Cohete H-1 - "Zar-cohete"
El vehículo de lanzamiento súper pesado H-1 se llamó "Tsar-rocket" por sus grandes dimensiones (el peso inicial es casi 2500 toneladas, la altura es 110 metros) y también los objetivos establecidos durante el trabajo en él. Se suponía que el cohete ayudaría a fortalecer la capacidad de defensa del estado, a promover programas científicos y económicos nacionales, así como a vuelos interplanetarios tripulados. Sin embargo, al igual que el conocido por su homónimo, Tsar Bell y Tsar Cannon, este producto de diseño no se pudo utilizar para el propósito previsto.
La creación de sverhrakety pesado en la URSS comenzó a reflejarse al final de los 1950-s. Se acumularon ideas y suposiciones sobre su desarrollo en el Royal OKB-1. Entre las opciones, se suponía que debía usar una reserva de diseño del cohete P-7 lanzado por los primeros satélites soviéticos e incluso el desarrollo de un sistema de propulsión nuclear. Finalmente, para el año 1962, el comité de expertos, y luego el liderazgo del país, eligió un diseño con un diseño de cohete vertical que podría poner en órbita una carga que pesa hasta 75 toneladas (la masa de la carga lanzada a la Luna - toneladas 23, a Marte - toneladas 15). Al mismo tiempo, lograron introducir y desarrollar una gran cantidad 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 poner una estación orbital pesada en órbita cerca de la Tierra con una perspectiva posterior para ensamblar el TMK, una pesada nave interplanetaria para volar a Marte y Venus. Sin embargo, más tarde, se tomó la decisión tardía de incluir a la URSS en la "raza lunar" con la entrega de un hombre a la superficie de la luna. Por lo tanto, el programa para crear el cohete H-1 fue forzado y en realidad se convirtió en un portador para la nave expedicionaria LZ en el complejo H-1-LZ.
Antes de decidir el diseño final del vehículo de lanzamiento, los creadores tuvieron que evaluar al menos 60 de varias opciones, desde bloque múltiple a bloque único, tanto la división paralela como la secuencial de un cohete en etapas. Para cada una de estas opciones, se llevaron a cabo análisis exhaustivos relevantes tanto de ventajas como de desventajas, incluido un estudio de viabilidad del proyecto.
En el curso de los estudios preliminares, los creadores se vieron obligados a abandonar el esquema de bloques múltiples con división paralela en etapas, aunque este esquema ya se probó en el P-7 y permitió el transporte de elementos prefabricados del vehículo de lanzamiento (sistemas de propulsión, tanques) desde la fábrica al cosmódromo. . El cohete fue montado y probado en el sitio. Este esquema fue rechazado debido a una combinación subóptima de costos masivos e hidroeléctrica, mecánica, neumática y de telecomunicaciones adicionales entre las unidades de cohetes. Como resultado, surgió un esquema de monobloques, que implicó el uso de LRE con bombas previas, lo que permitió reducir el grosor de la pared (y por lo tanto la masa) de los tanques, así como reducir la presión del gas de refuerzo.
El proyecto del cohete H-1 era inusual en muchos aspectos, pero sus características distintivas principales eran el esquema original con tanques externos esféricos, así como la cubierta exterior del portador, que estaba apoyada por un kit de poder (se usó un avión semi-monocasco) y una disposición anular de LRE en cada una de las etapas. Gracias a esta solución técnica, aplicada a la primera etapa del cohete durante el lanzamiento y su ascenso, el aire de la atmósfera circundante fue expulsado al espacio interior debajo del tanque del chorro de escape del LRE. Como resultado, surgió la apariencia de un motor de chorro de aire muy grande, que incluía toda la parte inferior del diseño de la etapa 1. Incluso sin la combustión posterior del aire del escape LRE, este esquema proporcionó al cohete un aumento significativo en el empuje, aumentando su eficiencia general.
Los pasos del cohete H-1 se interconectaron mediante armazones de transición especiales, a través de los cuales los gases podrían fluir libremente en caso de un arranque en caliente de los motores de los siguientes pasos. El cohete se controló a lo largo del canal de balanceo por medio de boquillas de control, en las cuales se alimentó el gas, descargado allí después de las unidades de turbopump (THA), a lo largo de los canales de paso y curso, el control se llevó a cabo utilizando la desalineación del empuje de los LRE opuestos.
Debido a la imposibilidad de transportar las etapas de un cohete extra pesado por ferrocarril, los creadores sugirieron que la cubierta exterior del H-1 se hiciera desmontable y que los tanques de combustible estuvieran hechos de hojas en blanco ("pétalos") directamente en el propio cosmódromo. Esta idea inicialmente no cabía en la cabeza de los miembros del comité de expertos. Por lo tanto, después de haber aceptado el borrador del diseño del cohete H-1962 en julio 1, los miembros de la comisión recomendaron una mayor elaboración de la entrega de las etapas del cohete en forma ensamblada, por ejemplo, con la ayuda de un globo dirigible.
Durante la defensa del tiro de proyectil, se presentó a la comisión la variante 2 del misil: usando AT como oxidante u oxígeno líquido. En este caso, la variante con oxígeno líquido se consideró como la principal, ya que un cohete tendría características más bajas al usar combustible AT-UDMH. En términos de valor, la creación de un motor con oxígeno líquido parecía más económica. Al mismo tiempo, según los representantes de OKB-1, en el caso de una situación de emergencia a bordo del misil, la versión de oxígeno parecía ser más segura que la variante que utiliza un oxidante basado en AT. Los creadores del cohete recordaron la catástrofe de P-16 que ocurrió en el 1960 de octubre del año y trabajaron en los componentes tóxicos de autoinflamación.
Al crear la versión de varios motores del cohete H-1, Sergei Korolev se basó principalmente en el concepto de mejorar la confiabilidad de todo el sistema de propulsión, posiblemente apagando el motor del cohete defectuoso durante el vuelo. Este principio ha encontrado su aplicación en el sistema de control de operación del motor, CORD, que fue diseñado para detectar y apagar motores defectuosos.
En la instalación del motor de cohete motor insistió Korolev. Sin la infraestructura y las capacidades tecnológicas de la costosa y arriesgada creación de motores avanzados de alta energía de oxígeno e hidrógeno y la defensa del uso de motores de heptililo más tóxicos y potentes, lo que llevó a la construcción del motor del Glushko Design Bureau no se involucró en motores para el forNNXX, después de lo cual su desarrollo se confió a Kuznetsov Design Bureau. Cabe señalar que los especialistas de esta oficina de diseño lograron la máxima perfección de recursos y energía para los motores de tipo queroseno de oxígeno. En todas las etapas del vehículo de lanzamiento, el combustible se ubicó en los tanques de bolas originales, que se suspendieron en la carcasa del transportador. Al mismo tiempo, los motores KB de Kuznetsov no eran lo suficientemente potentes, lo que llevó al hecho de que tenían que instalarse en grandes cantidades, lo que finalmente llevó a una serie de efectos negativos.
El kit de diseño para el H-1 estaba listo para marzo 1964, el diseño de prueba de vuelo (LCI) estaba programado para comenzar en el año 1965, pero esto no sucedió porque el proyecto no fue apoyado por fondos y recursos. Esto se debió a la 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 especificaron específicamente. Entonces Sergey Korolev intentó interesar a los líderes políticos del estado en el cohete proponiendo usar el cohete en la misión lunar. Esta oferta ha sido aceptada. 3 de agosto 1964, se emitió la resolución gubernamental correspondiente, la fecha de inicio del LCI en el cohete se modificó en los años 1967-1968.
Para cumplir la misión de entregar a los astronautas de 2 a la órbita de la Luna con el aterrizaje de uno de ellos en la superficie, fue necesario aumentar la capacidad de transporte de misiles a toneladas de 90-100. Esto requirió soluciones que no conducirían a un cambio fundamental en el diseño conceptual. Se encontraron dichas soluciones: se instalaron motores 6 LRE adicionales en la parte central del bloque "A", se cambió el azimut del lanzamiento, se redujo la altura de la órbita de soporte y se aumentó el abastecimiento de combustible de los tanques de combustible que utilizan combustible y subenfriamiento del oxidante. Debido a esto, la capacidad de carga del H-1 se incrementó a 95 toneladas, y el peso inicial se incrementó a 2800-2900 toneladas. El esquema del cohete H-1-LZ para el programa lunar fue firmado por la Reina 25 de diciembre 1964.
Al año siguiente, el esquema de cohetes sufrió cambios, se decidió abandonar la expulsión. El conducto de aire se cerró con la introducción de una sección de cola especial. Una característica distintiva del cohete fue el enorme rendimiento de la carga útil, que era exclusivo de los misiles soviéticos. Para ello, funcionó todo el esquema de transportistas, en el que el esqueleto y los tanques no formaban un todo. Al mismo tiempo, un área de diseño bastante pequeña debido al uso de tanques esféricos grandes llevó a una reducción de la carga útil, y por otro lado, el rendimiento extremadamente alto del motor, un peso específico de tanques excepcionalmente bajo y soluciones de diseño únicas lo aumentaron.
Todas las etapas del cohete se llamaron Bloques "A", "B", "C" (en la versión lunar se usaron para llevar la nave a la órbita cercana a la Tierra), los bloques "G" y "D" estaban destinados a dispersar la nave de la Tierra y frenar cerca de la Luna. El diseño único del cohete H-1, todas las etapas del cual fueron estructuralmente similares, hizo posible transferir los resultados de las pruebas de la etapa 2-th del cohete al 1-th. Las posibles situaciones de emergencia que no pudieron ser "atrapadas" en el suelo debían ser revisadas en vuelo.
21 Febrero 1969, el primer lanzamiento del cohete, seguido de otro lanzamiento de 3. 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 de H-1 se relacionaron con el momento de desenvolvimiento, vibración fuerte, impacto hidrodinámico (cuando se encendieron los motores), ruido eléctrico y otros efectos no contabilizados causados por el funcionamiento simultáneo de un número tan grande de motores (30 en la primera etapa) .
Estas dificultades eran imposibles de establecer antes del inicio del vuelo, ya que para ahorrar dinero, no se producían pruebas costosas y en tierra para pruebas de incendio de todo el transportista, o al menos su etapa 1-th en el ensamblaje. El resultado de esto fue la prueba de productos complejos directamente en vuelo. Este enfoque bastante controvertido en última instancia condujo a una serie de choques de cohetes.
Algunos asocian el fracaso del proyecto con el hecho de que el estado desde el principio no tenía una posición clara definida, como la participación estratégica de Kennedy en la misión lunar. Sharkhanya Khrushchev y luego el liderazgo de Brezhnev con respecto a las estrategias efectivas y los objetivos de la astronáutica están documentados. Entonces, uno de los desarrolladores de Tsar-Rocket, Sergei Kryukov, señaló que el complejo H-1 murió no solo por problemas técnicos, sino porque se había convertido 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 la debida atención por parte del estado, fue la incapacidad banal de trabajar con objetos tan complejos, al tiempo que logró la aprobación de criterios de calidad y confiabilidad, y la falta de preparación de la ciencia soviética en ese momento. Implementación de un programa a gran escala. De todos modos, en junio de 1974, el trabajo en el complejo Н1-LZ se detuvo. La reserva disponible para este programa fue destruida, y los costos (en la cantidad de 4-6 billones de rublos en precios de 1970 del año) simplemente se cancelaron.
Fuentes de información:
-http: //ria.ru/analytics/20090220/162721270.html
-http: //www.buran.ru/htm/gud%2019.htm
-http: //www.astronaut.ru/bookcase/article/article04.htm? reload_coolmenus
-http: //ru.wikipedia.org/wiki/%CD-1#cite_note-3
La creación de sverhrakety pesado en la URSS comenzó a reflejarse al final de los 1950-s. Se acumularon ideas y suposiciones sobre su desarrollo en el Royal OKB-1. Entre las opciones, se suponía que debía usar una reserva de diseño del cohete P-7 lanzado por los primeros satélites soviéticos e incluso el desarrollo de un sistema de propulsión nuclear. Finalmente, para el año 1962, el comité de expertos, y luego el liderazgo del país, eligió un diseño con un diseño de cohete vertical que podría poner en órbita una carga que pesa hasta 75 toneladas (la masa de la carga lanzada a la Luna - toneladas 23, a Marte - toneladas 15). Al mismo tiempo, lograron introducir y desarrollar una gran cantidad 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 poner una estación orbital pesada en órbita cerca de la Tierra con una perspectiva posterior para ensamblar el TMK, una pesada nave interplanetaria para volar a Marte y Venus. Sin embargo, más tarde, se tomó la decisión tardía de incluir a la URSS en la "raza lunar" con la entrega de un hombre a la superficie de la luna. Por lo tanto, el programa para crear el cohete H-1 fue forzado y en realidad se convirtió en un portador para la nave expedicionaria LZ en el complejo H-1-LZ.
Antes de decidir el diseño final del vehículo de lanzamiento, los creadores tuvieron que evaluar al menos 60 de varias opciones, desde bloque múltiple a bloque único, tanto la división paralela como la secuencial de un cohete en etapas. Para cada una de estas opciones, se llevaron a cabo análisis exhaustivos relevantes tanto de ventajas como de desventajas, incluido un estudio de viabilidad del proyecto.
En el curso de los estudios preliminares, los creadores se vieron obligados a abandonar el esquema de bloques múltiples con división paralela en etapas, aunque este esquema ya se probó en el P-7 y permitió el transporte de elementos prefabricados del vehículo de lanzamiento (sistemas de propulsión, tanques) desde la fábrica al cosmódromo. . El cohete fue montado y probado en el sitio. Este esquema fue rechazado debido a una combinación subóptima de costos masivos e hidroeléctrica, mecánica, neumática y de telecomunicaciones adicionales entre las unidades de cohetes. Como resultado, surgió un esquema de monobloques, que implicó el uso de LRE con bombas previas, lo que permitió reducir el grosor de la pared (y por lo tanto la masa) de los tanques, así como reducir la presión del gas de refuerzo.
El proyecto del cohete H-1 era inusual en muchos aspectos, pero sus características distintivas principales eran el esquema original con tanques externos esféricos, así como la cubierta exterior del portador, que estaba apoyada por un kit de poder (se usó un avión semi-monocasco) y una disposición anular de LRE en cada una de las etapas. Gracias a esta solución técnica, aplicada a la primera etapa del cohete durante el lanzamiento y su ascenso, el aire de la atmósfera circundante fue expulsado al espacio interior debajo del tanque del chorro de escape del LRE. Como resultado, surgió la apariencia de un motor de chorro de aire muy grande, que incluía toda la parte inferior del diseño de la etapa 1. Incluso sin la combustión posterior del aire del escape LRE, este esquema proporcionó al cohete un aumento significativo en el empuje, aumentando su eficiencia general.
Los pasos del cohete H-1 se interconectaron mediante armazones de transición especiales, a través de los cuales los gases podrían fluir libremente en caso de un arranque en caliente de los motores de los siguientes pasos. El cohete se controló a lo largo del canal de balanceo por medio de boquillas de control, en las cuales se alimentó el gas, descargado allí después de las unidades de turbopump (THA), a lo largo de los canales de paso y curso, el control se llevó a cabo utilizando la desalineación del empuje de los LRE opuestos.
Debido a la imposibilidad de transportar las etapas de un cohete extra pesado por ferrocarril, los creadores sugirieron que la cubierta exterior del H-1 se hiciera desmontable y que los tanques de combustible estuvieran hechos de hojas en blanco ("pétalos") directamente en el propio cosmódromo. Esta idea inicialmente no cabía en la cabeza de los miembros del comité de expertos. Por lo tanto, después de haber aceptado el borrador del diseño del cohete H-1962 en julio 1, los miembros de la comisión recomendaron una mayor elaboración de la entrega de las etapas del cohete en forma ensamblada, por ejemplo, con la ayuda de un globo dirigible.
Durante la defensa del tiro de proyectil, se presentó a la comisión la variante 2 del misil: usando AT como oxidante u oxígeno líquido. En este caso, la variante con oxígeno líquido se consideró como la principal, ya que un cohete tendría características más bajas al usar combustible AT-UDMH. En términos de valor, la creación de un motor con oxígeno líquido parecía más económica. Al mismo tiempo, según los representantes de OKB-1, en el caso de una situación de emergencia a bordo del misil, la versión de oxígeno parecía ser más segura que la variante que utiliza un oxidante basado en AT. Los creadores del cohete recordaron la catástrofe de P-16 que ocurrió en el 1960 de octubre del año y trabajaron en los componentes tóxicos de autoinflamación.
Al crear la versión de varios motores del cohete H-1, Sergei Korolev se basó principalmente en el concepto de mejorar la confiabilidad de todo el sistema de propulsión, posiblemente apagando el motor del cohete defectuoso durante el vuelo. Este principio ha encontrado su aplicación en el sistema de control de operación del motor, CORD, que fue diseñado para detectar y apagar motores defectuosos.
En la instalación del motor de cohete motor insistió Korolev. Sin la infraestructura y las capacidades tecnológicas de la costosa y arriesgada creación de motores avanzados de alta energía de oxígeno e hidrógeno y la defensa del uso de motores de heptililo más tóxicos y potentes, lo que llevó a la construcción del motor del Glushko Design Bureau no se involucró en motores para el forNNXX, después de lo cual su desarrollo se confió a Kuznetsov Design Bureau. Cabe señalar que los especialistas de esta oficina de diseño lograron la máxima perfección de recursos y energía para los motores de tipo queroseno de oxígeno. En todas las etapas del vehículo de lanzamiento, el combustible se ubicó en los tanques de bolas originales, que se suspendieron en la carcasa del transportador. Al mismo tiempo, los motores KB de Kuznetsov no eran lo suficientemente potentes, lo que llevó al hecho de que tenían que instalarse en grandes cantidades, lo que finalmente llevó a una serie de efectos negativos.
El kit de diseño para el H-1 estaba listo para marzo 1964, el diseño de prueba de vuelo (LCI) estaba programado para comenzar en el año 1965, pero esto no sucedió porque el proyecto no fue apoyado por fondos y recursos. Esto se debió a la 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 especificaron específicamente. Entonces Sergey Korolev intentó interesar a los líderes políticos del estado en el cohete proponiendo usar el cohete en la misión lunar. Esta oferta ha sido aceptada. 3 de agosto 1964, se emitió la resolución gubernamental correspondiente, la fecha de inicio del LCI en el cohete se modificó en los años 1967-1968.
Para cumplir la misión de entregar a los astronautas de 2 a la órbita de la Luna con el aterrizaje de uno de ellos en la superficie, fue necesario aumentar la capacidad de transporte de misiles a toneladas de 90-100. Esto requirió soluciones que no conducirían a un cambio fundamental en el diseño conceptual. Se encontraron dichas soluciones: se instalaron motores 6 LRE adicionales en la parte central del bloque "A", se cambió el azimut del lanzamiento, se redujo la altura de la órbita de soporte y se aumentó el abastecimiento de combustible de los tanques de combustible que utilizan combustible y subenfriamiento del oxidante. Debido a esto, la capacidad de carga del H-1 se incrementó a 95 toneladas, y el peso inicial se incrementó a 2800-2900 toneladas. El esquema del cohete H-1-LZ para el programa lunar fue firmado por la Reina 25 de diciembre 1964.
Al año siguiente, el esquema de cohetes sufrió cambios, se decidió abandonar la expulsión. El conducto de aire se cerró con la introducción de una sección de cola especial. Una característica distintiva del cohete fue el enorme rendimiento de la carga útil, que era exclusivo de los misiles soviéticos. Para ello, funcionó todo el esquema de transportistas, en el que el esqueleto y los tanques no formaban un todo. Al mismo tiempo, un área de diseño bastante pequeña debido al uso de tanques esféricos grandes llevó a una reducción de la carga útil, y por otro lado, el rendimiento extremadamente alto del motor, un peso específico de tanques excepcionalmente bajo y soluciones de diseño únicas lo aumentaron.
Todas las etapas del cohete se llamaron Bloques "A", "B", "C" (en la versión lunar se usaron para llevar la nave a la órbita cercana a la Tierra), los bloques "G" y "D" estaban destinados a dispersar la nave de la Tierra y frenar cerca de la Luna. El diseño único del cohete H-1, todas las etapas del cual fueron estructuralmente similares, hizo posible transferir los resultados de las pruebas de la etapa 2-th del cohete al 1-th. Las posibles situaciones de emergencia que no pudieron ser "atrapadas" en el suelo debían ser revisadas en vuelo.
21 Febrero 1969, el primer lanzamiento del cohete, seguido de otro lanzamiento de 3. 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 de H-1 se relacionaron con el momento de desenvolvimiento, vibración fuerte, impacto hidrodinámico (cuando se encendieron los motores), ruido eléctrico y otros efectos no contabilizados causados por el funcionamiento simultáneo de un número tan grande de motores (30 en la primera etapa) .
Estas dificultades eran imposibles de establecer antes del inicio del vuelo, ya que para ahorrar dinero, no se producían pruebas costosas y en tierra para pruebas de incendio de todo el transportista, o al menos su etapa 1-th en el ensamblaje. El resultado de esto fue la prueba de productos complejos directamente en vuelo. Este enfoque bastante controvertido en última instancia condujo a una serie de choques de cohetes.
Algunos asocian el fracaso del proyecto con el hecho de que el estado desde el principio no tenía una posición clara definida, como la participación estratégica de Kennedy en la misión lunar. Sharkhanya Khrushchev y luego el liderazgo de Brezhnev con respecto a las estrategias efectivas y los objetivos de la astronáutica están documentados. Entonces, uno de los desarrolladores de Tsar-Rocket, Sergei Kryukov, señaló que el complejo H-1 murió no solo por problemas técnicos, sino porque se había convertido 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 la debida atención por parte del estado, fue la incapacidad banal de trabajar con objetos tan complejos, al tiempo que logró la aprobación de criterios de calidad y confiabilidad, y la falta de preparación de la ciencia soviética en ese momento. Implementación de un programa a gran escala. De todos modos, en junio de 1974, el trabajo en el complejo Н1-LZ se detuvo. La reserva disponible para este programa fue destruida, y los costos (en la cantidad de 4-6 billones de rublos en precios de 1970 del año) simplemente se cancelaron.
Fuentes de información:
-http: //ria.ru/analytics/20090220/162721270.html
-http: //www.buran.ru/htm/gud%2019.htm
-http: //www.astronaut.ru/bookcase/article/article04.htm? reload_coolmenus
-http: //ru.wikipedia.org/wiki/%CD-1#cite_note-3
[media = https: //www.youtube.com/watch? v = 7RqKoj9zLRM]
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