H1 Superracket - un avance fallido
Rusia está en extrema necesidad de un portador de clase muy pesada
El año pasado, Roskosmos anunció una licitación para el desarrollo de un cohete de clase pesada basado en el proyecto Angara existente, que, entre otras cosas, podría entregar una nave espacial tripulada a la Luna. Obviamente, la ausencia de misiles súper pesados en Rusia, que pueden lanzar a la carga de órbitas de 80, obstaculiza muchos trabajos prometedores en el espacio y en la Tierra. El proyecto del único transportista nacional con características similares "Energy-Buran" se cerró al comienzo de los 90-s, a pesar de los 14,5 mil millones de rublos gastados (en precios de 80-x) y 13 años. Mientras tanto, en la URSS, un superdeportivo fue desarrollado con éxito con una impresionante imaginación de las características de rendimiento. Los lectores del "MIC" están invitados a una historia sobre historias Crea el misil H1.
El inicio del trabajo en el Х1 con un motor de chorro de líquido (LRE) fue precedido por una investigación sobre motores de cohetes que utilizan energía nuclear (NRE). De acuerdo con la resolución gubernamental de 30 de junio, la oficina de diseño 1958 se desarrolló en un borrador de diseño, aprobado por S. P. Korolev 1 en diciembre 30.
El OKB-456 (Jefe de Diseño, V.P. Glushko) del Comité Estatal de Tecnología de Defensa y el OKB-670 (M.M. Bondaryuk) del Comité Estatal de Ingeniería de Aeronaves se unieron a la creación del PATIO. OKB-1 desarrolló tres variantes de misiles con YARD, y el tercero fue el más interesante. Era un cohete gigante con una masa de lanzamiento de 2000 t y una masa de carga útil de hasta 150 T. La primera y segunda etapas se realizaron en forma de paquetes de bloques de cohetes cónicos que se suponía que tenían una gran cantidad de motores de cohetes X-NNXX LPN en la primera etapa. La segunda etapa incluyó cuatro YARDs con una fuerza de tonelada 9 total, un impulso de empuje específico en el vacío a 52 kg.s./kg cuando se usa otro fluido de trabajo a la temperatura de calentamiento a 850 K.
La posibilidad de utilizar hidrógeno líquido mezclado con metano como fluido de trabajo en el NRE se mostró además del decreto "Sobre las posibles características de los cohetes espaciales que usan hidrógeno", aprobado por S. P. Korolev 9 septiembre 1960 del año. Sin embargo, como resultado de estudios adicionales, se descubrió la conveniencia de los vehículos de lanzamiento pesados que utilizan motores de propulsión líquida en todos los componentes desarrollados que utilizan hidrógeno como combustible en todas las etapas. La energía nuclear se pospuso para el futuro.
Gran proyecto
El decreto gubernamental de 23, el 1960 del año de junio “Sobre la creación de vehículos de lanzamiento, satélites, naves espaciales y exploración espacial potentes en 1960 - 1967” proporcionó un estudio de diseño y la cantidad necesaria de investigación que se realizará en 1960 - 1962 para crear Años de un nuevo sistema de cohete espacial con una masa de lanzamiento de 1000 - 2000 t, asegurando el lanzamiento en órbita de una nave espacial interplanetaria pesada con una masa de 60 - 80 t.
El gran proyecto involucró varias oficinas de diseño e institutos de investigación. En motores - OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) y OKB-165 (AM Lyulka), en sistemas de control - NII-885 (N. A. Pilyugin) y NII 944 (V.I. Kuznetsov), en el complejo de tierra - GSKB "Spetsmash" (V.P. Barmin), en el complejo de medición - SRI-4 MO (A.I. Sokolov), en el sistema de vaciado del tanque y ajuste de la proporción de componentes de combustible - OKB-12 (A. S. Abramov), sobre estudios aerodinámicos - Instituto de Investigación Científica-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) y Instituto de Investigación Científica-1 (V. Ya. Likhushin), en tecnología de fabricación - Instituto de soldadura de ellos. Patón de la Academia de Ciencias de la RSS de Ucrania (B.E. Paton), NITI-40 (Y.V. Kolupaev), planta de Progress (A.Ya. Linkov), de acuerdo con la tecnología y los métodos de prueba experimental y reacondicionamiento de los stands - SRI-229 (G. M. Tabakov) y otros.
Los diseñadores examinaron consecutivamente los vehículos de lanzamiento multietapa con una masa inicial de 900 a 2500 t, al mismo tiempo que evaluaron las posibilidades técnicas de creación y la preparación de la industria del país para la producción. Los cálculos mostraron que la mayoría de las tareas de los propósitos militares y espaciales se resuelven mediante un vehículo de lanzamiento con una carga útil de 70 - 100 t, puesto en órbita a una altitud de 300 km.
Por lo tanto, para los estudios de diseño del H1, se adoptó una carga útil de 75 t masa utilizando oxígeno - queroseno en todos los niveles del LRE. Este valor de la masa de la carga útil correspondió a la masa inicial del PH 2200 t, teniendo en cuenta que el uso de hidrógeno como combustible en las etapas superiores del combustible aumentará la masa de la carga útil a 90 - 100 t con la misma masa inicial. Los estudios realizados por los servicios tecnológicos de fabricantes e institutos tecnológicos del país mostraron no solo la posibilidad técnica de crear un vehículo de lanzamiento con un gasto mínimo de fondos y tiempo, sino también la disposición de la industria para producirlo.
Al mismo tiempo, las posibilidades de las pruebas experimentales y de laboratorio de las unidades de PH y los estadios de bloques II y III se determinaron sobre la base experimental existente del Instituto de Investigación Científica-229 con modificaciones mínimas. Los lanzamientos del vehículo de lanzamiento fueron proporcionados desde el cosmódromo de Baikonur, para lo cual se requirió crear allí las instalaciones técnicas y de lanzamiento apropiadas.
También se consideraron varios esquemas de distribución con división transversal y longitudinal de etapas, con tanques de carga y no carga. Como resultado, adoptamos un esquema de cohetes con división transversal de las etapas en tanques de combustible esféricos monobloque suspendidos, con instalaciones de varios motores en las etapas I, II y III. La elección del número de motores en la composición del sistema de propulsión es uno de los problemas fundamentales al crear un vehículo de lanzamiento. Después del análisis, se decidió utilizar motores con toneladas de 150.
En las etapas I, II y III del transportista, se decidió establecer un sistema de control para las actividades organizativas y administrativas de CORD, que apagó el motor cuando sus parámetros monitoreados se desviaron de la norma. La capacidad de empuje del RN era tal que, si el motor único no funcionaba, el vuelo continuaba en la parte inicial de la trayectoria, y en las últimas partes del vuelo de la etapa I era posible apagar aún más motores sin perjudicar la tarea.
OKB-1 y otras organizaciones realizaron estudios especiales para justificar la elección de los componentes del combustible con un análisis de la posibilidad de usarlos para el PH Н1. El análisis mostró una disminución significativa en la masa de la carga útil (con una masa de inicio constante) en el caso de una transición a componentes de combustible de alto punto de ebullición, lo que se debe a los impulsos de impulsos específicos bajos y al aumento de la masa de combustible de los tanques y gases presurizados debido a la mayor presión de vapor de estos componentes. La comparación de diferentes tipos de combustible mostró que el oxígeno líquido - el queroseno es mucho más barato que el AT + UDMH: por capex - dos veces, al precio de costo - ocho veces.
El amplificador H1 consistió en tres etapas (bloques A, B, C), interconectadas por compartimientos de transición tipo truss, y la unidad principal. El circuito de alimentación era una carcasa de bastidor que percibe cargas externas, dentro de las cuales se colocaron tanques de combustible, motores y otros sistemas. La estructura del sistema de propulsión I stage incluyó el motor 24 NK-15 (11Д51) en el suelo en el 150 ts ubicado en el ring, II stage - ocho de los mismos motores con boquilla de gran altitud NK-15В (11Д52), III stage - cuatro motores NK- 19 (11D53) con una boquilla de altura. Todos los motores tenían un circuito cerrado.
Los instrumentos del sistema de control, la telemetría y otros sistemas se ubicaron en compartimientos especiales en los niveles apropiados. En el dispositivo de lanzamiento, el PH se montó con talones de apoyo a lo largo de la periferia del final de la primera etapa. El diseño aerodinámico adoptado permitió minimizar los puntos de control requeridos y utilizar el principio de desalineación del empuje de los motores opuestos en el PH para controlar el cabeceo y el balanceo. Debido a la imposibilidad de transportar compartimentos completos del cohete en vehículos existentes, se dividieron en elementos transportables.
Sobre la base de las etapas PH H1, fue posible crear una serie unificada de misiles: H11 utilizando las etapas II, III y IV de PH H1 con una masa de lanzamiento de 700 y una carga útil de 20 toneladas en la órbita de un satélite con una altura de 300 km y H111 usando niveles III y IV de HXXXX y la etapa II del cohete P-1A con una masa de lanzamiento de 9 t y una carga útil de masa de 200 t en una órbita de un satélite artificial 5 de altura, que podría resolver una amplia gama de tareas de combate y espacio.
El trabajo se llevó a cabo bajo la supervisión directa de SP Korolev, quien encabezó el Consejo de Diseñadores en Jefe, y su primer diputado, V. P. Mishin. Los materiales del proyecto (volúmenes 29 totales y aplicaciones 8) a principios de julio, 1962 fue considerado por una comisión de expertos encabezada por el Presidente de la Academia de Ciencias de la URSS M. V. Keldysh. La Comisión observó que la justificación del PH H1 se realizó a un alto nivel científico y técnico, cumple con los requisitos para los proyectos de diseño del vehículo de lanzamiento y los misiles interplanetarios, y se puede utilizar como base para el desarrollo de la documentación de trabajo. Al mismo tiempo, los miembros de la comisión M. S. Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin y otros hablaron de la necesidad de involucrar a OKB-456 en el desarrollo de motores para el LV, pero V. P. Glushko se negó.
De mutuo acuerdo, el desarrollo de los motores se confió a OKB-276, que no tenía suficiente experiencia teórica en cuanto a equipaje y desarrollo del LRE, prácticamente sin bases experimentales y de prueba para esto.
Pruebas fallidas pero fructíferas
La Comisión Keldysh indicó que la tarea principal del Х1 era su uso en combate, pero en el curso de un trabajo posterior, el propósito principal del super-misil era el espacio, en primer lugar una expedición a la Luna y el regreso a la Tierra. En gran medida, la elección de tal decisión estuvo influenciada por los informes del programa lunar tripulado "Saturno-Apolo" en los Estados Unidos. 3 de agosto 1964, el gobierno de la URSS mediante su resolución fijó esta prioridad.
En diciembre, el 1962 del año OKB-1 presentado a GKOT se coordinó con los principales diseñadores "Baseline y principales requisitos técnicos para el diseño del complejo de lanzamiento para el cohete Н1". 13 de noviembre El 1963 th Comisión del Consejo Económico Supremo de la URSS aprobó por decisión un calendario interdepartamental para el desarrollo de la documentación de diseño para el complejo de instalaciones requeridas para las pruebas de vuelo del PH Н1, excluyendo la construcción en sí misma y el material y soporte técnico. MI Samokhin y A. N. Ivannikov, bajo la estrecha atención de S. P. Korolev, lideraron el trabajo sobre la creación del complejo de polígonos en el complejo OKB-1.
Al comienzo de 1964, el total de trabajos pendientes de la línea de tiempo estipulada era de uno a dos años. 19 junio El gobierno de 1964 tuvo que posponer el inicio del LCI al año 1966. Las pruebas de diseño de vuelo del cohete Н1 con la unidad principal simplificada del sistema LZ (con el vehículo no tripulado 7K-L1С en lugar de LOK y LK) comenzaron en febrero 1969. Al comienzo del LCI, se llevaron a cabo pruebas experimentales de componentes y ensamblajes, pruebas de banco de los bloques B y C, pruebas con el modelo prototipo del cohete 1М en las posiciones técnicas y de lanzamiento.
El primer lanzamiento del complejo cohete-espacio Н1-ЛЗ (№ ЗЛ) desde el lanzamiento a la derecha de 21 en febrero de 1969 del año terminó con un accidente. En el generador de gas del segundo motor, aparecieron oscilaciones de alta frecuencia, se disparó la boquilla de toma de presión detrás de la turbina, se filtraron los componentes, se inició un incendio en la sección de la cola, lo que dio lugar a una violación del sistema de control del funcionamiento del motor, que dio un comando falso para apagar los motores por un segundo. Sin embargo, el lanzamiento confirmó la corrección del esquema dinámico seleccionado, la dinámica del lanzamiento, los procesos de control del vehículo de lanzamiento, nos permitió obtener datos experimentales sobre las cargas en el vehículo de lanzamiento y su fuerza, los efectos de las cargas acústicas en el cohete y el sistema de lanzamiento y algunos otros datos, incluidas las características operativas en condiciones reales.
El segundo lanzamiento del complejo H1-LZ (No. 5L) realizó 3 el 1969 de julio del año, y también se estrelló. De acuerdo con la conclusión de la comisión de emergencia presidida por el vicepresidente V. Mishin, la causa más probable fue la destrucción de la bomba de oxidación del octavo motor del bloque A al ingresar al escenario principal.
El análisis de las pruebas, cálculos, investigaciones y trabajos experimentales duró dos años. Las principales medidas fueron consideradas para aumentar la confiabilidad de la bomba oxidante; mejora de la calidad de fabricación y montaje del tha; instalación de filtros delante de las bombas del motor, excluyendo la entrada de objetos extraños en el mismo; rellenar antes del arranque y purgar con nitrógeno el compartimiento de la cola de la unidad A en vuelo e introducir un sistema de extinción de freón; Introducción al diseño de protección térmica de elementos estructurales, instrumentos y cables de sistemas ubicados en la sección de cola del bloque A; cambiando la ubicación de los dispositivos en él para aumentar su capacidad de supervivencia; La introducción del comando de bloqueo AED a 50 con. Retirada de vuelo y emergencia de PH desde el inicio para restablecer la alimentación, etc.
El tercer lanzamiento del sistema espacial y de cohetes H1-LZ (No. 6L) se realizó en el 27 de junio del año 1971 desde el lanzamiento a la izquierda. Todos los motores 30 del bloque A entraron en los modos de empuje preliminar y principal de acuerdo con el ciclograma estándar y funcionaron normalmente antes de que el sistema de control los apagara en 50,1 pp. Sin embargo, desde el comienzo del vuelo, el proceso de estabilización del balanceo fue anormal y el error en el ángulo de rotación aumentó continuamente ya 14,5 con. Alcanzó 145 °. Desde que el equipo de AED fue bloqueado hasta 50 s, el vuelo a 50,1 s. se volvió casi incontrolable.
La causa más probable del accidente es la pérdida de la capacidad de control del rollo debido a la acción de momentos previamente perturbadores, que exceden los puntos de control disponibles de los cuerpos del rollo. El momento de balanceo adicional revelado surgió con todos los motores en funcionamiento debido al potente flujo de aire de vórtice en la región trasera del cohete, agravado por la asimetría del flujo de piezas del motor que sobresale más allá de la parte inferior del cohete.
En menos de un año, bajo el liderazgo de M. V. Melnikov y B. A. Sokolov, se crearon motores de dirección 11 N X NUMX para proporcionar control de balanceo para el cohete. Trabajaron en el generador de gas oxidante y el combustible extraído de los motores principales.
Noviembre 23 1972 realizó el cuarto lanzamiento del cohete número 7L, que ha sufrido cambios significativos. El control de vuelo fue llevado a cabo por el complejo de computadoras a bordo de acuerdo con los comandos de la plataforma de desarrollo de estabilización giratoria del Instituto de Investigación Científica. La composición del sistema de propulsión introdujo motores de dirección, sistema de extinción de incendios, dispositivos de protección térmica y mecánica mejorados y red de cable a bordo. Los sistemas de medición estaban equipados con equipos de radio-telemetría de pequeño tamaño desarrollados por OKB MEI (diseñador jefe A. F. Bogomolov). Había más de 13 000 sensores en el cohete.
No. 7L voló sin comentario 106,93 con., Pero para 7 con. Antes del tiempo estimado de separación de la primera y la segunda etapa, se produjo una destrucción casi instantánea de la bomba de oxidante del motor No. 4, lo que llevó a la eliminación del cohete.
El quinto lanzamiento fue programado para el cuarto trimestre de 1974. En mayo, todo el diseño y las medidas constructivas para garantizar la capacidad de supervivencia del producto, teniendo en cuenta los vuelos anteriores y la investigación adicional, se implementaron en el cohete número 8L, y comenzó la instalación de los motores actualizados.
Parecía que el superracket volaba tarde o temprano donde y cómo debería ser. Sin embargo, el académico V.P. Glushko, nombrado en mayo 1974, el jefe del TsKBEM reorganizado en NPO Energia, con el consentimiento tácito del Ministerio de Ingeniería General (S.A. Afanasyev), la Academia de Ciencias de la URSS (M.V. Keldysh), el La Comisión Sovmin (L.V. Smirnov) y el Comité Central del PCUS (D. F. Ustinov) detuvieron todos los trabajos en el complejo Н1-ЛЗ. En febrero, 1976, el proyecto fue cerrado oficialmente por una decisión del Comité Central del PCUS y el Consejo de Ministros de la URSS. Esta decisión privó al país de barcos pesados, y la prioridad fue para los EE. UU., Que lanzó el proyecto del transbordador espacial.
Los costos totales de dominar la luna de acuerdo con el programa H1-LZ para enero de 1973 ascendieron a 3,6 mil millones de rublos, la creación del Н1 - 2,4 mil millones. La reserva de producción de los bloques de cohetes, casi todos los equipos de los complejos técnicos, de lanzamiento y de medición, fueron destruidos, y los costos por un total de seis mil millones de rublos fueron cancelados.
Si bien el diseño, la producción y los desarrollos tecnológicos, la experiencia operativa y la garantía de la confiabilidad de un potente sistema de cohetes se utilizaron completamente para crear el vehículo de lanzamiento de Energia y, obviamente, se utilizarán ampliamente en proyectos posteriores, es necesario tener en cuenta la falacia de detener las operaciones HNNXX. La URSS cedió voluntariamente la palma de la mano a los estadounidenses, pero lo más importante es que muchas agencias de diseño, institutos de investigación y fábricas han perdido su carga emocional de entusiasmo y un sentido de dedicación a las ideas de exploración espacial, lo que determina en gran medida el logro de objetivos fantásticos que parecen estar fuera de su alcance.
El año pasado, Roskosmos anunció una licitación para el desarrollo de un cohete de clase pesada basado en el proyecto Angara existente, que, entre otras cosas, podría entregar una nave espacial tripulada a la Luna. Obviamente, la ausencia de misiles súper pesados en Rusia, que pueden lanzar a la carga de órbitas de 80, obstaculiza muchos trabajos prometedores en el espacio y en la Tierra. El proyecto del único transportista nacional con características similares "Energy-Buran" se cerró al comienzo de los 90-s, a pesar de los 14,5 mil millones de rublos gastados (en precios de 80-x) y 13 años. Mientras tanto, en la URSS, un superdeportivo fue desarrollado con éxito con una impresionante imaginación de las características de rendimiento. Los lectores del "MIC" están invitados a una historia sobre historias Crea el misil H1.
El inicio del trabajo en el Х1 con un motor de chorro de líquido (LRE) fue precedido por una investigación sobre motores de cohetes que utilizan energía nuclear (NRE). De acuerdo con la resolución gubernamental de 30 de junio, la oficina de diseño 1958 se desarrolló en un borrador de diseño, aprobado por S. P. Korolev 1 en diciembre 30.
El OKB-456 (Jefe de Diseño, V.P. Glushko) del Comité Estatal de Tecnología de Defensa y el OKB-670 (M.M. Bondaryuk) del Comité Estatal de Ingeniería de Aeronaves se unieron a la creación del PATIO. OKB-1 desarrolló tres variantes de misiles con YARD, y el tercero fue el más interesante. Era un cohete gigante con una masa de lanzamiento de 2000 t y una masa de carga útil de hasta 150 T. La primera y segunda etapas se realizaron en forma de paquetes de bloques de cohetes cónicos que se suponía que tenían una gran cantidad de motores de cohetes X-NNXX LPN en la primera etapa. La segunda etapa incluyó cuatro YARDs con una fuerza de tonelada 9 total, un impulso de empuje específico en el vacío a 52 kg.s./kg cuando se usa otro fluido de trabajo a la temperatura de calentamiento a 850 K.
La posibilidad de utilizar hidrógeno líquido mezclado con metano como fluido de trabajo en el NRE se mostró además del decreto "Sobre las posibles características de los cohetes espaciales que usan hidrógeno", aprobado por S. P. Korolev 9 septiembre 1960 del año. Sin embargo, como resultado de estudios adicionales, se descubrió la conveniencia de los vehículos de lanzamiento pesados que utilizan motores de propulsión líquida en todos los componentes desarrollados que utilizan hidrógeno como combustible en todas las etapas. La energía nuclear se pospuso para el futuro.
Gran proyecto
El decreto gubernamental de 23, el 1960 del año de junio “Sobre la creación de vehículos de lanzamiento, satélites, naves espaciales y exploración espacial potentes en 1960 - 1967” proporcionó un estudio de diseño y la cantidad necesaria de investigación que se realizará en 1960 - 1962 para crear Años de un nuevo sistema de cohete espacial con una masa de lanzamiento de 1000 - 2000 t, asegurando el lanzamiento en órbita de una nave espacial interplanetaria pesada con una masa de 60 - 80 t.El gran proyecto involucró varias oficinas de diseño e institutos de investigación. En motores - OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) y OKB-165 (AM Lyulka), en sistemas de control - NII-885 (N. A. Pilyugin) y NII 944 (V.I. Kuznetsov), en el complejo de tierra - GSKB "Spetsmash" (V.P. Barmin), en el complejo de medición - SRI-4 MO (A.I. Sokolov), en el sistema de vaciado del tanque y ajuste de la proporción de componentes de combustible - OKB-12 (A. S. Abramov), sobre estudios aerodinámicos - Instituto de Investigación Científica-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) y Instituto de Investigación Científica-1 (V. Ya. Likhushin), en tecnología de fabricación - Instituto de soldadura de ellos. Patón de la Academia de Ciencias de la RSS de Ucrania (B.E. Paton), NITI-40 (Y.V. Kolupaev), planta de Progress (A.Ya. Linkov), de acuerdo con la tecnología y los métodos de prueba experimental y reacondicionamiento de los stands - SRI-229 (G. M. Tabakov) y otros.
Los diseñadores examinaron consecutivamente los vehículos de lanzamiento multietapa con una masa inicial de 900 a 2500 t, al mismo tiempo que evaluaron las posibilidades técnicas de creación y la preparación de la industria del país para la producción. Los cálculos mostraron que la mayoría de las tareas de los propósitos militares y espaciales se resuelven mediante un vehículo de lanzamiento con una carga útil de 70 - 100 t, puesto en órbita a una altitud de 300 km.
Por lo tanto, para los estudios de diseño del H1, se adoptó una carga útil de 75 t masa utilizando oxígeno - queroseno en todos los niveles del LRE. Este valor de la masa de la carga útil correspondió a la masa inicial del PH 2200 t, teniendo en cuenta que el uso de hidrógeno como combustible en las etapas superiores del combustible aumentará la masa de la carga útil a 90 - 100 t con la misma masa inicial. Los estudios realizados por los servicios tecnológicos de fabricantes e institutos tecnológicos del país mostraron no solo la posibilidad técnica de crear un vehículo de lanzamiento con un gasto mínimo de fondos y tiempo, sino también la disposición de la industria para producirlo.
Al mismo tiempo, las posibilidades de las pruebas experimentales y de laboratorio de las unidades de PH y los estadios de bloques II y III se determinaron sobre la base experimental existente del Instituto de Investigación Científica-229 con modificaciones mínimas. Los lanzamientos del vehículo de lanzamiento fueron proporcionados desde el cosmódromo de Baikonur, para lo cual se requirió crear allí las instalaciones técnicas y de lanzamiento apropiadas.
También se consideraron varios esquemas de distribución con división transversal y longitudinal de etapas, con tanques de carga y no carga. Como resultado, adoptamos un esquema de cohetes con división transversal de las etapas en tanques de combustible esféricos monobloque suspendidos, con instalaciones de varios motores en las etapas I, II y III. La elección del número de motores en la composición del sistema de propulsión es uno de los problemas fundamentales al crear un vehículo de lanzamiento. Después del análisis, se decidió utilizar motores con toneladas de 150.
En las etapas I, II y III del transportista, se decidió establecer un sistema de control para las actividades organizativas y administrativas de CORD, que apagó el motor cuando sus parámetros monitoreados se desviaron de la norma. La capacidad de empuje del RN era tal que, si el motor único no funcionaba, el vuelo continuaba en la parte inicial de la trayectoria, y en las últimas partes del vuelo de la etapa I era posible apagar aún más motores sin perjudicar la tarea.
OKB-1 y otras organizaciones realizaron estudios especiales para justificar la elección de los componentes del combustible con un análisis de la posibilidad de usarlos para el PH Н1. El análisis mostró una disminución significativa en la masa de la carga útil (con una masa de inicio constante) en el caso de una transición a componentes de combustible de alto punto de ebullición, lo que se debe a los impulsos de impulsos específicos bajos y al aumento de la masa de combustible de los tanques y gases presurizados debido a la mayor presión de vapor de estos componentes. La comparación de diferentes tipos de combustible mostró que el oxígeno líquido - el queroseno es mucho más barato que el AT + UDMH: por capex - dos veces, al precio de costo - ocho veces.
El amplificador H1 consistió en tres etapas (bloques A, B, C), interconectadas por compartimientos de transición tipo truss, y la unidad principal. El circuito de alimentación era una carcasa de bastidor que percibe cargas externas, dentro de las cuales se colocaron tanques de combustible, motores y otros sistemas. La estructura del sistema de propulsión I stage incluyó el motor 24 NK-15 (11Д51) en el suelo en el 150 ts ubicado en el ring, II stage - ocho de los mismos motores con boquilla de gran altitud NK-15В (11Д52), III stage - cuatro motores NK- 19 (11D53) con una boquilla de altura. Todos los motores tenían un circuito cerrado.
Los instrumentos del sistema de control, la telemetría y otros sistemas se ubicaron en compartimientos especiales en los niveles apropiados. En el dispositivo de lanzamiento, el PH se montó con talones de apoyo a lo largo de la periferia del final de la primera etapa. El diseño aerodinámico adoptado permitió minimizar los puntos de control requeridos y utilizar el principio de desalineación del empuje de los motores opuestos en el PH para controlar el cabeceo y el balanceo. Debido a la imposibilidad de transportar compartimentos completos del cohete en vehículos existentes, se dividieron en elementos transportables.
Sobre la base de las etapas PH H1, fue posible crear una serie unificada de misiles: H11 utilizando las etapas II, III y IV de PH H1 con una masa de lanzamiento de 700 y una carga útil de 20 toneladas en la órbita de un satélite con una altura de 300 km y H111 usando niveles III y IV de HXXXX y la etapa II del cohete P-1A con una masa de lanzamiento de 9 t y una carga útil de masa de 200 t en una órbita de un satélite artificial 5 de altura, que podría resolver una amplia gama de tareas de combate y espacio.
El trabajo se llevó a cabo bajo la supervisión directa de SP Korolev, quien encabezó el Consejo de Diseñadores en Jefe, y su primer diputado, V. P. Mishin. Los materiales del proyecto (volúmenes 29 totales y aplicaciones 8) a principios de julio, 1962 fue considerado por una comisión de expertos encabezada por el Presidente de la Academia de Ciencias de la URSS M. V. Keldysh. La Comisión observó que la justificación del PH H1 se realizó a un alto nivel científico y técnico, cumple con los requisitos para los proyectos de diseño del vehículo de lanzamiento y los misiles interplanetarios, y se puede utilizar como base para el desarrollo de la documentación de trabajo. Al mismo tiempo, los miembros de la comisión M. S. Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin y otros hablaron de la necesidad de involucrar a OKB-456 en el desarrollo de motores para el LV, pero V. P. Glushko se negó.
De mutuo acuerdo, el desarrollo de los motores se confió a OKB-276, que no tenía suficiente experiencia teórica en cuanto a equipaje y desarrollo del LRE, prácticamente sin bases experimentales y de prueba para esto.
Pruebas fallidas pero fructíferas
La Comisión Keldysh indicó que la tarea principal del Х1 era su uso en combate, pero en el curso de un trabajo posterior, el propósito principal del super-misil era el espacio, en primer lugar una expedición a la Luna y el regreso a la Tierra. En gran medida, la elección de tal decisión estuvo influenciada por los informes del programa lunar tripulado "Saturno-Apolo" en los Estados Unidos. 3 de agosto 1964, el gobierno de la URSS mediante su resolución fijó esta prioridad.
En diciembre, el 1962 del año OKB-1 presentado a GKOT se coordinó con los principales diseñadores "Baseline y principales requisitos técnicos para el diseño del complejo de lanzamiento para el cohete Н1". 13 de noviembre El 1963 th Comisión del Consejo Económico Supremo de la URSS aprobó por decisión un calendario interdepartamental para el desarrollo de la documentación de diseño para el complejo de instalaciones requeridas para las pruebas de vuelo del PH Н1, excluyendo la construcción en sí misma y el material y soporte técnico. MI Samokhin y A. N. Ivannikov, bajo la estrecha atención de S. P. Korolev, lideraron el trabajo sobre la creación del complejo de polígonos en el complejo OKB-1.Al comienzo de 1964, el total de trabajos pendientes de la línea de tiempo estipulada era de uno a dos años. 19 junio El gobierno de 1964 tuvo que posponer el inicio del LCI al año 1966. Las pruebas de diseño de vuelo del cohete Н1 con la unidad principal simplificada del sistema LZ (con el vehículo no tripulado 7K-L1С en lugar de LOK y LK) comenzaron en febrero 1969. Al comienzo del LCI, se llevaron a cabo pruebas experimentales de componentes y ensamblajes, pruebas de banco de los bloques B y C, pruebas con el modelo prototipo del cohete 1М en las posiciones técnicas y de lanzamiento.
El primer lanzamiento del complejo cohete-espacio Н1-ЛЗ (№ ЗЛ) desde el lanzamiento a la derecha de 21 en febrero de 1969 del año terminó con un accidente. En el generador de gas del segundo motor, aparecieron oscilaciones de alta frecuencia, se disparó la boquilla de toma de presión detrás de la turbina, se filtraron los componentes, se inició un incendio en la sección de la cola, lo que dio lugar a una violación del sistema de control del funcionamiento del motor, que dio un comando falso para apagar los motores por un segundo. Sin embargo, el lanzamiento confirmó la corrección del esquema dinámico seleccionado, la dinámica del lanzamiento, los procesos de control del vehículo de lanzamiento, nos permitió obtener datos experimentales sobre las cargas en el vehículo de lanzamiento y su fuerza, los efectos de las cargas acústicas en el cohete y el sistema de lanzamiento y algunos otros datos, incluidas las características operativas en condiciones reales.
El segundo lanzamiento del complejo H1-LZ (No. 5L) realizó 3 el 1969 de julio del año, y también se estrelló. De acuerdo con la conclusión de la comisión de emergencia presidida por el vicepresidente V. Mishin, la causa más probable fue la destrucción de la bomba de oxidación del octavo motor del bloque A al ingresar al escenario principal.
El análisis de las pruebas, cálculos, investigaciones y trabajos experimentales duró dos años. Las principales medidas fueron consideradas para aumentar la confiabilidad de la bomba oxidante; mejora de la calidad de fabricación y montaje del tha; instalación de filtros delante de las bombas del motor, excluyendo la entrada de objetos extraños en el mismo; rellenar antes del arranque y purgar con nitrógeno el compartimiento de la cola de la unidad A en vuelo e introducir un sistema de extinción de freón; Introducción al diseño de protección térmica de elementos estructurales, instrumentos y cables de sistemas ubicados en la sección de cola del bloque A; cambiando la ubicación de los dispositivos en él para aumentar su capacidad de supervivencia; La introducción del comando de bloqueo AED a 50 con. Retirada de vuelo y emergencia de PH desde el inicio para restablecer la alimentación, etc.
El tercer lanzamiento del sistema espacial y de cohetes H1-LZ (No. 6L) se realizó en el 27 de junio del año 1971 desde el lanzamiento a la izquierda. Todos los motores 30 del bloque A entraron en los modos de empuje preliminar y principal de acuerdo con el ciclograma estándar y funcionaron normalmente antes de que el sistema de control los apagara en 50,1 pp. Sin embargo, desde el comienzo del vuelo, el proceso de estabilización del balanceo fue anormal y el error en el ángulo de rotación aumentó continuamente ya 14,5 con. Alcanzó 145 °. Desde que el equipo de AED fue bloqueado hasta 50 s, el vuelo a 50,1 s. se volvió casi incontrolable.
La causa más probable del accidente es la pérdida de la capacidad de control del rollo debido a la acción de momentos previamente perturbadores, que exceden los puntos de control disponibles de los cuerpos del rollo. El momento de balanceo adicional revelado surgió con todos los motores en funcionamiento debido al potente flujo de aire de vórtice en la región trasera del cohete, agravado por la asimetría del flujo de piezas del motor que sobresale más allá de la parte inferior del cohete.
En menos de un año, bajo el liderazgo de M. V. Melnikov y B. A. Sokolov, se crearon motores de dirección 11 N X NUMX para proporcionar control de balanceo para el cohete. Trabajaron en el generador de gas oxidante y el combustible extraído de los motores principales.
Noviembre 23 1972 realizó el cuarto lanzamiento del cohete número 7L, que ha sufrido cambios significativos. El control de vuelo fue llevado a cabo por el complejo de computadoras a bordo de acuerdo con los comandos de la plataforma de desarrollo de estabilización giratoria del Instituto de Investigación Científica. La composición del sistema de propulsión introdujo motores de dirección, sistema de extinción de incendios, dispositivos de protección térmica y mecánica mejorados y red de cable a bordo. Los sistemas de medición estaban equipados con equipos de radio-telemetría de pequeño tamaño desarrollados por OKB MEI (diseñador jefe A. F. Bogomolov). Había más de 13 000 sensores en el cohete.
No. 7L voló sin comentario 106,93 con., Pero para 7 con. Antes del tiempo estimado de separación de la primera y la segunda etapa, se produjo una destrucción casi instantánea de la bomba de oxidante del motor No. 4, lo que llevó a la eliminación del cohete.
El quinto lanzamiento fue programado para el cuarto trimestre de 1974. En mayo, todo el diseño y las medidas constructivas para garantizar la capacidad de supervivencia del producto, teniendo en cuenta los vuelos anteriores y la investigación adicional, se implementaron en el cohete número 8L, y comenzó la instalación de los motores actualizados.
Parecía que el superracket volaba tarde o temprano donde y cómo debería ser. Sin embargo, el académico V.P. Glushko, nombrado en mayo 1974, el jefe del TsKBEM reorganizado en NPO Energia, con el consentimiento tácito del Ministerio de Ingeniería General (S.A. Afanasyev), la Academia de Ciencias de la URSS (M.V. Keldysh), el La Comisión Sovmin (L.V. Smirnov) y el Comité Central del PCUS (D. F. Ustinov) detuvieron todos los trabajos en el complejo Н1-ЛЗ. En febrero, 1976, el proyecto fue cerrado oficialmente por una decisión del Comité Central del PCUS y el Consejo de Ministros de la URSS. Esta decisión privó al país de barcos pesados, y la prioridad fue para los EE. UU., Que lanzó el proyecto del transbordador espacial.
Los costos totales de dominar la luna de acuerdo con el programa H1-LZ para enero de 1973 ascendieron a 3,6 mil millones de rublos, la creación del Н1 - 2,4 mil millones. La reserva de producción de los bloques de cohetes, casi todos los equipos de los complejos técnicos, de lanzamiento y de medición, fueron destruidos, y los costos por un total de seis mil millones de rublos fueron cancelados.
Si bien el diseño, la producción y los desarrollos tecnológicos, la experiencia operativa y la garantía de la confiabilidad de un potente sistema de cohetes se utilizaron completamente para crear el vehículo de lanzamiento de Energia y, obviamente, se utilizarán ampliamente en proyectos posteriores, es necesario tener en cuenta la falacia de detener las operaciones HNNXX. La URSS cedió voluntariamente la palma de la mano a los estadounidenses, pero lo más importante es que muchas agencias de diseño, institutos de investigación y fábricas han perdido su carga emocional de entusiasmo y un sentido de dedicación a las ideas de exploración espacial, lo que determina en gran medida el logro de objetivos fantásticos que parecen estar fuera de su alcance.
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