и екипажът се приземи, сервизната кула беше преместена встрани, а ракетата остана на стартовата площадка, задържана отдолу от 48 пневмомеханични ключалки.

  Около всяка пускова установка имаше четири гръмоотвода (дивертори) с височина 180 метра. За отстраняване на газовете при стартиране на двигателите от първа степен са направени три бетонни канала. Общо на обект № 110 са построени над 90 конструкции.

  Освен това сградата за монтаж и изпитване на ракетата носител беше издигната на площадка № 112, където ракетата пристигна от железопътна линияразглобени и монтирани в хоризонтално положение.

  Космическият кораб премина предполетни проверки и беше монтиран с други LRK единици в сградата за монтаж и изпитване на космически съоръжения на площадка № 2B. След това е затворен с обтекател и изпратен по жп до бензиностанцията на площадка № 112А, където двигателите му са заредени с гориво. След това зареденият с гориво "LRK" беше транспортиран до ракетата и монтиран на третата степен на ракетата-носител, след което целият комплекс беше транспортиран до стартовата позиция.

  Първият летателен тест на ракетата N-1, който се проведе под обозначението ZL, се проведе на 21 февруари 1969 г. Като част от лунния ракетен комплекс по време на първото изстрелване, вместо LOK и LK, беше инсталиран автоматичният кораб 7K-L1S (11F92), външно напомнящ на 7K-L1, но оборудван с много от системите на L- 3 кораба и мощно фотографско оборудване. Водещият дизайнер на продукта 11F92 беше Владимир Бугров. Ако изстрелването беше успешно, космическият кораб 7L-L1S трябваше да влезе в орбитата на Луната, да направи нейни висококачествени снимки и да достави филмите на Земята.

  Борис Черток в мемоарите си описва момента на изстрелването по следния начин:

  „В 12 часа 18 минути 07 секунди ракетата потрепери и започна да се издига. Грохотът проникна в подземието през многометровата дебелина на бетона. В първите секунди на полета има доклад от телеметристите, че два двигателя от тридесет са изключени.

  Наблюдатели, които въпреки строгия режим на сигурност успяха да наблюдават полета от повърхността, казаха, че факелът изглежда необичайно твърд, „не трепти“ и е три до четири пъти по-дълъг от дължината на тялото на ракетата.

  След десет секунди ревът на двигателите изчезна. Залата стана напълно тиха. Започна втората минута на полета и изведнъж факлата угасна...

  Полетът беше 69 секунди. Горящата ракета е извадена без пламък на двигателя. Под лек ъгъл спрямо хоризонта, той все още се движеше нагоре, след това се наклони и оставяйки следа от дим, без да се разпада, започна да пада.

  Това не е страх или раздразнение, а някаква сложна смес от силна вътрешна болка и чувство на абсолютна безпомощност, което изпитвате, докато гледате аварийна ракета, която се приближава към земята. Пред очите ви загива творение, което в течение на няколко години сте станали толкова обединени, че понякога изглежда, че този неодушевен „продукт“ има душа. Дори сега ми се струва, че във всяка изгубена ракета трябваше да има душа, събрана от чувствата и преживяванията на стотици създатели на този „продукт“.

  Първият полет падна по траекторията на полета на 52 километра от стартовата позиция.

  Далечен проблясък потвърди: всичко свърши!..“

  Последващо разследване показа, че от 3-та до 10-та секунда на полета системата за наблюдение на параметрите на работата на двигателя KORD по погрешка е изключила 12-ия и 24-ия двигател на блок „А“, но ракетата-носител е продължила полета си с два изключени двигателя. На 66-ата секунда от силна вибрация се скъсва тръбопроводът на окислителя на един от двигателите.

  Пожар е възникнал в кислородна среда. Ракетата можеше да продължи полета си, но на 70-ата секунда от полета, когато ракетата достигна височина от 14 километра, системата KORD веднага изключи всички двигатели на блок А и N-1 падна в степта.

  Въз основа на резултатите от анализа на причините за аварията беше решено да се въведе фреонова пожарогасителна система с разпръскваща дюза над всеки двигател.

  Второто изпитание на N-1 (“5L”) с автоматичния кораб “11F92” и макета “LK” (“11F94”) се проведе на 3 юли 1969 г. Това беше първото нощно изстрелване на N-1.

  В 23.18 ракетата излетя от стартовата площадка, но когато се издигна малко над гръмоотводите (0,4 секунди след преминаване на командата „контакт за повдигане“), осмият двигател на блок „А“ избухна. Взривът е повредил кабелната мрежа и съседните двигатели и е избухнал пожар.

  Издигането рязко се забави, ракетата започна да се накланя и след 18 секунди от полета падна върху стартовата площадка. Експлозията унищожи стартовия комплекс и всичките шест подземни етажа на стартовото съоръжение. Един от гръмоотводите падна, свит на спирала. 145-метровата сервизна кула излезе от релсите.

  Аварийно-спасителната система е работила надеждно, а спускаемият модул на автоматичния кораб "11Ф92" се е приземил на два километра от стартовата позиция.

  Космонавтът Анатолий Воронов си спомня, че по това време космонавтите са присъствали по време на подготовката за изстрелването. Те се изкачиха до самия връх на 105-метровата ракета, инспектираха и проучиха лунния ракетен комплекс. Късно вечерта те наблюдаваха изстрелването от хотела на космонавтите: „Изведнъж имаше светкавица, успяхме да избягаме и в този момент всички прозорци бяха счупени от ударната вълна. След падането ракетата избухна точно на стартовата площадка..."

  Причината за взрива е попадане на чуждо тяло в кислородната помпа на двигател № 8 0,25 секунди преди вдигане. Това предизвика експлозия на помпата, а след това и на самия двигател. След поставянето на филтрите това не трябваше да се случва отново. Отне почти две години на дизайнерското бюро "Кузнецов" за усъвършенстване и тестване на двигателите.Две аварии на N-1 поради ниската надеждност на първия етап бяха напълно достатъчни, за да се говори за необходимостта от промени в процеса на подготовка на ракетата за изстрелване . Конструкторите на TsKBEM трябваше да признаят, че стратегията за тестване на надеждността е избрана неправилно.

  Голям ракетно-космическа систематрябва да изпълни основната си задача от първия опит. За да направите това, всичко, което може да бъде тествано, трябва да бъде тествано на Земята, преди първия целеви полет. Самата система трябва да бъде изградена на базата на многократна употреба и големи резерви от ресурси.

  Беше обаче твърде късно да се създаде пълномащабен стенд за тестване на първия етап. Затова се ограничихме до въвеждането на допълнителни предпазни устройства.

  Третият старт на "N-1" ("6L") е извършен от оцелелия стартов комплекс на 27 юни 1971 г. Като полезен товар е инсталирана лунна ракетна система с моделите „LOK“ и „LK“. В 2.15 часа ракетата-носител излетя от стартовата площадка и започна издигането си. Този път програмата на полета включваше маневра за отдалечаване на носителя от стартовия комплекс.

  След изпълнението му, поради възникването на неотчетени газодинамични моменти в долната част, ракетата започва да се върти в ролка с постоянно нарастване на въртящия момент. След 4,5 секунди ъгълът на въртене беше 14°, след 48 секунди беше около 200° и продължи да нараства.

  Поради големи претоварвания по време на въртене, на 49-ата секунда от полета блок "B" започна да се срутва и главният блок заедно с третата степен се отделиха от комплекса, който падна на седем километра от стартовия комплекс. 1-ва и 2-ра степен продължиха полета си. На 51-ата секунда „КОРД“ изключва всички двигатели на блок „А“, ракетата пада на двадесет километра и експлодира, образувайки кратер с дълбочина 15 метра.

  Борис Черток описва ситуацията с катастрофата с „6L” по следния начин: „...Огнените струи на 30 двигателя образуваха общ огнен факел по такъв начин, че около него се създаде смущаващ въртящ момент, неочакван от теоретиците и от никакви изчисления. надлъжната ос на ракетата. Управлението не успя да се справи с това смущение и ракета № 6L загуби стабилност. И по-нататък: „Истинският смущаващ момент беше определен чрез използване на моделиране електронни машини. В този случай първоначалните данни не бяха изчисления на газовата динамика, а данни от телеметрични измервания, действително получени по време на полет.

  В резултат на това беше показано, че „действителният смущаващ момент е няколко пъти по-висок от максималния възможен управляващ момент, който управляващите дюзи развиват по протежение на ролката при максималното си отклонение.“

  Въз основа на резултатите от работата на комисията, която разследва причините за аварията, беше решено да се монтират четири кормилни двигателя с тяга от 6 тона на първа и втора степен вместо шест кормилни дюзи.

  Последният тест на ракетата-носител N-1 (7L) със стандартни LOK и LK, изпълнен в безпилотен вариант, е извършен на 23 ноември 1972 г. Стартът беше в 9.11 часа. На 90-ата секунда от полета, в съответствие с програмата, 3 секунди преди отделянето на 1-ва степен, двигателите започнаха да преминават в режим на крайна тяга. Шест централни ракетни двигателя с течно гориво са били изключени, след като са работили за разчетното време. Скоростта на изкачване рязко намаля. Това предизвика неочакван хидравличен удар, в резултат на който ракетният двигател с течно гориво № 4 влезе в резонанс, който разруши горивопроводите и предизвика пожар. Ракетата избухна на 107 секунди.

  Въпреки факта, че нито една ракета N-1 не успя да завърши програмата за изстрелване, дизайнерите продължиха да работят върху нея. Следващият, пети, старт беше планиран за август 1974 г., но не се състоя. През май 1974 г. съветската лунна програма е затворена и цялата работа по N-1 е спряна. Унищожени са две готови за изстрелване ракети „8L” и „9L”.

  От N-1 са запазени само 150 двигателя тип NK, произведени за различни степени на ракетата. Николай Кузнецов, въпреки правителствената поръчка, ги запази и ги съхранява в продължение на много години. Както показа времето, той не го направи напразно. През 90-те бяха закупени от американците и използвани за ракети"Атлас-2АР" ("Атлас-2АР")...

  В момента НК-33 се използва в първия етап на новия руски лека ракета носителклас "Союз-2.1в". В САЩ двигателите NK-33 са модифицирани за инсталиране на ракета И ние ще помним, и най-интересното Оригиналната статия е на уебсайта InfoGlaz.rfВръзка към статията, от която е направено това копие -

  Свръхтежката ракета-носител N-1 получи прякора „Цар Ракета“ заради големите си размери (стартово тегло почти 2500 тона, височина – 110 метра), както и целите, поставени по време на работата по нея. Ракетата трябваше да помогне за укрепване на отбранителната способност на държавата, насърчаване на научни и икономически програми, както и пилотирани междупланетни полети. Въпреки това, подобно на прочутите си съименници - Цар камбаната и Цар оръдието - този дизайнерски продукт никога не е бил използван по предназначение.

  СССР започна да мисли за създаването на тежка суперракета още в края на 50-те години. Идеи и предположения за неговото развитие са натрупани в царския OKB-1. Сред опциите бяха използването на проектния резерв от ракетата Р-7, която изстреля първите съветски сателити и дори разработването на ядрена система за задвижване. И накрая, до 1962 г. експертната комисия, а по-късно и ръководството на страната, избраха макет с вертикална конструкция на ракета, която можеше да изведе в орбита товар с тегло до 75 тона (теглото на товара, хвърлен на Луната, е 23 тона, до Марс - 15 тона). В същото време беше възможно да се въведат и развият голям брой уникални технологии - бордови компютър, нови методи за заваряване, решетъчни крила, система за аварийно спасяване на астронавти и много други.

  Първоначално ракетата беше предназначена да изведе тежка орбитална станция в ниска околоземна орбита с последваща перспектива за сглобяване на TMK - тежко междупланетно превозно средство за полети до Марс и Венера. По-късно обаче беше взето закъсняло решение за включване на СССР в „лунната надпревара“ с доставянето на човек на повърхността на Луната. Така програмата за създаване на ракетата N-1 беше ускорена и тя фактически се превърна в носител на експедиционния космически кораб LZ в комплекса N-1-LZ.
  
  Преди да вземат решение за окончателния дизайн на ракетата-носител, създателите трябваше да оценят най-малко 60 различни варианта, от полиблок до моноблок, както за паралелно, така и за последователно разделяне на ракетата на етапи. За всеки от тези варианти бяха извършени подходящи цялостни анализи както на предимствата, така и на недостатъците, включително проучване на осъществимостта на проекта.

  По време на предварителните изследвания създателите бяха принудени да се откажат от полиблоковия дизайн с паралелно разделяне на етапи, въпреки че този дизайн вече беше тестван на R-7 и направи възможно транспортирането на готови елементи на ракетата-носител (задвижващи агрегати, резервоари) от завода до космодрума с железница. Ракетата е сглобена и тествана на място. Тази схема беше отхвърлена поради неоптималната комбинация от масови разходи и допълнителни хидравлични, механични, пневматични и електрически връзки между ракетните блокове. В резултат на това на преден план излезе моноблоков дизайн, който включва използването на ракетни двигатели с течно гориво с предварителни помпи, което позволява да се намали дебелината на стената (и следователно теглото) на резервоарите, както и да се намали налягането на усилващия газ.

  Дизайнът на ракетата N-1 беше необичаен в много отношения, но основните му отличителни черти бяха оригиналният дизайн със сферични падащи резервоари, както и носеща външна обвивка, която се поддържаше от силов комплект (полумонокок използван е самолетен дизайн) и пръстеновидно разположение на двигатели с течно гориво на всяка степен. Благодарение на това техническо решение, по отношение на първата степен на ракетата по време на изстрелване и издигане, въздухът от околната атмосфера се изхвърля във вътрешното пространство под резервоара от изпускателните струи на ракетния двигател. Резултатът беше нещо като много голям двигател за дишане на въздух, който включваше цялата долна част на структурата на 1-ви етап. Дори без допълнително изгаряне на въздуха на изгорелите газове на ракетния двигател, тази схема осигури на ракетата значително увеличение на тягата, повишавайки нейната обща ефективност.
  

  

  
  Етапите на ракетата N-1 бяха свързани помежду си чрез специални преходни ферми, през които газовете можеха да текат абсолютно свободно в случай на горещ старт на двигателите на следващите степени. Ракетата се управляваше по канала на ролката с помощта на контролни дюзи, в които се подаваше газ, отклоняван там след турбопомпените агрегати (TPA), а през каналите на тангажа и курса управлението се извършваше с помощта на несъответствието на тягата на противоположната течност- ракетни двигатели.

  Поради невъзможността да се транспортират етапите на свръхтежка ракета по железопътен транспорт, създателите предложиха външната обвивка на N-1 да бъде разглобяема, а резервоарите за гориво да се направят от листови заготовки („венчелистчета“) директно в самия космодрум. Тази идея първоначално не влиза в главите на членовете на експертната комисия. Следователно, след като приеха предварителния проект на ракетата N-1 през юли 1962 г., членовете на комисията препоръчаха по-нататъшна работа по доставката на сглобени ракетни степени, например с помощта на дирижабъл.

  По време на защитата на предварителния проект на ракетата на комисията бяха представени 2 версии на ракетата: с използване на AT или течен кислород като окислител. В същото време вариантът с течен кислород се счита за основен, тъй като ракетата ще има по-ниски характеристики при използване на гориво AT-UDMH. По отношение на разходите, създаването на двигател с течен кислород изглеждаше по-икономично. В същото време, според представители на OKB-1, в случай на извънредна ситуация на борда на ракетата вариантът с кислород изглеждаше по-безопасен от варианта с използване на окислител на базата на AT. Създателите на ракетата си спомниха катастрофата с R-16, която се случи през октомври 1960 г. и работеше със самозапалващи се токсични компоненти.
  

  

  
  При създаването на многодвигателна версия на ракетата N-1 Сергей Королев разчиташе предимно на концепцията за повишаване на надеждността на цялата система за задвижване чрез евентуално изключване на дефектните ракетни двигатели с течно гориво по време на полет. Този принцип е намерил приложение в системата за следене на работата на двигателя - KORD, която е предназначена за откриване и изключване на неизправни двигатели.

  Королев настоя за инсталиране на ракетни двигатели с течно гориво. Липсвайки инфраструктурата и технологичните възможности за скъпото и рисковано създаване на усъвършенствани високоенергийни кислородно-водородни двигатели и застъпвайки се за използването на по-токсични и мощни хептил-амилови двигатели, водещото дизайнерско бюро за двигатели Glushko не започна да разработва двигатели за N1, след което разработката им е поверена на конструкторското бюро Кузнецов. Заслужава да се отбележи, че специалистите от това конструкторско бюро успяха да постигнат най-високото ресурсно и енергийно съвършенство за кислородно-керосиновите двигатели. На всички етапи на ракетата-носител горивото се намираше в оригинални сферични резервоари, които бяха окачени на носещата обвивка. В същото време двигателите на конструкторското бюро на Кузнецов се оказаха недостатъчно мощни, което доведе до факта, че те трябваше да бъдат инсталирани в големи количества, което в крайна сметка доведе до редица негативни ефекти.

  Комплектът проектна документация за N-1 е готов до март 1964 г., работата по летателно-проектните тестове (FDT) е планирана да започне през 1965 г., но поради липсата на финансиране и ресурси за проекта това не се случва. Липсата на интерес към този проект беше отразена от Министерството на отбраната на СССР, тъй като полезният товар на ракетата и обхватът на задачите не бяха конкретно посочени. Тогава Сергей Королев се опита да заинтересува политическото ръководство на държавата от ракетата, предлагайки ракетата да бъде използвана в лунна мисия. Това предложение беше прието. На 3 август 1964 г. е издадено съответното правителствено постановление, датата за началото на ракетните тестове е изместена за 1967-1968 г.
  

  

  
  За изпълнение на мисията за доставяне на 2 космонавти в лунна орбита и кацане на един от тях на повърхността беше необходимо да се увеличи товароносимостта на ракетата до 90-100 тона. Това изискваше решения, които да не водят до фундаментални промени в предварителния проект. Такива решения бяха намерени - инсталиране на допълнителни 6 ракетни двигателя с течно гориво в централната част на дъното на блок "А", промяна на азимута на изстрелване, намаляване на височината на референтната орбита, увеличаване на пълненето на горивните резервоари чрез преохлаждане на горивото и окислител. Благодарение на това товароносимостта на N-1 беше увеличена до 95 тона, а стартовата маса се увеличи до 2800-2900 тона. Предварителният проект на ракетата N-1-LZ за лунната програма е подписан от Королев на 25 декември 1964 г.

  На следващата година дизайнът на ракетата претърпя промени и беше решено да се откаже от изхвърлянето. Въздушният поток беше затворен чрез въвеждане на специална опашна секция. Отличителна черта на ракетата беше масивното връщане на полезния товар, което беше уникално за съветските ракети. За това работи цялата носеща конструкция, в която рамката и резервоарите не образуват едно цяло. В същото време доста малката площ на разположението поради използването на големи сферични резервоари доведе до намаляване на полезния товар, а от друга страна, изключително високата производителност на двигателите, изключително ниското специфично тегло на резервоарите и уникалните дизайнерските решения го увеличиха.

  Всички етапи на ракетата бяха наречени блокове "A", "B", "C" (в лунната версия те бяха използвани за изстрелване на кораба в ниска околоземна орбита), блоковете "G" и "D" бяха предназначени да ускорят кораба от Земята и забавяне на Луната. Уникалният дизайн на ракетата N-1, чиито всички етапи бяха структурно сходни, направи възможно прехвърлянето на резултатите от тестовете на 2-ри етап на ракетата към 1-ви. Възможните извънредни ситуации, които не могат да бъдат „уловени“ на земята, трябваше да бъдат проверени по време на полет.
  

  

  
  На 21 февруари 1969 г. е извършено първото изстрелване на ракета, последвано от още 3 изстрелвания. Всички те бяха неуспешни. Въпреки че по време на някои стендови тестове двигателите NK-33 се оказаха много надеждни, повечето от възникналите проблеми бяха свързани с тях. Проблемите на N-1 бяха свързани с въртящ момент, силни вибрации, хидродинамичен удар (когато двигателите бяха включени), електрически смущения и други неотчетени ефекти, причинени от едновременната работа на толкова голям брой двигатели (30 на първи етап) и големия размер на самия носач.

  Тези трудности не можаха да бъдат идентифицирани преди началото на полетите, тъй като, за да се спестят пари, не бяха изградени скъпи наземни стендове за провеждане на огневи и динамични тестове на целия носител или поне на неговия първи етап. Резултатът от това беше тестването на сложен продукт директно в полет. Този доста противоречив подход в крайна сметка доведе до поредица от инциденти с ракети-носители.

  Някои отдават провала на проекта на факта, че държавата не е имала ясна позиция от самото начало, подобно на стратегическия залог на Кенеди за лунната мисия. Документирано е колебанието на ръководството на Хрушчов и след това на Брежнев по отношение на ефективните стратегии и задачи на космонавтиката. Така един от разработчиците на Царската ракета Сергей Крюков отбеляза, че комплексът N-1 е умрял не толкова поради технически трудности, а защото се е превърнал в разменна монета в играта на лични и политически амбиции.

  Друг ветеран от индустрията, Вячеслав Галяев, смята, че определящият фактор за провалите, в допълнение към липсата на необходимото внимание от страна на държавата, е баналната невъзможност да се работи с толкова сложни обекти, като същевременно се постига одобрение на критериите за качество и надеждност, както и като неподготвеността на съветската наука по това време за изпълнение на такава мащабна програма. По един или друг начин, през юни 1974 г. работата по комплекса N1-LZ беше спряна. Наличните резерви за тази програма бяха унищожени, а разходите (в размер на 4-6 милиарда рубли по цени от 1970 г.) бяха просто отписани.

  Източници на информация:

  У дома » Заеми » Ракетно-космическа система "N1-LZ. Ракетни мастодонти: Ракетите на цена за града Една от най-важните дати в историята на ракетата носител