No ano passado, Roskosmos anunciou um concurso para o desenvolvimento de um foguete de classe pesada baseado no projeto Angara existente, capaz, entre outras coisas, de entregar uma espaçonave tripulada à lua. Obviamente, a falta de foguetes superpesados da Rússia que podem lançar até 80 toneladas de carga em órbita está prejudicando muitos trabalhos promissores no espaço e na Terra. O projeto da única operadora nacional com características semelhantes, Energia-Buran, foi encerrado no início dos anos 90, apesar dos gastos 14, 5 bilhões de rublos (a preços dos anos 80) e 13 anos. Enquanto isso, na URSS, um super foguete com características de desempenho impressionantes foi desenvolvido com sucesso. Os leitores de "VPK" recebem uma história sobre a história da criação do foguete N1.
O início dos trabalhos do H1 com motor a jato líquido (LPRE) foi precedido por pesquisas sobre motores de foguete a partir de energia nuclear (NRE). De acordo com um decreto governamental de 30 de junho de 1958, um projeto preliminar foi desenvolvido em OKB-1, aprovado por S. P. Korolev em 30 de dezembro de 1959.
OKB-456 (designer-chefe V. P. Glushko) do Comitê Estadual de Tecnologia de Defesa e OKB-670 (M. M. OKB-1 desenvolveu três versões de mísseis com mísseis nucleares, e a terceira acabou sendo a mais interessante. Era um foguete gigante com um peso de lançamento de 2.000 toneladas e uma carga útil de até 150 toneladas. A primeira e a segunda etapas foram feitas na forma de pacotes de blocos cônicos de foguetes, que deveriam conter um grande número de NK- 9 motores de foguete de propelente líquido com um empuxo de 52 toneladas na primeira fase. O segundo estágio incluiu quatro NRE com um empuxo total de 850 tf, um impulso de empuxo específico no vazio de até 550 kgf / kg ao usar outro meio de trabalho a uma temperatura de aquecimento de até 3500 K.
A perspectiva de usar hidrogênio líquido em uma mistura com metano como fluido de trabalho em um motor de foguete nuclear foi mostrada na adição ao decreto acima "Sobre as Possíveis Características dos Foguetes Espaciais Usando Hidrogênio", aprovado por SP Korolev em 9 de setembro de 1960. No entanto, como resultado de estudos posteriores, tornou-se clara a conveniência de veículos lançadores pesados com o uso de motores de foguete de propelente líquido em todos os estágios em componentes de combustível controlados com o uso de hidrogênio como combustível. A energia nuclear foi adiada para o futuro.
Projeto grandioso
O decreto do governo de 23 de junho de 1960 "Sobre a criação de veículos de lançamento poderosos, satélites, naves espaciais e exploração espacial em 1960-1967" anos de um novo sistema de foguetes espaciais com uma massa de lançamento de 1000-2000 toneladas, que garante o lançamento de uma nave espacial interplanetária pesada com uma massa de 60-80 toneladas em órbita.
Vários escritórios de design e institutos científicos estiveram envolvidos no ambicioso projeto. Nos motores - OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) e OKB-165 (AM Lyulka), nos sistemas de controle - NII-885 (N. A. Pilyugin) e NII- 944 (VI Kuznetsov), no solo complexo - GSKB "Spetsmash" (VP Barmin), no complexo de medição - NII-4 MO (AI Sokolov), no sistema de esvaziamento de tanques e regulação da relação dos componentes do combustível - OKB-12 (AS Abramov), para pesquisas aerodinâmicas - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) e NII-1 (V. Ya. Likhushin), de acordo com a tecnologia de fabricação - o V. M. Paton da Academia de Ciências da SSR ucraniana (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), a planta Progress (A. Ya. Linkov), de acordo com a tecnologia e métodos de desenvolvimento experimental e retrofit de estandes - NII-229 (G. M. Tabakov) e outros.
Os projetistas examinaram consistentemente veículos lançadores de vários estágios com massa de lançamento de 900 a 2.500 toneladas, enquanto avaliavam as possibilidades técnicas de criação e a preparação da indústria do país para a produção. Os cálculos mostraram que a maioria das tarefas militares e espaciais são resolvidas por um veículo lançador com uma carga útil de 70 a 100 toneladas, que é lançado em uma órbita a uma altitude de 300 km.
Portanto, para os estudos de projeto do N1, foi adotada uma carga útil de 75 toneladas com o uso de querosene combustível-oxigênio em todas as fases do motor de foguete. Este valor da massa da carga útil correspondeu à massa de lançamento do veículo lançador de 2.200 toneladas, levando-se em consideração que o uso de hidrogênio como combustível nos estágios superiores aumentará a massa da carga útil em até 90-100 toneladas com o mesmo peso de lançamento. Estudos realizados pelos serviços de tecnologia de fábricas e institutos tecnológicos do país têm mostrado não só a viabilidade técnica de se criar tal lançador com custo e tempo mínimos, mas também a prontidão da indústria para sua produção.
Ao mesmo tempo, as possibilidades de teste experimental e de bancada de unidades LV e estágios dos blocos II e III na base experimental existente do NII-229 com modificações mínimas foram determinadas. Os lançamentos de BT foram previstos a partir do cosmódromo de Baikonur, para o qual foi necessária a criação de estruturas técnicas e de lançamento adequadas.
Além disso, foram considerados vários esquemas de layout com divisão transversal e longitudinal de degraus, com tanques portantes e não portantes. Como resultado, foi adotado um esquema de foguetes com divisão transversal de estágios com tanques de combustível esféricos monobloco suspensos, com instalações multimotores nos estágios I, II e III. A escolha do número de motores no sistema de propulsão é um dos problemas fundamentais na criação de um veículo lançador. Após a análise, optou-se por utilizar motores com empuxo de 150 toneladas.
Nas fases I, II e III da transportadora, optou-se por instalar um sistema de monitoramento das atividades organizacionais e administrativas do KORD, que desligava o motor quando seus parâmetros controlados se desviaram da norma. A relação empuxo-peso do veículo de lançamento foi tomada de tal forma que durante a operação anormal de um motor na seção inicial da trajetória, o voo continuou, e nas últimas seções do voo de primeiro estágio, um número maior de motores poderia ser desligado sem prejuízo da tarefa.
OKB-1 e outras organizações realizaram estudos especiais para justificar a escolha dos componentes do propelente com uma análise da viabilidade de usá-los para o veículo lançador N1. A análise mostrou uma diminuição significativa na massa da carga útil (com uma massa de lançamento constante) no caso de uma transição para componentes de combustível de alto ponto de ebulição, que se deve a baixos valores de impulso específico de empuxo e um aumento no massa dos tanques de combustível e gases pressurizados devido à maior pressão de vapor desses componentes. A comparação de diferentes tipos de combustível mostrou que o oxigênio líquido - querosene é muito mais barato do que AT + UDMH: em termos de investimentos de capital - duas vezes, em termos de custo - oito vezes.
O veículo lançador H1 consistia em três estágios (blocos A, B, C), interligados por compartimentos transitórios do tipo treliça e um bloco principal. O circuito de força era uma estrutura que percebe cargas externas, dentro da qual tanques de combustível, motores e outros sistemas estavam localizados. O sistema de propulsão do estágio I consistia em 24 motores NK-15 (11D51) com 150 tf de empuxo no solo, dispostos em anel, estágio II - oito dos mesmos motores com bocal de alta altitude NK-15V (11D52), estágio III - quatro NK-19 (11D53) com bocal de grande altitude. Todos os motores estavam em circuito fechado.
Os instrumentos do sistema de controle, telemetria e demais sistemas foram alocados em compartimentos especiais nos estágios apropriados. O LV foi instalado no dispositivo de lançamento com calcanhares de apoio ao longo da periferia da extremidade da primeira fase. O layout aerodinâmico adotado possibilitou minimizar os momentos de controle necessários e utilizar o princípio da incompatibilidade de empuxo de motores opostos no veículo lançador para controle de inclinação e rotação. Devido à impossibilidade de transportar compartimentos inteiros do foguete pelos veículos existentes, foi adotada sua divisão em elementos transportáveis.
Com base nos estágios N1 LV, foi possível criar uma série unificada de foguetes: N11 com o uso dos estágios II, III e IV do N1 LV com massa inicial de 700 toneladas e carga útil de 20 toneladas em um AES orbita com altitude de 300 km e N111 com uso dos estágios III e IV do N1 LV e estágio II do foguete R-9A com massa de lançamento de 200 toneladas e carga útil de 5 toneladas em órbita de satélites com uma altitude de 300 km, o que poderia resolver uma ampla gama de combates e missões espaciais.
O trabalho foi realizado sob a supervisão direta de S. P. Korolev, que chefiou o Conselho de Designers Chefes, e de seu primeiro vice, V. P. Mishin. Os materiais de design (um total de 29 volumes e 8 anexos) no início de julho de 1962 foram examinados por uma comissão de especialistas chefiada pelo Presidente da Academia de Ciências da URSS, M. V. Keldysh. A Comissão observou que a justificativa do LV H1 foi realizada em alto nível científico e técnico, atende aos requisitos para os projetos conceituais do LV e foguetes interplanetários, e pode ser usada como base para o desenvolvimento de documentação de trabalho. Ao mesmo tempo, membros da comissão M. S. Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin e alguns outros falaram sobre a necessidade de envolver o OKB-456 no desenvolvimento de motores para veículos de lançamento, mas V. P. Glushko recusou.
Por mútuo acordo, o desenvolvimento dos motores foi confiado ao OKB-276, que não possuía bagagem teórica e experiência suficiente no desenvolvimento de motores de foguetes de propelente líquido com quase total ausência de bases experimentais e de bancada para isso.
Provas malsucedidas, mas frutíferas
A Comissão Keldysh indicou que a principal tarefa do H1 é seu uso de combate, mas no decorrer do trabalho posterior, o objetivo principal do super-foguete era o espaço, principalmente uma expedição à lua e o retorno à Terra. Em grande medida, a escolha de tal decisão foi influenciada por relatórios do programa lunar tripulado Saturno-Apolo nos Estados Unidos. Em 3 de agosto de 1964, o governo da URSS, por meio de seu decreto, consolidou essa prioridade.
Em dezembro de 1962, o OKB-1 submeteu ao GKOT os "Dados iniciais e requisitos técnicos básicos para o projeto do complexo de lançamento do foguete N1" acordados com os projetistas principais. Em 13 de novembro de 1963, a Comissão do Conselho Supremo de Economia Nacional da URSS, por sua decisão, aprovou um cronograma interdepartamental para o desenvolvimento da documentação de projeto de um complexo de estruturas necessárias aos ensaios de vôo do LV N1, excluindo o construção própria e material e suporte técnico. MI Samokhin e AN Ivannikov supervisionaram a criação do local de teste em OKB-1 sob a supervisão de SP Korolev.
No início de 1964, o atraso geral de trabalho do tempo programado era de um a dois anos. Em 19 de junho de 1964, o governo teve que adiar o início de LCI para 1966. Os testes de projeto de vôo do foguete N1 com uma unidade principal simplificada do sistema LZ (com a nave espacial não tripulada 7K-L1S em vez de LOK e LK) começaram em fevereiro de 1969. No início do LKI, foram realizados testes experimentais de unidades e montagens, testes de bancada dos blocos B e V, testes com um foguete protótipo 1M em posições técnicas e de lançamento.
O primeiro lançamento do foguete N1-LZ e do complexo espacial (No. ЗЛ) do lançamento de estibordo em 21 de fevereiro de 1969 terminou em um acidente. No gerador a gás do segundo motor, ocorreram vibrações de alta frequência, o tubo de tomada de pressão atrás da turbina saiu, um vazamento de componentes se formou, um incêndio começou no compartimento da cauda, o que levou a uma violação do controle do motor sistema, que emitiu um comando falso para desligar os motores por 68,7 segundos. No entanto, o lançamento confirmou a exatidão do esquema dinâmico escolhido, a dinâmica de lançamento, os processos de controle do VE, possibilitaram a obtenção de dados experimentais sobre as cargas no VE e sua força, o efeito das cargas acústicas no foguete e no sistema de lançamento, e alguns outros dados, incluindo características operacionais em condições reais.
O segundo lançamento do complexo N1-LZ (nº 5L) foi realizado em 3 de julho de 1969, também em situação de emergência. De acordo com a conclusão da comissão de emergência presidida por V. P. Mishin, o motivo mais provável foi a destruição da bomba oxidante do oitavo motor do bloco A ao entrar no palco principal.
A análise de testes, cálculos, pesquisas e trabalhos experimentais durou dois anos. Melhorar a confiabilidade da bomba do oxidante foi reconhecido como as principais medidas; melhorar a qualidade de fabricação e montagem do THA; instalação de filtros na frente das bombas do motor, excluindo a entrada de objetos estranhos no mesmo; enchimento de pré-lançamento e purga de nitrogênio da cauda do bloco A em vôo e introdução de um sistema de extinção de fogo de freon; introdução de elementos estruturais, dispositivos e cabos de sistemas localizados no compartimento de popa do bloco A no projeto de proteção térmica; mudar a disposição dos dispositivos nele para aumentar sua capacidade de sobrevivência; introdução de bloqueio do comando DEA até 50 s. vôo e retirada de emergência do veículo de lançamento desde o início por redefinição da fonte de alimentação, etc.
O terceiro lançamento do foguete N1-LZ e sistema espacial (No. 6L) foi realizado em 27 de junho de 1971 a partir do lançamento à esquerda. Todos os 30 motores do Bloco A entraram no modo de estágios preliminares e principais de empuxo de acordo com o ciclograma padrão e funcionaram normalmente até serem desligados pelo sistema de controle por 50,1 s continuamente aumentado em 14,5 s. atingiu 145 °. Como a equipe AED ficou bloqueada por até 50 s, o vôo durou até 50, 1 s. tornou-se praticamente incontrolável.
A causa mais provável do acidente é a perda de controle do rolo devido à ação de momentos perturbadores anteriormente não contabilizados que excedem os momentos de controle disponíveis dos corpos dos rolos. O momento de rotação adicional revelado surgiu com todos os motores funcionando devido ao poderoso fluxo de ar de vórtice na área inferior do foguete, agravado pela assimetria do fluxo em torno das peças do motor que se projetam do fundo do foguete.
Em menos de um ano, sob a liderança de M. V. Melnikov e B. A. Sokolov, os motores de direção 11D121 foram criados para fornecer o controle de rotação do foguete. Eles operavam com gerador de oxidação de gás e combustível retirado dos motores principais.
Em 23 de novembro de 1972, foi feito o quarto lançamento com o foguete nº 7L, que passou por mudanças significativas. O controle de vôo era realizado por um complexo de computadores de bordo de acordo com os comandos da plataforma giroestabilizada desenvolvida pelo Instituto de Pesquisas Científicas da Indústria Aeronáutica. Os sistemas de propulsão incluíam motores de direção, um sistema de extinção de incêndio, melhor proteção mecânica e térmica dos dispositivos e uma rede de cabos a bordo. Os sistemas de medição foram complementados com equipamentos de radiotelemetria de pequeno porte desenvolvidos por OKB MEI (designer-chefe A. F. Bogomolov). No total, o foguete tinha mais de 13.000 sensores.
No. 7L voou por 106, 93 p. Sem comentários, mas em 7 s. antes do tempo estimado de separação do primeiro e segundo estágios, houve uma destruição quase instantânea da bomba oxidante do motor nº 4, o que levou à eliminação do foguete.
O quinto lançamento estava programado para o quarto trimestre de 1974. Em maio, todos os projetos e medidas construtivas para garantir a sobrevivência do produto, levando em consideração voos anteriores e estudos adicionais, foram implementados no foguete nº 8L, e a instalação dos motores atualizados foi iniciada.
Parecia que mais cedo ou mais tarde o super-foguete voaria para onde e como deveria. No entanto, o chefe nomeado da TsKBEM, transformado em NPO Energia, em maio de 1974, Acadêmico V. P. Glushko, com o consentimento tácito do Ministério da Construção Geral de Máquinas (S. A. Afanasyev), a Academia de Ciências da URSS (M. V. Keldysh), a Comissão Militar-Industrial do Conselho de Ministros (L. V. Smirnov) e o Comitê Central do PCUS (D. F. Ustinov) interromperam todos os trabalhos no complexo N1-LZ. Em fevereiro de 1976, o projeto foi oficialmente encerrado por decreto do Comitê Central do PCUS e do Conselho de Ministros da URSS. Essa decisão privou o país de navios pesados, e a prioridade passou para os Estados Unidos, que implantaram o projeto do Ônibus Espacial.
As despesas totais para a exploração da Lua sob o programa H1-LZ em janeiro de 1973 foram de 3,6 bilhões de rublos, para a criação de H1 - 2,4 bilhões. A reserva de produção das unidades de mísseis, quase todo o equipamento dos complexos técnicos, de lançamento e medição foram destruídos, e os custos da ordem de seis bilhões de rublos foram amortizados.
Embora o projeto, a produção e os desenvolvimentos tecnológicos, a experiência operacional e a garantia da confiabilidade de um potente sistema de foguetes tenham sido integralmente utilizados na criação do veículo lançador Energia e, obviamente, terão ampla aplicação em projetos subsequentes, deve-se destacar que o término de trabalho em H1 estava errado. A URSS cedeu voluntariamente a palma para os americanos, mas o principal é que muitas equipes de escritórios de design, institutos de pesquisa e fábricas perderam a carga emocional de entusiasmo e um senso de devoção às ideias de exploração espacial, que determinam em grande parte a conquista de gols fantásticos aparentemente inatingíveis.
