La Russia ha un disperato bisogno di una portaerei di classe super pesante
L'anno scorso, Roskosmos ha annunciato una gara per lo sviluppo di un razzo di classe pesante basato sul progetto Angara esistente, in grado, tra le altre cose, di trasportare un veicolo spaziale con equipaggio sulla luna. Ovviamente, la mancanza in Russia di razzi super pesanti in grado di lanciare in orbita fino a 80 tonnellate di carico sta ostacolando molti lavori promettenti nello spazio e sulla Terra. Il progetto dell'unico vettore nazionale con caratteristiche simili, Energia-Buran, è stato chiuso nei primi anni '90, nonostante i 14,5 miliardi di rubli spesi (ai prezzi degli anni '80) e 13 anni. Nel frattempo, in URSS, è stato sviluppato con successo un super-razzo con straordinarie caratteristiche prestazionali. Ai lettori di "VPK" viene offerta una storia sulla storia della creazione del razzo N1.
L'inizio dei lavori sull'H1 con un motore a getto di liquido (LPRE) è stato preceduto dalla ricerca sui motori a razzo che utilizzano l'energia nucleare (NRE). In conformità con un decreto governativo del 30 giugno 1958, fu sviluppato un progetto preliminare presso OKB-1, approvato da S. P. Korolev il 30 dicembre 1959.
OKB-456 (capo progettista V. P. Glushko) del Comitato di Stato per la tecnologia di difesa e OKB-670 (M. M. OKB-1 ha sviluppato tre versioni di missili con missili a propulsione nucleare e la terza si è rivelata la più interessante. Era un razzo gigante con un peso di lancio di tonnellate 2000 e una massa di carico utile fino a tonnellate 150. Il primo e il secondo stadio sono stati realizzati sotto forma di pacchetti di blocchi di razzi conici, che avrebbero dovuto avere un gran numero di NK- 9 motori a razzo a propellente liquido con una spinta di 52 tonnellate nel primo stadio. Il secondo stadio comprendeva quattro NRE con una spinta totale di 850 tf, un impulso di spinta specifico nel vuoto fino a 550 kgf / kg quando si utilizza un altro mezzo di lavoro a una temperatura di riscaldamento fino a 3500 K.
La prospettiva di utilizzare l'idrogeno liquido in una miscela con metano come fluido di lavoro in un motore a razzo nucleare è stata mostrata nell'aggiunta al suddetto decreto "Sulle possibili caratteristiche dei razzi spaziali che utilizzano l'idrogeno", approvato da SP Korolev il 9 settembre 1960. Tuttavia, a seguito di ulteriori studi, è diventata chiara l'opportunità dei veicoli di lancio pesanti con l'uso di motori a razzo a propellente liquido in tutte le fasi su componenti di carburante controllati con l'uso di idrogeno come carburante. L'energia nucleare è stata rinviata per il futuro.
Progetto grandioso
Il decreto governativo del 23 giugno 1960 "Sulla creazione di potenti veicoli di lancio, satelliti, astronavi ed esplorazioni spaziali nel 1960-1967" anni di un nuovo sistema di razzi spaziali con una massa di lancio di 1000-2000 tonnellate, che assicura il lancio di un pesante veicolo spaziale interplanetario con una massa di 60-80 tonnellate in orbita.
Nell'ambizioso progetto sono stati coinvolti numerosi uffici di progettazione e istituti scientifici. Sui motori - OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) e OKB-165 (AM Lyulka), sui sistemi di controllo - NII-885 (N. A. Pilyugin) e NII-944 (VI Kuznetsov), a terra complesso - GSKB "Spetsmash" (VP Barmin), sul complesso di misurazione - NII-4 MO (AI Sokolov), sul sistema per lo svuotamento dei serbatoi e la regolazione del rapporto dei componenti del carburante - OKB-12 (AS Abramov), per la ricerca aerodinamica - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) e NII-1 (V. Ya. Likhushin), secondo la tecnologia di produzione - il V. M. Paton dell'Accademia delle Scienze della SSR ucraina (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), l'impianto Progress (A. Ya. Linkov), secondo la tecnologia e i metodi di sviluppo sperimentale e adeguamento degli stand - NII-229 (G. M. Tabakov) e altri.
I progettisti hanno esaminato costantemente veicoli di lancio multistadio con una massa di lancio da 900 a 2500 tonnellate, valutando le possibilità tecniche di creazione e la preparazione dell'industria del paese per la produzione. I calcoli hanno dimostrato che la maggior parte dei compiti militari e spaziali sono risolti da un veicolo di lancio con un carico utile di 70-100 tonnellate, che viene lanciato in un'orbita con un'altitudine di 300 km.
Pertanto, per gli studi di progettazione di N1, è stato adottato un carico utile di 75 tonnellate con l'uso di carburante ossigeno-cherosene in tutte le fasi del motore a razzo. Questo valore della massa del carico utile corrispondeva alla massa di lancio del veicolo di lancio di 2200 tonnellate, tenendo conto che l'uso dell'idrogeno come combustibile nelle fasi superiori aumenterà la massa del carico utile fino a 90-100 tonnellate con il stesso peso di lancio. Gli studi condotti dai servizi tecnologici degli impianti di produzione e degli istituti tecnologici del paese hanno dimostrato non solo la fattibilità tecnica di creare un tale veicolo di lancio con costi e tempi minimi, ma anche la prontezza dell'industria per la sua produzione.
Allo stesso tempo, sono state determinate le possibilità di prove sperimentali e al banco di unità LV e blocchi II e III sulla base sperimentale esistente di NII-229 con modifiche minime. I lanci LV erano previsti dal cosmodromo di Baikonur, per il quale era necessario creare lì strutture tecniche e di lancio adeguate.
Inoltre, sono stati considerati vari schemi di layout con divisione trasversale e longitudinale dei gradini, con vasche portanti e non portanti. Di conseguenza, è stato adottato uno schema a razzo con una divisione trasversale degli stadi con serbatoi di carburante sferici monoblocco sospesi, con installazioni multi-motore agli stadi I, II e III. La scelta del numero di motori nel sistema di propulsione è uno dei problemi fondamentali nella realizzazione di un lanciatore. Dopo l'analisi, si è deciso di utilizzare motori con una spinta di 150 tonnellate.
Nelle fasi I, II e III del vettore, è stato deciso di installare un sistema per il monitoraggio delle attività organizzative e amministrative del KORD, che ha spento il motore quando i suoi parametri controllati hanno deviato dalla norma. Il rapporto spinta-peso del veicolo di lancio è stato preso in modo tale che durante il funzionamento anomalo di un motore nella sezione iniziale della traiettoria, il volo continuasse e nelle ultime sezioni del primo stadio un numero maggiore di motori potesse essere spento senza pregiudicare il compito.
OKB-1 e altre organizzazioni hanno condotto studi speciali per giustificare la scelta dei componenti del propellente con un'analisi della fattibilità del loro utilizzo per il veicolo di lancio N1. L'analisi ha mostrato una significativa diminuzione della massa del carico utile (con una massa di lancio costante) nel caso di un passaggio a componenti di carburante ad alto punto di ebollizione, dovuto a bassi valori di impulso specifico di spinta e un aumento della massa dei serbatoi del carburante e dei gas in pressione a causa della maggiore tensione di vapore di questi componenti. Il confronto tra diversi tipi di carburante ha mostrato che l'ossigeno liquido - cherosene è molto più economico di AT + UDMH: in termini di investimenti di capitale - due volte, in termini di costi - otto volte.
Il veicolo di lancio H1 consisteva di tre stadi (blocchi A, B, C), interconnessi da compartimenti di tipo traliccio di transizione, e un blocco di testa. Il circuito di potenza era un guscio del telaio che percepisce i carichi esterni, all'interno del quale si trovavano serbatoi di carburante, motori e altri sistemi. Il sistema di propulsione dello stadio I consisteva di 24 motori NK-15 (11D51) con spinta a terra di 150 tf, disposti in un anello, stadio II - otto degli stessi motori con un ugello ad alta quota NK-15V (11D52), stadio III - quattro NK- 19 (11D53) con un ugello ad alta quota. Tutti i motori erano a circuito chiuso.
Gli strumenti del sistema di controllo, telemetria e altri sistemi sono stati collocati in appositi scomparti nelle fasi appropriate. Il LV è stato installato sul dispositivo di lancio con talloni di supporto lungo la periferia dell'estremità del primo stadio. Il layout aerodinamico adottato ha permesso di ridurre al minimo i momenti di controllo richiesti e di utilizzare il principio del mismatch di spinta dei motori opposti sul veicolo di lancio per il controllo del beccheggio e del rollio. A causa dell'impossibilità di trasportare interi compartimenti di razzi da veicoli esistenti, è stata adottata la loro divisione in elementi trasportabili.
Sulla base degli stadi N1 LV, è stato possibile creare una serie unificata di razzi: N11 con l'uso degli stadi II, III e IV dell'N1 LV con una massa iniziale di 700 tonnellate e un carico utile di 20 tonnellate in un Orbita AES con un'altitudine di 300 km e N111 con l'uso del III e IV stadio del N1 LV e del II stadio del razzo R-9A con una massa di lancio di 200 tonnellate e un carico utile di 5 tonnellate in orbita di satelliti con un'altitudine di 300 km, che potrebbe risolvere una vasta gamma di missioni spaziali e di combattimento.
Il lavoro è stato svolto sotto la supervisione diretta di S. P. Korolev, che ha guidato il Consiglio dei progettisti principali, e il suo primo vice V. P. Mishin. I materiali di progettazione (un totale di 29 volumi e 8 allegati) all'inizio di luglio 1962 furono esaminati da una commissione di esperti guidata dal presidente dell'Accademia delle scienze dell'URSS M. V. Keldysh. La Commissione ha osservato che la giustificazione del LV H1 è stata effettuata a un livello scientifico e tecnico elevato, soddisfa i requisiti per i progetti concettuali del LV e dei razzi interplanetari e può essere utilizzata come base per lo sviluppo della documentazione di lavoro. Allo stesso tempo, i membri della commissione M. S. Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin e alcuni altri hanno parlato della necessità di coinvolgere OKB-456 nello sviluppo di motori per veicoli di lancio, ma V. P. Glushko ha rifiutato.
Di comune accordo, lo sviluppo dei motori fu affidato a OKB-276, che non aveva un bagaglio teorico sufficiente ed esperienza nello sviluppo di motori a razzo a propellente liquido con la quasi completa assenza di basi sperimentali e da banco per questo.
Prove infruttuose ma fruttuose
La Commissione Keldysh ha indicato che il compito principale dell'H1 è il suo uso in combattimento, ma nel corso di ulteriori lavori, lo scopo principale del super-razzo era lo spazio, principalmente una spedizione sulla luna e il ritorno sulla Terra. In larga misura, la scelta di tale decisione è stata influenzata dai rapporti del programma lunare con equipaggio Saturn-Apollo negli Stati Uniti. Il 3 agosto 1964, il governo dell'URSS, con un suo decreto, consolidò questa priorità.
Nel dicembre 1962, OKB-1 ha presentato al GKOT i "Dati iniziali e requisiti tecnici di base per la progettazione del complesso di lancio per il razzo N1" concordati con i principali progettisti. Il 13 novembre 1963, la Commissione del Consiglio Supremo dell'Economia Nazionale dell'URSS, con la sua decisione, approvò un programma interdipartimentale per lo sviluppo della documentazione di progetto per un complesso di strutture necessarie per le prove di volo dell'LV N1, escludendo il costruzione stessa e supporto materiale e tecnico. MI Samokhin e AN Ivannikov hanno supervisionato la creazione del sito di prova a OKB-1 sotto la stretta supervisione di SP Korolev.
All'inizio del 1964, l'arretrato complessivo di lavoro rispetto al tempo programmato era di uno o due anni. Il 19 giugno 1964 il governo dovette posticipare l'inizio della LCI al 1966. I test di progettazione del volo del razzo N1 con un'unità principale semplificata del sistema LZ (con il veicolo spaziale senza equipaggio 7K-L1S invece di LOK e LK) iniziarono nel febbraio 1969. All'inizio della LKI sono state eseguite prove sperimentali di unità e assiemi, prove al banco dei blocchi B e V, prove con un prototipo di razzo 1M in posizioni tecniche e di lancio.
Il primo lancio del razzo N1-LZ e del complesso spaziale (n. ЗЛ) dal lancio di dritta il 21 febbraio 1969 si concluse con un incidente. Nel generatore di gas del secondo motore si sono verificate vibrazioni ad alta frequenza, il tubo di presa di pressione dietro la turbina si è staccato, si è formata una perdita di componenti, è iniziato un incendio nel vano di coda, che ha portato a una violazione del controllo del motore sistema, che ha emesso un falso comando per spegnere i motori per 68,7 secondi. Tuttavia, il lancio ha confermato la correttezza dello schema dinamico scelto, la dinamica di lancio, i processi di controllo LV, hanno permesso di ottenere dati sperimentali sui carichi sul LV e sulla sua forza, l'effetto dei carichi acustici sul razzo e sul sistema di lancio, e alcuni altri dati, comprese le caratteristiche operative in condizioni reali.
Il secondo lancio del complesso N1-LZ (n. 5L) fu effettuato il 3 luglio 1969 e anch'esso attraversò un'emergenza. Secondo la conclusione della commissione di emergenza presieduta da V. P. Mishin, la ragione più probabile era la distruzione della pompa ossidante dell'ottavo motore del blocco A quando si entrava nello stadio principale.
L'analisi delle prove, i calcoli, la ricerca e il lavoro sperimentale sono durati due anni. Il miglioramento dell'affidabilità della pompa dell'ossidatore è stato riconosciuto come le misure principali; migliorare la qualità della produzione e dell'assemblaggio di THA; installazione di filtri davanti alle motopompe, escludendo l'ingresso di corpi estranei al suo interno; riempimento pre-lancio e spurgo con azoto della sezione di coda del blocco A in volo e introduzione di un sistema antincendio a freon; introduzione nel progetto della protezione termica di elementi strutturali, dispositivi e cavi degli impianti posti nel vano di poppa del blocco A; cambiare la disposizione dei dispositivi al suo interno per aumentarne la sopravvivenza; introduzione del blocco del comando DAE fino a 50 s. volo e ritiro di emergenza del veicolo di lancio dall'inizio mediante ripristino dell'alimentazione, ecc.
Il terzo lancio del razzo N1-LZ e del sistema spaziale (n. 6L) è stato effettuato il 27 giugno 1971 dal lancio sinistro. Tutti i 30 motori del Blocco A sono entrati nella modalità di fase preliminare e principale di spinta secondo il ciclogramma standard e hanno funzionato normalmente fino a quando non sono stati spenti dal sistema di controllo per 50,1 s continuamente aumentati di 14,5 s. raggiunto i 145°. Poiché il team AED è stato bloccato fino a 50 s, il volo è durato fino a 50, 1 s. diventato praticamente ingestibile.
La causa più probabile dell'incidente è la perdita del controllo del rollio dovuta all'azione di momenti di disturbo precedentemente non contabilizzati che superano i momenti di controllo disponibili dei corpi dei rulli. Il momento di rollio aggiuntivo rivelato è sorto con tutti i motori in funzione a causa del potente flusso d'aria a vortice nella parte inferiore del razzo, aggravato dall'asimmetria del flusso attorno alle parti del motore che sporgono dal fondo del razzo.
In meno di un anno, sotto la guida di M. V. Melnikov e B. A. Sokolov, furono creati motori sterzanti 11D121 per fornire il controllo del rollio del razzo. Hanno funzionato con il gas del generatore ossidante e il carburante prelevato dai motori principali.
Il 23 novembre 1972 fu effettuato il quarto lancio con il razzo n. 7L, che subì modifiche significative. Il controllo del volo è stato effettuato da un complesso di computer di bordo secondo i comandi della piattaforma girostabilizzata sviluppata dall'Istituto di ricerca scientifica dell'industria aeronautica. I sistemi di propulsione includevano motori sterzanti, un sistema antincendio, una migliore protezione meccanica e termica dei dispositivi e una rete di cavi a bordo. I sistemi di misurazione sono stati integrati con apparecchiature di telemetria radio di piccole dimensioni sviluppate da OKB MEI (capo progettista A. F. Bogomolov). In totale, il razzo aveva più di 13.000 sensori.
No. 7L è volato da 106, 93 p. Senza commenti, ma in 7 s. prima del tempo stimato di separazione del primo e del secondo stadio, si è verificata una distruzione quasi istantanea della pompa ossidante del motore n. 4, che ha portato all'eliminazione del razzo.
Il quinto lancio era previsto per il quarto trimestre del 1974. A maggio, sul razzo n. 8L sono state implementate tutte le misure progettuali e costruttive per garantire la sopravvivenza del prodotto, tenendo conto dei voli precedenti e degli studi aggiuntivi, e l'installazione dei motori aggiornati è iniziata.
Sembrava che prima o poi il super-razzo sarebbe volato dove e come avrebbe dovuto. Tuttavia, il capo designato di TsKBEM, trasformato in NPO Energia, nel maggio 1974, l'accademico V. P. Glushko, con il tacito consenso del Ministero della costruzione generale delle macchine (S. A. Afanasyev), l'Accademia delle scienze dell'URSS (M. V. Keldysh), la Commissione militare-industriale del Consiglio dei ministri (L. V. Smirnov) e il Comitato centrale del PCUS (D. F. Ustinov) hanno interrotto tutti i lavori sul complesso N1-LZ. Nel febbraio 1976, il progetto fu ufficialmente chiuso da un decreto del Comitato centrale del PCUS e del Consiglio dei ministri dell'URSS. Questa decisione privò il paese di navi pesanti e la priorità passò agli Stati Uniti, che schierarono il progetto Space Shuttle.
Le spese totali per l'esplorazione della Luna nell'ambito del programma H1-LZ nel gennaio 1973 ammontavano a 3,6 miliardi di rubli, per la creazione di H1 - 2,4 miliardi. La riserva di produzione di unità missilistiche, quasi tutte le attrezzature dei complessi tecnici, di lancio e di misurazione sono state distrutte e i costi per un importo di sei miliardi di rubli sono stati ammortizzati.
Sebbene gli sviluppi progettuali, produttivi e tecnologici, l'esperienza operativa e la garanzia dell'affidabilità di un potente sistema missilistico siano stati pienamente utilizzati nella creazione del veicolo di lancio Energia e, ovviamente, troveranno ampia applicazione nei progetti successivi, va notato che la cessazione di lavoro su H1 era errato. L'URSS ha ceduto volontariamente la palma agli americani, ma la cosa principale è che molti team di uffici di progettazione, istituti di ricerca e fabbriche hanno perso la carica emotiva dell'entusiasmo e un senso di devozione alle idee di esplorazione dello spazio, che determinano in gran parte il raggiungimento di obiettivi fantastici apparentemente irraggiungibili.
