cycyron (cycyron) wrote,
cycyron
cycyron

Почему не полетела суперракета Н1-ЛЗ?

Оригинал взят у sodritor в Почему не полетела суперракета Н1-ЛЗ?
Оригинал взят у l_boris в Почему не полетела суперракета Н1-ЛЗ?
Оригинал взят у p0pik0f в Почему не полетела суперракета Н1-ЛЗ?

Как АМС "Луна-19" и "Луна-22" закрыли грандиозный проект Н1-ЛЗ.

Постановлением советского правительства от 23 июня 1960 года «О создании мощных ракет-носителей, спутников, космических кораблей и освоении космического пространства в 1960–1967 годах» предусматривалось проведение в 1960–1962-м проектно-конструкторской проработки и необходимого объема исследований в целях создания в ближайшие годы новой космической ракетной системы со стартовой массой 1000–2000 т, обеспечивающей

вывод на орбиту тяжелого межпланетного космического корабля массой 60–80 т.

К грандиозному проекту привлекался целый ряд конструкторских бюро и научных институтов. По двигателям – ОКБ-456 (В. П. Глушко), ОКБ-276 (Н. Д. Кузнецов) и ОКБ-165 (A. M. Люлька), по системам управления – НИИ-885 (Н. А. Пилюгин) и НИИ-944 (В. И. Кузнецов), по наземному комплексу – ГСКБ «Спецмаш» (В. П. Бармин), по измерительному комплексу – НИИ-4 МО (А. И. Соколов), по системе опорожнения баков и регулирования соотношения компонентов топлива – ОКБ-12 (А. С. Абрамов), по аэродинамическим исследованиям – НИИ-88 (Ю. А. Мозжорин), ЦАГИ (В. М. Мясищев) и НИИ-1 (В. Я. Лихушин), по технологии изготовления – Институт сварки им. Патона АН УССР (Б. Е. Патон), НИТИ-40 (Я. В. Колупаев), завод «Прогресс» (А. Я. Линьков), по технологии и методике экспериментальной отработки и дооборудованию стендов – НИИ-229 (Г. М. Табаков) и др.

Конструкторы последовательно рассмотрели многоступенчатые ракеты-носители со стартовой массой от 900 до 2500 т, одновременно оценив технические возможности создания и подготовленность промышленности страны к производству. Расчеты показали, что большинство задач военного и космического назначения решаются ракетой-носителем с полезным грузом 70–100 т, выводимым на орбиту высотой 300 км.

Поэтому для проектных проработок Н1 был принят полезный груз массой 75 т с использованием на всех ступенях ЖРД топлива кислород – керосин. Этому значению массы полезного груза соответствовала стартовая масса РН 2200 т с учетом, что применение на верхних ступенях водорода в качестве горючего позволит увеличить массу полезного груза до 90–100 т при той же стартовой массе. Исследования, проведенные технологическими службами заводов-изготовителей и технологическими институтами страны, показали не только техническую возможность создания такой РН с минимальными затратами средств и сроков, но и готовность промышленности к ее производству.

Одновременно были определены возможности экспериментальной и стендовой отработки агрегатов РН и блоков II и III ступеней на существующей экспериментальной базе НИИ-229 с минимальными доработками. Пуски РН предусматривались с космодрома Байконур, для чего требовалось создать там соответствующие технические и стартовые сооружения.

Также были рассмотрены различные компоновочные схемы с поперечным и продольным делением ступеней, с несущими и ненесущими баками. В результате приняли схему ракеты с поперечным делением ступеней при подвесных моноблочных сферических топливных емкостях, с многодвигательными установками на I, II и III ступенях. Выбор количества двигателей в составе двигательной установки является одной из принципиальных проблем при создании ракеты-носителя. После проведенного анализа было принято решение о применении двигателей с тягой 150 тонн.

На I, II и III ступенях носителя решили установить систему контроля организационно-распорядительной деятельности КОРД, которая отключала двигатель при отклонении его контролируемых параметров от нормы. Тяговооруженность РН приняли такой, что при нештатной работе одного двигателя на начальном участке траектории полет продолжался, а на последних участках полета I ступени можно было отключать и большее число двигателей без ущерба для выполнения задачи.

Ракета-носитель Н1 состояла из трех ступеней (блоки А, Б, В), соединенных между собой переходными отсеками ферменного типа, и головного блока. Силовая схема представляла собой каркасную оболочку, воспринимающую внешние нагрузки, внутри которой размещались топливные баки, двигатели и другие системы. В состав двигательной установки I ступени входили 24 двигателя НК-15 (11Д51) тягой на земле по 150 тс, расположенных по кольцу, II ступени – восемь таких же двигателей с высотным соплом НК-15В (11Д52), III ступени – четыре двигателя НК-19 (11Д53) с высотным соплом. Все двигатели имели замкнутую схему.

На базе ступеней РН Н1 можно было создать унифицированный ряд ракет: Н11 с применением II, III и IV ступеней РН Н1 со стартовой массой 700 т и полезным грузом массой 20 т на орбите ИСЗ высотой 300 км и Н111 с применением III и IV ступеней РН Н1 и II ступени ракеты Р-9А со стартовой массой 200 т и полезным грузом массой 5 т на орбите ИСЗ высотой 300 км, которые могли решать широкий круг боевых и космических задач.

В Постановлении от 3 августа 1964 г. впервые было определено, что важнейшей задачей в исследовании космического пространства с помощью ракеты-носителя Н1 является освоение Луны с высадкой экспедиций на её поверхность и последующим возвращением их на Землю.
Ракетный комплекс в состав которого входили РН Н1 и лунная система для посылки на поверхность Луны с последующим возвращением на Землю экипажа в составе двух человек (посадка на Луну предусматривала одного человека) получил обозначение Н1-Л3.
Основными разработчиками лунной системы Л3 были:
- ОКБ-1 - головная организация по системе в целом, разработке ракетных блоков Г и Д, двигателей для блока Д и разработке лунного (ЛК) и лунного орбитального (ЛОК) кораблей;
- ОКБ-276 (Н.Д.Кузнецов) - по разработке двигателя блока Г;
- ОКБ-586 (М.К.Янгель) - по разработке ракетного блока Е лунного корабля и двигателя этого блока;
- ОКБ-2 (А.М.Исаев) - по разработке двигательной установки (баки, ПГ системы и двигатель) блока И лунного орбитального корабля;
- НИИ-944 (В.И.Кузнецов) - по разработке системы управления системы Л3;
- НИИ-885 (М.С.Рязанский) - по радиоизмерительному комплексу;
- ГСКБ Спецмаш (В.П.Бармин) - по комплексу наземного оборудования системы Л3.
Были определены и сроки начала ЛКИ - 1966 г. и осуществления экспедиции 1967-1968 гг.

Система Л3 состояла из разгонных ракетных блоков Г и Д, ЛОК (собственно корабль и ракетный блок И) и ЛК (собственно корабль и ракетный блок Е), головного обтекателя, (силовой каркас при наземной эксплуатации и защита системы от аэродинамического и теплового воздействия при прохождении плотных слоев атмосферы), сбрасываемого при достижении определенных скоростных напоров, двигательной установки системы аварийного спасения (САС), обеспечивающей увод спускаемого аппарата ЛОК от аварийной РН.

Суперракета Н1 – несостоявшийся прорыв

Первый пуск ракетно-космического комплекса Н1-ЛЗ (№ ЗЛ) с правого старта 21 февраля 1969 года закончился аварией. В газогенераторе второго двигателя возникли высокочастотные колебания, оторвался штуцер отбора давления за турбиной, образовалась течь компонентов, начался пожар в хвостовом отсеке, что привело к нарушению системы контроля работы двигателей, которая на 68,7 секунды выдала ложную команду на выключение двигателей.

Второй пуск комплекса Н1-ЛЗ (№ 5Л) провели 3 июля 1969 года, и он также прошел аварийно. По заключению аварийной комиссии под председательством В. П. Мишина наиболее вероятной причиной послужило разрушение насоса окислителя восьмого двигателя блока А при выходе на главную ступень.

Анализ испытаний, расчетов, исследований и эк

спериментальных работ длился два года. Основными мероприятиями были признаны повышение надежности насоса окислителя; улучшение качества изготовления и сборки ТНА; установка перед насосами двигателя фильтров, исключающих попадание в него посторонних предметов; заполнение перед стартом и продувка азотом хвостового отсека блока А в полете и введение фреоновой системы пожаротушения; введение в конструкцию теплозащиты элементов конструкции, приборов и кабелей систем, расположенных в хвостовом отсеке блока А; изменение расположения приборов в нем в целях повышения их живучести; введение блокировки команды АВД до 50 с. полета и аварийный увод РН от старта по сбросу питания и т. п.

Третий запуск ракетно-космической системы Н1-ЛЗ (№ 6Л) был проведен 27 июня 1971 года с левого старта. Все 30 двигателей блока А вышли на режим предварительной и главной ступеней тяги в соответствии со штатной циклограммой и нормально функционировали до их выключения системой управления на 50,1 с., однако с начала полета наблюдалось ненормальное протекание процесса стабилизации по крену, а рассогласование по углу вращения непрерывно увеличивалось и к 14,5 с. достигало 145°. Поскольку команда АВД была заблокирована до 50 с., полет до 50,1 с. стал практически неуправляемым.

Наиболее вероятная причина аварии – потеря управляемости по крену из-за действия неучтенных ранее возмущающих моментов, превышающих располагаемые управляющие моменты органов крена. Выявленный дополнительный момент крена возник при всех работающих двигателях из-за мощного вихревого потока воздуха в задонной области ракеты, усугубившегося несимметричностью обтекания выступающих за днище ракеты деталей двигателей.

Менее чем за год под руководством М. В. Мельникова и Б. А. Соколова были созданы рулевые двигатели 11Д121 для обеспечения управления ракетой по крену. Они работали на отбираемых от основных двигателей окислительном генераторном газе и горючем.

23 ноября 1972 года произвели четвертый пуск ракетой № 7Л, претерпевшей значительные изменения. Управление полетом осуществлял бортовой вычислительный комплекс по командам гиростабилизированной платформы разработки НИИ АП. В состав двигательных установок ввели рулевые двигатели, систему пожаротушения, улучшили механическую и тепловую защиту приборов и бортовой кабельной сети. Измерительные системы доукомплектовали малогабаритной радиотелеметрической аппаратурой разработки ОКБ МЭИ (главный конструктор А. Ф. Богомолов). Всего на ракете имелось более 13 000 датчиков.

№ 7Л пролетела без замечаний 106,93 с., но за 7 с. до расчетного времени разделения первой и второй ступеней произошло практически мгновенное разрушение насоса окислителя двигателя № 4, что привело к ликвидации ракеты.

Пятый пуск намечался на четвертый квартал 1974 года. К маю на ракете № 8Л были реализованы все проектные и конструктивные мероприятия по обеспечению живучести изделия с учетом предыдущих полетов и дополнительных исследований, начался монтаж модернизированных двигателей.

Казалось, суперракета рано или поздно полетит куда и как надо. Однако назначенный в мае 1974 года руководитель ЦКБЭМ, преобразованного в НПО «Энергия», академик В. П. Глушко с молчаливого согласия Министерства общего машиностроения (С. А. Афанасьев), Академии наук СССР (М. В. Келдыш), Военно-промышленной комиссии Совмина (Л. В. Смирнов) и ЦК КПСС (Д. Ф. Устинов) прекратил все работы по комплексу Н1-ЛЗ. В феврале 1976 года проект официально закрыли постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР. Это решение лишило страну тяжелых кораблей, и приоритет перешел к США, развернувшим проект «Спейс шаттл».

Полные затраты на освоение Луны по программе Н1-ЛЗ к январю 1973 года составили 3,6 миллиарда рублей, на создание Н1 – 2,4 миллиарда. Производственный задел ракетных блоков, практически все оборудование технического, стартового и измерительных комплексов было уничтожено, а затраты в сумме шесть миллиардов рублей списаны.

Хотя проектно-конструкторские, производственно-технологические разработки, опыт эксплуатации и обеспечения надежности мощной ракетной системы в полной мере использовались при создании ракеты-носителя «Энергия» и, очевидно, найдут широкое применение в последующих проектах.



Tags: Космос, СССР, техника
Subscribe
  • Post a new comment

    Error

    default userpic

    Your reply will be screened

    Your IP address will be recorded 

    When you submit the form an invisible reCAPTCHA check will be performed.
    You must follow the Privacy Policy and Google Terms of use.
  • 0 comments