Rusia sangat membutuhkan kapal induk kelas super berat
Tahun lalu, Roskosmos mengumumkan tender untuk pengembangan roket kelas berat berdasarkan proyek Angara yang ada, yang antara lain mampu mengirimkan pesawat ruang angkasa berawak ke bulan. Jelas, kurangnya roket super-berat Rusia yang dapat melemparkan hingga 80 ton kargo ke orbit menghambat banyak pekerjaan yang menjanjikan di luar angkasa dan di Bumi. Proyek satu-satunya operator domestik dengan karakteristik serupa, Energia-Buran, ditutup pada awal 90-an, meskipun menghabiskan 14, 5 miliar rubel (dalam harga 80-an) dan 13 tahun. Sementara itu, di Uni Soviet, sebuah roket super dengan karakteristik kinerja yang menakjubkan berhasil dikembangkan. Pembaca "VPK" disuguhi cerita tentang sejarah penciptaan roket N1.
Awal pengerjaan H1 dengan mesin jet cair (LPRE) didahului dengan penelitian mesin roket yang menggunakan energi nuklir (NRE). Sesuai dengan keputusan pemerintah 30 Juni 1958, desain awal dikembangkan di OKB-1, disetujui oleh S. P. Korolev pada 30 Desember 1959.
OKB-456 (kepala desainer V. P. Glushko) dari Komite Negara untuk Teknologi Pertahanan dan OKB-670 (M. M. OKB-1 mengembangkan tiga versi rudal dengan rudal bertenaga nuklir, dan yang ketiga ternyata yang paling menarik. Itu adalah roket raksasa dengan berat peluncuran 2000 ton dan massa muatan hingga 150 ton. Tahap pertama dan kedua dibuat dalam bentuk paket blok roket berbentuk kerucut, yang seharusnya memiliki sejumlah besar NK- 9 mesin roket berbahan bakar cair dengan daya dorong 52 ton pada tahap pertama. Tahap kedua termasuk empat NRE dengan total dorong 850 tf, impuls dorong spesifik dalam kekosongan hingga 550 kgf / kg saat menggunakan media kerja lain pada suhu pemanasan hingga 3500 K.
Prospek penggunaan hidrogen cair dalam campuran dengan metana sebagai fluida kerja dalam mesin roket nuklir ditunjukkan dalam tambahan keputusan di atas "Tentang Karakteristik Kemungkinan Roket Luar Angkasa Menggunakan Hidrogen", disetujui oleh SP Korolev pada 9 September 1960. Namun, sebagai hasil dari studi lebih lanjut, kelayakan kendaraan peluncuran berat dengan penggunaan mesin roket propelan cair di semua tahap pada komponen bahan bakar yang dikuasai dengan penggunaan hidrogen sebagai bahan bakar menjadi jelas. Energi nuklir telah ditunda untuk masa depan.
Proyek megah
Keputusan pemerintah 23 Juni 1960 "Tentang penciptaan kendaraan peluncuran yang kuat, satelit, pesawat ruang angkasa dan eksplorasi ruang angkasa pada tahun 1960-1967" tahun sistem roket ruang angkasa baru dengan massa peluncuran 1000-2000 ton, yang memastikan peluncuran sebuah pesawat ruang angkasa antarplanet yang berat dengan massa 60-80 ton ke orbit.
Sejumlah biro desain dan lembaga ilmiah terlibat dalam proyek ambisius tersebut. Pada mesin - OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) dan OKB-165 (AM Lyulka), pada sistem kontrol - NII-885 (N. A. Pilyugin) dan NII-944 (VI Kuznetsov), di darat kompleks - GSKB "Spetsmash" (VP Barmin), pada kompleks pengukuran - NII-4 MO (AI Sokolov), pada sistem untuk mengosongkan tangki dan mengatur rasio komponen bahan bakar - OKB-12 (AS Abramov), untuk penelitian aerodinamis - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) dan NII-1 (V. Ya. Likhushin), menurut teknologi manufaktur - V. M. Paton dari Akademi Ilmu Pengetahuan SSR Ukraina (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), pabrik Kemajuan (A. Ya. Linkov), sesuai dengan teknologi dan metode pengembangan eksperimental dan perkuatan tegakan - NII-229 (G. M. Tabakov) dan lainnya.
Para perancang secara konsisten memeriksa kendaraan peluncuran multi-tahap dengan massa peluncuran 900 hingga 2500 ton, sambil menilai kemungkinan teknis pembuatan dan kesiapan industri negara untuk produksi. Perhitungan menunjukkan bahwa sebagian besar tugas militer dan tujuan luar angkasa diselesaikan oleh kendaraan peluncuran dengan muatan 70-100 ton, yang diluncurkan ke orbit dengan ketinggian 300 km.
Oleh karena itu, untuk studi desain N1, muatan 75 ton diadopsi dengan penggunaan bahan bakar oksigen-minyak tanah di semua tahap mesin roket. Nilai massa muatan ini sesuai dengan massa peluncuran kendaraan peluncuran 2200 ton, dengan mempertimbangkan bahwa penggunaan hidrogen sebagai bahan bakar pada tahap atas akan meningkatkan massa muatan hingga 90-100 ton dengan bobot peluncuran yang sama. Studi yang dilakukan oleh layanan teknologi pabrik dan lembaga teknologi negara telah menunjukkan tidak hanya kelayakan teknis untuk menciptakan kendaraan peluncuran seperti itu dengan biaya dan waktu minimal, tetapi juga kesiapan industri untuk produksinya.
Pada saat yang sama, kemungkinan percobaan dan pengujian bangku unit LV dan blok tahap II dan III pada basis percobaan NII-229 yang ada dengan modifikasi minimal ditentukan. Peluncuran LV direncanakan dari kosmodrom Baikonur, yang mengharuskannya untuk membuat struktur teknis dan peluncuran yang sesuai di sana.
Juga, berbagai skema tata letak dengan pembagian langkah melintang dan memanjang, dengan tangki bantalan dan non-bantalan dipertimbangkan. Akibatnya, skema roket diadopsi dengan pembagian tahapan melintang dengan tangki bahan bakar bola monoblok yang ditangguhkan, dengan instalasi multi-mesin pada tahap I, II dan III. Pemilihan jumlah mesin dalam sistem propulsi merupakan salah satu masalah mendasar dalam pembuatan kendaraan peluncuran. Setelah analisis, diputuskan untuk menggunakan mesin dengan daya dorong 150 ton.
Pada tahap I, II dan III dari kapal induk, diputuskan untuk memasang sistem untuk memantau kegiatan organisasi dan administrasi KORD, yang mematikan mesin ketika parameter yang dikendalikan menyimpang dari norma. Rasio dorong-terhadap-berat kendaraan peluncuran diambil sedemikian rupa sehingga selama operasi abnormal dari satu mesin di bagian awal lintasan, penerbangan dilanjutkan, dan di bagian terakhir penerbangan tahap pertama, sejumlah besar mesin dapat dimatikan tanpa mengurangi tugas.
OKB-1 dan organisasi lain melakukan studi khusus untuk membenarkan pilihan komponen propelan dengan analisis kelayakan menggunakannya untuk kendaraan peluncuran N1. Analisis menunjukkan penurunan yang signifikan dalam massa muatan (dengan massa peluncuran konstan) dalam kasus transisi ke komponen bahan bakar dengan titik didih tinggi, yang disebabkan oleh nilai impuls dorong spesifik yang rendah dan peningkatan massa tangki bahan bakar dan gas bertekanan karena tekanan uap yang lebih tinggi dari komponen ini. Perbandingan berbagai jenis bahan bakar menunjukkan bahwa oksigen cair - minyak tanah jauh lebih murah daripada AT + UDMH: dalam hal investasi modal - dua kali, dalam hal biaya - delapan kali.
Kendaraan peluncuran H1 terdiri dari tiga tahap (blok A, B, C), saling berhubungan oleh kompartemen tipe truss transisi, dan blok kepala. Sirkuit daya adalah cangkang bingkai yang merasakan beban eksternal, di mana tangki bahan bakar, mesin, dan sistem lainnya berada. Sistem propulsi tahap I terdiri dari 24 mesin NK-15 (11D51) dengan daya dorong 150 tf di tanah, disusun dalam cincin, tahap II - delapan mesin yang sama dengan nosel ketinggian tinggi NK-15V (11D52), tahap III - empat NK- 19 (11D53) dengan nosel ketinggian tinggi. Semua mesin sirkuit tertutup.
Instrumen sistem kontrol, telemetri, dan sistem lainnya ditempatkan di kompartemen khusus pada tahap yang sesuai. LV dipasang pada perangkat peluncuran dengan tumit pendukung di sepanjang pinggiran akhir tahap pertama. Tata letak aerodinamis yang diadopsi memungkinkan untuk meminimalkan momen kontrol yang diperlukan dan menggunakan prinsip ketidakcocokan dorong dari mesin yang berlawanan pada kendaraan peluncuran untuk kontrol pitch and roll. Karena ketidakmungkinan mengangkut seluruh kompartemen roket dengan kendaraan yang ada, pembagian mereka menjadi elemen yang dapat diangkut telah diadopsi.
Berdasarkan tahap N1 LV, dimungkinkan untuk membuat serangkaian roket terpadu: N11 dengan menggunakan tahap II, III dan IV dari N1 LV dengan massa awal 700 ton dan muatan 20 ton dalam Orbit AES dengan ketinggian 300 km dan N111 dengan penggunaan tahap III dan IV dari N1 LV dan tahap II dari roket R-9A dengan massa peluncuran 200 ton dan muatan 5 ton di orbit satelit dengan ketinggian 300 km, yang dapat menyelesaikan berbagai misi pertempuran dan ruang angkasa.
Pekerjaan itu dilakukan di bawah pengawasan langsung S. P. Korolev, yang mengepalai Dewan Kepala Desainer, dan wakil pertamanya V. P. Mishin. Bahan desain (total 29 volume dan 8 lampiran) pada awal Juli 1962 dipertimbangkan oleh komisi ahli yang dipimpin oleh Presiden Akademi Ilmu Pengetahuan USSR M. V. Keldysh. Komisi mencatat bahwa pembenaran LV H1 dilakukan pada tingkat ilmiah dan teknis yang tinggi, memenuhi persyaratan untuk desain konseptual LV dan roket antarplanet, dan dapat digunakan sebagai dasar untuk pengembangan dokumentasi kerja. Pada saat yang sama, anggota komisi M. S. Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin dan beberapa lainnya berbicara tentang perlunya melibatkan OKB-456 dalam pengembangan mesin untuk kendaraan peluncuran, tetapi V. P. Glushko menolak.
Dengan kesepakatan bersama, pengembangan mesin dipercayakan kepada OKB-276, yang tidak memiliki bagasi teoretis dan pengalaman yang cukup dalam mengembangkan mesin roket propelan cair dengan hampir tidak adanya pangkalan eksperimental dan bangku untuk ini.
Pencobaan yang tidak berhasil tetapi membuahkan hasil
Komisi Keldysh menunjukkan bahwa tugas utama H1 adalah penggunaan tempurnya, tetapi dalam perjalanan kerja lebih lanjut, tujuan utama super-roket adalah ruang, terutama ekspedisi ke bulan dan kembali ke Bumi. Sebagian besar, pilihan keputusan semacam itu dipengaruhi oleh laporan program bulan berawak Saturnus-Apollo di Amerika Serikat. Pada 3 Agustus 1964, pemerintah Uni Soviet, dengan dekritnya, mengkonsolidasikan prioritas ini.
Pada bulan Desember 1962, OKB-1 menyerahkan kepada GKOT "Data awal dan persyaratan teknis dasar untuk desain kompleks peluncuran untuk roket N1" yang disetujui oleh kepala perancang. Pada 13 November 1963, Komisi Dewan Tertinggi Ekonomi Nasional Uni Soviet, dengan keputusannya, menyetujui jadwal antardepartemen untuk pengembangan dokumentasi desain untuk kompleks struktur yang diperlukan untuk pengujian penerbangan LV N1, tidak termasuk konstruksi itu sendiri dan dukungan material dan teknis. MI Samokhin dan AN Ivannikov mengawasi pembuatan situs uji di OKB-1 di bawah pengawasan ketat SP Korolev.
Pada awal tahun 1964, tumpukan pekerjaan secara keseluruhan dari waktu yang dijadwalkan adalah satu hingga dua tahun. Pada 19 Juni 1964, pemerintah harus menunda dimulainya LCI menjadi 1966. Tes desain penerbangan roket N1 dengan unit kepala yang disederhanakan dari sistem LZ (dengan pesawat ruang angkasa tak berawak 7K-L1S, bukan LOK dan LK) dimulai pada Februari 1969. Pada awal LKI, pengujian eksperimental unit dan rakitan, uji bangku blok B dan V, pengujian dengan roket prototipe 1M pada posisi teknis dan peluncuran dilakukan.
Peluncuran pertama roket dan kompleks ruang angkasa N1-LZ (No.) dari peluncuran kanan pada 21 Februari 1969 berakhir dengan kecelakaan. Di generator gas mesin kedua, getaran frekuensi tinggi terjadi, pipa lepas landas tekanan di belakang turbin terlepas, kebocoran komponen terbentuk, kebakaran dimulai di kompartemen ekor, yang menyebabkan pelanggaran kontrol mesin sistem, yang mengeluarkan perintah palsu untuk mematikan mesin selama 68,7 detik. Namun, peluncuran mengkonfirmasi kebenaran skema dinamis yang dipilih, dinamika peluncuran, proses kontrol LV, memungkinkan untuk memperoleh data eksperimental tentang beban pada LV dan kekuatannya, efek beban akustik pada roket dan sistem peluncuran, dan beberapa data lainnya, termasuk karakteristik operasional dalam kondisi nyata.
Peluncuran kedua kompleks N1-LZ (No. 5L) dilakukan pada 3 Juli 1969, dan juga melalui keadaan darurat. Menurut kesimpulan komisi darurat yang diketuai oleh V. P. Mishin, alasan yang paling mungkin adalah penghancuran pompa oksidator dari mesin kedelapan blok A saat memasuki panggung utama.
Analisis tes, perhitungan, penelitian dan pekerjaan eksperimental berlangsung dua tahun. Meningkatkan keandalan pompa pengoksidasi diakui sebagai tindakan utama; peningkatan kualitas pembuatan dan perakitan THA; pemasangan filter di depan pompa mesin, tidak termasuk masuknya benda asing ke dalamnya; pengisian pra-peluncuran dan pembersihan nitrogen dari bagian ekor blok A dalam penerbangan dan pengenalan sistem pemadam kebakaran freon; pengenalan elemen struktural, perangkat dan kabel sistem yang terletak di kompartemen belakang blok A ke dalam desain proteksi termal; mengubah susunan perangkat di dalamnya untuk meningkatkan daya tahannya; pengenalan pemblokiran perintah AED hingga 50 detik. penerbangan dan penarikan darurat kendaraan peluncuran dari awal dengan reset catu daya, dll.
Peluncuran ketiga roket dan sistem ruang angkasa N1-LZ (No. 6L) dilakukan pada 27 Juni 1971 dari peluncuran kiri. Semua 30 mesin Blok A memasuki mode tahap awal dan utama dorong sesuai dengan siklogram standar dan berfungsi normal sampai dimatikan oleh sistem kontrol selama 50,1 detik, terus meningkat 14,5 detik. mencapai 145 °. Karena tim AED diblokir hingga 50 detik, penerbangan menjadi 50, 1 detik. menjadi praktis tidak terkendali.
Penyebab kecelakaan yang paling mungkin adalah hilangnya kendali gulungan karena aksi momen-momen mengganggu yang sebelumnya tidak diperhitungkan melebihi momen kendali yang tersedia dari badan gulungan. Momen roll tambahan yang terungkap muncul dengan semua mesin berjalan karena aliran udara pusaran yang kuat di area bawah roket, diperparah oleh asimetri aliran di sekitar bagian-bagian mesin yang menonjol dari bagian bawah roket.
Dalam waktu kurang dari setahun, di bawah kepemimpinan M. V. Melnikov dan B. A. Sokolov, mesin kemudi 11D121 diciptakan untuk memberikan kontrol guling roket. Mereka beroperasi pada pengoksidasi gas generator dan bahan bakar yang diambil dari mesin utama.
Pada 23 November 1972, peluncuran keempat dilakukan dengan roket No. 7L, yang mengalami perubahan signifikan. Kontrol penerbangan dilakukan oleh kompleks komputer on-board sesuai dengan perintah platform gyro-stabil yang dikembangkan oleh Scientific Research Institute of the Aircraft Industry. Sistem propulsi termasuk mesin kemudi, sistem pemadam kebakaran, peningkatan perlindungan mekanis dan termal perangkat, dan jaringan kabel terpasang. Sistem pengukuran dilengkapi dengan peralatan telemetri radio berukuran kecil yang dikembangkan oleh OKB MEI (kepala desainer A. F. Bogomolov). Secara total, roket itu memiliki lebih dari 13.000 sensor.
No 7L terbang 106, 93 p. Tanpa komentar, tapi dalam 7 s. sebelum perkiraan waktu pemisahan tahap pertama dan kedua, ada penghancuran hampir seketika dari pompa pengoksidasi mesin No. 4, yang menyebabkan penghapusan roket.
Peluncuran kelima dijadwalkan untuk kuartal keempat tahun 1974. Pada bulan Mei, semua desain dan tindakan konstruktif untuk memastikan kelangsungan hidup produk, dengan mempertimbangkan penerbangan sebelumnya dan studi tambahan, diterapkan pada roket No. 8L, dan pemasangan mesin yang ditingkatkan dimulai.
Tampaknya cepat atau lambat super-roket akan terbang ke mana dan bagaimana seharusnya. Namun, kepala TsKBEM yang ditunjuk, berubah menjadi NPO Energia, pada Mei 1974, Akademisi V. P. Glushko, dengan persetujuan diam-diam dari Kementerian Pembangunan Mesin Umum (S. A. Afanasyev), Akademi Ilmu Pengetahuan Uni Soviet (M. V. Keldysh), Komisi Industri-Militer Dewan Menteri (L. V. Smirnov) dan Komite Sentral CPSU (D. F. Ustinov) menghentikan semua pekerjaan di kompleks N1-LZ. Pada bulan Februari 1976, proyek ini secara resmi ditutup dengan keputusan Komite Sentral CPSU dan Dewan Menteri Uni Soviet. Keputusan ini merampas negara dari kapal-kapal berat, dan prioritas diteruskan ke Amerika Serikat, yang menyebarkan proyek Pesawat Ulang-alik.
Total pengeluaran untuk eksplorasi Bulan di bawah program H1-LZ pada Januari 1973 berjumlah 3,6 miliar rubel, untuk pembuatan H1 - 2,4 miliar. Cadangan produksi unit rudal, hampir semua peralatan kompleks teknis, peluncuran dan pengukuran dihancurkan, dan biaya dalam jumlah enam miliar rubel dihapuskan.
Meskipun desain, produksi dan perkembangan teknologi, pengalaman operasi dan memastikan keandalan sistem roket yang kuat sepenuhnya digunakan dalam pembuatan kendaraan peluncuran Energia dan, jelas, akan menemukan aplikasi luas dalam proyek-proyek berikutnya, perlu dicatat bahwa penghentian pekerjaan pada H1 adalah salah. Uni Soviet secara sukarela menyerahkan telapak tangan kepada Amerika, tetapi yang utama adalah bahwa banyak tim biro desain, lembaga penelitian, dan pabrik telah kehilangan muatan emosional antusiasme dan rasa pengabdian pada ide-ide eksplorasi ruang angkasa, yang sebagian besar menentukan pencapaian. tujuan fantastis yang tampaknya tidak mungkin tercapai.
