Russland braucht dringend einen Träger der superschweren Klasse
Im vergangenen Jahr hatte Roskosmos eine Ausschreibung für die Entwicklung einer schweren Rakete auf Basis des bestehenden Angara-Projekts ausgeschrieben, die unter anderem ein bemanntes Raumschiff zum Mond bringen kann. Offensichtlich behindert Russlands Mangel an superschweren Raketen, die bis zu 80 Tonnen Fracht in die Umlaufbahn schleudern können, viele vielversprechende Arbeiten im Weltraum und auf der Erde. Das Projekt der einzigen inländischen Fluggesellschaft mit ähnlichen Eigenschaften, Energia-Buran, wurde Anfang der 90er Jahre trotz der Ausgaben von 14,5 Milliarden Rubel (in Preisen der 80er Jahre) und 13 Jahren geschlossen. Inzwischen wurde in der UdSSR erfolgreich eine Superrakete mit beeindruckenden Leistungsmerkmalen entwickelt. Den Lesern von "VPK" wird eine Geschichte über die Entstehungsgeschichte der N1-Rakete geboten.
Dem Beginn der Arbeiten am H1 mit einem Flüssigkeitsstrahltriebwerk (LPRE) ging die Forschung an Raketentriebwerken mit Kernenergie (NRE) voraus. Gemäß einem Regierungserlass vom 30. Juni 1958 wurde im OKB-1 ein vorläufiger Entwurf entwickelt, der am 30. Dezember 1959 von S. P. Korolev genehmigt wurde.
OKB-456 (Chefdesigner V. P. Glushko) des Staatskomitees für Verteidigungstechnologie und OKB-670 (M. M. OKB-1 entwickelte drei Versionen von Raketen mit atomgetriebenen Raketen, und die dritte erwies sich als die interessanteste. Es war eine riesige Rakete mit einem Startgewicht von 2000 Tonnen und einer Nutzlastmasse von bis zu 150 Tonnen Die erste und zweite Stufe bestanden in Form von Paketen aus konischen Raketenblöcken, die eine große Anzahl von NK- 9 Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerke mit einem Schub von 52 Tonnen in der ersten Stufe. Die zweite Stufe umfasste vier NRE mit einem Gesamtschub von 850 tf, einem spezifischen Schubimpuls im Leerraum von bis zu 550 kgf / kg bei Verwendung eines anderen Arbeitsmediums bei einer Heiztemperatur von bis zu 3500 K.
Die Aussicht auf die Verwendung von flüssigem Wasserstoff in einer Mischung mit Methan als Arbeitsflüssigkeit in einem nuklearen Raketentriebwerk wurde in der Ergänzung zum obigen Dekret "Über die möglichen Eigenschaften von Weltraumraketen mit Wasserstoff", genehmigt von SP Korolev am 9. September 1960, aufgezeigt. Als Ergebnis weiterer Studien wurde jedoch die Zweckmäßigkeit schwerer Trägerraketen mit dem Einsatz von Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerken auf allen Stufen an beherrschten Kraftstoffkomponenten mit dem Einsatz von Wasserstoff als Kraftstoff deutlich. Die Kernenergie wurde auf die Zukunft verschoben.
Grandioses Projekt
Das Regierungsdekret vom 23. Juni 1960 "Über die Schaffung leistungsstarker Trägerraketen, Satelliten, Raumschiffe und Weltraumerkundung in den Jahren 1960-1967" Jahre eines neuen Weltraumraketensystems mit einer Startmasse von 1000-2000 Tonnen, das den Start von ein schweres interplanetares Raumschiff mit einer Masse von 60-80 Tonnen in die Umlaufbahn.
An dem ehrgeizigen Projekt waren mehrere Designbüros und wissenschaftliche Institute beteiligt. Auf Motoren - OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) und OKB-165 (AM Lyulka), auf Kontrollsystemen - NII-885 (N. A. Pilyugin) und NII-944 (VI Kuznetsov), am Boden Komplex - GSKB "Spetsmash" (VP Barmin), auf dem Messkomplex - NII-4 MO (AI Sokolov), auf dem System zum Entleeren von Tanks und zur Regulierung des Verhältnisses der Kraftstoffkomponenten - OKB-12 (AS Abramov), für die aerodynamische Forschung - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) und NII-1 (V. Ya. Likhushin), je nach Herstellungstechnologie - die V. M. Paton der Akademie der Wissenschaften der Ukrainischen SSR (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), der Progress-Anlage (A. Ya. Linkov), nach der Technologie und den Methoden der experimentellen Entwicklung und Nachrüstung von Ständern - NII-229 (G. M. Tabakov) und andere.
Konsequent untersuchten die Konstrukteure mehrstufige Trägerraketen mit einer Startmasse von 900 bis 2500 Tonnen und bewerteten gleichzeitig die technischen Möglichkeiten der Kreation und die Produktionsbereitschaft der Industrie des Landes. Berechnungen haben gezeigt, dass die meisten militärischen und weltraumbezogenen Aufgaben von einer Trägerrakete mit einer Nutzlast von 70–100 Tonnen gelöst werden, die in eine Umlaufbahn mit einer Höhe von 300 km gebracht wird.
Daher wurde für die Konstruktionsstudien von N1 eine Nutzlast von 75 Tonnen unter Verwendung von Sauerstoff-Kerosin-Treibstoff in allen Stufen des Raketentriebwerks angenommen. Dieser Wert der Masse der Nutzlast entsprach der Startmasse der Trägerrakete von 2200 Tonnen, wenn man bedenkt, dass die Verwendung von Wasserstoff als Treibstoff in den oberen Stufen die Masse der Nutzlast auf 90–100 Tonnen mit dem gleiches Startgewicht. Studien, die von den technologischen Diensten der Produktionsstätten und technologischen Institute des Landes durchgeführt wurden, haben nicht nur die technische Machbarkeit der Herstellung einer solchen Trägerrakete mit minimalen Kosten und Zeit gezeigt, sondern auch die Bereitschaft der Industrie für ihre Produktion.
Gleichzeitig wurden die Möglichkeiten der Versuchs- und Prüfstandsprüfung von NS-Einheiten und Blöcken II und III auf der bestehenden Versuchsbasis von NII-229 mit minimalen Modifikationen ermittelt. Die LV-Starts waren vom Weltraumbahnhof Baikonur aus vorgesehen, wofür es erforderlich war, dort entsprechende Technik- und Startstrukturen zu schaffen.
Auch wurden verschiedene Layout-Schemata mit Quer- und Längsteilung der Stufen, mit tragenden und nicht tragenden Tanks berücksichtigt. Als Ergebnis wurde ein Raketenschema mit einer Querteilung der Stufen mit aufgehängten kugelförmigen Monoblock-Kraftstofftanks mit mehrmotorigen Installationen in den Stufen I, II und III angenommen. Die Wahl der Anzahl der Triebwerke im Antriebssystem ist eines der grundlegenden Probleme bei der Entwicklung einer Trägerrakete. Nach der Analyse wurde beschlossen, Motoren mit einem Schub von 150 Tonnen zu verwenden.
In den Phasen I, II und III des Trägers wurde beschlossen, ein System zur Überwachung der organisatorischen und administrativen Aktivitäten des KORD zu installieren, das den Motor abschaltete, wenn seine kontrollierten Parameter von der Norm abwichen. Das Schub-Gewichts-Verhältnis der Trägerrakete wurde so gewählt, dass während des anormalen Betriebs eines Triebwerks im Anfangsabschnitt der Flugbahn der Flug fortgesetzt wurde und in den letzten Abschnitten des Erstflugs eine größere Anzahl von Triebwerken unbeschadet der Aufgabe abgeschaltet werden.
OKB-1 und andere Organisationen führten spezielle Studien durch, um die Wahl der Treibstoffkomponenten mit einer Analyse der Durchführbarkeit ihrer Verwendung für die N1-Trägerrakete zu begründen. Die Analyse zeigte eine signifikante Abnahme der Masse der Nutzlast (bei konstanter Startmasse) bei einem Übergang zu hochsiedenden Kraftstoffkomponenten, die auf niedrige Werte des spezifischen Schubimpulses und eine Erhöhung der Masse von Kraftstofftanks und Druckgasen aufgrund des höheren Dampfdrucks dieser Komponenten. Der Vergleich verschiedener Kraftstoffarten zeigte, dass flüssiger Sauerstoff - Kerosin viel billiger ist als AT + UDMH: in Bezug auf die Kapitalinvestitionen - zweimal, in Bezug auf die Kosten - achtmal.
Die H1-Trägerrakete bestand aus drei Stufen (Blöcke A, B, C), die durch Übergangsfächer vom Typ Fachwerk miteinander verbunden waren, und einem Kopfblock. Der Stromkreis war eine Rahmenschale, die äußere Lasten wahrnimmt, in der sich Kraftstofftanks, Motoren und andere Systeme befanden. Das Antriebssystem der Stufe I bestand aus 24 NK-15 (11D51)-Triebwerken mit 150 tf Schub am Boden, die in einem Ring angeordnet waren, Stufe II - acht gleiche Triebwerke mit einer Höhendüse NK-15V (11D52), Stufe III - vier NK-19 (11D53) mit einer Höhendüse. Alle Motoren waren geschlossener Kreislauf.
Instrumente des Kontrollsystems, der Telemetrie und anderer Systeme befanden sich in speziellen Fächern an den entsprechenden Stellen. Das LV wurde auf der Abschussvorrichtung mit Stützfüßen entlang des Umfangs des Endes der ersten Stufe installiert. Das gewählte aerodynamische Layout ermöglichte es, die erforderlichen Steuermomente zu minimieren und das Prinzip der Schubfehlanpassung gegenüberliegender Triebwerke an der Trägerrakete zur Nick- und Rollsteuerung zu nutzen. Aufgrund der Unmöglichkeit, ganze Raketenkammern mit bestehenden Fahrzeugen zu transportieren, wurde deren Unterteilung in transportable Elemente übernommen.
Auf der Grundlage der N1 LV-Stufen konnte eine einheitliche Raketenserie erstellt werden: N11 unter Verwendung der II-, III- und IV-Stufen der N1 LV mit einer Startmasse von 700 Tonnen und einer Nutzlast von 20 Tonnen in einem AES-Umlaufbahn mit einer Höhe von 300 km und N111 unter Verwendung der III- und IV-Stufen der N1 LV und der II-Stufe der R-9A-Rakete mit einer Startmasse von 200 Tonnen und einer Nutzlast von 5 Tonnen im Orbit von Satelliten mit einer Höhe von 300 km, die eine Vielzahl von Kampf- und Weltraummissionen lösen könnte.
Die Arbeiten wurden unter der direkten Aufsicht von S. P. Korolev, der den Rat der Chefdesigner leitete, und seinem ersten Stellvertreter V. P. Mishin durchgeführt. Die Entwurfsunterlagen (insgesamt 29 Bände und 8 Anhänge) wurden Anfang Juli 1962 von einer Expertenkommission unter Leitung des Präsidenten der Akademie der Wissenschaften der UdSSR M. V. Keldysh geprüft. Die Kommission stellte fest, dass die Begründung der LV H1 auf hohem wissenschaftlich-technischem Niveau erfolgte, die Anforderungen an die Konzeption der LV- und Interplanetarraketen erfüllt und als Grundlage für die Entwicklung von Arbeitsunterlagen dienen kann. Zur gleichen Zeit sprachen Mitglieder der Kommission M. S. Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin und einige andere über die Notwendigkeit, OKB-456 in die Entwicklung von Motoren für Trägerraketen einzubeziehen, aber V. P. Glushko lehnte ab.
Im gegenseitigen Einvernehmen wurde OKB-276 mit der Entwicklung von Triebwerken betraut, die nicht über ausreichendes theoretisches Gepäck und keine ausreichende Erfahrung in der Entwicklung von Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerken verfügten, da hierfür praktisch keine Versuchs- und Laborbasen vorhanden waren.
Erfolglose, aber fruchtbare Versuche
Die Keldysh-Kommission gab an, dass die Hauptaufgabe der H1 der Kampfeinsatz ist, aber im Laufe der weiteren Arbeiten war der Hauptzweck der Superrakete der Weltraum, in erster Linie eine Expedition zum Mond und die Rückkehr zur Erde. Die Entscheidung für eine solche Entscheidung wurde weitgehend von Berichten über das bemannte Mondprogramm Saturn-Apollo in den Vereinigten Staaten beeinflusst. Am 3. August 1964 festigte die Regierung der UdSSR mit ihrem Dekret diese Priorität.
Im Dezember 1962 übermittelte OKB-1 der GKOT die mit den Chefkonstrukteuren abgestimmten "Ausgangsdaten und grundlegenden technischen Anforderungen für die Konstruktion des Startkomplexes für die N1-Rakete". Am 13. November 1963 genehmigte die Kommission des Obersten Rates der Volkswirtschaft der UdSSR durch ihren Beschluss einen abteilungsübergreifenden Zeitplan für die Entwicklung der Konstruktionsdokumentation für einen Komplex von Strukturen, der für die Flugerprobung der LV N1 erforderlich ist, ausgenommen die Konstruktion selbst sowie materielle und technische Unterstützung. MI Samokhin und AN Ivannikov überwachten die Erstellung des Testgeländes am OKB-1 unter der strengen Aufsicht von SP Korolev.
Bis Anfang 1964 betrug der gesamte Arbeitsrückstand gegenüber der vorgesehenen Zeit ein bis zwei Jahre. Am 19. Juni 1964 musste die Regierung den Beginn der LCI auf 1966 verschieben. Flugdesigntests der N1-Rakete mit einer vereinfachten Kopfeinheit des LZ-Systems (mit dem unbemannten Raumfahrzeug 7K-L1S anstelle von LOK und LK) begannen im Februar 1969. Zu Beginn des LKI wurden experimentelle Tests von Einheiten und Baugruppen, Benchtests der Blöcke B und V, Tests mit einem Prototyp einer 1M-Rakete an technischen und Startpositionen durchgeführt.
Der erste Start des Raketen- und Weltraumkomplexes N1-LZ (Nr. ЗЛ) vom Steuerbord-Start am 21. Februar 1969 endete in einem Unfall. Im Gasgenerator des zweiten Triebwerks traten hochfrequente Schwingungen auf, das Druckabnahmerohr hinter der Turbine löste sich, es bildete sich ein Leck von Bauteilen, im Heckraum entstand ein Feuer, das zu einer Verletzung der Motorsteuerung führte System, das einen falschen Befehl zum Abschalten der Triebwerke für 68,7 Sekunden ausgab. Der Start bestätigte jedoch die Richtigkeit des gewählten dynamischen Schemas, der Startdynamik, der LV-Steuerungsprozesse, ermöglichte es, experimentelle Daten über die Belastungen des LV und seine Stärke, die Wirkung akustischer Belastungen auf die Rakete und das Startsystem zu erhalten, und einige andere Daten, einschließlich Betriebseigenschaften unter realen Bedingungen.
Der zweite Start des N1-LZ-Komplexes (Nr. 5L) wurde am 3. Juli 1969 durchgeführt und durchlief ebenfalls einen Notfall. Nach den Schlussfolgerungen der Notfallkommission unter dem Vorsitz von V. P. Mishin war der wahrscheinlichste Grund die Zerstörung der Oxidationsmittelpumpe des achten Motors von Block A beim Eintritt in die Hauptstufe.
Die Analyse von Tests, Berechnungen, Forschungs- und Versuchsarbeiten dauerte zwei Jahre. Als Hauptmaßnahme wurde die Verbesserung der Zuverlässigkeit der Oxidationsmittelpumpe erkannt; Verbesserung der Qualität der Herstellung und Montage von THA; Installation von Filtern vor den Motorpumpen, unter Ausschluss des Eindringens von Fremdkörpern; Befüllung vor dem Start und Stickstoffspülung der Hecksektion von Block A im Flug und Einführung eines Freon-Feuerlöschsystems; Einführung von Strukturelementen, Geräten und Kabeln von Systemen, die sich im Achterraum des Blocks A befinden, in die Planung des Wärmeschutzes; Ändern der Anordnung der Geräte darin, um ihre Überlebensfähigkeit zu erhöhen; Einführung der Blockierung des AED-Befehls bis zu 50 s. Flug und Notrücknahme der Trägerrakete vom Start durch Zurücksetzen der Stromversorgung usw.
Der dritte Start des Raketen- und Weltraumsystems N1-LZ (Nr. 6L) erfolgte am 27. Juni 1971 vom linken Start aus. Alle 30 Triebwerke des Blocks A traten in den Modus der Vor- und Hauptschubstufe gemäß Standard-Zyklogramm ein und arbeiteten normal, bis sie von der Steuerung für 50,1 s abgeschaltet wurden, kontinuierlich erhöht um 14,5 s. 145° erreicht. Da das AED-Team bis zu 50 s blockiert war, dauerte der Flug bis zu 50, 1 s. wurde praktisch unüberschaubar.
Die wahrscheinlichste Unfallursache ist der Verlust der Wankkontrolle durch Einwirkung von bisher nicht berücksichtigten Störmomenten, die die zur Verfügung stehenden Stellmomente der Wälzkörper überschreiten. Das offenbarte zusätzliche Rollmoment entstand bei allen laufenden Triebwerken durch die starke Wirbelluftströmung im Bodenbereich der Rakete, verstärkt durch die Asymmetrie der Umströmung der aus dem Boden der Rakete herausragenden Triebwerksteile.
In weniger als einem Jahr wurden unter der Leitung von M. V. Melnikov und B. A. Sokolov 11D121-Lenkmotoren entwickelt, um die Rollsteuerung der Rakete zu gewährleisten. Sie arbeiteten mit oxidierendem Generatorgas und Brennstoff aus den Hauptmaschinen.
Am 23. November 1972 erfolgte der vierte Start mit der Rakete Nr. 7L, die wesentliche Änderungen erfuhr. Die Flugsteuerung wurde von einem Bordcomputerkomplex gemäß den Befehlen der kreiselstabilisierten Plattform durchgeführt, die vom Wissenschaftlichen Forschungsinstitut der Flugzeugindustrie entwickelt wurde. Zu den Antriebssystemen gehörten Lenkmotoren, eine Feuerlöschanlage, ein verbesserter mechanischer und thermischer Schutz von Geräten und ein Bordkabelnetz. Die Messsysteme wurden durch kleine Funktelemetriegeräte ergänzt, die von OKB MEI (Chefdesigner A. F. Bogomolov) entwickelt wurden. Insgesamt hatte die Rakete mehr als 13.000 Sensoren.
Nr. 7L flog an 106 vorbei, 93 S. Ohne Kommentar, aber in 7 s. vor dem geschätzten Zeitpunkt der Trennung der ersten und zweiten Stufe kam es zu einer fast augenblicklichen Zerstörung der Oxidationsmittelpumpe von Triebwerk Nr. 4, was zur Eliminierung der Rakete führte.
Der fünfte Start war für das vierte Quartal 1974 geplant. Bis Mai wurden alle konstruktiven und konstruktiven Maßnahmen zur Gewährleistung der Überlebensfähigkeit des Produkts unter Berücksichtigung früherer Flüge und zusätzlicher Studien an der Rakete Nr. 8L umgesetzt und der Einbau der aufgerüsteten Triebwerke begann.
Es schien, dass die Superrakete früher oder später fliegen würde, wo und wie sie sollte. Der ernannte Leiter von TsKBEM, umgewandelt in NPO Energia, im Mai 1974, Akademiemitglied V. P. Glushko, mit stillschweigender Zustimmung des Ministeriums für allgemeinen Maschinenbau (S. A. Afanasyev), die Akademie der Wissenschaften der UdSSR (M. V. Keldysh), die Militärisch-Industrielle Kommission des Ministerrats (L. V. Smirnov) und das Zentralkomitee der KPdSU (D. F. Ustinov) stellten alle Arbeiten am N1-LZ-Komplex ein. Im Februar 1976 wurde das Projekt durch ein Dekret des Zentralkomitees der KPdSU und des Ministerrats der UdSSR offiziell abgeschlossen. Diese Entscheidung entzog dem Land schwere Schiffe und die Priorität ging an die Vereinigten Staaten, die das Space Shuttle-Projekt einsetzten.
Die Gesamtausgaben für die Erforschung des Mondes im Rahmen des H1-LZ-Programms beliefen sich bis Januar 1973 auf 3,6 Milliarden Rubel, für die Schaffung von H1 - 2,4 Milliarden. Die Produktionsreserve von Raketeneinheiten, fast die gesamte Ausrüstung der Technik-, Start- und Messkomplexe wurde zerstört und die Kosten in Höhe von sechs Milliarden Rubel wurden abgeschrieben.
Obwohl das Design, die Produktion und die technologischen Entwicklungen, die Betriebserfahrung und die Gewährleistung der Zuverlässigkeit eines leistungsstarken Raketensystems bei der Entwicklung der Energia-Trägerrakete vollständig genutzt wurden und offensichtlich in späteren Projekten breite Anwendung finden werden, ist zu beachten, dass die Beendigung der Arbeit an H1 war fehlerhaft. Die UdSSR hat den Amerikanern freiwillig die Palme abgetreten, aber die Hauptsache ist, dass viele Teams von Designbüros, Forschungsinstituten und Fabriken die emotionale Aufladung der Begeisterung und das Gefühl der Hingabe an die Ideen der Weltraumforschung verloren haben, die den Erfolg maßgeblich bestimmen von scheinbar unerreichbaren fantastischen Zielen.
