Superrocket H1 - اختراق فاشل
روسيا في حاجة ماسة إلى حاملة طائرات ثقيلة للغاية
في العام الماضي ، أعلنت شركة Roscosmos عن مناقصة لتطوير صاروخ من الدرجة الثقيلة على أساس مشروع Angara الحالي ، القادر ، من بين أمور أخرى ، على توصيل مركبة فضائية مأهولة إلى القمر. من الواضح أن افتقار روسيا للصواريخ فائقة الثقل القادرة على إلقاء ما يصل إلى 80 طناً من البضائع في المدار يؤدي إلى إبطاء العديد من المشاريع الواعدة في الفضاء وعلى الأرض. تم إغلاق مشروع شركة النقل المحلية الوحيدة ذات الخصائص المماثلة ، Energia-Buran ، في أوائل التسعينيات ، على الرغم من إنفاق 90 مليار روبل (بأسعار الثمانينيات) و 14,5 عامًا. وفي الوقت نفسه ، في اتحاد الجمهوريات الاشتراكية السوفياتية ، تم تطوير صاروخ فائق بخصائص أداء مذهلة بنجاح. يتم عرض قصة عن انتباه قراء "VPK" قصص إنشاء صاروخ H1.
سبق بدء العمل على N1 بمحرك يعمل بالوقود السائل (LRE) بحثًا عن محركات الصواريخ التي تستخدم الطاقة النووية (NRE). وفقًا لمرسوم حكومي صادر في 30 يونيو 1958 ، تم تطوير التصميم الأولي في OKB-1 ، الذي وافق عليه S.P. Korolev في 30 ديسمبر 1959.
OKB-456 (كبير المصممين V.P. Glushko) من لجنة الدولة للمعدات الدفاعية و OKB-670 (M.M. Bondaryuk) من اللجنة الحكومية لهندسة الطائرات انضم إلى إنشاء YARD. طور OKB-1 ثلاثة إصدارات من الصواريخ باستخدام NREs ، واتضح أن الإصدار الثالث هو الأكثر إثارة للاهتمام. كان صاروخا عملاق وزن إطلاقه 2000 طن ووزن حمولته حتى 150 طن.تم صنع المرحلتين الأولى والثانية على شكل حزم من كتل الصواريخ المخروطية التي كان من المفترض أن تحتوي على عدد كبير من NK- 9 محركات صاروخية بقوة دفع 52 طن لكل منها في المرحلة الأولى. تضمنت المرحلة الثانية أربعة NREs بقوة دفع إجمالية تبلغ 850 tf ، ونبضة محددة في الفراغ تصل إلى 550 kgf.s / kg باستخدام سائل عامل آخر عند درجة حرارة تسخين تصل إلى 3500 K.
تم توضيح احتمال استخدام الهيدروجين السائل الممزوج بالميثان كسوائل عامل في NRE في ملحق القرار المذكور "بشأن الخصائص المحتملة للصواريخ الفضائية باستخدام الهيدروجين" ، الذي وافق عليه S.P. Korolev في 9 سبتمبر 1960. ومع ذلك ، نتيجة لمزيد من الدراسات ، أصبح من الواضح جدوى مركبات الإطلاق الثقيلة باستخدام محركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل في جميع المراحل على مكونات الوقود المتقنة باستخدام الهيدروجين كوقود. تم وضع الطاقة النووية جانبا.
مشروع فخم
نص المرسوم الحكومي المؤرخ 23 حزيران / يونيه 1960 "بشأن إنشاء مركبات الإطلاق القوية والأقمار الصناعية والمركبات الفضائية واستكشاف الفضاء الخارجي في الفترة 1960-1967" على إجراء دراسة التصميم في 1960-1962 والكمية اللازمة من البحث من أجل إنشاء نظام صاروخي فضائي جديد في السنوات القادمة بكتلة إطلاق تتراوح من 1000 إلى 2000 طن ، مما يضمن إطلاق مركبة فضائية ثقيلة بين الكواكب كتلتها 60-80 طنًا في المدار.
شارك عدد من مكاتب التصميم والمعاهد العلمية في المشروع الضخم. للمحركات - OKB-456 (V.P. Glushko) ، OKB-276 (N.D. Kuznetsov) و OKB-165 (AM Lyulka) ، لأنظمة التحكم - NII-885 (N. مجمع - GSKB "Spetsmash" (V. P. Barmin) ، لمجمع القياس - NII-944 MO (A. I. Sokolov) ، لنظام تفريغ الخزانات وتنظيم نسبة مكونات الوقود - OKB-4 (A. S. Abramov) ، لأبحاث الديناميكا الهوائية - NII-12 (Yu. A. Mozzhorin) ، TsAGI (V. M. Myasishchev) و NII-88 (V. Ya. Likhushin) ، لتكنولوجيا التصنيع - معهد اللحام. باتون من أكاديمية العلوم في أوكرانيا SSR (B.E. Paton) ، NITI-1 (Ya.V. Kolupaev) ، مصنع التقدم (A.Ya. Linkov) ، وفقًا لتقنية ومنهجية الاختبار التجريبي والمعدات الإضافية لـ تقف - NII-40 (G. M. Tabakov) وغيرها.
اعتبر المصممون باستمرار مركبات الإطلاق متعددة المراحل بوزن إطلاق يتراوح من 900 إلى 2500 طن ، وفي نفس الوقت يقومون بتقييم القدرات الفنية للإبداع واستعداد صناعة الدولة للإنتاج. أظهرت الحسابات أن معظم المهام العسكرية والفضائية يتم حلها بواسطة مركبة إطلاق بحمولة تتراوح بين 70 و 100 طن ، تُطلق في مدار بارتفاع 300 كيلومتر.
لذلك ، بالنسبة لدراسات تصميم H1 ، تم اعتماد حمولة 75 طنًا باستخدام وقود الأكسجين والكيروسين في جميع مراحل LRE. تتوافق قيمة كتلة الحمولة هذه مع كتلة إطلاق مركبة الإطلاق البالغة 2200 طن ، مع الأخذ في الاعتبار أن استخدام الهيدروجين كوقود في المراحل العليا سيزيد من كتلة الحمولة إلى 90-100 طن بنفس كتلة الإطلاق. أظهرت الدراسات التي أجرتها الخدمات التكنولوجية للمصانع والمعاهد التكنولوجية في البلاد ليس فقط الجدوى الفنية لإنشاء مثل هذه السيارة بأقل تكلفة ووقت ، ولكن أيضًا استعداد الصناعة لإنتاجها.
في الوقت نفسه ، تم تحديد إمكانيات الاختبار التجريبي واختبار مقاعد البدلاء لوحدات وكتل مركبات الإطلاق من المرحلتين الثانية والثالثة على القاعدة التجريبية الحالية لـ NII-229 مع الحد الأدنى من التعديلات. تم تصور عمليات إطلاق LV من قاعدة بايكونور الفضائية ، الأمر الذي تطلب إنشاء مرافق تقنية وإطلاق مناسبة هناك.
كما تم النظر في مخططات تخطيط مختلفة مع التدريج العرضي والطولي ، مع الخزانات الحاملة وغير الحاملة. نتيجة لذلك ، تم اعتماد مخطط صاروخي مع مراحل عرضية مع خزانات وقود كروية أحادية الكتلة معلقة ، مع تركيبات متعددة المحركات في المراحل الأولى والثانية والثالثة. يعد اختيار عدد المحركات في نظام الدفع أحد المشكلات الأساسية في إنشاء مركبة الإطلاق. بعد التحليل ، تقرر استخدام محركات بقوة دفع تبلغ 150 طنًا.
في المراحل الأولى والثانية والثالثة من الناقل ، تقرر تثبيت نظام تحكم للأنشطة التنظيمية والإدارية لـ KORD ، والتي أوقفت المحرك عندما انحرفت المعلمات الخاضعة للرقابة عن القاعدة. تم أخذ نسبة الدفع إلى الوزن لمركبة الإطلاق بحيث في حالة التشغيل غير الطبيعي لمحرك واحد في القسم الأولي من المسار ، استمرت الرحلة ، وفي الأقسام الأخيرة من رحلة المرحلة الأولى ، كانت من الممكن إيقاف تشغيل عدد أكبر من المحركات دون المساس بأداء المهمة.
أجرت OKB-1 ومنظمات أخرى دراسات خاصة لتبرير اختيار مكونات الوقود مع تحليل جدوى استخدامها لمركبة الإطلاق H1. أظهر التحليل انخفاضًا كبيرًا في كتلة الحمولة (عند كتلة انطلاق ثابتة) في حالة التحول إلى مكونات وقود عالية الغليان ، ويرجع ذلك إلى القيم المنخفضة للنبضة النوعية للدفع وزيادة في كتلة الوقود في الخزانات وزيادة الغازات نتيجة لارتفاع ضغط البخار لهذه المكونات. أظهرت مقارنة أنواع مختلفة من الوقود أن الأكسجين السائل - الكيروسين أرخص بكثير من AT + UDMH: من حيث الاستثمارات الرأسمالية - مرتين ، من حيث التكلفة - ثماني مرات.
تتكون مركبة الإطلاق H1 من ثلاث مراحل (كتل A ، B ، C) ، مترابطة بواسطة مقصورات انتقالية من نوع الجمالون ، وكتلة الرأس. كانت دائرة الطاقة عبارة عن هيكل إطار يتعرف على الأحمال الخارجية ، والتي توجد بداخلها خزانات الوقود والمحركات والأنظمة الأخرى. تضمن نظام الدفع للمرحلة الأولى 24 محرك NK-15 (11D51) مع قوة دفع على الأرض تبلغ 150 تريليون قدم لكل منها ، وتقع على طول الحلقة ، المرحلة الثانية - ثمانية من نفس المحركات مع فوهة عالية الارتفاع NK-15V (11D52) ، المرحلة الثالثة - أربعة NK- 19 (11D53) مع فوهة عالية الارتفاع. كان لجميع المحركات دائرة مغلقة.
تم وضع أدوات نظام التحكم والقياس عن بعد وأنظمة أخرى في مقصورات خاصة في المراحل المقابلة. على جهاز البدء ، تم تثبيت مركبة الإطلاق بكعب دعم على طول محيط نهاية المرحلة الأولى. أتاح التصميم الديناميكي الهوائي المعتمد تقليل لحظات التحكم المطلوبة واستخدام مبدأ عدم التوافق بين قوة الدفع للمحركات المعاكسة على مركبة الإطلاق للتحكم في درجة الانحدار والتمايل. نظرًا لاستحالة نقل مقصورات الصواريخ بالكامل بواسطة المركبات الموجودة ، يتم تقسيمها إلى عناصر قابلة للنقل.
على أساس مراحل مركبة الإطلاق H1 ، كان من الممكن إنشاء سلسلة موحدة من الصواريخ: H11 باستخدام المراحل II و III و IV من مركبة الإطلاق H1 بوزن إطلاق 700 طن وحمولة 20 طنًا في مدار ساتلي بارتفاع 300 كم و H111 باستخدام المرحلتين الثالثة والرابعة لمركبة الإطلاق H1 والمرحلة الثانية لصاروخ R-9A بوزن إطلاق 200 طن وحمولة 5 أطنان في 300 كم ارتفاع مدار القمر الصناعي ، والذي يمكن أن يحل مجموعة واسعة من المهام القتالية والفضائية.
تم تنفيذ العمل تحت الإشراف المباشر لـ S.P. Korolev ، الذي ترأس مجلس كبار المصممين ، ونائبه الأول ، V.P. Mishin. تمت مراجعة مواد التصميم (29 مجلداً في المجموع و 8 ملاحق) في بداية يوليو 1962 من قبل لجنة خبراء برئاسة M.V Keldysh ، رئيس أكاديمية العلوم في اتحاد الجمهوريات الاشتراكية السوفياتية. لاحظت اللجنة أن إثبات مركبة الإطلاق H1 تم على مستوى علمي وتقني عالٍ ، ويلبي متطلبات التصاميم الأولية لمركبات الإطلاق والصواريخ بين الكواكب ، ويمكن استخدامه كأساس لتطوير وثائق العمل. في الوقت نفسه ، تحدث أعضاء اللجنة M. S. Ryazansky و V. P. Barmin و A.G Mrykin وآخرون عن الحاجة إلى إشراك OKB-456 في تطوير محركات مركبة الإطلاق ، لكن V. P.
بالاتفاق المتبادل ، تم تعيين تطوير المحركات لـ OKB-276 ، والتي لم يكن لديها خلفية نظرية وخبرة كافية في تطوير محركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل مع الغياب شبه الكامل للقواعد التجريبية وقواعد مقاعد البدلاء لهذا الغرض.
تجارب فاشلة ولكنها مثمرة
أشارت لجنة Keldysh إلى أن المهمة الأساسية لـ H1 كانت استخدامها القتالي ، ولكن في سياق العمل الإضافي ، أصبح الفضاء هو الهدف الرئيسي للصاروخ الخارق ، وبشكل أساسي الرحلة الاستكشافية إلى القمر والعودة إلى الأرض. إلى حد كبير ، تأثر اختيار مثل هذا القرار بالتقارير حول برنامج Saturn-Apollo المأهول على سطح القمر في الولايات المتحدة. في 3 أغسطس 1964 ، ضمنت حكومة الاتحاد السوفياتي هذه الأولوية بمرسومها.
في ديسمبر 1962 ، قدم OKB-1 إلى GKOT "البيانات الأولية والمتطلبات الفنية الأساسية لتصميم مجمع الإطلاق لصاروخ N1" بالاتفاق مع كبار المصممين. في 13 نوفمبر 1963 ، وافقت لجنة المجلس الأعلى للاقتصاد الوطني لاتحاد الجمهوريات الاشتراكية السوفياتية ، بقرارها ، على الجدول الزمني المشترك بين الإدارات لتطوير وثائق التصميم لمجمع الهياكل اللازمة لاختبار الطيران لمركبة الإطلاق H1 ، باستثناء البناء نفسه والخدمات اللوجستية. أشرف M.I.Samokhin و A.N. Ivannikov على إنشاء مجمع polygon في OKB-1 تحت اهتمام S.
بحلول بداية عام 1964 ، كان إجمالي العمل المتراكم من المواعيد النهائية المحددة سنة أو سنتين. في 19 يونيو 1964 ، اضطرت الحكومة إلى تأجيل بدء العمل في LCI إلى عام 1966. بدأت اختبارات تصميم الطيران لصاروخ N1 بوحدة رأسية مبسطة لنظام LZ (مع مركبة فضائية غير مأهولة 7K-L1S بدلاً من LOK و LK) في فبراير 1969. بحلول بداية LCI ، تم إجراء اختبار تجريبي للمكونات والتجمعات ، واختبارات مقاعد البدلاء للكتل B و C ، واختبارات مع نموذج أولي لصاروخ 1M في المواقع التقنية ومواقع الإطلاق.
انتهى الإطلاق الأول للصاروخ والمجمع الفضائي N1-LZ (رقم ZL) من الإطلاق الصحيح في 21 فبراير 1969 بحادث. حدثت اهتزازات عالية التردد في مولد الغاز للمحرك الثاني ، وانطلق مخرج الضغط خلف التوربين ، وتشكل تسرب مكون ، واندلع حريق في قسم الذيل ، مما أدى إلى انتهاك نظام التحكم في تشغيل المحرك ، والذي صدر أمر خاطئ بإيقاف تشغيل المحركات لمدة 68,7 ثانية. ومع ذلك ، أكد الإطلاق صحة المخطط الديناميكي المحدد ، وديناميكيات الإطلاق ، وعمليات التحكم في مركبة الإطلاق ، مما جعل من الممكن الحصول على بيانات تجريبية حول الأحمال على مركبة الإطلاق وقوتها ، وتأثير الأحمال الصوتية على الصاروخ والإطلاق وبعض البيانات الأخرى ، بما في ذلك الخصائص التشغيلية في الظروف الحقيقية.
تم تنفيذ الإطلاق الثاني لمجمع N1-LZ (رقم 5L) في 3 يوليو 1969 ، وانطلق أيضًا في حالة الطوارئ. وفقًا لاستنتاج لجنة الطوارئ برئاسة V.P. Mishin ، كان السبب الأكثر ترجيحًا هو تدمير مضخة المؤكسد للمحرك الثامن من الكتلة A عند دخولها المرحلة الرئيسية.
استمر تحليل الاختبارات والحسابات والدراسات والعمل التجريبي لمدة عامين. تم التعرف على التدابير الرئيسية لتحسين موثوقية مضخة المؤكسد ؛ تحسين جودة تصنيع وتجميع TNA ؛ تركيب مرشحات أمام مضخات المحرك لمنع دخول الأجسام الغريبة إليها ؛ تعبئة وتطهير ما قبل الإطلاق بالنيتروجين لقسم الذيل من الكتلة A أثناء الطيران وإدخال نظام إطفاء حريق الفريون ؛ إدخال العناصر الهيكلية والأدوات والكابلات للأنظمة الموجودة في حجرة الذيل من الكتلة أ في تصميم الحماية الحرارية ؛ تغيير موقع الأجهزة فيه من أجل زيادة بقائها على قيد الحياة ؛ مقدمة من حظر الأمر AED حتى 50 ثانية. الرحلة والسحب في حالات الطوارئ لمركبة الإطلاق من الإطلاق بسبب انقطاع التيار الكهربائي ، إلخ.
تم تنفيذ الإطلاق الثالث لنظام الفضاء الصاروخي N1-LZ (رقم 6L) في 27 يونيو 1971 من الإطلاق الأيسر. دخلت جميع محركات البلوك A الثلاثين في وضع مراحل الدفع الأولية والرئيسية وفقًا لمخطط الدوران القياسي وعملت بشكل طبيعي حتى تم إيقاف تشغيلها بواسطة نظام التحكم لمدة 30 ثانية.زادت باستمرار إلى 50,1 ثانية. وصلت إلى 14,5 درجة. نظرًا لأن أمر AED تم حظره حتى 145 ثانية ، فقد كانت الرحلة تصل إلى 50 ثانية. أصبح تقريبا خارج السيطرة.
السبب الأكثر احتمالية للحادث هو فقدان التحكم في الانقلاب نتيجة لتأثير اللحظات المزعجة التي لم يتم حسابها سابقًا والتي تتجاوز لحظات التحكم المتاحة لعناصر التحكم في التدحرج. نشأت لحظة التدحرج الإضافية التي تم الكشف عنها مع تشغيل جميع المحركات بسبب تدفق هواء دوامة قوي في المنطقة الخلفية للصاروخ ، والذي تفاقم بسبب عدم تناسق التدفق حول أجزاء المحرك البارزة خلف قاع الصاروخ.
في أقل من عام ، تحت قيادة M.V. Melnikov و B. A. Sokolov ، تم إنشاء محركات توجيه 11D121 لتوفير التحكم في لفة الصاروخ. عملوا على أكسدة غاز المولد والوقود المأخوذ من المحركات الرئيسية.
في 23 نوفمبر 1972 ، تم الإطلاق الرابع بواسطة الصاروخ رقم 7L ، والذي خضع لتغييرات كبيرة. تم تنفيذ التحكم في الرحلة بواسطة نظام الكمبيوتر الموجود على متن الطائرة وفقًا لأوامر المنصة المستقرة الجيروسكوبية التي طورتها NII AP. تم إدخال محركات التوجيه ونظام إطفاء الحريق في أنظمة الدفع ، وتم تحسين الحماية الميكانيكية والحرارية للأجهزة وشبكة الكابلات الموجودة على متن الطائرة. تم استكمال أنظمة القياس بمعدات قياس لاسلكية صغيرة الحجم تم تطويرها بواسطة OKB MPEI (كبير المصممين A.F. Bogomolov). في المجموع ، كان للصاروخ أكثر من 13 جهاز استشعار.
رقم 7L طار دون ملاحظات 106,93 ثانية ، ولكن في 7 ثوان. قبل الوقت المقدر للفصل بين المرحلتين الأولى والثانية ، حدث تدمير فوري تقريبًا لمحرك المضخة المؤكسدة رقم 4 ، مما أدى إلى تدمير الصاروخ.
تم تحديد موعد الإطلاق الخامس في الربع الرابع من عام 1974. بحلول شهر مايو ، تم تنفيذ جميع تدابير التصميم والبناء لضمان بقاء المنتج ، مع مراعاة الرحلات السابقة والدراسات الإضافية ، على الصاروخ رقم 8L ، وبدأ تركيب المحركات التي تمت ترقيتها.
يبدو أن الصاروخ الخارق سوف يطير عاجلاً أم آجلاً إلى أين وكيف ينبغي. ومع ذلك ، فإن رئيس TsKBEM ، الذي أعيد تنظيمه إلى NPO Energia ، تم تعيينه في مايو 1974 ، الأكاديمي V.P. Glushko ، بموافقة ضمنية من وزارة الهندسة الميكانيكية العامة (SA لجنة مجلس الوزراء (L.V Smirnov) واللجنة المركزية أوقف CPSU (D.F Ustinov) جميع الأعمال في مجمع N1-LZ. في فبراير 1976 ، تم إغلاق المشروع رسميًا بقرار من اللجنة المركزية للحزب الشيوعي ومجلس وزراء الاتحاد السوفياتي. هذا القرار حرم البلاد من السفن الثقيلة ، وتم تمرير الأولوية للولايات المتحدة التي أطلقت مشروع مكوك الفضاء.
بحلول يناير 1 ، بلغت التكاليف الإجمالية لاستكشاف القمر في إطار برنامج N1973-LZ 3,6 مليار روبل ، لإنشاء N1 - 2,4 مليار. تم تدمير احتياطي إنتاج الكتل الصاروخية ، وجميع معدات المجمعات التقنية والإطلاق والقياس تقريبًا ، وتم شطب التكاليف البالغة ستة مليارات روبل.
على الرغم من استخدام التصميم والإنتاج والتطورات التكنولوجية والخبرة في تشغيل وضمان موثوقية نظام صاروخي قوي بشكل كامل في إنشاء مركبة إطلاق Energia ، ومن الواضح أنه سيتم استخدامها على نطاق واسع في المشاريع اللاحقة ، تجدر الإشارة إلى أن كان إنهاء العمل على H1 خطأ. تنازل اتحاد الجمهوريات الاشتراكية السوفياتية طواعية عن الكف للأمريكيين ، ولكن الأهم من ذلك ، فقد العديد من فرق مكاتب التصميم ومعاهد البحوث والمصانع شحنتها العاطفية من الحماس والشعور بالتفاني لأفكار استكشاف الفضاء ، والتي تحدد إلى حد كبير تحقيق ما يبدو بعيد المنال أهداف رائعة.
في العام الماضي ، أعلنت شركة Roscosmos عن مناقصة لتطوير صاروخ من الدرجة الثقيلة على أساس مشروع Angara الحالي ، القادر ، من بين أمور أخرى ، على توصيل مركبة فضائية مأهولة إلى القمر. من الواضح أن افتقار روسيا للصواريخ فائقة الثقل القادرة على إلقاء ما يصل إلى 80 طناً من البضائع في المدار يؤدي إلى إبطاء العديد من المشاريع الواعدة في الفضاء وعلى الأرض. تم إغلاق مشروع شركة النقل المحلية الوحيدة ذات الخصائص المماثلة ، Energia-Buran ، في أوائل التسعينيات ، على الرغم من إنفاق 90 مليار روبل (بأسعار الثمانينيات) و 14,5 عامًا. وفي الوقت نفسه ، في اتحاد الجمهوريات الاشتراكية السوفياتية ، تم تطوير صاروخ فائق بخصائص أداء مذهلة بنجاح. يتم عرض قصة عن انتباه قراء "VPK" قصص إنشاء صاروخ H1.
سبق بدء العمل على N1 بمحرك يعمل بالوقود السائل (LRE) بحثًا عن محركات الصواريخ التي تستخدم الطاقة النووية (NRE). وفقًا لمرسوم حكومي صادر في 30 يونيو 1958 ، تم تطوير التصميم الأولي في OKB-1 ، الذي وافق عليه S.P. Korolev في 30 ديسمبر 1959.
OKB-456 (كبير المصممين V.P. Glushko) من لجنة الدولة للمعدات الدفاعية و OKB-670 (M.M. Bondaryuk) من اللجنة الحكومية لهندسة الطائرات انضم إلى إنشاء YARD. طور OKB-1 ثلاثة إصدارات من الصواريخ باستخدام NREs ، واتضح أن الإصدار الثالث هو الأكثر إثارة للاهتمام. كان صاروخا عملاق وزن إطلاقه 2000 طن ووزن حمولته حتى 150 طن.تم صنع المرحلتين الأولى والثانية على شكل حزم من كتل الصواريخ المخروطية التي كان من المفترض أن تحتوي على عدد كبير من NK- 9 محركات صاروخية بقوة دفع 52 طن لكل منها في المرحلة الأولى. تضمنت المرحلة الثانية أربعة NREs بقوة دفع إجمالية تبلغ 850 tf ، ونبضة محددة في الفراغ تصل إلى 550 kgf.s / kg باستخدام سائل عامل آخر عند درجة حرارة تسخين تصل إلى 3500 K.
تم توضيح احتمال استخدام الهيدروجين السائل الممزوج بالميثان كسوائل عامل في NRE في ملحق القرار المذكور "بشأن الخصائص المحتملة للصواريخ الفضائية باستخدام الهيدروجين" ، الذي وافق عليه S.P. Korolev في 9 سبتمبر 1960. ومع ذلك ، نتيجة لمزيد من الدراسات ، أصبح من الواضح جدوى مركبات الإطلاق الثقيلة باستخدام محركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل في جميع المراحل على مكونات الوقود المتقنة باستخدام الهيدروجين كوقود. تم وضع الطاقة النووية جانبا.
مشروع فخم
نص المرسوم الحكومي المؤرخ 23 حزيران / يونيه 1960 "بشأن إنشاء مركبات الإطلاق القوية والأقمار الصناعية والمركبات الفضائية واستكشاف الفضاء الخارجي في الفترة 1960-1967" على إجراء دراسة التصميم في 1960-1962 والكمية اللازمة من البحث من أجل إنشاء نظام صاروخي فضائي جديد في السنوات القادمة بكتلة إطلاق تتراوح من 1000 إلى 2000 طن ، مما يضمن إطلاق مركبة فضائية ثقيلة بين الكواكب كتلتها 60-80 طنًا في المدار.شارك عدد من مكاتب التصميم والمعاهد العلمية في المشروع الضخم. للمحركات - OKB-456 (V.P. Glushko) ، OKB-276 (N.D. Kuznetsov) و OKB-165 (AM Lyulka) ، لأنظمة التحكم - NII-885 (N. مجمع - GSKB "Spetsmash" (V. P. Barmin) ، لمجمع القياس - NII-944 MO (A. I. Sokolov) ، لنظام تفريغ الخزانات وتنظيم نسبة مكونات الوقود - OKB-4 (A. S. Abramov) ، لأبحاث الديناميكا الهوائية - NII-12 (Yu. A. Mozzhorin) ، TsAGI (V. M. Myasishchev) و NII-88 (V. Ya. Likhushin) ، لتكنولوجيا التصنيع - معهد اللحام. باتون من أكاديمية العلوم في أوكرانيا SSR (B.E. Paton) ، NITI-1 (Ya.V. Kolupaev) ، مصنع التقدم (A.Ya. Linkov) ، وفقًا لتقنية ومنهجية الاختبار التجريبي والمعدات الإضافية لـ تقف - NII-40 (G. M. Tabakov) وغيرها.
اعتبر المصممون باستمرار مركبات الإطلاق متعددة المراحل بوزن إطلاق يتراوح من 900 إلى 2500 طن ، وفي نفس الوقت يقومون بتقييم القدرات الفنية للإبداع واستعداد صناعة الدولة للإنتاج. أظهرت الحسابات أن معظم المهام العسكرية والفضائية يتم حلها بواسطة مركبة إطلاق بحمولة تتراوح بين 70 و 100 طن ، تُطلق في مدار بارتفاع 300 كيلومتر.
لذلك ، بالنسبة لدراسات تصميم H1 ، تم اعتماد حمولة 75 طنًا باستخدام وقود الأكسجين والكيروسين في جميع مراحل LRE. تتوافق قيمة كتلة الحمولة هذه مع كتلة إطلاق مركبة الإطلاق البالغة 2200 طن ، مع الأخذ في الاعتبار أن استخدام الهيدروجين كوقود في المراحل العليا سيزيد من كتلة الحمولة إلى 90-100 طن بنفس كتلة الإطلاق. أظهرت الدراسات التي أجرتها الخدمات التكنولوجية للمصانع والمعاهد التكنولوجية في البلاد ليس فقط الجدوى الفنية لإنشاء مثل هذه السيارة بأقل تكلفة ووقت ، ولكن أيضًا استعداد الصناعة لإنتاجها.
في الوقت نفسه ، تم تحديد إمكانيات الاختبار التجريبي واختبار مقاعد البدلاء لوحدات وكتل مركبات الإطلاق من المرحلتين الثانية والثالثة على القاعدة التجريبية الحالية لـ NII-229 مع الحد الأدنى من التعديلات. تم تصور عمليات إطلاق LV من قاعدة بايكونور الفضائية ، الأمر الذي تطلب إنشاء مرافق تقنية وإطلاق مناسبة هناك.
كما تم النظر في مخططات تخطيط مختلفة مع التدريج العرضي والطولي ، مع الخزانات الحاملة وغير الحاملة. نتيجة لذلك ، تم اعتماد مخطط صاروخي مع مراحل عرضية مع خزانات وقود كروية أحادية الكتلة معلقة ، مع تركيبات متعددة المحركات في المراحل الأولى والثانية والثالثة. يعد اختيار عدد المحركات في نظام الدفع أحد المشكلات الأساسية في إنشاء مركبة الإطلاق. بعد التحليل ، تقرر استخدام محركات بقوة دفع تبلغ 150 طنًا.
في المراحل الأولى والثانية والثالثة من الناقل ، تقرر تثبيت نظام تحكم للأنشطة التنظيمية والإدارية لـ KORD ، والتي أوقفت المحرك عندما انحرفت المعلمات الخاضعة للرقابة عن القاعدة. تم أخذ نسبة الدفع إلى الوزن لمركبة الإطلاق بحيث في حالة التشغيل غير الطبيعي لمحرك واحد في القسم الأولي من المسار ، استمرت الرحلة ، وفي الأقسام الأخيرة من رحلة المرحلة الأولى ، كانت من الممكن إيقاف تشغيل عدد أكبر من المحركات دون المساس بأداء المهمة.
أجرت OKB-1 ومنظمات أخرى دراسات خاصة لتبرير اختيار مكونات الوقود مع تحليل جدوى استخدامها لمركبة الإطلاق H1. أظهر التحليل انخفاضًا كبيرًا في كتلة الحمولة (عند كتلة انطلاق ثابتة) في حالة التحول إلى مكونات وقود عالية الغليان ، ويرجع ذلك إلى القيم المنخفضة للنبضة النوعية للدفع وزيادة في كتلة الوقود في الخزانات وزيادة الغازات نتيجة لارتفاع ضغط البخار لهذه المكونات. أظهرت مقارنة أنواع مختلفة من الوقود أن الأكسجين السائل - الكيروسين أرخص بكثير من AT + UDMH: من حيث الاستثمارات الرأسمالية - مرتين ، من حيث التكلفة - ثماني مرات.
تتكون مركبة الإطلاق H1 من ثلاث مراحل (كتل A ، B ، C) ، مترابطة بواسطة مقصورات انتقالية من نوع الجمالون ، وكتلة الرأس. كانت دائرة الطاقة عبارة عن هيكل إطار يتعرف على الأحمال الخارجية ، والتي توجد بداخلها خزانات الوقود والمحركات والأنظمة الأخرى. تضمن نظام الدفع للمرحلة الأولى 24 محرك NK-15 (11D51) مع قوة دفع على الأرض تبلغ 150 تريليون قدم لكل منها ، وتقع على طول الحلقة ، المرحلة الثانية - ثمانية من نفس المحركات مع فوهة عالية الارتفاع NK-15V (11D52) ، المرحلة الثالثة - أربعة NK- 19 (11D53) مع فوهة عالية الارتفاع. كان لجميع المحركات دائرة مغلقة.
تم وضع أدوات نظام التحكم والقياس عن بعد وأنظمة أخرى في مقصورات خاصة في المراحل المقابلة. على جهاز البدء ، تم تثبيت مركبة الإطلاق بكعب دعم على طول محيط نهاية المرحلة الأولى. أتاح التصميم الديناميكي الهوائي المعتمد تقليل لحظات التحكم المطلوبة واستخدام مبدأ عدم التوافق بين قوة الدفع للمحركات المعاكسة على مركبة الإطلاق للتحكم في درجة الانحدار والتمايل. نظرًا لاستحالة نقل مقصورات الصواريخ بالكامل بواسطة المركبات الموجودة ، يتم تقسيمها إلى عناصر قابلة للنقل.
على أساس مراحل مركبة الإطلاق H1 ، كان من الممكن إنشاء سلسلة موحدة من الصواريخ: H11 باستخدام المراحل II و III و IV من مركبة الإطلاق H1 بوزن إطلاق 700 طن وحمولة 20 طنًا في مدار ساتلي بارتفاع 300 كم و H111 باستخدام المرحلتين الثالثة والرابعة لمركبة الإطلاق H1 والمرحلة الثانية لصاروخ R-9A بوزن إطلاق 200 طن وحمولة 5 أطنان في 300 كم ارتفاع مدار القمر الصناعي ، والذي يمكن أن يحل مجموعة واسعة من المهام القتالية والفضائية.
تم تنفيذ العمل تحت الإشراف المباشر لـ S.P. Korolev ، الذي ترأس مجلس كبار المصممين ، ونائبه الأول ، V.P. Mishin. تمت مراجعة مواد التصميم (29 مجلداً في المجموع و 8 ملاحق) في بداية يوليو 1962 من قبل لجنة خبراء برئاسة M.V Keldysh ، رئيس أكاديمية العلوم في اتحاد الجمهوريات الاشتراكية السوفياتية. لاحظت اللجنة أن إثبات مركبة الإطلاق H1 تم على مستوى علمي وتقني عالٍ ، ويلبي متطلبات التصاميم الأولية لمركبات الإطلاق والصواريخ بين الكواكب ، ويمكن استخدامه كأساس لتطوير وثائق العمل. في الوقت نفسه ، تحدث أعضاء اللجنة M. S. Ryazansky و V. P. Barmin و A.G Mrykin وآخرون عن الحاجة إلى إشراك OKB-456 في تطوير محركات مركبة الإطلاق ، لكن V. P.
بالاتفاق المتبادل ، تم تعيين تطوير المحركات لـ OKB-276 ، والتي لم يكن لديها خلفية نظرية وخبرة كافية في تطوير محركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل مع الغياب شبه الكامل للقواعد التجريبية وقواعد مقاعد البدلاء لهذا الغرض.
تجارب فاشلة ولكنها مثمرة
أشارت لجنة Keldysh إلى أن المهمة الأساسية لـ H1 كانت استخدامها القتالي ، ولكن في سياق العمل الإضافي ، أصبح الفضاء هو الهدف الرئيسي للصاروخ الخارق ، وبشكل أساسي الرحلة الاستكشافية إلى القمر والعودة إلى الأرض. إلى حد كبير ، تأثر اختيار مثل هذا القرار بالتقارير حول برنامج Saturn-Apollo المأهول على سطح القمر في الولايات المتحدة. في 3 أغسطس 1964 ، ضمنت حكومة الاتحاد السوفياتي هذه الأولوية بمرسومها.
في ديسمبر 1962 ، قدم OKB-1 إلى GKOT "البيانات الأولية والمتطلبات الفنية الأساسية لتصميم مجمع الإطلاق لصاروخ N1" بالاتفاق مع كبار المصممين. في 13 نوفمبر 1963 ، وافقت لجنة المجلس الأعلى للاقتصاد الوطني لاتحاد الجمهوريات الاشتراكية السوفياتية ، بقرارها ، على الجدول الزمني المشترك بين الإدارات لتطوير وثائق التصميم لمجمع الهياكل اللازمة لاختبار الطيران لمركبة الإطلاق H1 ، باستثناء البناء نفسه والخدمات اللوجستية. أشرف M.I.Samokhin و A.N. Ivannikov على إنشاء مجمع polygon في OKB-1 تحت اهتمام S.بحلول بداية عام 1964 ، كان إجمالي العمل المتراكم من المواعيد النهائية المحددة سنة أو سنتين. في 19 يونيو 1964 ، اضطرت الحكومة إلى تأجيل بدء العمل في LCI إلى عام 1966. بدأت اختبارات تصميم الطيران لصاروخ N1 بوحدة رأسية مبسطة لنظام LZ (مع مركبة فضائية غير مأهولة 7K-L1S بدلاً من LOK و LK) في فبراير 1969. بحلول بداية LCI ، تم إجراء اختبار تجريبي للمكونات والتجمعات ، واختبارات مقاعد البدلاء للكتل B و C ، واختبارات مع نموذج أولي لصاروخ 1M في المواقع التقنية ومواقع الإطلاق.
انتهى الإطلاق الأول للصاروخ والمجمع الفضائي N1-LZ (رقم ZL) من الإطلاق الصحيح في 21 فبراير 1969 بحادث. حدثت اهتزازات عالية التردد في مولد الغاز للمحرك الثاني ، وانطلق مخرج الضغط خلف التوربين ، وتشكل تسرب مكون ، واندلع حريق في قسم الذيل ، مما أدى إلى انتهاك نظام التحكم في تشغيل المحرك ، والذي صدر أمر خاطئ بإيقاف تشغيل المحركات لمدة 68,7 ثانية. ومع ذلك ، أكد الإطلاق صحة المخطط الديناميكي المحدد ، وديناميكيات الإطلاق ، وعمليات التحكم في مركبة الإطلاق ، مما جعل من الممكن الحصول على بيانات تجريبية حول الأحمال على مركبة الإطلاق وقوتها ، وتأثير الأحمال الصوتية على الصاروخ والإطلاق وبعض البيانات الأخرى ، بما في ذلك الخصائص التشغيلية في الظروف الحقيقية.
تم تنفيذ الإطلاق الثاني لمجمع N1-LZ (رقم 5L) في 3 يوليو 1969 ، وانطلق أيضًا في حالة الطوارئ. وفقًا لاستنتاج لجنة الطوارئ برئاسة V.P. Mishin ، كان السبب الأكثر ترجيحًا هو تدمير مضخة المؤكسد للمحرك الثامن من الكتلة A عند دخولها المرحلة الرئيسية.
استمر تحليل الاختبارات والحسابات والدراسات والعمل التجريبي لمدة عامين. تم التعرف على التدابير الرئيسية لتحسين موثوقية مضخة المؤكسد ؛ تحسين جودة تصنيع وتجميع TNA ؛ تركيب مرشحات أمام مضخات المحرك لمنع دخول الأجسام الغريبة إليها ؛ تعبئة وتطهير ما قبل الإطلاق بالنيتروجين لقسم الذيل من الكتلة A أثناء الطيران وإدخال نظام إطفاء حريق الفريون ؛ إدخال العناصر الهيكلية والأدوات والكابلات للأنظمة الموجودة في حجرة الذيل من الكتلة أ في تصميم الحماية الحرارية ؛ تغيير موقع الأجهزة فيه من أجل زيادة بقائها على قيد الحياة ؛ مقدمة من حظر الأمر AED حتى 50 ثانية. الرحلة والسحب في حالات الطوارئ لمركبة الإطلاق من الإطلاق بسبب انقطاع التيار الكهربائي ، إلخ.
تم تنفيذ الإطلاق الثالث لنظام الفضاء الصاروخي N1-LZ (رقم 6L) في 27 يونيو 1971 من الإطلاق الأيسر. دخلت جميع محركات البلوك A الثلاثين في وضع مراحل الدفع الأولية والرئيسية وفقًا لمخطط الدوران القياسي وعملت بشكل طبيعي حتى تم إيقاف تشغيلها بواسطة نظام التحكم لمدة 30 ثانية.زادت باستمرار إلى 50,1 ثانية. وصلت إلى 14,5 درجة. نظرًا لأن أمر AED تم حظره حتى 145 ثانية ، فقد كانت الرحلة تصل إلى 50 ثانية. أصبح تقريبا خارج السيطرة.
السبب الأكثر احتمالية للحادث هو فقدان التحكم في الانقلاب نتيجة لتأثير اللحظات المزعجة التي لم يتم حسابها سابقًا والتي تتجاوز لحظات التحكم المتاحة لعناصر التحكم في التدحرج. نشأت لحظة التدحرج الإضافية التي تم الكشف عنها مع تشغيل جميع المحركات بسبب تدفق هواء دوامة قوي في المنطقة الخلفية للصاروخ ، والذي تفاقم بسبب عدم تناسق التدفق حول أجزاء المحرك البارزة خلف قاع الصاروخ.
في أقل من عام ، تحت قيادة M.V. Melnikov و B. A. Sokolov ، تم إنشاء محركات توجيه 11D121 لتوفير التحكم في لفة الصاروخ. عملوا على أكسدة غاز المولد والوقود المأخوذ من المحركات الرئيسية.
في 23 نوفمبر 1972 ، تم الإطلاق الرابع بواسطة الصاروخ رقم 7L ، والذي خضع لتغييرات كبيرة. تم تنفيذ التحكم في الرحلة بواسطة نظام الكمبيوتر الموجود على متن الطائرة وفقًا لأوامر المنصة المستقرة الجيروسكوبية التي طورتها NII AP. تم إدخال محركات التوجيه ونظام إطفاء الحريق في أنظمة الدفع ، وتم تحسين الحماية الميكانيكية والحرارية للأجهزة وشبكة الكابلات الموجودة على متن الطائرة. تم استكمال أنظمة القياس بمعدات قياس لاسلكية صغيرة الحجم تم تطويرها بواسطة OKB MPEI (كبير المصممين A.F. Bogomolov). في المجموع ، كان للصاروخ أكثر من 13 جهاز استشعار.
رقم 7L طار دون ملاحظات 106,93 ثانية ، ولكن في 7 ثوان. قبل الوقت المقدر للفصل بين المرحلتين الأولى والثانية ، حدث تدمير فوري تقريبًا لمحرك المضخة المؤكسدة رقم 4 ، مما أدى إلى تدمير الصاروخ.
تم تحديد موعد الإطلاق الخامس في الربع الرابع من عام 1974. بحلول شهر مايو ، تم تنفيذ جميع تدابير التصميم والبناء لضمان بقاء المنتج ، مع مراعاة الرحلات السابقة والدراسات الإضافية ، على الصاروخ رقم 8L ، وبدأ تركيب المحركات التي تمت ترقيتها.
يبدو أن الصاروخ الخارق سوف يطير عاجلاً أم آجلاً إلى أين وكيف ينبغي. ومع ذلك ، فإن رئيس TsKBEM ، الذي أعيد تنظيمه إلى NPO Energia ، تم تعيينه في مايو 1974 ، الأكاديمي V.P. Glushko ، بموافقة ضمنية من وزارة الهندسة الميكانيكية العامة (SA لجنة مجلس الوزراء (L.V Smirnov) واللجنة المركزية أوقف CPSU (D.F Ustinov) جميع الأعمال في مجمع N1-LZ. في فبراير 1976 ، تم إغلاق المشروع رسميًا بقرار من اللجنة المركزية للحزب الشيوعي ومجلس وزراء الاتحاد السوفياتي. هذا القرار حرم البلاد من السفن الثقيلة ، وتم تمرير الأولوية للولايات المتحدة التي أطلقت مشروع مكوك الفضاء.
بحلول يناير 1 ، بلغت التكاليف الإجمالية لاستكشاف القمر في إطار برنامج N1973-LZ 3,6 مليار روبل ، لإنشاء N1 - 2,4 مليار. تم تدمير احتياطي إنتاج الكتل الصاروخية ، وجميع معدات المجمعات التقنية والإطلاق والقياس تقريبًا ، وتم شطب التكاليف البالغة ستة مليارات روبل.
على الرغم من استخدام التصميم والإنتاج والتطورات التكنولوجية والخبرة في تشغيل وضمان موثوقية نظام صاروخي قوي بشكل كامل في إنشاء مركبة إطلاق Energia ، ومن الواضح أنه سيتم استخدامها على نطاق واسع في المشاريع اللاحقة ، تجدر الإشارة إلى أن كان إنهاء العمل على H1 خطأ. تنازل اتحاد الجمهوريات الاشتراكية السوفياتية طواعية عن الكف للأمريكيين ، ولكن الأهم من ذلك ، فقد العديد من فرق مكاتب التصميم ومعاهد البحوث والمصانع شحنتها العاطفية من الحماس والشعور بالتفاني لأفكار استكشاف الفضاء ، والتي تحدد إلى حد كبير تحقيق ما يبدو بعيد المنال أهداف رائعة.
معلومات