Rusland het 'n super-swaar klasvervoerder dringend nodig
Verlede jaar het Roskosmos 'n tender aangekondig vir die ontwikkeling van 'n swaar vuurpyl gebaseer op die bestaande Angara-projek, wat onder meer in staat is om 'n bemande ruimtetuig aan die maan te lewer. Dit is duidelik dat Rusland se gebrek aan super-swaar vuurpyle wat tot 80 ton vrag in 'n wentelbaan kan gooi, baie belowende werk in die ruimte en op die aarde belemmer. Die projek van die enigste huishoudelike vervoerder met soortgelyke eienskappe, Energia-Buran, is in die vroeë 90's gesluit, ondanks die besteding van 14, 5 miljard roebels (in die pryse van die 80's) en 13 jaar. Intussen is 'n superraket met uitstekende prestasie-eienskappe in die USSR suksesvol ontwikkel. Die lesers van "VPK" word 'n verhaal aangebied oor die geskiedenis van die skepping van die N1 -vuurpyl.
Die begin van die werk aan die H1 met 'n vloeibare straalmotor (LPRE) is voorafgegaan deur navorsing oor vuurpylenjins wat kernenergie (NRE) gebruik. In ooreenstemming met 'n regeringsbesluit van 30 Junie 1958 is 'n voorlopige ontwerp by OKB-1 ontwikkel, goedgekeur deur SP Korolev op 30 Desember 1959.
OKB-456 (hoofontwerper V. P. Glushko) van die staatskomitee vir verdedigingstegnologie en OKB-670 (M. M. OKB-1 het drie weergawes van missiele met kernkragrakette ontwikkel, en die derde was die interessantste. Dit was 'n reuse-vuurpyl met 'n lanseringsgewig van 2000 ton en 'n vragmassa van tot 150 ton. Die eerste en tweede fase is gemaak in die vorm van pakkies koniese vuurpylblokke wat 'n groot aantal NK- 9 vuurpyl-enjins met vloeistofdryf met 'n stootkrag van 52 ton in die eerste fase. Die tweede fase het vier NRE ingesluit met 'n totale stoot van 850 tf, 'n spesifieke stootstoot in die leemte van tot 550 kgf / kg by die gebruik van 'n ander werkmedium teen 'n verhittingstemperatuur van tot 3500 K.
Die vooruitsig om vloeibare waterstof in 'n mengsel met metaan as werkvloeistof in 'n kernraketmotor te gebruik, word getoon in die toevoeging tot die bogenoemde dekreet "Oor die moontlike eienskappe van ruimte -vuurpyle wat waterstof gebruik", goedgekeur deur SP Korolev op 9 September 1960. As gevolg van verdere studies het die nut van swaar lanseervoertuie met die gebruik van vuurpyl-enjins in alle stadiums op bemeesterde brandstofkomponente met die gebruik van waterstof as brandstof egter duidelik geword. Kernenergie is vir die toekoms uitgestel.
Grandiose projek
Die regeringsbesluit van 23 Junie 1960 "Oor die skepping van kragtige lanseervoertuie, satelliete, ruimteskepe en ruimteverkenning in 1960-1967" jare van 'n nuwe ruimteraketstelsel met 'n lanseermassa van 1000-2000 ton, wat verseker dat die lanseer van 'n swaar interplanetêre ruimtetuig met 'n massa van 60-80 ton in 'n wentelbaan.
'N Aantal ontwerpburo's en wetenskaplike institute was betrokke by die ambisieuse projek. Op enjins-OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) en OKB-165 (AM Lyulka), op beheerstelsels-NII-885 (N. A. Pilyugin) en NII- 944 (VI Kuznetsov), op die grond kompleks - GSKB "Spetsmash" (VP Barmin), op die meetkompleks - NII -4 MO (AI Sokolov), op die stelsel om tenks leeg te maak en die verhouding van brandstofkomponente te reguleer - OKB -12 (AS Abramov), vir aërodinamiese navorsing - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) en NII -1 (V. Ya. Likhushin), volgens die vervaardigingstegnologie - die V. M. Beskermer van die Akademie vir Wetenskappe van die Oekraïense SSR (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), die Progress-aanleg (A. Ya. Linkov), volgens die tegnologie en metodes van eksperimentele ontwikkeling en herinrigting van staanplekke - NII-229 (G. M. Tabakov) en ander.
Die ontwerpers het deurgaans meervoudige lanseervoertuie met 'n lanseringsmassa van 900 tot 2500 ton ondersoek, terwyl hulle die tegniese moontlikhede van die skepping en die paraatheid van die land se industrie vir produksie beoordeel het. Berekeninge het getoon dat die meeste take vir militêre en ruimtelike doeleindes opgelos word deur 'n lanseervoertuig met 'n laai van 70-100 ton, wat in 'n wentelbaan met 'n hoogte van 300 km gelanseer word.
Daarom, vir die ontwerpstudies van N1, is 'n lading van 75 ton aangeneem met die gebruik van suurstof-petroleumbrandstof in alle stadiums van die vuurpylenjin. Hierdie waarde van die massa van die lading kom ooreen met die lanseermassa van die lanseervoertuig van 2200 ton, met inagneming dat die gebruik van waterstof as brandstof in die boonste fases die massa van die vrag tot 90-100 ton sal verhoog met die dieselfde lanseringsgewig. Studies wat deur die tegnologiese dienste van die vervaardigingsaanlegte en die tegnologiese institute van die land uitgevoer is, het nie net die tegniese uitvoerbaarheid van so 'n lanseervoertuig met minimale koste en tyd getoon nie, maar ook die gereedheid van die bedryf vir die vervaardiging daarvan.
Terselfdertyd is die moontlikhede van eksperimentele en banktoetsing van LV-eenhede en blokke II en III-stadiums op die bestaande eksperimentele basis van NII-229 bepaal met minimale aanpassings. Die LV -lanserings is beoog uit die Baikonur -kosmodroom, waarvoor dit nodig was om gepaste tegniese en lanseerstrukture daar te skep.
Daar is ook gekyk na verskillende uitlegskemas met dwars- en longitudinale traadeling, met laer- en nie-draende tenks. As gevolg hiervan is 'n vuurpylskema aangeneem met 'n dwarsverdeling van stadiums met gesuspendeerde mono-blok sferiese brandstoftenks, met multi-enjin installasies in I, II en III stadiums. Die keuse van die aantal enjins in die aandrywingstelsel is een van die belangrikste probleme by die skep van 'n lanseervoertuig. Na die ontleding is besluit om enjins met 'n stootkrag van 150 ton te gebruik.
In die I, II en III stadiums van die vervoerder is besluit om 'n stelsel te installeer vir die monitering van die organisatoriese en administratiewe aktiwiteite van die KORD, wat die enjin afskakel wanneer die beheerde parameters daarvan afwyk. Die stoot-gewig-verhouding van die lanseervoertuig is so geneem dat tydens abnormale werking van een enjin in die aanvanklike gedeelte van die baan, die vlug voortgegaan het, en in die laaste gedeeltes van die eerste fase-vlug kon 'n groter aantal enjins afgeskakel word sonder om die taak te benadeel.
OKB-1 en ander organisasies het spesiale studies uitgevoer om die keuse van dryfkomponente te regverdig met 'n ontleding van die haalbaarheid daarvan om dit vir die N1-lanseervoertuig te gebruik. Die analise toon 'n beduidende afname in die massa van die vrag (met 'n konstante lanseringsmassa) in die geval van 'n oorgang na hoogkokende brandstofkomponente, wat te wyte is aan lae waardes van spesifieke stuwingsimpuls en 'n toename in die massa brandstoftenks en gasse onder druk as gevolg van die hoër dampdruk van hierdie komponente. Vergelyking van verskillende soorte brandstof het getoon dat vloeibare suurstof - keroseen baie goedkoper is as AT + UDMH: in terme van kapitaalbeleggings - twee keer, in terme van koste - agt keer.
Die H1-lanseervoertuig het bestaan uit drie fases (blokke A, B, C), wat onderling verbind is deur kompartemente van 'n truss-tipe en 'n kopblok. Die kragkring was 'n raamdop wat eksterne vragte waarneem waarin brandstoftenks, enjins en ander stelsels geleë was. Die aandrywingstelsel van stadium I het bestaan uit 24 NK-15 (11D51) enjins met 150 tf stootkrag op die grond, gerangskik in 'n ring, fase II-agt van dieselfde enjins met 'n spuitmond NK-15V (11D52), stadium III- vier NK- 19 (11D53) met 'n spuitmond op groot hoogte. Alle enjins was gesluit.
Die instrumente van die beheerstelsel, telemetrie en ander stelsels was in die toepaslike stadiums in spesiale kompartemente geleë. Die LV is op die lanseerder geïnstalleer met ondersteunende hakke langs die rand van die einde van die eerste fase. Die aangepaste aërodinamiese uitleg het dit moontlik gemaak om die vereiste beheermomente tot die minimum te beperk en om die beginsel van stootvergelyking van teenoorgestelde enjins op die lanseervoertuig te gebruik vir steek- en rolbeheer. Vanweë die onmoontlikheid om hele raketkompartemente met bestaande voertuie te vervoer, is die indeling daarvan in vervoerbare elemente aanvaar.
Op grond van die N1 LV -fases was dit moontlik om 'n verenigde reeks vuurpyle te skep: N11 met die gebruik van II, III en IV fases van die N1 LV met 'n beginmassa van 700 ton en 'n vragvrag van 20 ton in 'n AES-baan met 'n hoogte van 300 km en N111 met die gebruik van III en IV-stadiums van die N1 LV en die II-fase van die R-9A-vuurpyl met 'n lanseringsmassa van 200 ton en 'n vragvrag van 5 ton in 'n baan van satelliete met 'n hoogte van 300 km, wat 'n wye reeks gevegs- en ruimtemissies kan oplos.
Die werk is uitgevoer onder die direkte toesig van SP Korolev, wat aan die hoof was van die Raad van Hoofontwerpers, en sy eerste adjunk V. P. Mishin. Die ontwerpmateriaal (altesaam 29 volumes en 8 bylaes) aan die begin van Julie 1962 is oorweeg deur 'n deskundige kommissie onder leiding van die president van die Akademie van Wetenskappe van die USSR M. V. Keldysh. Die Kommissie het opgemerk dat die regverdiging van die LV H1 op 'n hoë wetenskaplike en tegniese vlak uitgevoer is, voldoen aan die vereistes vir die konseptuele ontwerpe van die LV en interplanetêre vuurpyle, en kan gebruik word as die basis vir die ontwikkeling van werksdokumentasie. Terselfdertyd het lede van die kommissie MS Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin en 'n paar ander gepraat oor die noodsaaklikheid om OKB-456 by die ontwikkeling van enjins vir lanseringsvoertuie te betrek, maar V. P. Glushko het geweier.
In onderlinge ooreenkoms is die ontwikkeling van enjins toevertrou aan OKB-276, wat nie oor voldoende teoretiese bagasie en ondervinding beskik in die ontwikkeling van vuurpyl-enjins met vloeibare dryfkrag nie, met byna volledige afwesigheid van eksperimentele en bankbasis hiervoor.
Onsuksesvolle, maar vrugbare beproewings
Die Keldysh-kommissie het aangedui dat die primêre taak van die H1 die bestryding daarvan is, maar in die loop van verdere werk was die hoofdoel van die superraket ruimte, hoofsaaklik 'n ekspedisie na die maan en terugkeer na die aarde. Die keuse van so 'n besluit is in 'n groot mate beïnvloed deur verslae van die Saturn-Apollo-bemande maanprogram in die Verenigde State. Op 3 Augustus 1964 het die regering van die USSR hierdie besluit by sy besluit gekonsolideer.
In Desember 1962 het OKB-1 aan die GKOT voorgelê dat die "aanvanklike gegewens en basiese tegniese vereistes vir die ontwerp van die lanseerkompleks vir die N1-vuurpyl" ooreengekom is met die hoofontwerpers. Op 13 November 1963 het die Kommissie van die Hoogste Raad van die Nasionale Ekonomie van die USSR by sy besluit 'n interdepartementele skedule goedgekeur vir die ontwikkeling van ontwerpdokumentasie vir 'n kompleks strukture wat nodig is vir vlugtoetsing van die LV N1, uitgesluit die konstruksie self en materiaal en tegniese ondersteuning. MI Samokhin en AN Ivannikov het onder toesig van SP Korolev toesig gehou oor die oprigting van die toetslokaal by OKB-1.
Aan die begin van 1964 was die algehele agterstand van werk vanaf die geskeduleerde tyd een tot twee jaar. Op 19 Junie 1964 moes die regering die begin van die LCI tot 1966 uitstel. Vlugontwerptoetse van die N1-vuurpyl met 'n vereenvoudigde hoofeenheid van die LZ-stelsel (met die onbemande ruimtetuig 7K-L1S in plaas van LOK en LK) het in Februarie 1969 begin. Aan die begin van die LKI is eksperimentele toetse van eenhede en samestellings, banktoetse van blokke B en V, toetse met 'n prototipe 1M -vuurpyl op tegniese en lanseerposisies uitgevoer.
Die eerste bekendstelling van die N1-LZ vuurpyl en ruimtekompleks (nr. ЗЛ) vanaf die stuurboord op 21 Februarie 1969 het geëindig in 'n ongeluk. In die gasgenerator van die tweede enjin het hoëfrekwensie-trillings plaasgevind, die drukafvoerpyp agter die turbine het afgekom, 'n lek van komponente ontstaan, 'n brand het in die stertkompartement ontstaan, wat gelei het tot 'n skending van die enjinbeheer stelsel, wat 'n valse opdrag gegee het om die enjins vir 68,7 sekondes af te skakel. Die bekendstelling bevestig egter die korrektheid van die gekose dinamiese skema, lanseerdinamika, LV -beheerprosesse, maak dit moontlik om eksperimentele data te verkry oor die vragte op die LV en die sterkte daarvan, die effek van akoestiese vragte op die vuurpyl en die lanseerstelsel, en 'n paar ander data, insluitend operasionele eienskappe in werklike omstandighede.
Die tweede bekendstelling van die N1-LZ-kompleks (nr. 5L) is op 3 Julie 1969 uitgevoer, en dit het ook 'n noodgeval ondergaan. Volgens die gevolgtrekking van die noodkommissie onder voorsitterskap van V. P. Mishin, was die mees waarskynlike rede die vernietiging van die oksideermiddelpomp van die agtste enjin van blok A by die ingang van die hoofverhoog.
Ontleding van toetse, berekeninge, navorsing en eksperimentele werk het twee jaar geduur. Die verbetering van die betroubaarheid van die oksideermiddelpomp was die belangrikste maatreëls; die verbetering van die kwaliteit van vervaardiging en montering van THA; installering van filters voor die enjinpompe, uitgesluit die binnedring van vreemde voorwerpe daarin; vulling voor die bekendstelling en stikstofreiniging van die stertgedeelte van blok A tydens die vlug en die bekendstelling van 'n freonblussisteem; bekendstelling van strukturele elemente, toestelle en kabels van stelsels in die agterste kompartement van blok A in die ontwerp van termiese beskerming; die rangskikking van toestelle daarin verander om hul oorleefbaarheid te verhoog; bekendstelling van blokkering van die AED -opdrag tot 50 sekondes. vlug en onttrekking van die lanseervoertuig van die begin af deur die herstel van kragtoevoer, ens.
Die derde bekendstelling van die N1-LZ vuurpyl- en ruimtesisteem (nr. 6L) is op 27 Junie 1971 vanaf die linkerlanseerder uitgevoer. Al 30 enjins van Blok A het die voorlopige en hoofstappe van die stuwing aangegaan in ooreenstemming met die standaard siklogram en het normaal gefunksioneer totdat dit vir 50,1 sekondes deur die beheerstelsel afgeskakel is. Deurlopend met 14,5 sek. 145 ° bereik. Aangesien die AED -span tot 50 sekondes geblokkeer is, was die vlug tot 50, 1 s. feitlik onhanteerbaar geword.
Die mees waarskynlike oorsaak van die ongeluk is die verlies aan rolbeheer as gevolg van die optrede van voorheen onaangeraak vir steurende oomblikke wat die beskikbare beheermomente van die rolliggame oorskry. Die onthulde ekstra rolmoment het ontstaan met al die enjins wat loop as gevolg van die kragtige draaikolk -lugvloei in die onderste deel van die vuurpyl, vererger deur die asimmetrie van die vloei rondom die enjinonderdele wat uit die onderkant van die vuurpyl uitsteek.
In minder as 'n jaar, onder leiding van M. V. Melnikov en BA A. Sokolov, is 11D121 stuurmotors geskep om die vuurpyl te beheer. Hulle werk op die oksiderende gas en brandstof wat uit die hoofmotors geneem word.
Op 23 November 1972 is die vierde bekendstelling gemaak met die vuurpyl nr. 7L, wat aansienlike veranderinge ondergaan het. Die vlugbeheer is uitgevoer deur 'n boord-rekenaarkompleks volgens die bevele van die gyro-gestabiliseerde platform wat deur die Scientific Research Institute of the Aircraft Industry ontwikkel is. Die aandrywingstelsels het stuurmotors, 'n brandblustelsel, verbeterde meganiese en termiese beskerming van toestelle en 'n kabelnetwerk aan boord ingesluit. Die meetstelsels is aangevul met klein radio-telemetrie-toerusting wat deur OKB MEI (hoofontwerper A. F. Bogomolov) ontwikkel is. In totaal het die vuurpyl meer as 13 000 sensors gehad.
Nr 7L vlieg met 106, 93 bls. Sonder kommentaar, maar in 7 sek. voor die beraamde tyd van skeiding van die eerste en tweede fase, was daar 'n byna onmiddellike vernietiging van die oksideermiddel van enjin nr. 4, wat gelei het tot die uitskakeling van die vuurpyl.
Die vyfde bekendstelling was geskeduleer vir die vierde kwartaal van 1974. Teen Mei is alle ontwerp en konstruktiewe maatreëls om die oorlewing van die produk te verseker, met inagneming van vorige vlugte en bykomende studies, op die vuurpyl nr. 8L geïmplementeer, en die installering van die opgegradeerde enjins is begin.
Dit het gelyk asof die super-vuurpyl vroeër of later sou vlieg waarheen en hoe dit moes. Die aangestelde hoof van TsKBEM, wat in Mei 1974 omskep is in NPO Energia, akademikus V. P. Glushko, met die stilswyende toestemming van die Ministerie van Algemene Masjienbou (S. A. Afanasyev), die USSR Academy of Sciences (M. V. Keldysh), die Militêr-Industriële Kommissie van die Ministerraad (L. V. Smirnov) en die Sentrale Komitee van die CPSU (D. F. Ustinov) het alle werk aan die N1-LZ-kompleks gestaak. In Februarie 1976 is die projek amptelik afgesluit deur 'n dekreet van die Sentrale Komitee van die CPSU en die USSR Raad van Ministers. Hierdie besluit het die land swaar skepe ontneem, en die prioriteit is gegee aan die Verenigde State, wat die Space Shuttle -projek ontplooi het.
Die totale uitgawes vir die verkenning van die maan onder die H1 -LZ -program teen Januarie 1973 beloop 3,6 miljard roebels vir die skepping van H1 - 2,4 miljard. Die produksiereserve van missieleenhede, byna al die toerusting van die tegniese, lanseer- en meetkomplekse is vernietig, en die koste van ses miljard roebels is afgeskryf.
Alhoewel die ontwerp, produksie en tegnologiese ontwikkelinge, bedryfservaring en die betroubaarheid van 'n kragtige vuurpylstelsel ten volle gebruik is by die skepping van die Energia -lanseervoertuig, en dit blykbaar wyd toegepas sal word in die daaropvolgende projekte, moet daarop gelet word dat die beëindiging van die werk op H1 was verkeerd. Die USSR het vrywillig die palm aan die Amerikaners afgestaan, maar die belangrikste ding is dat baie spanne ontwerpburo's, navorsingsinstitute en fabrieke die emosionele lading van entoesiasme en 'n gevoel van toewyding aan die idees van ruimteverkenning verloor het, wat die prestasie grootliks bepaal. van oënskynlik onbereikbare fantastiese doelwitte.
