Rússia té una gran necessitat d’un transportista de classe superpesant
L’any passat, Roskosmos va anunciar una licitació per al desenvolupament d’un coet de classe pesada basat en el projecte Angara existent, capaç, entre altres coses, de lliurar una sonda espacial tripulada a la Lluna. Viouslybviament, la manca de coets súper pesants de Rússia que poden llançar fins a 80 tones de càrrega en òrbita dificulta molts treballs prometedors a l’espai i a la Terra. El projecte de l’únic transportista nacional amb característiques similars, Energia-Buran, es va tancar a principis dels 90, malgrat els 14, 5.000 milions de rubles (en els preus dels anys 80) i els 13 anys gastats. Mentrestant, a la URSS es va desenvolupar amb èxit un súper coet amb unes característiques de rendiment impressionants. Als lectors de "VPK" se'ls ofereix una història sobre la història de la creació del coet N1.
L'inici dels treballs a l'H1 amb un motor de reacció líquida (LPRE) va ser precedit per una investigació sobre motors de coets que utilitzen energia nuclear (NRE). D'acord amb un decret governamental de 30 de juny de 1958, es va desenvolupar un avantprojecte a OKB-1, aprovat per S. P. Korolev el 30 de desembre de 1959.
OKB-456 (dissenyador en cap V. P. Glushko) del Comitè Estatal de Tecnologia de Defensa i OKB-670 (M. M. L'OKB-1 va desenvolupar tres versions de míssils amb míssils amb energia nuclear, i la tercera va resultar ser la més interessant. Era un coet gegant amb un pes de llançament de 2000 tones i una massa útil de fins a 150 tones. La primera i la segona etapa es van fer en forma de paquets de blocs de coets cònics, que suposadament tenien un gran nombre de NK-. 9 motors coets de combustible líquid amb un impuls de 52 tones a la primera etapa. La segona etapa va incloure quatre NRE amb una empenta total de 850 tf, un impuls d’empenta específic en el buit de fins a 550 kgf / kg quan s’utilitza un altre mitjà de treball a una temperatura de calefacció de fins a 3500 K.
La possibilitat d'utilitzar hidrogen líquid en una barreja amb metà com a fluid de treball en un motor de coets nuclear es va mostrar a l'addició del decret anterior "Sobre les possibles característiques dels coets espacials que fan servir hidrogen", aprovat per SP Korolev el 9 de setembre de 1960. No obstant això, com a resultat d’altres estudis, s’ha demostrat la conveniència dels vehicles pesats de llançament amb l’ús de motors coets propulsors líquids en totes les etapes dels components de combustible dominats amb l’ús d’hidrogen com a combustible. L’energia nuclear s’ha ajornat per al futur.
Projecte Grandiose
El decret governamental del 23 de juny de 1960 "Sobre la creació de vehicles de llançament potents, satèl·lits, naus espacials i exploració espacial el 1960-1967" anys d'un nou sistema de coets espacials amb una massa de llançament de 1000-2000 tones, que garanteix el llançament de una nau espacial interplanetària pesada amb una massa de 60 a 80 tones en òrbita.
Diverses oficines de disseny i instituts científics van participar en l'ambiciós projecte. En motors - OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) i OKB-165 (AM Lyulka), en sistemes de control - NII-885 (N. A. Pilyugin) i NII- 944 (VI Kuznetsov), a terra complex - GSKB "Spetsmash" (VP Barmin), al complex de mesura - NII-4 MO (AI Sokolov), al sistema de buidatge de tancs i regulació de la proporció dels components del combustible - OKB-12 (AS Abramov), per a la investigació aerodinàmica - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) i NII-1 (V. Ya. Likhushin), segons la tecnologia de fabricació: el V. M. Paton de l'Acadèmia de Ciències de la RSS d'Ucraïna (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), la planta Progress (A. Ya. Linkov), segons la tecnologia i els mètodes de desenvolupament experimental i adaptació d'estands - NII-229 (G. M. Tabakov) i altres.
Els dissenyadors van examinar constantment els vehicles de llançament de diverses etapes amb una massa de llançament de 900 a 2.500 tones, tot avaluant les possibilitats tècniques de creació i la preparació de la indústria del país per a la producció. Els càlculs han demostrat que la majoria de les tasques militars i espacials es resolen mitjançant un vehicle de llançament amb una càrrega útil de 70 a 100 tones, que es llança a una òrbita amb una altitud de 300 km.
Per tant, per als estudis de disseny de N1, es va adoptar una càrrega útil de 75 tones amb l'ús de combustible oxigen-querosè en totes les etapes del motor coet. Aquest valor de la massa de la càrrega útil corresponia a la massa de llançament del vehicle de llançament de 2200 tones, tenint en compte que l’ús d’hidrogen com a combustible a les fases superiors augmentarà la massa de la càrrega útil fins a 90-100 tones amb la mateix pes de llançament. Els estudis realitzats pels serveis tecnològics de les plantes de fabricació i els instituts tecnològics del país han demostrat no només la viabilitat tècnica de crear aquest vehicle de llançament amb un cost i un temps mínims, sinó també la disponibilitat de la indústria per a la seva producció.
Al mateix temps, es van determinar les possibilitats de proves experimentals i en banc de les unitats de BT i dels blocs II i III en la base experimental existent de NII-229 amb modificacions mínimes. Es van preveure els llançaments de LV des del cosmodrom de Baikonur, per al qual es va exigir la creació de les estructures tècniques i de llançament adequades.
Així mateix, es van considerar diversos esquemes de distribució amb divisió transversal i longitudinal de graons, amb tancs portants i no portants. Com a resultat, es va adoptar un esquema de coets amb una divisió transversal d’etapes amb tancs de combustible esfèrics monoblocs suspesos, amb instal·lacions multimotors a les etapes I, II i III. L’elecció del nombre de motors del sistema de propulsió és un dels problemes fonamentals en la creació d’un vehicle de llançament. Després de l'anàlisi, es va decidir utilitzar motors amb una empenta de 150 tones.
A les fases I, II i III del transportista, es va decidir instal·lar un sistema per controlar les activitats organitzatives i administratives del KORD, que apagava el motor quan els seus paràmetres controlats es desviaven de la norma. La relació empenta-pes del vehicle de llançament es va prendre de manera que durant el funcionament anormal d’un motor a la secció inicial de la trajectòria, el vol continués i, en els darrers trams del vol de la primera etapa, un nombre més gran de motors podia estar apagat sense perjudici de la tasca.
OKB-1 i altres organitzacions van dur a terme estudis especials per justificar l'elecció dels components del propulsor amb una anàlisi de la viabilitat d'utilitzar-los per al vehicle de llançament N1. L'anàlisi va mostrar una disminució significativa de la massa de la càrrega útil (amb una massa de llançament constant) en el cas d'una transició a components de combustible d'alta ebullició, que es deu als valors baixos de l'impuls específic d'empenta i a un augment de la massa dels dipòsits de combustible i gasos a pressió a causa de la pressió de vapor més elevada d’aquests components. La comparació de diferents tipus de combustible va demostrar que l’oxigen líquid - querosè és molt més barat que AT + UDMH: en termes d’inversions de capital - dues vegades, en termes de cost - vuit vegades.
El vehicle de llançament H1 constava de tres etapes (blocs A, B, C), interconnectades per compartiments de tipus enreixat de transició i un bloc de capçalera. El circuit de potència era una carcassa del quadre que percep càrregues externes, dins de les quals es trobaven els dipòsits de combustible, motors i altres sistemes. El sistema de propulsió de l’etapa I consistia en 24 motors NK-15 (11D51) amb 150 tf empenta a terra, disposats en un anell, etapa II: vuit dels mateixos motors amb un broquet d’altitud NK-15V (11D52), etapa III: quatre NK-19 (11D53) amb un broquet a gran altitud. Tots els motors eren de circuit tancat.
Els instruments del sistema de control, la telemetria i altres sistemes es van localitzar en compartiments especials en les etapes adequades. El LV es va instal·lar al dispositiu de llançament amb talons de suport al llarg de la perifèria del final de la primera etapa. La disposició aerodinàmica adoptada va permetre minimitzar els moments de control requerits i utilitzar el principi del desajust d'empenta dels motors oposats al vehicle de llançament per al control del pas i el rodament. A causa de la impossibilitat de transportar compartiments de coets sencers per vehicles existents, s'ha adoptat la seva divisió en elements transportables.
Sobre la base de les etapes N1 LV, es va poder crear una sèrie unificada de coets: N11 amb l’ús d’etapes II, III i IV del N1 LV amb una massa inicial de 700 tones i una càrrega útil de 20 tones en un Orbita AES amb una altitud de 300 km i N111 amb l'ús d'etapes III i IV del N1 LV i l'etapa II del coet R-9A amb una massa de llançament de 200 tones i una càrrega útil de 5 tones en òrbita de satèl·lits amb una altitud de 300 km, que podria resoldre una àmplia gamma de missions de combat i espacials.
El treball es va dur a terme sota la supervisió directa de S. P. Korolev, que dirigia el Consell de Dissenyadors en cap, i el seu primer adjunt V. P. Mishin. Els materials de disseny (un total de 29 volums i vuit annexos) a principis de juliol de 1962 van ser considerats per una comissió experta dirigida pel president de l'Acadèmia de Ciències de l'URSS M. V. Keldysh. La Comissió va assenyalar que la justificació del LV H1 es va dur a terme a un alt nivell científic i tècnic, compleix els requisits per al disseny conceptual dels coets BT i interplanetaris i es pot utilitzar com a base per al desenvolupament de documentació de treball. Al mateix temps, membres de la comissió MS Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin i alguns altres van parlar de la necessitat d’implicar l’OKB-456 en el desenvolupament de motors per a vehicles de llançament, però V. P. Glushko es va negar.
De mutu acord, el desenvolupament de motors va ser confiat a OKB-276, que no tenia suficient bagatge teòric i experiència en el desenvolupament de motors coets de propulsió líquida amb una absència gairebé completa de bases experimentals i de banc.
Proves infructuoses però fructíferes
La Comissió Keldysh va indicar que la tasca principal de l'H1 és l'ús de combat, però en el transcurs de treballs posteriors, el propòsit principal del super-coet era l'espai, principalment una expedició a la Lluna i el retorn a la Terra. En gran mesura, l'elecció d'aquesta decisió va estar influenciada pels informes del programa lunar tripulat de Saturn-Apollo als Estats Units. El 3 d’agost de 1964, el govern de l’URSS, mitjançant el seu decret, va consolidar aquesta prioritat.
El desembre de 1962, OKB-1 va presentar al GKOT les "dades inicials i requisits tècnics bàsics per al disseny del complex de llançament del coet N1" acordats amb els principals dissenyadors. El 13 de novembre de 1963, la Comissió del Consell Suprem d’Economia Nacional de l’URSS, per decisió, va aprovar un calendari interdepartamental per al desenvolupament de documentació de disseny d’un complex d’estructures necessàries per a les proves de vol del LV N1, excloent el construcció pròpia i suport tècnic i material. MI Samokhin i AN Ivannikov van supervisar la creació del lloc de proves a OKB-1 sota l'estreta supervisió de SP Korolev.
A principis de 1964, l’endarreriment total de treballs des del temps previst era d’un a dos anys. El 19 de juny de 1964, el govern va haver de posposar el començament de la LCI al 1966. Les proves de disseny del vol del coet N1 amb una unitat principal simplificada del sistema LZ (amb la sonda 7K-L1S no tripulada en lloc de LOK i LK) van començar el febrer de 1969. Al començament de la LKI, es van dur a terme proves experimentals d'unitats i conjunts, proves de banc dels blocs B i V, proves amb un coet prototip 1M a les posicions tècniques i de llançament.
El primer llançament del coet i complex espacial N1-LZ (núm. ЗЛ) des del llançament de tribord el 21 de febrer de 1969 va acabar en un accident. Al generador de gas del segon motor es van produir vibracions d’alta freqüència, es va desprendre la canonada d’enlairament de pressió darrere de la turbina, es va formar una fuita de components, es va iniciar un incendi al compartiment de la cua, que va provocar una violació del control del motor sistema, que va emetre una falsa ordre per apagar els motors durant 68,7 segons. No obstant això, el llançament va confirmar la correcció de l’esquema dinàmic escollit, la dinàmica de llançament, els processos de control de BT, va permetre obtenir dades experimentals sobre les càrregues del BT i la seva força, l’efecte de les càrregues acústiques sobre el coet i el sistema de llançament, i algunes altres dades, incloses les característiques operatives en condicions reals.
El segon llançament del complex N1-LZ (núm. 5L) es va dur a terme el 3 de juliol de 1969 i també va passar per una emergència. Segons la conclusió de la comissió d'emergència presidida per V. P. Mishin, el motiu més probable va ser la destrucció de la bomba oxidant del vuitè motor del bloc A en entrar a l'escenari principal.
L’anàlisi de proves, càlculs, investigacions i treballs experimentals va durar dos anys. La millora de la fiabilitat de la bomba oxidant es va reconèixer com a mesures principals; millorar la qualitat de fabricació i muntatge de THA; instal·lació de filtres davant de les bombes del motor, excloent-hi l’entrada d’objectes estranys; ompliment previ al llançament i purga de nitrogen de la secció de cua del bloc A en vol i introducció d’un sistema d’extinció d’incendis amb freó; introducció d’elements estructurals, dispositius i cables de sistemes situats al compartiment de popa del bloc A en el disseny de protecció tèrmica; canviar la disposició dels dispositius per augmentar-ne la supervivència; introducció de bloqueig de l'ordre AED fins a 50 s. retirada de vol i emergència del vehicle de llançament des de l’inici mitjançant el restabliment de la font d’alimentació, etc.
El tercer llançament del coet i sistema espacial N1-LZ (núm. 6L) es va dur a terme el 27 de juny de 1971 des del llançament esquerre. Tots els 30 motors del bloc A van entrar en el mode d’etapes preliminars i principals d’empenta d’acord amb el ciclograma estàndard i van funcionar amb normalitat fins que el sistema de control els va apagar durant 50,1 s. Augmentat contínuament en 14,5 s. va assolir els 145 °. Atès que l'equip AED va estar bloquejat fins a 50 s, el vol va ser de fins a 50, 1 s. es va convertir pràcticament en manejable.
La causa més probable de l’accident és la pèrdua del control del rodet a causa de l’acció de moments pertorbadors que no s’han explicat prèviament, que superen els moments de control disponibles dels cossos del rodet. El moment de rodatge addicional revelat va sorgir amb tots els motors en funcionament a causa del poderós flux d'aire de vòrtex a la zona inferior del coet, agreujat per la asimetria del flux al voltant de les parts del motor que sobresurten del fons del coet.
En menys d'un any, sota el lideratge de M. V. Melnikov i B. A. Sokolov, es van crear motors de direcció 11D121 per proporcionar control del rodet del coet. Operaven amb gas generador oxidant i combustible extret dels motors principals.
El 23 de novembre de 1972 es va fer el quart llançament amb el coet núm. 7L, que va patir canvis significatius. El control de vol va ser dut a terme per un complex informàtic de bord segons els comandaments de la plataforma estabilitzada giroscòpica desenvolupada per l'Institut de Recerca Científica de la Indústria Aèria. Els sistemes de propulsió incloïen motors de direcció, un sistema d’extinció d’incendis, una millor protecció mecànica i tèrmica dels dispositius i una xarxa de cable integrada. Els sistemes de mesura es van complementar amb equips de radiotelemetria de petites dimensions desenvolupats per OKB MEI (dissenyador principal A. F. Bogomolov). En total, el coet tenia més de 13.000 sensors.
El número 7L va volar 106, 93 pàg. Sense comentaris, però en 7 s. abans del temps estimat de separació de la primera i segona etapa, hi va haver una destrucció gairebé instantània de la bomba oxidant del motor núm. 4, que va provocar l'eliminació del coet.
El cinquè llançament estava previst per al quart trimestre del 1974. Al maig, totes les mesures de disseny i constructives per garantir la supervivència del producte, tenint en compte els vols anteriors i estudis addicionals, es van implementar al coet núm. 8L i es va iniciar la instal·lació dels motors actualitzats.
Semblava que tard o d’hora el super-coet volaria on i com hauria de volar. Tanmateix, el cap nomenat de TsKBEM, es va transformar en NPO Energia, el maig de 1974, l'acadèmic V. P. Glushko, amb el consentiment tàcit del Ministeri de Construcció General de Maquinària (S. A. Afanasyev), l'Acadèmia de Ciències de l'URSS (M. V. Keldysh), la Comissió Militar-Industrial del Consell de Ministres (L. V. Smirnov) i el Comitè Central del PCUS (D. F. Ustinov) van aturar totes les obres del complex N1-LZ. El febrer de 1976, el projecte es va tancar oficialment mitjançant un decret del Comitè Central del PCUS i del Consell de Ministres de l'URSS. Aquesta decisió va privar el país de vaixells pesats i la prioritat va passar als Estats Units, que van desplegar el projecte del transbordador espacial.
Les despeses totals per a l'exploració de la Lluna en el marc del programa H1-LZ el gener de 1973 ascendien a 3.600 milions de rubles, per a la creació de H1 - 2.400 milions. Es va destruir la reserva de producció d'unitats de míssils, gairebé tot l'equipament dels complexos tècnics, de llançament i mesura, i es van amortitzar els costos de sis mil milions de rubles.
Tot i que el disseny, la producció i els desenvolupaments tecnològics, l'experiència operativa i la garantia de la fiabilitat d'un potent sistema de coets es van utilitzar plenament en la creació del vehicle de llançament Energia i, òbviament, trobaran una àmplia aplicació en projectes posteriors, cal assenyalar que la finalització de treball a H1 va ser erroni. L'URSS va cedir voluntàriament la palma als nord-americans, però el més important és que molts equips d'oficines de disseny, instituts de recerca i fàbriques han perdut la càrrega emocional d'entusiasme i el sentiment de devoció per les idees d'exploració espacial, que determinen en gran mesura l'assoliment d'objectius fantàstics aparentment inabastables.
