Sistema de cohetes y espacio "N1-LZ. Cohetes mastodontes: Cohetes a costa de la ciudad Una de las fechas más importantes en la historia del vehículo de lanzamiento

El vehículo de lanzamiento superpesado N-1 recibió el sobrenombre de "Tsar Rocket" por su gran tamaño (peso de lanzamiento de casi 2500 toneladas, altura - 105 metros), así como por los objetivos establecidos durante el trabajo en él. Se suponía que el cohete ayudaría a fortalecer la capacidad de defensa del estado, promover programas científicos y económicos nacionales, así como vuelos interplanetarios tripulados.La creación de un supercohete pesado en la URSS comenzó a pensarse a fines de la década de 1950. Las ideas y supuestos para su desarrollo se acumularon en el OKB-1 real. Entre las opciones, se suponía que usaría la reserva de diseño del cohete R-7 que lanzó los primeros satélites soviéticos e incluso el desarrollo de un nuclear. sistema de propulsión. Finalmente, para 1962, la comisión de expertos, y luego la dirección del país, escogieron un diseño con un diseño de cohete vertical que podría poner en órbita una carga de hasta 75 toneladas (la masa de la carga lanzada a la Luna es de 23 toneladas, para Marte - 15 toneladas). Al mismo tiempo, fue posible introducir y desarrollar un gran número de tecnologías únicas: una computadora a bordo, nuevos métodos de soldadura, alas de celosía, un sistema de rescate de emergencia para astronautas y mucho más. Inicialmente, el cohete estaba destinado a lanzar un pesado estación orbital con una perspectiva posterior para el montaje de TMK, una nave espacial interplanetaria pesada para vuelos a Marte y Venus. Sin embargo, más tarde se tomó una decisión tardía de incluir a la URSS en la "carrera lunar" con la entrega de un hombre a la superficie de la luna. Por lo tanto, el programa para la creación del cohete N-1 se aceleró y, de hecho, se convirtió en un portador de la nave espacial expedicionaria LZ en el complejo N-1-LZ. Varias oficinas de diseño e institutos científicos participaron en el grandioso proyecto:
- para motores - OKB-456 (V.P. Glushko), OKB-276 (N.D. Kuznetsov) y OKB-165 (A.M. Lyulka);
- para sistemas de control - NII-885 (N.A. Pilyugin) y NII-944 (V.I. Kuznetsov);
- para el complejo de tierra - GSKB "Spetsmash" (V. P. Barmin);
- para el complejo de medición - NII-4 MO (A. I. Sokolov);
- sobre el sistema de vaciado de tanques y regulación de la proporción de componentes de combustible - OKB-12 (A. S. Abramov);
- para investigación aerodinámica - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) y NII-1 (V. Ya. Likhushin);
- según tecnología de fabricación - Instituto de Soldadura. Academia Paton de Ciencias de la República Socialista Soviética de Ucrania (B. E. Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), la planta Progress (A. Ya. Linkov);
- de acuerdo con la tecnología y metodología para pruebas experimentales y equipos adicionales de soportes - NII-229 (G. M. Tabakov), etc. El inicio del trabajo en el complejo fue establecido por el Decreto del Gobierno del 23 de junio de 1960 espacio exterior en 1960-1967 . Para los estudios de diseño del vehículo de lanzamiento (LV) H1, se adoptó una carga útil de 75 toneladas utilizando combustible propulsor de oxígeno-queroseno en todas las etapas. Este valor de la masa de carga útil correspondía a la masa de lanzamiento del vehículo de lanzamiento de 2200 toneladas, y el uso de hidrógeno líquido como combustible en las etapas superiores hizo posible aumentar la masa de carga útil a 90-100 toneladas con la misma masa de lanzamiento. Se determinó que la tarea más importante en la exploración del espacio exterior con la ayuda del vehículo de lanzamiento H1 es la exploración de la Luna con el aterrizaje de la expedición en su superficie y su posterior regreso a la Tierra. El complejo de cohetes, que incluía el vehículo de lanzamiento H1 y el sistema lunar L3 para enviar a la superficie de la Luna con el posterior regreso a la Tierra de una tripulación de dos personas (con una persona aterrizando en la Luna), recibió la designación H1- L3 El trabajo se llevó a cabo bajo la supervisión directa de S. P. Korolev, quien encabezó el Consejo de Diseñadores Jefes, y su primer adjunto, V. P. Mishin. Los materiales del proyecto (29 volúmenes en total y 8 apéndices) fueron revisados ​​a principios de julio de 1962 por una comisión de expertos encabezada por MV Keldysh, presidente de la Academia de Ciencias de la URSS. La Comisión señaló que la verificación del vehículo de lanzamiento H1 se llevó a cabo con un alto nivel científico y técnico, cumple con los requisitos para diseños preliminares de vehículos de lanzamiento y cohetes interplanetarios, y puede utilizarse como base para el desarrollo documentación de trabajo . Al mismo tiempo, los miembros de la comisión M.S. Ryazansky, V.P. Barmin, A.G. Mrykin y algunos otros hablaron sobre la necesidad de involucrar a OKB-456 en el desarrollo de motores para el vehículo de lanzamiento, pero V.P. Glushko se negó. De mutuo acuerdo, el desarrollo de motores se asignó a OKB-276, que no tenía suficiente formación teórica y experiencia en el desarrollo de motores de cohetes de combustible líquido con la ausencia casi total de bases experimentales y de banco para esto. Antes de decidir el esquema final del vehículo de lanzamiento, los creadores tuvieron que evaluar al menos 60 opciones diferentes, desde polibloques hasta monobloques, tanto en paralelo como secuencialmente la división del cohete en etapas. Para cada una de estas opciones, se llevaron a cabo análisis integrales apropiados tanto de las ventajas como de las desventajas, incluido un estudio de factibilidad para el proyecto. Los diseñadores consideraron constantemente vehículos de lanzamiento de etapas múltiples con un peso de lanzamiento de 900 a 2500 toneladas, al mismo tiempo que evaluaron las capacidades técnicas de creación y la preparación de la industria del país para la producción. Los cálculos han demostrado que la mayoría de las tareas militares y espaciales se resuelven con un vehículo de lanzamiento con una carga útil de 70 a 100 toneladas, lanzado a una órbita con una altura de 300 km. En el curso de estudios preliminares, los creadores se vieron obligados a abandonar el esquema de bloques múltiples con división paralela en pasos, aunque este esquema ya se había probado en el R-7 y permitió transportar elementos terminados del vehículo de lanzamiento (propulsión sistemas, tanques) desde la fábrica hasta el cosmódromo por ferrocarril. El cohete fue ensamblado y probado en el sitio. Este esquema fue rechazado debido a la combinación no óptima de costos de masa y conexiones hidráulicas, mecánicas, neumáticas y eléctricas adicionales entre los bloques de cohetes. Como resultado, pasó a primer plano un esquema monobloque, que implicó el uso de un motor cohete de combustible líquido con prebombas, lo que permitió reducir el espesor de la pared (y por lo tanto la masa) de los tanques, así como reducir la presión del gas de sobrealimentación. Adoptaron un esquema de un cohete con una división transversal de etapas con tanques de combustible esféricos monobloque suspendidos, con instalaciones multimotor en las etapas I, II y III. La elección del número de motores en el sistema de propulsión es uno de los problemas fundamentales en la creación de un vehículo de lanzamiento. Después del análisis, se decidió utilizar motores con un empuje de 150 toneladas En las etapas I, II y III del portaaviones, se decidió instalar un sistema de control de actividades organizativas y administrativas KORD, que apagó el motor cuando sus parámetros controlados se desviaron de la norma. La relación empuje-peso del vehículo de lanzamiento se tomó de tal manera que en caso de funcionamiento anormal de un motor en el tramo inicial de la trayectoria, el vuelo continuaba, y en los últimos tramos del vuelo de la 1ª etapa, se posible apagar una mayor cantidad de motores sin comprometer el desempeño de la tarea. OKB-1 y otras organizaciones realizaron estudios especiales para justificar la elección de componentes de combustible con un análisis de la viabilidad de usarlos para el vehículo de lanzamiento H1. El análisis mostró una disminución significativa en la masa de la carga útil (a una masa inicial constante) en el caso de cambiar a componentes de combustible de alto punto de ebullición, lo que se debe a los valores bajos del impulso específico de empuje y un aumento en la masa de combustible en los tanques y los gases de refuerzo debido a la mayor presión de vapor de estos componentes. Comparación diferentes tipos combustible mostró que el oxígeno líquido - queroseno es mucho más barato que AT + UDMH: en términos de inversiones de capital dos veces, en términos de costo ocho veces. El proyecto del cohete N-1 fue inusual en muchos aspectos, pero sus principales características distintivas fueron el esquema original con tanques esféricos fuera de borda, así como una piel exterior de carga, que fue reforzada por un conjunto de potencia (un semi-monocasco se usó un esquema de avión) y una colocación anular de un motor cohete de combustible líquido en cada uno de los escalones. Gracias a esta solución técnica, en relación con la primera etapa del cohete durante el lanzamiento y su ascenso, el aire de la atmósfera circundante fue expulsado por los chorros de escape del motor del cohete en espacio interior debajo del tanque. Como resultado de esto, surgió una apariencia de un motor a chorro de aire muy grande, que incluía toda la parte inferior de la estructura de la primera etapa. Incluso sin la postcombustión de aire del escape del motor del cohete, este esquema proporcionó al cohete un aumento significativo en el empuje, aumentando su eficiencia general.Las etapas del cohete N-1 estaban conectadas entre sí mediante armaduras de transición especiales, a través de las cuales los gases podían fluir. absolutamente libremente en caso de un arranque en caliente de los motores de las siguientes etapas. El misil se controló a través del canal de balanceo utilizando boquillas de control, en las que se suministró gas, se descargó allí después de que las unidades de turbobomba (TNA), a lo largo de los canales de cabeceo y curso, el control se llevó a cabo utilizando el desajuste de empuje de los motores de cohetes opuestos. Debido a la imposibilidad de transportar las etapas de un cohete superpesado por ferrocarril, los creadores propusieron hacer desmontable la capa exterior del H-1 y producir sus tanques de combustible a partir de láminas en blanco ("pétalos") directamente en el propio cosmódromo. Esta idea inicialmente no cabía en la cabeza de los miembros de la comisión de expertos. Por lo tanto, después de haber adoptado el diseño preliminar del cohete N-1 en julio de 1962, los miembros de la comisión recomendaron que se siguieran resolviendo los problemas de entrega de las etapas del cohete en forma ensamblada, por ejemplo, utilizando un dirigible como oxidante. AT u oxígeno líquido. En este caso se consideró como principal la opción con oxígeno líquido, ya que el cohete, al utilizar combustible AT-UDMH, tendría unas características inferiores. A términos de valor la creación de un motor de oxígeno líquido parecía ser más económica. Al mismo tiempo, según los representantes de OKB-1, en caso de una emergencia a bordo del cohete, la opción de oxígeno parecía más segura que la opción que usa un oxidante basado en AT. Los creadores del cohete recordaron el desastre del R-16, que ocurrió en octubre de 1960 y trabajaron en componentes tóxicos autoinflamables.Al crear la versión multimotor del cohete N-1, Sergei Korolev se basó principalmente en el concepto de aumentar la confiabilidad de todo el vuelo de motores de cohetes defectuosos. Este principio ha encontrado su aplicación en el sistema de control del motor - KORD, que fue diseñado para detectar y apagar motores defectuosos. Korolev insistió en la instalación de motores LRE. Al carecer de infraestructura y capacidades tecnológicas para la creación costosa y riesgosa de motores avanzados de oxígeno-hidrógeno de alta energía y abogar por el uso de motores de heptil-amilo más tóxicos y potentes, la principal oficina de diseño de construcción de motores Glushko no se ocupó de los motores para H1, después de cuyo desarrollo fue confiado a Kuznetsov Design Bureau. Cabe señalar que los especialistas de esta oficina de diseño lograron lograr la mayor perfección de recursos y energía para los motores de tipo oxígeno-queroseno. En todas las etapas del vehículo de lanzamiento, el combustible se encontraba en los tanques de bolas originales, que estaban suspendidos en la carcasa del transportador. Al mismo tiempo, los motores de la oficina de diseño de Kuznetsov no eran lo suficientemente potentes, lo que llevó al hecho de que tenían que instalarse en grandes cantidades, lo que finalmente condujo a una serie de efectos negativos. Un conjunto de documentación de diseño para el N-1 estaba listo en marzo de 1964, se planeó comenzar el trabajo en las pruebas de diseño de vuelo (LKI) en 1965, pero debido a la falta de financiación y recursos para el proyecto, esto no sucedió. Había una falta de interés en este proyecto- El Ministerio de Defensa de la URSS, ya que la carga útil del cohete y el rango de tareas no fueron designados específicamente. Luego, Sergei Korolev trató de interesar a los líderes políticos del estado en el cohete, ofreciendo usar el cohete en una misión lunar. Esta propuesta fue aceptada. El 3 de agosto de 1964, se emitió un decreto gubernamental correspondiente, la fecha de inicio de LCI en el cohete se cambió a 1967-1968. Para llevar a cabo la misión de llevar 2 cosmonautas a la órbita de la Luna con el aterrizaje de uno de ellos en la superficie, era necesario aumentar la capacidad de carga del cohete a 90-100 toneladas. Esto requería soluciones que no condujeran a cambios fundamentales en el diseño preliminar. Se encontraron tales soluciones: la instalación de 6 motores LRE adicionales en la parte central de la parte inferior del bloque "A", un cambio en el azimut de lanzamiento, una disminución en la altura de la órbita de referencia, un aumento en el reabastecimiento de combustible de los tanques por sobreenfriando el combustible y el comburente. Gracias a esto, la capacidad de carga del H-1 aumentó a 95 toneladas y el peso de lanzamiento aumentó a 2800-2900 toneladas. Diseño preliminar El cohete N-1-LZ para el programa lunar fue firmado por Korolev el 25 de diciembre de 1964. A el próximo año el esquema del cohete ha sufrido cambios, se decidió abandonar la eyección. El flujo de aire se cerró mediante la introducción de una sección de cola especial. contraste misiles fue un retroceso masivo de la carga útil, que era único para los misiles soviéticos. Todo el esquema de transporte funcionó para esto, en el que el marco y los tanques no formaban un todo. Al mismo tiempo, un área de diseño bastante pequeña debido al uso de tanques esféricos grandes condujo a una disminución en la carga útil y, por otro lado, el rendimiento extremadamente alto del motor, una gravedad específica excepcionalmente baja de los tanques y soluciones de diseño únicas lo aumentaron. . Todas las etapas del cohete se denominaron bloques "A", "B", "C" (en la versión lunar se usaron para poner la nave en órbita terrestre baja), los bloques "G" y "D" estaban destinados a acelerar el nave desde la Tierra y desacelerar en la Luna. El esquema único del cohete N-1, cuyas etapas eran estructuralmente similares, hizo posible transferir los resultados de la prueba de la segunda etapa del cohete a la primera. Se suponía que las posibles situaciones de emergencia que no podían ser "atrapadas" en tierra debían verificarse en vuelo. El lugar de Korolev como jefe de OKB-1 (desde 1966, la Oficina Central de Diseño de Ingeniería Experimental, TsKBEM) fue ocupado por Vasily Mishin. Desafortunadamente, este notable diseñador no poseía la perseverancia que permitió a la Reina realizar sus aspiraciones. Muchos todavía creen que fue la muerte prematura de Korolev y la "suavidad" de Mishin lo que se convirtió en la razón principal del colapso del proyecto del cohete N-1 y, como resultado, del programa lunar soviético. Este es un concepto erróneo ingenuo. En febrero de 1966, se completó la construcción del complejo de lanzamiento (sitio No. 110) en Baikonur, pero tuvo que esperar mucho tiempo por su cohete. El primer "N-1" apareció en el cosmódromo solo el 7 de mayo de 1968. En el mismo lugar, en Baikonur, se llevaron a cabo pruebas dinámicas, desarrollo tecnológico del proceso de montaje, montaje del portaaviones en el complejo de lanzamiento. Para esto, sirvieron dos copias del cohete N-1, conocidas bajo las designaciones "1L" y "2L". No estaban destinados a despegar, y no fueron creados para vuelos.En la versión final, el cohete N-1 (11A52) tenía las siguientes características. Dimensiones: longitud total (con la nave espacial) - 105,3 metros, diámetro máximo del casco - 17 metros, peso de lanzamiento - 2750-2820 toneladas, empuje de lanzamiento - 4590 toneladas "N-1" se hizo con una división transversal de pasos. La primera etapa (bloque "A") tenía 30 LRE "NK-15" principales de una sola cámara, 6 de los cuales estaban ubicados en el centro, 24 en la periferia y 6 boquillas de dirección para control de balanceo. El vehículo de lanzamiento podría volar con dos pares desconectados de motores de cohetes periféricos ubicados de manera opuesta del bloque "A". La segunda etapa (bloque "B") tenía 8 LRE principales de cámara única "NK-15V" con boquillas de gran altitud y 4 boquillas de dirección para control de balanceo. El vehículo de lanzamiento podría volar con un par desconectado de motores de cohetes del bloque "B". La tercera etapa (bloque "B") tenía 4 motores de cohetes NK-19 principales de cámara única y 4 boquillas de dirección de control de balanceo y podía volar con un motor de cohete apagado. Todos los motores fueron desarrollados en la Oficina de Diseño de Aviación de Kuibyshev (ahora Samara NPO " Trud") bajo la dirección del diseñador jefe Nikolai Kuznetsov. Se utilizó queroseno como combustible y oxígeno líquido como agente oxidante. El complejo de lanzamiento constaba de dos lanzadores con torres de servicio de 145 metros, a través de los cuales se reabastecía el vehículo lanzador, se realizaba su control de temperatura y alimentación eléctrica, a través de estas torres la tripulación debía abordar el buque. Después de completar el reabastecimiento de combustible del vehículo de lanzamiento y el aterrizaje de la tripulación, la torre de servicio se retrajo hacia un lado y el cohete permaneció en la plataforma de lanzamiento, sostenido en la parte inferior por 48 bloqueos neumomecánicos. lanzacohetes había cuatro pararrayos (desviadores) de 180 metros de altura. Se realizaron tres canales de concreto para evacuar los gases durante el arranque de los motores de la primera etapa. En total, se construyeron más de 90 estructuras en el sitio No. 110. Sin embargo, al igual que sus conocidos homónimos, la Campana del Zar y el Cañón del Zar, este producto de diseño no pudo usarse para el propósito previsto.

Originalmente tenía la intención de lanzar una estación orbital pesada (75 toneladas) a la órbita cercana a la Tierra con la perspectiva de ensamblar una nave espacial interplanetaria pesada para vuelos a Venus y Marte. Con la adopción de una decisión tardía de incluir a la URSS en la llamada carrera "lunar", organizar un vuelo tripulado a la superficie de la luna y devolverlo, el programa H1 se vio forzado y se convirtió en el portador de la nave espacial expedicionaria. L3 en el complejo H1-L3 del programa tripulado de aterrizaje lunar soviético.

Los cuatro lanzamientos de prueba del H-1 no tuvieron éxito durante la operación de la primera etapa. En 1974, el programa soviético de aterrizaje lunar tripulado se cerró antes de alcanzar el resultado objetivo, y un poco más tarde, en 1976, el trabajo en N-1 también se cerró oficialmente.

Todo el programa lunar tripulado, incluido el portaaviones H-1, se clasificó estrictamente y se hizo público solo en 1989.

El nombre técnico H-1 se derivó de "Nauka-1", según otras fuentes [ ] de la palabra "portador". En Occidente, el vehículo de lanzamiento era conocido bajo simbolos SL-15 y G-1e.

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  En la Oficina de Diseño de S.P. Korolev, el cohete se desarrolló mucho antes de que comenzara el diseño oficial. Ya en 1961-1962, se elaboraron unidades individuales y sus partes, se determinó el diseño estructural principal del cohete. Los materiales de diseño del cohete N-1 (un total de 29 volúmenes y 8 apéndices) fueron revisados ​​a principios de julio de 1962 por una comisión de expertos presidida por M. V. Keldysh, presidente de la Academia de Ciencias de la URSS. Por decreto del 24 de septiembre de 1962 se estableció iniciar las pruebas de vuelo del vehículo de lanzamiento N-1 en 1965.

  Las principales características del vehículo de lanzamiento.

  El transportador H-1 se fabricó de acuerdo con el diseño secuencial y la operación de las etapas e incluyó 5 etapas, todas las cuales utilizaron motores de oxígeno-queroseno. SP Korolev insistió en instalar dichos motores. Al carecer de las capacidades tecnológicas y de infraestructura para la creación arriesgada y costosa de motores avanzados de oxígeno e hidrógeno de alta energía y abogar por motores más potentes basados ​​en componentes tóxicos de alto punto de ebullición, la Oficina de Diseño de Glushko, líder en la construcción de motores de cohetes, se negó a fabricar motores. para el H1, y su creación fue confiada a la oficina de diseño de motores de aviones Kuznetsov, que logró la mayor perfección energética y de recursos para motores de tipo oxígeno-queroseno. En todas las etapas, el combustible se almacenó en tanques esféricos suspendidos en una carcasa de transporte. Los motores de la Oficina de Diseño de Kuznetsov no eran lo suficientemente potentes, tuvieron que instalarse en grandes cantidades, lo que provocó una serie de efectos negativos.

  Los pasos se denominaron bloques "A", "B", "C" (utilizados para lanzar la nave espacial L3 a la órbita cercana a la Tierra), "G", "D" (diseñados para acelerar la nave desde la Tierra y desacelerar en el Luna). Por lo tanto, H1 como portador para el lanzamiento a la órbita terrestre baja era en realidad un despegue lunar de 3 etapas y 43,2 metros y 95 toneladas. sistema de misiles bajo un carenado de cabeza común con un diámetro de 5,9 metros con un sistema de rescate de emergencia que constaba de 2 bloques superiores del portaaviones N1 y la nave espacial L3, que incluían ambos módulos, la nave espacial orbital lunar LOK  (11F93) de 9,85 toneladas y la nave espacial orbital lunar de 5,56 toneladas nave espacial lunar LK  (11F94) .

  En la primera etapa (bloque "A") con un peso de lanzamiento de 1880 (incluyendo seco - 130) toneladas, un diámetro de 10,3 a 16,9 metros y una longitud de 30,1 metros a lo largo de dos círculos concéntricos, se instalaron 30 (antes del programa lunar solo había 24 en la circunferencia exterior; luego se les agregaron 6 más en el interior) de los motores NK-33 en la variante N1F (anteriormente en el N1 - NK-15) con una unidad de empuje de 171 (anteriormente - 154 ) toneladas y un total de 5130 (4615) toneladas. Al principio, antes de la separación, el bloque "A" tuvo que trabajar entre 115 y 125 segundos.

  En la segunda etapa (bloque "B") con un peso de lanzamiento de 561 (incluyendo seco - 55) toneladas, un diámetro de 7,3 a 10,3 metros y una longitud de 20,5 metros, 8 motores NK-43 (anteriormente - NK- 15) con un solo empuje de 179 toneladas y un total de 1432 toneladas. Se suponía que el bloque "B" funcionaría en 120 segundos.

  En la tercera etapa (bloque "B") con un peso de lanzamiento de 189 (incluyendo seco - 14) toneladas, un diámetro de 5,5 a 7,6 metros y una longitud de 11,1 metros, 4 motores NK-31 (anteriormente - NK-21) con un solo empuje de 41 toneladas y un total de 164 toneladas. Se suponía que el bloque "B" funcionaría en 370 segundos.

  En la cuarta etapa (bloque "G") con un peso de lanzamiento de 62 (incluido seco - 6) toneladas, con un diámetro de 4,1 metros, se instaló un motor 1 NK-19 (anteriormente NK-9V) con un empuje de 45,5 toneladas . Se suponía que el bloque "G" funcionaría en 443 segundos con la posibilidad de múltiples inclusiones.

  En la quinta etapa (bloque "D") con un peso de lanzamiento de 18 (incluido seco - 3,5) toneladas, con un diámetro de 4,1 metros, se instaló un motor 1 RD-58 con un empuje de 8,5 toneladas. Se suponía que el bloque "D" funcionaría 600 segundos con la posibilidad de múltiples inclusiones. Sobre la base de esta etapa, se creó posteriormente un  block DM de aceleración, que encontró aplicación amplia y después del cierre del programa lunar soviético.

  El ensamblaje y la fabricación de etapas de cohetes de gran tamaño se llevó a cabo directamente en el cosmódromo de Baikonur, en una sucursal especialmente construida de la planta Progress y en un enorme edificio de ensamblaje y prueba (MIK) en el sitio 112, ya que debido a las dimensiones sobredimensionadas de las etapas no fue posible transportarlas al cosmódromo ensamblado por el fabricante, ubicado en la ciudad de Kuibyshev. La unidad principal se preparó en el sitio No. 2. El ensamblaje del vehículo de lanzamiento y la unidad principal en MIK pl. 112 se realizó en forma horizontal, así como el traslado a la plataforma de lanzamiento por dos locomotoras diésel sobre un instalador que se desplazaban por dos vías férreas paralelas.

  Se asumió que, sobre la base de la construcción H1, se operaría una familia de vehículos de lanzamiento, incluida la versión forzada del H1F y la versión mejorada a una carga útil de 155-175 toneladas en motores de oxígeno-hidrógeno H1M, de menor tamaño. H11/11A53 (tres etapas medianas H1) con una masa de lanzamiento de 700 toneladas para una carga útil de 25 toneladas y H111/11A54 (tercera y cuarta etapas de H1) con un peso de lanzamiento de 200 toneladas para una carga útil de 5 toneladas, y en el futuros portaaviones más grandes H2, H3, H4 con un peso de lanzamiento de 7000, 12,000, 18, 000 toneladas respectivamente (en los que las primeras etapas aún más potentes se sustituyeron sucesivamente bajo las dos etapas inferiores de H1).

  Al principio, la alternativa soviética interna al portaaviones lunar N-1 de la Oficina de Diseño de Korolev eran los proyectos no realizados de portaaviones similares UR-700 de la Oficina de Diseño de Chelomey y R-56 de la Oficina de Diseño de Yangel.

  A pesar de algunas soluciones técnicas menos avanzadas (más etapas, más motores, mayor empuje total y menor tamaño de sus toberas en la primera etapa, negativa a utilizar combustible de oxígeno-hidrógeno de mayor energía en las etapas superiores, menos masa de carga útil), el H1 soviético El portaaviones estaba en consonancia con el portaaviones estadounidense Saturn V.

  El H1 también se planeó originalmente como portador de una nave interplanetaria pesada multipropósito (TMK) ensamblada en órbita, y más tarde como portador de proyectos también no realizados del rover pesado Mars-4NM, la estación interplanetaria Mars-5NM para la entrega de suelo de Marte, estaciones orbitales pesadas.

  lanzamientos

  Se realizaron cuatro lanzamientos de prueba del H-1. Todos ellos terminaron en fracaso en la etapa de trabajo de la primera etapa. Aunque los motores demostraron ser bastante confiables en pruebas de banco separadas, la mayoría de los problemas que surgieron con el portador fueron causados ​​por vibración, choque hidrodinámico (cuando los motores estaban apagados), momento de giro, interferencia eléctrica y otros efectos no contabilizados provocados por el funcionamiento simultáneo de tantos motores y el gran tamaño del cohete. Estos problemas fueron identificados durante la fase de pruebas de vuelo, ya que por falta de fondos no se crearon los soportes en tierra para las pruebas dinámicas y de fuego de todo el portaaviones o del conjunto de la primera etapa. Este enfoque controvertido, aplicado anteriormente con éxito mixto a misiles balísticos mucho más pequeños e incomparablemente más simples, condujo a una serie de accidentes.

  Todos los lanzamientos del portaaviones H-1 se realizaron desde la plataforma No. 110 (con dos plataformas de lanzamiento) del cosmódromo de Baikonur.

  primer lanzamiento

  Artículo No. 3L. El lanzamiento se realizó a las 12 horas 18 minutos 07 segundos del 21 de febrero de 1969, con la nave espacial no tripulada 7K-L1A/L1S   (11F92) "Zond-M" (prototipo LOK) como carga útil, terminó en accidente. Unos segundos después del lanzamiento, como resultado de una breve subida de tensión, el sistema de control KORD (Rocket Engine Control) apagó el motor número 12. Posteriormente, KORD apagó el motor número 24 para simétrico el empuje del cohete. Después de 6 segundos, las vibraciones longitudinales del cuerpo del cohete provocaron una ruptura en la línea de suministro de oxidante y después de 25 segundos, una ruptura en la línea de combustible. Cuando el combustible y el oxidante se tocaron, ocurrió un incendio. El fuego dañó el cableado, hubo un arco eléctrico. Los sensores de KORD interpretaron el arco como un problema de presión de la turbobomba, y KORD emitió la orden de apagar toda la primera etapa en el segundo 68 del lanzamiento. Este comando también se transmitió a la segunda y tercera etapa, lo que condujo a la prohibición de recibir señales de control manual desde el suelo, seguido de una explosión del portaaviones a una altitud de 12,2 km. El cohete cayó a lo largo de la ruta de vuelo a 52 kilómetros de la posición inicial.

  Segundo lanzamiento

  Producto No. 5L con la nave espacial no tripulada 7K-L1A / 7K-L1S (11F92) "Zond-M" (prototipo LOK) y el diseño de la nave de aterrizaje lunar LK (11F94) del complejo L3. El lanzamiento tuvo lugar el 3 de julio de 1969 y también terminó de manera anormal debido al funcionamiento anormal del motor periférico No. 8 del bloque A. El cohete logró despegar verticalmente 200 metros - y los motores comenzaron a apagarse. En 12 segundos, todos los motores se apagaron, excepto uno, el No. 18. Este único motor en funcionamiento comenzó a girar el cohete alrededor del eje transversal. En el segundo 15, los motores de pólvora del sistema de rescate de emergencia se dispararon, las aletas del carenado se abrieron y el vehículo de descenso, arrancado del portaaviones, salió volando con éxito, después de lo cual el portaaviones cayó de plano en el sitio de lanzamiento en el segundo 23 de el vuelo. Como resultado de la mayor explosión en la historia de la ciencia espacial, la plataforma de lanzamiento quedó prácticamente destruida y la segunda plataforma de lanzamiento, ubicada cerca, resultó gravemente dañada. Según la conclusión de la comisión de emergencia presidida por V.P. Mishin, la causa del accidente fue la destrucción de la bomba oxidante del motor. Fueron necesarios dos años para analizar los resultados de las pruebas, los cálculos adicionales, la investigación y el trabajo experimental, y la preparación del segundo lanzador.

  Tercer lanzamiento

  Artículo No. 6L con una maqueta del orbitador lunar no tripulado LOK (11F93) y una maqueta de la nave de aterrizaje lunar LK (11F94) del complejo L3. El lanzamiento tuvo lugar el 27 de junio de 1971. Los 30 motores del bloque A entraron en el modo de etapas de empuje preliminar y principal de acuerdo con el ciclograma estándar y funcionaron normalmente, sin embargo, como resultado de un momento fuera de diseño en el rollo, el cohete comenzó a girar alrededor del eje longitudinal. las boquillas de dirección ya no podían hacer frente al giro, los ángulos excedían los permitidos y el cohete comenzó a descomponerse en vuelo. La unión del bloque B y el bloque principal fue el primero en colapsar, cayó no muy lejos del sitio de lanzamiento. Dado que, para garantizar la seguridad del complejo de lanzamiento, se bloqueó el comando de apagado de emergencia del motor hasta por 50 segundos, el vuelo continuó. La primera y la segunda etapa volaron incontrolablemente más lejos, y después de que se liberara el bloqueo durante 50,1 segundos de vuelo, los motores se apagaron mediante un comando de emergencia desde los contactos finales de los dispositivos giroscópicos. Chocando contra el suelo con una explosión, el vehículo de lanzamiento formó un embudo de 45 metros de diámetro y 15 metros de profundidad a 16,2 km del inicio. El cohete no alcanzó la plataforma No. 31 durante unos cinco kilómetros.

  Cuarto lanzamiento

  Artículo No. 7L con el orbitador lunar no tripulado LOK (11F93) y la maqueta de la nave de aterrizaje lunar LK (11F94) del complejo L3. El lanzamiento tuvo lugar el 23 de noviembre de 1972. Antes de la prueba, el cohete sufrió cambios significativos destinados a eliminar las deficiencias identificadas y aumentar la masa de la carga útil de salida. El control de vuelo fue realizado por la computadora de a bordo de acuerdo con los comandos de la plataforma giroscópica ( jefe de diseño N. A. Pilyugin). Los motores de dirección se introdujeron en la composición de los sistemas de propulsión. Se instaló un sistema contra incendios de freón, que crea un entorno de gas protector alrededor de los motores en vuelo. Los sistemas de medición se complementaron con equipos de telemetría de radio de pequeño tamaño de nueva creación. En total, se instalaron más de 13 mil sensores en este cohete.

  El cohete voló sin comentarios durante 106,93 segundos a una altitud de 40 km. 7 segundos antes del tiempo estimado de separación de la primera y la segunda etapa, durante una reducción planificada de empuje al apagar seis motores centrales, se produjo una destrucción casi instantánea, con una explosión, de la bomba oxidante del motor No. 4. La explosión dañó motores vecinos y el propio escenario. Esto fue seguido por un incendio y la destrucción de la primera etapa. Teóricamente, los recursos energéticos del cohete eran suficientes para, sujeto a la separación temprana de la primera etapa, proporcionar los parámetros de lanzamiento necesarios debido al funcionamiento de las etapas superiores. Sin embargo, el sistema de control no proporcionó tal oportunidad.

  Finalización de obras

  Después del trabajo a gran escala recientemente realizado para levantar el portaaviones, el próximo lanzamiento del portaaviones N1F (artículo No. 8L) con el vehículo orbital lunar no tripulado estándar 7K-LOK (11F93) y la nave de aterrizaje lunar T2K-LK ( 11F94) del complejo L3 estaba previsto para agosto de 1974, cuando en modo automático debía completarse todo el programa de vuelo a la luna y de regreso. Luego, un año después, se lanzaría un vehículo de lanzamiento (producto No. 9L) con una nave espacial no tripulada L3, cuyo módulo de aterrizaje LK permanecería en la superficie lunar como reserva para el próximo lanzamiento del vehículo de lanzamiento. (producto No. 10L) con la primera expedición tripulada soviética a la Luna. Después de eso, se planearon hasta 5 lanzamientos del portaaviones con naves espaciales tripuladas.

  Sin embargo, la URSS detuvo la "carrera lunar" y, a pesar de las propuestas técnicas desarrolladas para la estación orbital lunar L4 y el nuevo complejo N1F-L3M para garantizar las primeras expediciones a largo plazo a la Luna en 1979, y luego las estructuras en su superficie en la base lunar soviética de la década de 1980

  El vehículo de lanzamiento superpesado N-1 recibió el sobrenombre de "Tsar Rocket" por su gran tamaño (peso de lanzamiento de casi 2500 toneladas, altura - 110 metros), así como por los objetivos establecidos durante el trabajo en él.
  Se suponía que el cohete ayudaría a fortalecer la capacidad de defensa del estado, promover programas científicos y económicos nacionales, así como vuelos interplanetarios tripulados.
  

  Sin embargo, al igual que sus homónimos conocidos, Tsar Bell y Tsar Cannon, este producto de diseño nunca se usó para el propósito previsto.
  
  
  La creación de un supercohete pesado en la URSS comenzó a pensarse a fines de la década de 1950. Las ideas y supuestos para su desarrollo se acumularon en el OKB-1 real. Entre las opciones, se suponía que usaría la reserva de diseño del cohete R-7 que lanzó los primeros satélites soviéticos e incluso el desarrollo de un sistema de propulsión nuclear. Finalmente, para 1962, la comisión de expertos, y luego la dirección del país, escogieron un diseño con un diseño de cohete vertical que podría poner en órbita una carga de hasta 75 toneladas (la masa de la carga lanzada a la Luna es de 23 toneladas, para Marte - 15 toneladas). Al mismo tiempo, fue posible introducir y desarrollar una gran cantidad de tecnologías únicas: una computadora de a bordo, nuevos métodos de soldadura, alas de celosía, un sistema de rescate de emergencia para astronautas y mucho más.
  
  Inicialmente, el cohete estaba destinado a lanzar una estación orbital pesada a la órbita cercana a la Tierra, con la perspectiva posterior de ensamblar TMK, una nave espacial interplanetaria pesada para vuelos a Marte y Venus. Sin embargo, más tarde se tomó una decisión tardía de incluir a la URSS en la "carrera lunar" con la entrega de un hombre a la superficie de la luna. Por lo tanto, el programa para la creación del cohete N-1 se aceleró y, de hecho, se convirtió en un portador de la nave espacial expedicionaria LZ en el complejo N-1-LZ.
  
  Antes de decidir el esquema final del vehículo de lanzamiento, los creadores tuvieron que evaluar al menos 60 opciones diferentes, desde polibloques hasta monobloques, tanto en paralelo como secuencialmente la división del cohete en etapas. Para cada una de estas opciones, se llevaron a cabo análisis integrales apropiados tanto de las ventajas como de las desventajas, incluido un estudio de factibilidad para el proyecto.

  En el curso de estudios preliminares, los creadores se vieron obligados a abandonar el esquema de bloques múltiples con división paralela en pasos, aunque este esquema ya se había probado en el R-7 y permitió transportar elementos terminados del vehículo de lanzamiento (propulsión sistemas, tanques) desde la fábrica hasta el cosmódromo por ferrocarril. El cohete fue ensamblado y probado en el sitio. Este esquema fue rechazado debido a una combinación no óptima de costos de masa y conexiones hidráulicas, mecánicas, neumáticas y eléctricas adicionales entre bloques de cohetes. Como resultado, pasó a primer plano un esquema monobloque, que implicó el uso de un motor cohete de combustible líquido con prebombas, lo que permitió reducir el espesor de la pared (y por lo tanto la masa) de los tanques, así como reducir la presión del gas de sobrealimentación.

  El proyecto del cohete N-1 fue inusual en muchos aspectos, pero sus principales características distintivas fueron el esquema original con tanques esféricos fuera de borda, así como una piel exterior de carga, que fue reforzada por un conjunto de potencia (un semi-monocasco se usó un esquema de avión) y una colocación anular de un motor cohete de combustible líquido en cada uno de los escalones. Gracias a esta solución técnica, en relación con la primera etapa del cohete durante el lanzamiento y su ascenso, el aire de la atmósfera circundante fue expulsado por los chorros de escape del motor del cohete hacia el espacio interno debajo del tanque. Como resultado de esto, surgió una apariencia de un motor a chorro de aire muy grande, que incluía toda la parte inferior de la estructura de la primera etapa. Incluso sin la postcombustión de aire del escape del motor del cohete, este esquema proporcionó al cohete un aumento significativo en el empuje, aumentando su eficiencia general.
  
  
  Las etapas del cohete N-1 estaban interconectadas por armaduras de transición especiales, a través de las cuales los gases podían fluir con absoluta libertad en caso de un arranque en caliente de los motores de las siguientes etapas. El misil se controló a través del canal de balanceo utilizando boquillas de control, en las que se suministró gas, se descargó allí después de que las unidades de turbobomba (TNA), a lo largo de los canales de cabeceo y curso, el control se llevó a cabo utilizando el desajuste de empuje de los motores de cohetes opuestos.

  Debido a la imposibilidad de transportar las etapas de un cohete superpesado por ferrocarril, los creadores propusieron que la capa exterior del N-1 se hiciera desmontable, y sus tanques de combustible deberían estar hechos de láminas en blanco ("pétalos") directamente en el propio cosmódromo. Esta idea inicialmente no cabía en la cabeza de los miembros de la comisión de expertos. Por lo tanto, habiendo adoptado el diseño preliminar del cohete N-1 en julio de 1962, los miembros de la comisión recomendaron seguir trabajando en la entrega de etapas de cohetes ensambladas, por ejemplo, utilizando una aeronave.
  
  Durante la defensa del diseño conceptual del cohete, la comisión presentó 2 versiones del cohete: usando AT u oxígeno líquido como oxidante. En este caso se consideró como principal la opción con oxígeno líquido, ya que el cohete, al utilizar combustible AT-UDMH, tendría unas características inferiores. En términos de costes, la creación de un motor de oxígeno líquido parecía más económica. Al mismo tiempo, según los representantes de OKB-1, en caso de una emergencia a bordo del cohete, la opción de oxígeno parecía más segura que la opción que usa un oxidante basado en AT. Los creadores del cohete recordaron el desastre del R-16, ocurrido en octubre de 1960, y trabajaron en componentes tóxicos autoinflamables.
  
  Al crear una versión multimotor del cohete N-1, Sergei Korolev se basó principalmente en el concepto de aumentar la confiabilidad de todo el sistema de propulsión, posiblemente apagando los motores del cohete defectuosos durante el vuelo. Este principio ha encontrado su aplicación en el sistema de control del motor - KORD, que fue diseñado para detectar y apagar motores defectuosos.

  Korolev insistió en la instalación de motores LRE. Al carecer de infraestructura y capacidades tecnológicas para la creación costosa y riesgosa de motores avanzados de oxígeno-hidrógeno de alta energía y abogar por el uso de motores de heptil-amilo más tóxicos y potentes, la principal oficina de diseño de construcción de motores Glushko no se ocupó de los motores para H1, después de cuyo desarrollo fue confiado a Kuznetsov Design Bureau. Cabe señalar que los especialistas de esta oficina de diseño lograron lograr la mayor perfección de recursos y energía para los motores de tipo oxígeno-queroseno. En todas las etapas del vehículo de lanzamiento, el combustible se encontraba en los tanques de bolas originales, que estaban suspendidos en la carcasa del transportador. Al mismo tiempo, los motores de la oficina de diseño de Kuznetsov no eran lo suficientemente potentes, lo que llevó al hecho de que tuvieron que instalarse en grandes cantidades, lo que finalmente provocó una serie de efectos negativos.

  Un conjunto de documentación de diseño para el N-1 estuvo listo en marzo de 1964, se planeó comenzar el trabajo en las pruebas de diseño de vuelo (LKI) en 1965, pero debido a la falta de fondos y recursos para el proyecto, esto no sucedió. Hubo una falta de interés en este proyecto: el Ministerio de Defensa de la URSS, ya que la carga útil del cohete y la gama de tareas no se designaron específicamente. Luego, Sergei Korolev trató de interesar a los líderes políticos del estado en el cohete, ofreciendo usar el cohete en una misión lunar. Esta propuesta fue aceptada. El 3 de agosto de 1964, se emitió el decreto gubernamental correspondiente, la fecha de inicio de LCI en el cohete se cambió a 1967-1968.
  
  Para llevar a cabo la misión de llevar 2 cosmonautas a la órbita lunar con el aterrizaje de uno de ellos en la superficie, fue necesario aumentar la capacidad de carga del cohete a 90-100 toneladas. Esto requería soluciones que no condujeran a cambios fundamentales en el diseño preliminar. Se encontraron tales soluciones: la instalación de 6 motores LRE adicionales en la parte central de la parte inferior del bloque "A", un cambio en el azimut de lanzamiento, una disminución en la altura de la órbita de referencia, un aumento en el reabastecimiento de combustible de los tanques por sobreenfriando el combustible y el comburente. Gracias a esto, la capacidad de carga del H-1 aumentó a 95 toneladas y el peso de lanzamiento aumentó a 2800-2900 toneladas. El diseño preliminar del cohete N-1-LZ para el programa lunar fue firmado por Korolev el 25 de diciembre de 1964.

  Al año siguiente, el esquema del cohete sufrió cambios, se decidió abandonar la eyección. El flujo de aire se cerró mediante la introducción de una sección de cola especial. Una característica distintiva del cohete era su enorme retroceso de carga útil, que era único en los cohetes soviéticos. Todo el esquema de transporte funcionó para esto, en el que el marco y los tanques no formaban un todo. Al mismo tiempo, un área de diseño bastante pequeña debido al uso de tanques esféricos grandes condujo a una disminución en la carga útil y, por otro lado, el rendimiento extremadamente alto del motor, una gravedad específica excepcionalmente baja de los tanques y soluciones de diseño únicas lo aumentaron. .

  Todas las etapas del cohete se denominaron bloques "A", "B", "C" (en la versión lunar se usaron para poner la nave en órbita terrestre baja), los bloques "G" y "D" estaban destinados a acelerar el nave desde la Tierra y desacelerar en la Luna. El esquema único del cohete N-1, cuyas etapas eran estructuralmente similares, hizo posible transferir los resultados de la prueba de la segunda etapa del cohete a la primera. Se suponía que las posibles situaciones de emergencia que no podían ser "atrapadas" en tierra debían verificarse en vuelo.
  
  El 21 de febrero de 1969 tuvo lugar el primer lanzamiento del cohete, seguido de 3 lanzamientos más. Todos ellos fracasaron. Aunque durante algunas pruebas de banco los motores NK-33 demostraron ser muy confiables, la mayoría de los problemas que surgieron estaban asociados con ellos. Los problemas del H-1 estaban asociados con el momento de giro, fuerte vibración, choque hidrodinámico (durante el arranque de los motores), ruido eléctrico y otros efectos no explicados que eran causados ​​por la operación simultánea de una cantidad tan grande de motores ( en la primera etapa - 30) y el gran tamaño del propio transportista .

  Estas dificultades no pudieron establecerse antes del inicio de los vuelos, ya que por razones de economía Dinero No se fabricaron costosos soportes de tierra para las pruebas de fuego y dinámicas de todo el portaaviones o al menos de su ensamblaje de primera etapa. El resultado de esto fue la prueba de un producto complejo directamente en vuelo. Este enfoque bastante controvertido eventualmente condujo a una serie de accidentes con vehículos de lanzamiento.
  
  Algunos atribuyen el fracaso del proyecto a que desde un principio el Estado no tenía una posición clara y definida, como la apuesta estratégica de Kennedy sobre la misión lunar. Se documenta la timidez del liderazgo de Jruschov y luego de Brezhnev con respecto a las estrategias y tareas efectivas de la astronáutica. Entonces, uno de los desarrolladores del Tsar Rocket, Sergei Kryukov, señaló que el complejo N-1 murió no tanto por dificultades técnicas, sino porque se convirtió en una moneda de cambio en el juego de las ambiciones personales y políticas.

  Otro veterano de la industria, Vyacheslav Galyaev, cree que el factor determinante de las fallas, además de la falta de atención adecuada por parte del estado, fue la incapacidad banal de trabajar con objetos tan complejos, mientras se lograba la aprobación de criterios de calidad y confiabilidad, así como como la falta de preparación de la ciencia soviética en ese momento para un programa tan ambicioso. De una forma u otra, en junio de 1974 se detuvieron las obras del complejo N1-LZ. El atraso disponible bajo este programa fue destruido, y los costos (en la cantidad de 4-6 mil millones de rublos en precios de 1970) simplemente fueron cancelados.
  
  
  
  
  
  
  
  
  
  
  
  
  
  
  

  La creación de un supercohete pesado en la URSS comenzó a pensarse a fines de la década de 1950. Las ideas y supuestos para su desarrollo se acumularon en el OKB-1 real. Entre las opciones, se suponía que usaría la reserva de diseño del cohete R-7 que lanzó los primeros satélites soviéticos e incluso el desarrollo de un sistema de propulsión nuclear. Finalmente, para 1962, la comisión de expertos, y luego la dirección del país, escogieron un diseño con un diseño de cohete vertical que podría poner en órbita una carga de hasta 75 toneladas (la masa de la carga lanzada a la Luna es de 23 toneladas, para Marte - 15 toneladas). Al mismo tiempo, fue posible introducir y desarrollar una gran cantidad de tecnologías únicas: una computadora de a bordo, nuevos métodos de soldadura, alas de celosía, un sistema de rescate de emergencia para astronautas y mucho más.

  Inicialmente, el cohete estaba destinado a lanzar una estación orbital pesada a la órbita cercana a la Tierra, con la perspectiva posterior de ensamblar TMK, una nave espacial interplanetaria pesada para vuelos a Marte y Venus. Sin embargo, más tarde se tomó una decisión tardía de incluir a la URSS en la "carrera lunar" con la entrega de un hombre a la superficie de la luna. Por lo tanto, el programa para la creación del cohete N-1 se aceleró y, de hecho, se convirtió en un portador de la nave espacial expedicionaria LZ en el complejo N-1-LZ.

  Varias oficinas de diseño e institutos científicos participaron en el grandioso proyecto:
  - para motores - OKB-456 (V.P. Glushko), OKB-276 (N.D. Kuznetsov) y OKB-165 (A.M. Lyulka);
  - para sistemas de control - NII-885 (N.A. Pilyugin) y NII-944 (V.I. Kuznetsov);
  - para el complejo de tierra - GSKB "Spetsmash" (V. P. Barmin);
  - para el complejo de medición - NII-4 MO (A. I. Sokolov);
  - sobre el sistema de vaciado de tanques y regulación de la proporción de componentes de combustible - OKB-12 (A. S. Abramov);
  - para investigación aerodinámica - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) y NII-1 (V. Ya. Likhushin);
  - según tecnología de fabricación - Instituto de Soldadura. Academia Paton de Ciencias de la República Socialista Soviética de Ucrania (B. E. Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), la planta Progress (A. Ya. Linkov);
  - de acuerdo con la tecnología y metodología de pruebas experimentales y equipos adicionales de soportes - NII-229 (G. M. Tabakov), etc.

  Referencia:

  El trabajo en el complejo fue iniciado por el Decreto del Gobierno del 23 de junio de 1960 "Sobre la creación de poderosos vehículos de lanzamiento, satélites, naves espaciales y la exploración del espacio exterior en 1960-1967".
  

  Para los estudios de diseño del vehículo de lanzamiento (LV) H1, se adoptó una carga útil de 75 toneladas utilizando combustible propulsor de oxígeno-queroseno en todas las etapas. Este valor de la masa de la carga útil correspondía a la masa de lanzamiento del vehículo de lanzamiento de 2200 toneladas, y el uso de hidrógeno líquido como combustible en las etapas superiores permitió aumentar la masa de la carga útil a 90-100 toneladas con el mismo masa de lanzamiento.
  

  Basado en las etapas del vehículo de lanzamiento H1, fue posible crear una serie unificada de misiles:

  • H11: con el uso de las etapas II, III y IV del vehículo de lanzamiento H1 con un peso de lanzamiento de 700 toneladas y una carga útil de 20 toneladas en un satélite de 300 km de altitud
  • H111: utiliza las etapas III y IV del vehículo de lanzamiento H1 y la etapa II del cohete R-9A con un peso de lanzamiento de 200 toneladas y una carga útil de 5 toneladas en un AES de 300 km de altura.

  El trabajo en el complejo H1 se llevó a cabo bajo la supervisión directa de S.P. Queen, quien encabezó el Consejo de Diseñadores Principales. Después de la muerte de S.P. Korolev en 1966, su primer vicepresidente adjunto asumió la dirección del trabajo en N1-L3. Mishin.
  

  El 3 de agosto de 1964 se emitió el Decreto del Gobierno que por primera vez determinó que la tarea más importante en la exploración del espacio exterior utilizando el vehículo de lanzamiento H1 es la exploración de la Luna con el alunizaje de la expedición en su superficie y su posterior regreso a la Tierra.El complejo de cohetes, que incluía el vehículo de lanzamiento H1 y el sistema lunar L3 para enviar a la superficie de la Luna con el posterior regreso a la Tierra de una tripulación de dos personas (con una persona aterrizando en la Luna), recibió la designación N1- L3.

  El trabajo se llevó a cabo bajo la supervisión directa de S.P. Korolev, quien encabezó el Consejo de Diseñadores Jefes, y su primer adjunto, V.P. Mishin. Los materiales del proyecto (29 volúmenes en total y 8 apéndices) fueron revisados ​​a principios de julio de 1962 por una comisión de expertos encabezada por MV Keldysh, presidente de la Academia de Ciencias de la URSS.

  La Comisión señaló que la verificación del vehículo de lanzamiento H1 se llevó a cabo a un alto nivel científico y técnico, cumple con los requisitos para diseños preliminares de vehículos de lanzamiento y cohetes interplanetarios, y puede utilizarse como base para el desarrollo de documentación de trabajo. Al mismo tiempo, los miembros de la comisión M.S. Ryazansky, V.P. Barmin, A.G. Mrykin y algunos otros hablaron sobre la necesidad de involucrar a OKB-456 en el desarrollo de motores para el vehículo de lanzamiento, pero V.P. Glushko se negó.

  De mutuo acuerdo, el desarrollo de motores se asignó a OKB-276, que no tenía suficiente formación teórica y experiencia en el desarrollo de motores de cohetes de combustible líquido con la ausencia casi total de bases experimentales y de banco para esto.

  De izquierda a derecha: ICBM R-7, Sputnik, Vostok (Luna), Vostok, Molniya, Voskhod, Soyuz, Progress, Soyuz-Fregat, UR500, Proton-K, Proton-K Blok-D (Zond), Proton-K Blok - DM (Integral), N1, Zenit-2, Zenit-3SL, Energia-Polyus, Energia-Buran, UR-100N Rockot, SS-20, SS-25, Start-1, Start y Figura humana a escala (1.8 m de altura).

  Antes de decidir el esquema final del vehículo de lanzamiento, los creadores tuvieron que evaluar al menos 60 opciones diferentes, desde polibloques hasta monobloques, tanto en paralelo como secuencialmente la división del cohete en etapas. Para cada una de estas opciones, se llevaron a cabo análisis integrales apropiados tanto de las ventajas como de las desventajas, incluido un estudio de factibilidad para el proyecto. Los diseñadores consideraron constantemente vehículos de lanzamiento de etapas múltiples con un peso de lanzamiento de 900 a 2500 toneladas, al mismo tiempo que evaluaron las capacidades técnicas de creación y la preparación de la industria del país para la producción. Los cálculos han demostrado que la mayoría de las tareas militares y espaciales se resuelven con un vehículo de lanzamiento con una carga útil de 70 a 100 toneladas, lanzado a una órbita con una altura de 300 km.

  En el curso de estudios preliminares, los creadores se vieron obligados a abandonar el esquema de bloques múltiples con división paralela en pasos, aunque este esquema ya se había probado en el R-7 y permitió transportar elementos terminados del vehículo de lanzamiento (propulsión sistemas, tanques) desde la fábrica hasta el cosmódromo por ferrocarril. El cohete fue ensamblado y probado en el sitio. Este esquema fue rechazado debido a una combinación no óptima de costos de masa y conexiones hidráulicas, mecánicas, neumáticas y eléctricas adicionales entre bloques de cohetes. Como resultado, pasó a primer plano un esquema monobloque, que implicó el uso de un motor cohete de combustible líquido con prebombas, lo que permitió reducir el espesor de la pared (y por lo tanto la masa) de los tanques, así como reducir la presión del gas de sobrealimentación.

  Adoptaron un esquema de un cohete con una división transversal de etapas con tanques de combustible esféricos monobloque suspendidos, con instalaciones multimotor en las etapas I, II y III. La elección del número de motores en el sistema de propulsión es uno de los problemas fundamentales en la creación de un vehículo de lanzamiento. Tras el análisis, se decidió utilizar motores con un empuje de 150 toneladas.

  En las etapas I, II y III del transportista, se decidió instalar un sistema de control para las actividades organizativas y administrativas de KORD, que apagaba el motor cuando sus parámetros controlados se desviaban de la norma. La relación empuje-peso del vehículo de lanzamiento se tomó de tal manera que en caso de funcionamiento anormal de un motor en el tramo inicial de la trayectoria, el vuelo continuaba, y en los últimos tramos del vuelo de la 1ª etapa, se posible apagar una mayor cantidad de motores sin comprometer el desempeño de la tarea.

  OKB-1 y otras organizaciones realizaron estudios especiales para justificar la elección de componentes de combustible con un análisis de la viabilidad de usarlos para el vehículo de lanzamiento H1. El análisis mostró una disminución significativa en la masa de la carga útil (a una masa inicial constante) en el caso de cambiar a componentes de combustible de alto punto de ebullición, lo que se debe a los valores bajos del impulso específico de empuje y un aumento en la masa de combustible en los tanques y los gases de refuerzo debido a la mayor presión de vapor de estos componentes. Una comparación de diferentes tipos de combustible mostró que el oxígeno líquido - queroseno es mucho más barato que AT + UDMH: en términos de inversiones de capital, dos veces, en términos de costo, ocho veces.

  El proyecto del cohete N-1 fue inusual en muchos aspectos, pero sus principales características distintivas fueron el esquema original con tanques esféricos fuera de borda, así como una piel exterior de carga, que fue reforzada por un conjunto de potencia (un semi-monocasco se usó un esquema de avión) y una colocación anular de un motor cohete de combustible líquido en cada uno de los escalones. Gracias a esta solución técnica, en relación con la primera etapa del cohete durante el lanzamiento y su ascenso, el aire de la atmósfera circundante fue expulsado por los chorros de escape del motor del cohete hacia el espacio interno debajo del tanque. Como resultado de esto, surgió una apariencia de un motor a chorro de aire muy grande, que incluía toda la parte inferior de la estructura de la primera etapa. Incluso sin la postcombustión de aire del escape del motor del cohete, este esquema proporcionó al cohete un aumento significativo en el empuje, aumentando su eficiencia general.

  Las etapas del cohete N-1 estaban interconectadas por armaduras de transición especiales, a través de las cuales los gases podían fluir con absoluta libertad en caso de un arranque en caliente de los motores de las siguientes etapas. El misil se controló a través del canal de balanceo utilizando boquillas de control, en las que se suministró gas, se descargó allí después de que las unidades de turbobomba (TNA), a lo largo de los canales de cabeceo y curso, el control se llevó a cabo utilizando el desajuste de empuje de los motores de cohetes opuestos.

  Debido a la imposibilidad de transportar las etapas de un cohete superpesado por ferrocarril, los creadores propusieron que la capa exterior del N-1 se hiciera desmontable, y sus tanques de combustible deberían estar hechos de láminas en blanco ("pétalos") directamente en el propio cosmódromo. Esta idea inicialmente no cabía en la cabeza de los miembros de la comisión de expertos. Por lo tanto, habiendo adoptado el diseño preliminar del cohete N-1 en julio de 1962, los miembros de la comisión recomendaron seguir trabajando en la entrega de etapas de cohetes ensambladas, por ejemplo, utilizando una aeronave.

  Durante la defensa del diseño conceptual del cohete, la comisión presentó 2 versiones del cohete: usando AT u oxígeno líquido como oxidante. En este caso se consideró como principal la opción con oxígeno líquido, ya que el cohete, al utilizar combustible AT-UDMH, tendría unas características inferiores. En términos de costes, la creación de un motor de oxígeno líquido parecía más económica. Al mismo tiempo, según los representantes de OKB-1, en caso de una emergencia a bordo del cohete, la opción de oxígeno parecía más segura que la opción que usa un oxidante basado en AT. Los creadores del cohete recordaron el desastre del R-16, ocurrido en octubre de 1960, y trabajaron en componentes tóxicos autoinflamables.

  Al crear una versión multimotor del cohete N-1, Sergei Korolev se basó principalmente en el concepto de aumentar la confiabilidad de todo el sistema de propulsión, posiblemente apagando los motores del cohete defectuosos durante el vuelo. Este principio ha encontrado su aplicación en el sistema de control del motor - KORD, que fue diseñado para detectar y apagar motores defectuosos.

  Korolev insistió en la instalación de motores LRE. Al carecer de infraestructura y capacidades tecnológicas para la creación costosa y riesgosa de motores avanzados de oxígeno-hidrógeno de alta energía y abogar por el uso de motores de heptil-amilo más tóxicos y potentes, la principal oficina de diseño de construcción de motores Glushko no se ocupó de los motores para H1, después de cuyo desarrollo fue confiado a Kuznetsov Design Bureau. Cabe señalar que los especialistas de esta oficina de diseño lograron lograr la mayor perfección de recursos y energía para los motores de tipo oxígeno-queroseno. En todas las etapas del vehículo de lanzamiento, el combustible se encontraba en los tanques de bolas originales, que estaban suspendidos en la carcasa del transportador. Al mismo tiempo, los motores de la oficina de diseño de Kuznetsov no eran lo suficientemente potentes, lo que llevó al hecho de que tuvieron que instalarse en grandes cantidades, lo que finalmente provocó una serie de efectos negativos.

  Un conjunto de documentación de diseño para el N-1 estuvo listo en marzo de 1964, se planeó comenzar el trabajo en las pruebas de diseño de vuelo (LKI) en 1965, pero debido a la falta de fondos y recursos para el proyecto, esto no sucedió. Hubo una falta de interés en este proyecto: el Ministerio de Defensa de la URSS, ya que la carga útil del cohete y la gama de tareas no se designaron específicamente. Luego, Sergei Korolev trató de interesar a los líderes políticos del estado en el cohete, ofreciendo usar el cohete en una misión lunar. Esta propuesta fue aceptada. El 3 de agosto de 1964, se emitió el decreto gubernamental correspondiente, la fecha de inicio de LCI en el cohete se cambió a 1967-1968.

  Para llevar a cabo la misión de llevar 2 cosmonautas a la órbita lunar con el aterrizaje de uno de ellos en la superficie, fue necesario aumentar la capacidad de carga del cohete a 90-100 toneladas.

  Esto requería soluciones que no condujeran a cambios fundamentales en el diseño preliminar. Se encontraron tales soluciones: la instalación de 6 motores LRE adicionales en la parte central de la parte inferior del bloque "A", un cambio en el azimut de lanzamiento, una disminución en la altura de la órbita de referencia, un aumento en el reabastecimiento de combustible de los tanques por sobreenfriando el combustible y el comburente. Gracias a esto, la capacidad de carga del H-1 aumentó a 95 toneladas y el peso de lanzamiento aumentó a 2800-2900 toneladas. El diseño preliminar del cohete N-1-LZ para el programa lunar fue firmado por Korolev el 25 de diciembre de 1964.

  Al año siguiente, el esquema del cohete sufrió cambios, se decidió abandonar la eyección. El flujo de aire se cerró mediante la introducción de una sección de cola especial. Una característica distintiva del cohete era su enorme retroceso de carga útil, que era único en los cohetes soviéticos. Todo el esquema de transporte funcionó para esto, en el que el marco y los tanques no formaban un todo. Al mismo tiempo, un área de diseño bastante pequeña debido al uso de tanques esféricos grandes condujo a una disminución en la carga útil y, por otro lado, el rendimiento extremadamente alto del motor, una gravedad específica excepcionalmente baja de los tanques y soluciones de diseño únicas lo aumentaron. .

  Todas las etapas del cohete se denominaron bloques "A", "B", "C" (en la versión lunar se usaron para poner la nave en órbita terrestre baja), los bloques "G" y "D" estaban destinados a acelerar el nave desde la Tierra y desacelerar en la Luna. El esquema único del cohete N-1, cuyas etapas eran estructuralmente similares, hizo posible transferir los resultados de la prueba de la segunda etapa del cohete a la primera. Se suponía que las posibles situaciones de emergencia que no podían ser "atrapadas" en tierra debían verificarse en vuelo.

  Cohete H1 en el complejo de ensamblaje, se ven 30 motores sustentadores NK-15

  El lugar de Korolev como jefe de OKB-1 (desde 1966, la Oficina Central de Diseño de Ingeniería Experimental, TsKBEM) fue ocupado por Vasily Mishin. Desafortunadamente, este notable diseñador no poseía la perseverancia que permitió a la Reina realizar sus aspiraciones. Muchos todavía creen que fue la muerte prematura de Korolev y la "suavidad" de Mishin lo que se convirtió en la razón principal del colapso del proyecto del cohete N-1 y, como resultado, del programa lunar soviético. Este es un concepto erróneo ingenuo.

  Porque los milagros no ocurren: incluso en la etapa de diseño, aparecieron varias decisiones erróneas en el diseño del cohete N-1, que llevaron al desastre.

  Pero primero lo primero.

  En febrero de 1966, se completó la construcción del complejo de lanzamiento (sitio No. 110) en Baikonur, pero tuvo que esperar mucho tiempo por su cohete.

  El primer "N-1" apareció en el cosmódromo solo el 7 de mayo de 1968. En el mismo lugar, en Baikonur, se llevaron a cabo pruebas dinámicas, desarrollo tecnológico del proceso de montaje, montaje del portaaviones en el complejo de lanzamiento. Para esto, sirvieron dos copias del cohete N-1, conocidas bajo las designaciones "1L" y "2L". No estaban destinados a despegar, y no fueron creados para volar.

  En la versión final, el cohete H-1 (11A52) tenía las siguientes características. Dimensiones: longitud total (con nave espacial) - 105,3 metros, diámetro máximo del casco - 17 metros, peso de lanzamiento - 2750-2820 toneladas, empuje de lanzamiento - 4590 toneladas.

  "H-1" se hizo con una división transversal de pasos. La primera etapa (bloque "A") tenía 30 LRE "NK-15" principales de una sola cámara, 6 de los cuales estaban ubicados en el centro, 24 en la periferia y 6 boquillas de dirección para control de balanceo. El vehículo de lanzamiento podría volar con dos pares desconectados de motores de cohetes periféricos ubicados de manera opuesta del bloque "A". La segunda etapa (bloque "B") tenía 8 LRE principales de cámara única "NK-15V" con boquillas de gran altitud y 4 boquillas de dirección para control de balanceo. El vehículo de lanzamiento podría volar con un par desconectado de motores de cohetes del bloque "B". La tercera etapa (bloque "B") tenía 4 motores de cohetes NK-19 principales de cámara única y 4 toberas de dirección de control de balanceo y podía volar con un motor de cohete apagado.

  Todos los motores fueron desarrollados en la Oficina de Diseño de Aviación de Kuibyshev (ahora Samara NPO Trud) bajo el liderazgo del Diseñador Jefe Nikolai Kuznetsov. Se utilizó queroseno como combustible y oxígeno líquido como agente oxidante.

  El vehículo de lanzamiento estaba equipado con un sistema para coordinar el funcionamiento simultáneo de los motores "KORD", que, si era necesario, apagaba los motores defectuosos.

  El complejo de lanzamiento constaba de dos lanzadores con torres de servicio de 145 metros, a través de los cuales se reabastecía el vehículo de lanzamiento, se realizaba su control de temperatura y suministro de energía.

  A través de estas torres, la tripulación debía abordar el barco. Después de completar el reabastecimiento de combustible del vehículo de lanzamiento y el aterrizaje de la tripulación, la torre de servicio se retrajo hacia un lado y el cohete permaneció en la plataforma de lanzamiento, sostenido en la parte inferior por 48 bloqueos neumomecánicos.

  Alrededor de cada lanzador había cuatro pararrayos (desviadores) de 180 metros de altura. Se realizaron tres canales de concreto para evacuar los gases durante el arranque de los motores de la primera etapa. En total, se construyeron más de 90 estructuras en el sitio No. 110.

  Además, en el sitio No. 112, se levantó un edificio de montaje y prueba del vehículo de lanzamiento, donde llegó el vehículo de lanzamiento por ferrocarril desmontado y montado en posición horizontal.

  La nave espacial pasó las comprobaciones previas al vuelo y se montó con otras unidades LRC en el edificio de ensamblaje y prueba de objetos espaciales en el sitio No. 2B. Posteriormente, se cerró con un carenado y se envió por ferrocarril a una estación de servicio en el sitio No. 112A, donde se repostaron sus motores. Luego, el "LRK" reabastecido se transportó al cohete y se montó en la tercera etapa del vehículo de lanzamiento, después de lo cual todo el complejo se llevó a la posición inicial.

  La primera prueba de vuelo y diseño del cohete N-1, que tuvo lugar bajo la designación ZL, tuvo lugar el 21 de febrero de 1969. Como parte del complejo de cohetes lunares durante el primer lanzamiento, en lugar de LOK y LK, se instaló la nave espacial automática 7K-L1S (11F92), que se parece exteriormente a la 7K-L1, pero está equipada con muchos sistemas de la nave espacial L-3 y potente cámaras Vladimir Bugrov fue el diseñador principal del producto 11F92. En caso de un lanzamiento exitoso, se suponía que la nave espacial 7L-L1S entraría en la órbita de la Luna, tomaría fotografías de alta calidad y entregaría las películas a la Tierra.

  Boris Chertok en sus memorias describe el momento del lanzamiento de la siguiente manera:

  “A las 12 horas 18 minutos 07 segundos, el cohete se estremeció y comenzó a ascender. El rugido penetró en la mazmorra a través de muchos metros de cemento. En los primeros segundos del vuelo, siguió un informe de telemetría sobre el apagado de dos motores de treinta.

  Los observadores que, a pesar del estricto régimen de seguridad, lograron seguir el vuelo desde la superficie, dijeron que la antorcha parecía inusualmente dura, "no aleteaba" y era de tres a cuatro veces más larga que la longitud del cuerpo del cohete.

  Diez segundos después, el rugido de los motores se desvaneció. El salón se volvió bastante silencioso. Comenzó el segundo minuto de vuelo Y de repente - la antorcha se apagó...

  Era el segundo 69 del vuelo. El cohete en llamas se retiró sin una antorcha de motor. En un ligero ángulo con el horizonte, todavía se movía hacia arriba, luego se inclinó y, dejando una columna de humo, sin desmoronarse, comenzó a caer.

  No experimentas miedo ni molestia, sino una mezcla compleja de intenso dolor interior y una sensación de absoluta impotencia al ver un cohete de emergencia acercándose al suelo. Ante vuestros ojos agoniza la creación, que desde hace varios años habéis unido tanto que a veces parecía que este “producto” inanimado tiene alma. Incluso ahora me parece que en cada cohete muerto debería haber un alma recogida de los sentimientos y experiencias de cientos de creadores de este “producto”.

  El primer vuelo cayó a lo largo de la ruta de vuelo a 52 kilómetros de la posición inicial.

  Un destello lejano confirmó: ¡todo ha terminado! .. "

  La investigación posterior mostró que del 3 al 10 segundo de vuelo, el sistema de control de motores KORD apagó erróneamente los motores 12 y 24 del bloque A, pero el vehículo de lanzamiento siguió volando con dos motores apagados. En el segundo 66, debido a una fuerte vibración, se rompió la tubería de oxidante de uno de los motores.

  Se inició un incendio en un entorno de oxígeno. El cohete podría haber continuado su vuelo, pero en el segundo 70 del vuelo, cuando el cohete alcanzó una altitud de 14 kilómetros, el sistema KORD apagó inmediatamente todos los motores del bloque A y N-1 cayó en la estepa.

  Con base en el análisis de las causas del accidente, se decidió instalar un sistema de extinción de incendios con freón con una boquilla rociadora sobre cada motor.

  La segunda prueba del "N-1" ("5L") con el barco automático "11F92" y el modelo "LK" ("11F94") tuvo lugar el 3 de julio de 1969. Este fue el primer lanzamiento nocturno del H-1.

  A las 23.18 horas, el cohete se desprendió de la plataforma de lanzamiento, pero cuando se elevó ligeramente por encima de los pararrayos (0,4 segundos después de pasar el comando “lift contact”), el octavo motor del bloque “A” explotó. La explosión dañó la red de cable y los motores vecinos, se produjo un incendio.

  El ascenso se desaceleró bruscamente, el cohete comenzó a inclinarse y cayó en la plataforma de lanzamiento en el segundo 18 del vuelo. La explosión destruyó el complejo de lanzamiento y los seis pisos subterráneos de la instalación de lanzamiento. Uno de los pararrayos cayó, enroscado en espiral. La torre de servicio de 145 metros se ha descarrilado.

  El sistema de rescate de emergencia funcionó de manera confiable y el vehículo de descenso de la nave espacial automática 11F92 aterrizó a dos kilómetros de la posición inicial.

  El cosmonauta Anatoly Voronov recuerda que los cosmonautas estaban presentes en ese momento durante los preparativos para el lanzamiento. Subieron a la parte superior del cohete de 105 metros, examinaron y estudiaron el complejo del cohete lunar. A última hora de la noche vieron el lanzamiento desde el hotel de los cosmonautas: “De repente, se incendió, logramos bajar corriendo, y en ese momento todas las ventanas se rompieron por una onda de choque. Después de la caída, el cohete explotó justo en la plataforma de lanzamiento..."

  La causa de la explosión fue el ingreso de un objeto extraño en la bomba de oxígeno del motor No. 8 0,25 segundos antes del ascenso. Esto condujo a la explosión de la bomba y luego al propio motor. Después de instalar los filtros, esto no debería haber vuelto a suceder. Se necesitaron casi dos años para finalizar y probar los motores de la oficina de diseño de Kuznetsov. Los diseñadores de TsKBEM tuvieron que admitir que la estrategia de prueba de confiabilidad se eligió incorrectamente.

  Grande cohete y sistema espacial debe cumplir su tarea principal en el primer intento. Para ello, todo lo que se pueda probar debe probarse en la Tierra, antes del primer vuelo objetivo. El sistema en sí debe basarse en la reutilización de la acción y grandes reservas de recursos.

  Sin embargo, era demasiado tarde para crear un stand a gran escala para probar la primera etapa. Por lo tanto, nos limitamos a la introducción de dispositivos de seguridad adicionales.

  El tercer lanzamiento de "N-1" ("6L") se llevó a cabo desde el complejo de lanzamiento superviviente el 27 de junio de 1971. Se instaló un complejo de cohetes lunares con diseños LOK y LK como carga útil. A las 2:15 el vehículo de lanzamiento se separó de la plataforma de lanzamiento y comenzó a elevarse. Esta vez, el programa de vuelo incluía una maniobra para retirar el vehículo de lanzamiento del complejo de lanzamiento.

  Después de su ejecución, debido a la aparición de momentos dinámicos de gas no explicados en la parte inferior, el cohete comenzó a girar en un rollo con un aumento constante en el par. Después de 4,5 segundos, el ángulo de rotación fue de 14° después de 48 segundos, aproximadamente 200° y siguió aumentando.

  El bloque "B" comenzó a colapsar debido a grandes sobrecargas durante la rotación en el segundo 49 del vuelo, y el bloque principal, junto con la tercera etapa, se desprendió del complejo, que cayó a siete kilómetros del complejo de lanzamiento. Las etapas 1 y 2 continuaron su vuelo. En el segundo 51, "KORD" apagó todos los motores del bloque "A", el cohete cayó a veinte kilómetros de distancia y explotó, formando un embudo de 15 metros de profundidad.

  Boris Chertok describió la situación con el desastre 6L de la siguiente manera: “... Los chorros de fuego de 30 motores formaron una antorcha de fuego común de tal manera que se creó un par perturbador alrededor del eje longitudinal del cohete, imprevisto por los teóricos y no calculos Los controles no pudieron hacer frente a esta perturbación y el cohete No. 6L perdió estabilidad. Y además: “El verdadero momento perturbador se determinó modelando usando maquinas electronicas. Al mismo tiempo, no se tomaron como datos iniciales los cálculos de la dinámica de los gases, sino los datos de las mediciones telemétricas realmente obtenidas en vuelo.

  Como resultado, se demostró que "el momento de perturbación real es varias veces mayor que el momento de control máximo posible, que fue desarrollado por las boquillas de control a lo largo del rollo en su desviación máxima".

  Como resultado del trabajo de la comisión que investiga la causa del accidente, se decidió instalar cuatro motores de dirección con un empuje de 6 toneladas cada uno en la primera y segunda etapa en lugar de seis toberas de dirección.

  La última prueba del cohete portador "N-1" ("7L") con un estándar "LOK" y "LK", realizado en una versión no tripulada, se llevó a cabo el 23 de noviembre de 1972. La salida tuvo lugar a las 9.11. En el segundo 90 del vuelo, de acuerdo con el programa, 3 segundos antes de la separación de la primera etapa, los motores comenzaron a cambiar al modo de empuje final. Se apagaron seis motores de cohetes centrales, habiendo calculado el tiempo estimado. La velocidad de ascenso se ha reducido drásticamente. Esto provocó un golpe de ariete no previsto, por lo que el LRE N° 4 entró en resonancia, por lo que se colapsaron las tuberías de combustible y se inició un incendio. El cohete explotó en el segundo 107.

  A pesar de que ni un solo cohete N-1 pudo completar el programa de lanzamiento, los diseñadores continuaron trabajando en él. El próximo inicio, el quinto, estaba programado para agosto de 1974, pero no se llevó a cabo. En mayo de 1974, se cerró el programa lunar soviético y se detuvo todo el trabajo en la N-1. Se destruyeron dos cohetes listos para lanzar "8L" y "9L".

  Solo 150 motores tipo NK, fabricados para varias etapas del cohete, se salvaron del N-1. Nikolai Kuznetsov, a pesar de la orden del gobierno, los suspendió y los conservó durante muchos años. Como ha demostrado el tiempo, no lo hizo en vano. En los años 90 eran adquirido por los estadounidenses y utilizado en misiles"Atlas-2AR" ("Atlas-2AR") ...

  Actualmente, NK-33 se utiliza en la primera etapa del nuevo ruso. lanzador de luz clase "Soyuz-2.1v". En los EE. UU., los motores NK-33 se están modificando para instalarlos en un cohete. Y lo recordaremos, y lo más interesante. El artículo original está en el sitio web. InfoGlaz.rf Enlace al artículo del que se hace esta copia -

  El vehículo de lanzamiento superpesado N-1 recibió el sobrenombre de "Tsar Rocket" por su gran tamaño (peso de lanzamiento de casi 2500 toneladas, altura - 110 metros), así como por los objetivos establecidos durante el trabajo en él. Se suponía que el cohete ayudaría a fortalecer la capacidad de defensa del estado, promover programas científicos y económicos nacionales, así como vuelos interplanetarios tripulados. Sin embargo, al igual que sus homónimos conocidos, Tsar Bell y Tsar Cannon, este producto de diseño nunca se usó para el propósito previsto.

  La creación de un supercohete pesado en la URSS comenzó a pensarse a fines de la década de 1950. Las ideas y supuestos para su desarrollo se acumularon en el OKB-1 real. Entre las opciones, se suponía que usaría la reserva de diseño del cohete R-7 que lanzó los primeros satélites soviéticos e incluso el desarrollo de un sistema de propulsión nuclear. Finalmente, para 1962, la comisión de expertos, y luego la dirección del país, escogieron un diseño con un diseño de cohete vertical que podría poner en órbita una carga de hasta 75 toneladas (la masa de la carga lanzada a la Luna es de 23 toneladas, para Marte - 15 toneladas). Al mismo tiempo, fue posible introducir y desarrollar una gran cantidad de tecnologías únicas: una computadora de a bordo, nuevos métodos de soldadura, alas de celosía, un sistema de rescate de emergencia para astronautas y mucho más.

  Inicialmente, el cohete estaba destinado a lanzar una estación orbital pesada a la órbita cercana a la Tierra, con la perspectiva posterior de ensamblar TMK, una nave espacial interplanetaria pesada para vuelos a Marte y Venus. Sin embargo, más tarde se tomó una decisión tardía de incluir a la URSS en la "carrera lunar" con la entrega de un hombre a la superficie de la luna. Por lo tanto, el programa para la creación del cohete N-1 se aceleró y, de hecho, se convirtió en un portador de la nave espacial expedicionaria LZ en el complejo N-1-LZ.
  
  Antes de decidir el esquema final del vehículo de lanzamiento, los creadores tuvieron que evaluar al menos 60 opciones diferentes, desde polibloques hasta monobloques, tanto en paralelo como secuencialmente la división del cohete en etapas. Para cada una de estas opciones, se llevaron a cabo análisis integrales apropiados tanto de las ventajas como de las desventajas, incluido un estudio de factibilidad para el proyecto.

  En el curso de estudios preliminares, los creadores se vieron obligados a abandonar el esquema de bloques múltiples con división paralela en pasos, aunque este esquema ya se había probado en el R-7 y permitió transportar elementos terminados del vehículo de lanzamiento (propulsión sistemas, tanques) desde la fábrica hasta el cosmódromo por ferrocarril. El cohete fue ensamblado y probado en el sitio. Este esquema fue rechazado debido a una combinación no óptima de costos de masa y conexiones hidráulicas, mecánicas, neumáticas y eléctricas adicionales entre bloques de cohetes. Como resultado, pasó a primer plano un esquema monobloque, que implicó el uso de un motor cohete de combustible líquido con prebombas, lo que permitió reducir el espesor de la pared (y por lo tanto la masa) de los tanques, así como reducir la presión del gas de sobrealimentación.

  El proyecto del cohete N-1 fue inusual en muchos aspectos, pero sus principales características distintivas fueron el esquema original con tanques esféricos fuera de borda, así como una piel exterior de carga, que fue reforzada por un conjunto de potencia (un semi-monocasco se usó un esquema de avión) y una colocación anular de un motor cohete de combustible líquido en cada uno de los escalones. Gracias a esta solución técnica, en relación con la primera etapa del cohete durante el lanzamiento y su ascenso, el aire de la atmósfera circundante fue expulsado por los chorros de escape del motor del cohete hacia el espacio interno debajo del tanque. Como resultado de esto, surgió una apariencia de un motor a chorro de aire muy grande, que incluía toda la parte inferior de la estructura de la primera etapa. Incluso sin la postcombustión de aire del escape del motor del cohete, este esquema proporcionó al cohete un aumento significativo en el empuje, aumentando su eficiencia general.
  

  

  
  Las etapas del cohete N-1 estaban interconectadas por armaduras de transición especiales, a través de las cuales los gases podían fluir con absoluta libertad en caso de un arranque en caliente de los motores de las siguientes etapas. El misil se controló a través del canal de balanceo utilizando boquillas de control, en las que se suministró gas, se descargó allí después de que las unidades de turbobomba (TNA), a lo largo de los canales de cabeceo y curso, el control se llevó a cabo utilizando el desajuste de empuje de los motores de cohetes opuestos.

  Debido a la imposibilidad de transportar las etapas de un cohete superpesado por ferrocarril, los creadores propusieron que la capa exterior del N-1 se hiciera desmontable, y sus tanques de combustible deberían estar hechos de láminas en blanco ("pétalos") directamente en el propio cosmódromo. Esta idea inicialmente no cabía en la cabeza de los miembros de la comisión de expertos. Por lo tanto, habiendo adoptado el diseño preliminar del cohete N-1 en julio de 1962, los miembros de la comisión recomendaron seguir trabajando en la entrega de etapas de cohetes ensambladas, por ejemplo, utilizando una aeronave.

  Durante la defensa del diseño conceptual del cohete, la comisión presentó 2 versiones del cohete: usando AT u oxígeno líquido como oxidante. En este caso se consideró como principal la opción con oxígeno líquido, ya que el cohete, al utilizar combustible AT-UDMH, tendría unas características inferiores. En términos de costes, la creación de un motor de oxígeno líquido parecía más económica. Al mismo tiempo, según los representantes de OKB-1, en caso de una emergencia a bordo del cohete, la opción de oxígeno parecía más segura que la opción que usa un oxidante basado en AT. Los creadores del cohete recordaron el desastre del R-16, ocurrido en octubre de 1960, y trabajaron en componentes tóxicos autoinflamables.
  

  

  
  Al crear una versión multimotor del cohete N-1, Sergei Korolev se basó principalmente en el concepto de aumentar la confiabilidad de todo el sistema de propulsión, posiblemente apagando los motores del cohete defectuosos durante el vuelo. Este principio ha encontrado su aplicación en el sistema de control del motor - KORD, que fue diseñado para detectar y apagar motores defectuosos.

  Korolev insistió en la instalación de motores LRE. Al carecer de infraestructura y capacidades tecnológicas para la creación costosa y riesgosa de motores avanzados de oxígeno-hidrógeno de alta energía y abogar por el uso de motores de heptil-amilo más tóxicos y potentes, la principal oficina de diseño de construcción de motores Glushko no se ocupó de los motores para H1, después de cuyo desarrollo fue confiado a Kuznetsov Design Bureau. Cabe señalar que los especialistas de esta oficina de diseño lograron lograr la mayor perfección de recursos y energía para los motores de tipo oxígeno-queroseno. En todas las etapas del vehículo de lanzamiento, el combustible se encontraba en los tanques de bolas originales, que estaban suspendidos en la carcasa del transportador. Al mismo tiempo, los motores de la oficina de diseño de Kuznetsov no eran lo suficientemente potentes, lo que llevó al hecho de que tuvieron que instalarse en grandes cantidades, lo que finalmente provocó una serie de efectos negativos.

  Un conjunto de documentación de diseño para el N-1 estuvo listo en marzo de 1964, se planeó comenzar el trabajo en las pruebas de diseño de vuelo (LKI) en 1965, pero debido a la falta de fondos y recursos para el proyecto, esto no sucedió. Hubo una falta de interés en este proyecto: el Ministerio de Defensa de la URSS, ya que la carga útil del cohete y la gama de tareas no se designaron específicamente. Luego, Sergei Korolev trató de interesar a los líderes políticos del estado en el cohete, ofreciendo usar el cohete en una misión lunar. Esta propuesta fue aceptada. El 3 de agosto de 1964, se emitió el decreto gubernamental correspondiente, la fecha de inicio de LCI en el cohete se cambió a 1967-1968.
  

  

  
  Para llevar a cabo la misión de llevar 2 cosmonautas a la órbita lunar con el aterrizaje de uno de ellos en la superficie, fue necesario aumentar la capacidad de carga del cohete a 90-100 toneladas. Esto requería soluciones que no condujeran a cambios fundamentales en el diseño preliminar. Se encontraron tales soluciones: la instalación de 6 motores LRE adicionales en la parte central de la parte inferior del bloque "A", un cambio en el azimut de lanzamiento, una disminución en la altura de la órbita de referencia, un aumento en el reabastecimiento de combustible de los tanques por sobreenfriando el combustible y el comburente. Gracias a esto, la capacidad de carga del H-1 aumentó a 95 toneladas y el peso de lanzamiento aumentó a 2800-2900 toneladas. El diseño preliminar del cohete N-1-LZ para el programa lunar fue firmado por Korolev el 25 de diciembre de 1964.

  Al año siguiente, el esquema del cohete sufrió cambios, se decidió abandonar la eyección. El flujo de aire se cerró mediante la introducción de una sección de cola especial. Una característica distintiva del cohete era su enorme retroceso de carga útil, que era único en los cohetes soviéticos. Todo el esquema de transporte funcionó para esto, en el que el marco y los tanques no formaban un todo. Al mismo tiempo, un área de diseño bastante pequeña debido al uso de tanques esféricos grandes condujo a una disminución en la carga útil y, por otro lado, el rendimiento extremadamente alto del motor, una gravedad específica excepcionalmente baja de los tanques y soluciones de diseño únicas lo aumentaron. .

  Todas las etapas del cohete se denominaron bloques "A", "B", "C" (en la versión lunar se usaron para poner la nave en órbita terrestre baja), los bloques "G" y "D" estaban destinados a acelerar el nave desde la Tierra y desacelerar en la Luna. El esquema único del cohete N-1, cuyas etapas eran estructuralmente similares, hizo posible transferir los resultados de la prueba de la segunda etapa del cohete a la primera. Se suponía que las posibles situaciones de emergencia que no podían ser "atrapadas" en tierra debían verificarse en vuelo.
  

  

  
  El 21 de febrero de 1969 tuvo lugar el primer lanzamiento del cohete, seguido de 3 lanzamientos más. Todos ellos fracasaron. Aunque durante algunas pruebas de banco los motores NK-33 demostraron ser muy confiables, la mayoría de los problemas que surgieron estaban asociados con ellos. Los problemas del H-1 estaban asociados con el momento de giro, fuerte vibración, choque hidrodinámico (durante el arranque de los motores), ruido eléctrico y otros efectos no explicados que eran causados ​​por la operación simultánea de una cantidad tan grande de motores ( en la primera etapa - 30) y el gran tamaño del propio transportista .

  Estas dificultades no pudieron establecerse antes del inicio de los vuelos, ya que, para ahorrar dinero, no se fabricaron costosos soportes en tierra para realizar pruebas de fuego y dinámicas de todo el portaaviones, o al menos de su montaje de la 1ª etapa. El resultado de esto fue la prueba de un producto complejo directamente en vuelo. Este enfoque bastante controvertido eventualmente condujo a una serie de accidentes con vehículos de lanzamiento.

  Algunos atribuyen el fracaso del proyecto a que desde un principio el Estado no tenía una posición clara y definida, como la apuesta estratégica de Kennedy sobre la misión lunar. Se documenta la timidez del liderazgo de Jruschov y luego de Brezhnev con respecto a las estrategias y tareas efectivas de la astronáutica. Entonces, uno de los desarrolladores del Tsar Rocket, Sergei Kryukov, señaló que el complejo N-1 murió no tanto por dificultades técnicas, sino porque se convirtió en una moneda de cambio en el juego de las ambiciones personales y políticas.

  Otro veterano de la industria, Vyacheslav Galyaev, cree que el factor determinante de las fallas, además de la falta de atención adecuada por parte del estado, fue la incapacidad banal de trabajar con objetos tan complejos, mientras se lograba la aprobación de criterios de calidad y confiabilidad, así como como la falta de preparación de la ciencia soviética en ese momento para un programa tan ambicioso. De una forma u otra, en junio de 1974 se detuvieron las obras del complejo N1-LZ. El atraso disponible bajo este programa fue destruido, y los costos (en la cantidad de 4-6 mil millones de rublos en precios de 1970) simplemente fueron cancelados.

  Fuentes de información:

  hogar » Préstamos » Sistema de cohetes y espacio "N1-LZ. Cohetes mastodontes: Cohetes a costa de la ciudad Una de las fechas más importantes en la historia del vehículo de lanzamiento