Царь-ракета
Сверхтяжелую ракету-носитель Н-1 прозвали «Царь-ракетой» за её большие размеры (стартовый вес почти 2500 тонн, высота — 110 метров), а также поставленные в ходе работ над ней цели. Ракета должна была способствовать укреплению обороноспособности государства, продвижению научных и народно-хозяйственных программ, а также пилотируемым межпланетным перелетам.
Однако, подобно известным своим тёзкам — Царь-колоколу и Царь-пушке — данное конструкторское изделие так и не удалось использовать по прямому назначению.
Над созданием тяжёлой сверхракеты в СССР начали задумываться ещё в конце 1950-х годов. Идеи и предположения по её разработке аккумулировались в королёвском ОКБ-1. Среди вариантов — предполагалось применение конструкторского задела от запустившей первые советские спутники ракеты Р-7 и даже разработка ядерной двигательной установки. Наконец к 1962 году экспертная комиссия, а позднее и руководство страны избрали компоновку с вертикальной конструкцией ракеты, которая смогла бы вывести на орбиту груз массой до 75 тонн (масса забрасываемого к Луне груза — 23 тонн, к Марсу — 15 тонн). Тогда же удалось внедрить и разработать большое количество уникальных технологий — бортовую вычислительную машину, новые методы сварки, решётчатые крылья, систему аварийного спасения космонавтов и многое другое.
Первоначально ракета предназначалась для вывода на околоземную орбиту тяжелой орбитальной станции с последующей перспективой для сборки ТМК — тяжёлого межпланетного корабля для совершения полётов к Марсу и Венере. Однако позднее было принято запоздалое решение о включении СССР в «лунную гонку» с доставкой человека на поверхность Луны. Таким образом, программа по созданию ракеты Н-1 была форсирована и она фактически превратилась в носитель для экспедиционного космического корабля ЛЗ в комплексе Н-1-ЛЗ.
К грандиозному проекту привлекался целый ряд конструкторских бюро и научных институтов:
— по двигателям — ОКБ-456 (В. П. Глушко), ОКБ-276 (Н. Д. Кузнецов) и ОКБ-165 (A. M. Люлька);
— по системам управления — НИИ-885 (Н. А. Пилюгин) и НИИ-944 (В. И. Кузнецов);
— по наземному комплексу — ГСКБ «Спецмаш» (В. П. Бармин);
— по измерительному комплексу — НИИ-4 МО (А. И. Соколов);
— по системе опорожнения баков и регулирования соотношения компонентов топлива — ОКБ-12 (А. С. Абрамов);
— по аэродинамическим исследованиям — НИИ-88 (Ю. А. Мозжорин), ЦАГИ (В. М. Мясищев) и НИИ-1 (В. Я. Лихушин);
— по технологии изготовления — Институт сварки им. Патона АН УССР (Б. Е. Патон), НИТИ-40 (Я. В. Колупаев), завод «Прогресс» (А. Я. Линьков);
— по технологии и методике экспериментальной отработки и дооборудованию стендов — НИИ-229 (Г. М. Табаков) и др.
Справка:
Начало работам по комплексу положило Постановление Правительства от 23 июня 1960 года «О создании мощных ракет-носителей, спутников, космических кораблей и освоении космического пространства в 1960-1967 гг»
Для проектных проработок ракеты-носителя (РН) Н1 был принят полезный груз массой 75 т с использованием на всех ступенях ЖРД на компонентах топлива кислород-керосин. Этому значению массы полезного груза соответствовала стартовая масса РН 2200 т, а применение на верхних ступенях в качестве горючего жидкого водорода позволяло увеличить массу полезного груза до 90-100 т при той же стартовой массе.
На базе ступеней РН Н1 можно было создать унифицированный ряд ракет:
— Н11 — с применением II, III и IV ступеней РН Н1 со стартовой массой 700 т и полезным грузом массой 20 т на ОИСЗ высотой 300 км;
— Н111 — с применением III и IV ступеней РН Н1 и II ступени ракеты Р-9А со стартовой массой 200 т и полезным грузом 5 т на ОИСЗ высотой 300 км.
Основные характеристики РКК Н1-Л3(7Л):
— масса выводимого полезного груза на орбиту Земли (Нкр = 200 км) …… 90 т;
— стартовая масса …… 2820 т;
— масса топлива:кислорода …… 1730 т;
керосина …… 680 т;
— суммарная тяга двигателей на земле …… 4615 тс (~45300 кН).
Работы по комплексу Н1 проводились под прямым руководством С. П. Королёва, возглавлявшего Совет главных конструкторов. После смерти С. П. Королева в 1966 году руководство работами по Н1-Л3 принял на себя его первый заместитель В. П. Мишин. 3 августа 1964 года выходит Постановление Правительства, в котором впервые было определено, что важнейшей задачей в исследовании космического пространства с помощью ракеты-носителя Н1 является освоение Луны с высадкой экспедиции на её поверхность и последующим возвращением её на Землю. Ракетный комплекс, в состав которого входили РН Н1 и лунная система Л3 для посылки на поверхность Луны с последующим возвращением на Землю экипажа в составе двух человек (с посадкой на Луну одного человека), получила обозначение Н1-Л3.
Проектные материалы (всего 29 томов и 8 приложений) в начале июля 1962 года рассмотрела экспертная комиссия во главе с президентом АН СССР М. В. Келдышем.
Комиссия отметила, что обоснование РН Н1 выполнено на высоком научно-техническом уровне, отвечает требованиям, предъявляемым к эскизным проектам РН и межпланетных ракет, и может быть положено в основу разработки рабочей документации. Вместе с тем, члены комиссии М. С. Рязанский, В. П. Бармин, А. Г. Мрыкин и некоторые другие высказались о необходимости привлечь ОКБ-456 к разработке двигателей для РН, но В. П. Глушко отказался.
По взаимному согласию разработку двигателей поручили ОКБ-276, которое не имело достаточного теоретического багажа и опыта разработки ЖРД при практически полном отсутствии экспериментальной и стендовой баз для этого.
Прежде чем определиться с конечной схемой ракеты-носителя, создателям пришлось оценить не менее 60 различных вариантов, от полиблочных до моноблочных как параллельного, так и последовательного деления ракеты на ступени. Для каждого из этих вариантов были проведены соответствующие всесторонние анализы как преимуществ, так и недостатков, включая технико-экономическое обоснование проекта. Конструкторы последовательно рассмотрели многоступенчатые ракеты-носители со стартовой массой от 900 до 2500 т, одновременно оценив технические возможности создания и подготовленность промышленности страны к производству. Расчеты показали, что большинство задач военного и космического назначения решаются ракетой-носителем с полезным грузом 70–100 т, выводимым на орбиту высотой 300 км.
В ходе проведения предварительных исследований создатели вынуждены были отказаться от полиблочной схемы с параллельным делением на ступени, хотя данная схема уже была опробована на Р-7 и позволяла транспортировать готовые элементы ракеты-носителя (двигательные установки, баки) с завода на космодром по ж/д. Сборка ракеты и проверка производилась на месте.
Данная схема была отвергнута по причине неоптимального сочетания массовых затрат и дополнительных гидро-, механических, пневмо- и электросвязей между блоками ракеты. В итоге на передний план вышла моноблочная схема, которая предполагала использование ЖРД с преднасосами, которые позволяли снизить толщину стенок (а значит и массу) баков, а также уменьшить давление газа наддува.
Приняли схему ракеты с поперечным делением ступеней при подвесных моноблочных сферических топливных емкостях, с многодвигательными установками на I, II и III ступенях. Выбор количества двигателей в составе двигательной установки является одной из принципиальных проблем при создании ракеты-носителя. После проведенного анализа было принято решение о применении двигателей с тягой 150 тонн.
На I, II и III ступенях носителя решили установить систему контроля организационно-распорядительной деятельности КОРД, которая отключала двигатель при отклонении его контролируемых параметров от нормы. Тяговооруженность РН приняли такой, что при нештатной работе одного двигателя на начальном участке траектории полет продолжался, а на последних участках полета I ступени можно было отключать и большее число двигателей без ущерба для выполнения задачи.
ОКБ-1 и другие организации провели специальные исследования по обоснованию выбора компонентов топлива с анализом целесообразности применения их для РН Н1. Анализ показал значительное уменьшение массы полезного груза (при постоянной стартовой массе) в случае перехода на высококипящие компоненты топлива, что обусловливается низкими значениями удельного импульса тяги и увеличением массы топлива баков и газов наддува из-за более высокой упругости паров этих компонентов.
Сравнение разных видов топлива показало, что жидкий кислород + керосин значительно дешевле АТ + НДМГ: по капвложениям — в два раза, по себестоимости — в восемь раз.
Проект ракеты Н-1 во многом был необычен, но главными его отличительными чертами стали оригинальная схема со сферическими подвесными баками, а также несущей внешней обшивкой, которая подкреплялась силовым набором (использовалась самолётная схема «полумонокок») и кольцевым размещением ЖРД на каждой из ступеней. Благодаря такому техническому решению, применительно к первой ступени ракеты во время старта и её подъёма, воздух из окружающей атмосферы выхлопными струями ЖРД эжектировался во внутреннее пространство под баком. В результате этого возникало подобие очень большого воздушно-реактивного двигателя, который включал в себя всю нижнюю часть конструкции 1-й ступени. Даже без воздушного дожигания выхлопа ЖРД данная схема обеспечивала ракете значительную прибавку тяги, увеличивая её общую эффективность.
Ступени ракеты Н-1 между собой соединялись специальными переходными фермами, через которые могли абсолютно свободно истекать газы в случае горячего запуска двигателей следующих ступеней. Управление ракетой по каналу крена осуществлялось при помощи управляющих сопел, в которые подавался газ, отводимый туда после турбонасосных агрегатов (ТНА), по каналам тангажа и курса управление производилось при помощи рассогласования тяги противоположных ЖРД.
По причине невозможности транспортировать ступени сверхтяжёлой ракеты железнодорожным транспортом, создатели предлагали внешнюю оболочку Н-1 выполнить разъёмной, а её топливные баки производить из листовых заготовок («лепестков») уже непосредственно на самом космодроме. Данная идея первоначально не укладывалась в голове членов экспертной комиссии. Поэтому, приняв в июле 1962 года эскизный проект ракеты Н-1, члены комиссии рекомендовали дополнительно проработать вопросы доставки ступеней ракеты в собранном виде, к примеру, при помощи дирижабля.
Во время защиты эскизного проекта ракеты комиссии было представлено 2 варианта ракеты: с применением в качестве окислителя АТ или жидкого кислорода. При этом вариант с жидким кислородом рассматривался в качестве основного, так как ракета при использовании АТ + НДМГ обладала бы более низкими характеристиками. В стоимостном выражении создание двигателя на жидком кислороде представлялось более экономным. При этом, по мнению представителей ОКБ-1, в случае возникновения на борту ракеты аварийной ситуации кислородный вариант представлялся более безопасным, чем вариант с использованием окислителя на основе АТ. Создатели ракеты помнили о катастрофе Р-16, которая произошла в октябре 1960 года и работала на самовоспламеняющихся токсичных компонентах.
При создании многодвигательного варианта ракеты Н-1 Сергей Королёв опирался, прежде всего, на концепцию повышения надёжности всей двигательной установки, путём возможного отключения во время полёта дефектных ЖРД. Данный принцип нашёл своё применение в системе контроля работы двигателей — КОРД, которая была предназначена для обнаружения и выключения неисправных двигателей.
На установке именно жидкостных двигателей настаивал Королёв. Не имея инфраструктурных и технологических возможностей затратного и рискованного создания передовых высокоэнергетичных кислород-водородных двигателей и отстаивая применение более токсичных и мощных гептил-амиловых двигателей, ведущее по двигателестроению КБ Глушко не стало заниматься двигателями для Н1, после чего их разработка была поручена КБ Кузнецова. Стоит отметить, что специалистам данного КБ удалось добиться наивысшего ресурсного и энергетического совершенства для двигателей кислород-керосинового типа. На всех ступенях ракеты-носителя топливо располагалось в оригинальных шаровых баках, которые были подвешены на несущей оболочке. При этом двигатели КБ Кузнецова оказались недостаточно мощными, что привело к тому, что их пришлось устанавливать в больших количествах, что в конечном итоге привело к ряду негативных эффектов.
Комплект конструкторской документации на Н-1 был готов к марту 1964 года, работы по лётно-конструкторским испытаниям (ЛКИ) планировалось начать в 1965 году, но по причине неподкрепления проекта финансированием и ресурсами этого не случилось. Сказывалось отсутствие интереса к данному проекту — Минобороны СССР, так как полезная нагрузка ракеты и круг задач не были обозначены конкретно. Тогда Сергей Королёв попытался заинтересовать в ракете политическое руководство государства, предложив использовать ракету в лунной миссии. Данное предложение было принято. 3 августа 1964 года вышло соответствующее постановление правительства, срок начала ЛКИ по ракете сдвигался на 1967-1968 годы.
Для выполнения миссии по доставке на орбиту Луны 2-х космонавтов с высадкой одного из них на поверхность требовалось увеличить грузоподъёмность ракеты до 90-100 тонн.Для этого требовались решения, которые бы не привели к коренным изменениям эскизного проекта. Такие решения были найдены — установка дополнительных 6 двигателей ЖРД в центральной части днища блока «А», изменение азимута пуска, снижение высоты опорной орбиты, увеличение заправки топливных баков с помощью переохлаждения горючего и окислителя. Благодаря этому грузоподъёмность Н-1 удалось увеличить до 95 тонн, а стартовая масса выросла до 2800-2900 тонн. Эскизный проект ракеты Н-1-ЛЗ для лунной программы был подписан Королёвым 25 декабря 1964 года.
В следующем году схема ракеты претерпела изменения, от эжекции было решено отказаться. Проток воздуха был закрыт введением специального хвостового отсека. Отличительной чертой ракеты являлась массовая отдача по полезному грузу, которая была уникальна для советских ракет. На это работала вся несущая схема, при которой каркас и баки не образовывали единого целого. При этом достаточно небольшая площадь компоновки из-за использования больших сферических баков вела к уменьшению полезного груза, а с другой стороны чрезвычайно высокие характеристики двигателей, исключительно малая удельная масса баков и уникальные конструкторские решения её увеличивали.
Все ступени ракеты именовались блоками «А», «Б», «В» (в лунной версии они использовались для вывода корабля на околоземную орбиту), блоки «Г» и «Д» предназначались для разгона корабля от Земли и торможения у Луны. Уникальная схема ракеты Н-1, все ступени которой были конструктивно подобны, позволяла перенести результаты испытаний 2-й ступени ракеты на 1-ю. Возможные нештатные ситуации, которые не удалось «поймать» на земле, предполагалось проверить в полёте.
Место Королёва на посту руководителя ОКБ-1 (с 1966 года — Центральное конструкторское бюро экспериментального машиностроения, ЦКБЭМ) занял Василий Мишин. К сожалению, этот замечательный конструктор не обладал тем упорством, которое позволяло Королёву реализовывать свои устремления.
Многие до сих пор полагают, что именно преждевременная смерть Королёва и «мягкотелость» Мишина стали основной причиной краха проекта ракеты «Н-1» и, как следствие, советской лунной программы. Это наивное заблуждение. Потому что чудес не бывает: ещё на стадии проектирования в конструкции ракеты «Н-1» появилось несколько ошибочных решений, которые и привели к катастрофе.
В феврале 1966 года на Байконуре завершилось строительство стартового комплекса (площадка № 110), но ему ещё долго предстояло ждать своей ракеты. Первая «Н-1» появилась на космодроме только 7 мая 1968 года. Там же, на Байконуре, прошли динамические испытания, технологические отработки процесса сборки, примерки носителя на стартовом комплексе. Для этого послужили два экземпляра ракеты «Н-1», известные под обозначениями «1Л» и «2Л». Им не суждено было взлететь, да и не для полётов они создавались.
В конечном варианте ракета «Н-1» («11А52») имела следующие характеристики. Габариты: общая длина (с космическим аппаратом) — 105,3 метра, максимальный диаметр по корпусу — 17 метров, стартовая масса — 2750–2820 тонн, стартовая тяга — 4590 тонн.
«Н-1» была выполнена с поперечным делением ступеней. 1-я ступень (блок «А») имела 30 однокамерных основных ЖРД «НК-15», 6 из которых размещались по центру, 24 — по периферии, и 6 рулевых сопел управления по крену. РН могла совершать полёт при двух отключенных парах противоположно расположенных периферийных ЖРД блока «А». 2-я ступень (блок «Б») имела 8 однокамерных основных ЖРД «НК-15В» с высотными соплами и 4 рулевых сопла управления по крену. РН могла совершать полёт с одной отключённой парой ЖРД блока «Б». 3-я ступень (блок «В») имела 4 однокамерных основных ЖРД «НК-19» и 4 рулевых сопла управления по крену и могла совершать полёт при одном отключенном ЖРД.
Все двигатели были разработаны в Куйбышевском авиационном КБ (ныне — Самарское НПО «Труд») под руководством Главного конструктора Николая Кузнецова. В качестве горючего использовался керосин, в качестве окислителя — жидкий кислород.
Ракета-носитель оснащалась системой координации одновременной работы двигателей «КОРД», которая в случае необходимости отключала неисправные двигатели. Стартовый комплекс состоял из двух пусковых установок со 145-метровыми башнями обслуживания, через которые производилась заправка РН, её термостатирование и электропитание. Через эти башни экипаж должен был садиться в корабль. После окончания заправки РН и посадки экипажа башня обслуживания отводилась в сторону, и ракета оставалась на стартовом столе, удерживаемая за днище 48 пневмомеханическими замками.
Вокруг каждой пусковой установки размещались четыре молниеотвода (дивертора) высотой 180 метров. Для отвода газов при запуске двигателей первой ступени были сделаны три бетонных канала. Всего на площадке № 110 построили более 90 сооружений.
Кроме того, на площадке № 112 возвели монтажно-испытательный корпус ракеты-носителя, куда РН прибывала по железной дороге в разобранном состоянии и монтировалась в горизонтальном положении.
Космический корабль проходил предполётные проверки и монтировался с другими блоками «ЛРК» в монтажно-испытательном корпусе космических объектов на площадке № 2Б. После этого он закрывался обтекателем и по железной дороге отправлялся на заправочную станцию на площадку № 112А, где производилась заправка его двигателей. Затем заправленный «ЛРК» перевозился к ракете и монтировался на третьей ступени РН, после чего весь комплекс вывозился на стартовую позицию.
Первое летно-конструкторское испытание ракеты «Н-1», проходившей под обозначением «ЗЛ», состоялось 21 февраля 1969 года. В составе лунного ракетного комплекса во время первого пуска вместо «ЛОК» и «ЛК» был установлен автоматический корабль «7К-Л1С» («11Ф92»), внешне напоминающий «7К-Л1», но оснащённый многими системами корабля «Л-3» и мощной фотоаппаратурой. Ведущим конструктором изделия «11Ф92» был Владимир Бугров. В случае успешного запуска, корабль «7Л-Л1С» должен был выйти на орбиту Луны, произвести её качественную фотосъёмку и доставить плёнки на Землю.
Борис Черток в своих мемуарах описывает момент старта так:
«В 12 часов 18 минут 07 секунд ракета вздрогнула и начала подъём. Рёв проникал в подземелье через многометровую толщу бетона. На первых секундах полёта последовал доклад телеметристов о выключении двух двигателей из тридцати. Наблюдатели, которым невзирая на строгий режим безопасности удалось следить за полётом с поверхности, рассказывали, что факел казался непривычно жёстким, «не трепыхался», а по длине раза в три-четыре превосходил протяжённость корпуса ракеты. Через десяток секунд грохот двигателей удалился. В зале стало совсем тихо. Началась вторая минута полёта. И вдруг — факел погас…
Это была 69-я секунда полёта. Горящая ракета удалялась без факела двигателей. Под небольшим углом к горизонту она еще двигалась вверх, потом наклонилась и, оставляя дымный шлейф, не разваливаясь, начала падать.
Не страх и не досаду, а некую сложную смесь сильнейшей внутренней боли и чувства абсолютной беспомощности испытываешь, наблюдая за приближающейся к земле аварийной ракетой. На ваших глазах погибает творение, с которым за несколько лет вы соединились настолько, что иногда казалось — в этом неодушевлённом «изделии» есть душа. Даже теперь мне кажется, что в каждой погибшей ракете должна была быть душа, собранная из чувств и переживаний сотен создателей этого «изделия».
Первая лётная упала по трассе полёта в 52 километрах от стартовой позиции. Далёкая вспышка подтвердила: всё кончено!..»
Последующее расследование показало, что с 3-й по 10-ю секунды полёта система контроля параметров работы двигателей «КОРД» ошибочно отключила 12-й и 24-й двигатели блока «А», но ракета-носитель продолжила полёт с двумя отключенными двигателями. На 66-й секунде из-за сильной вибрации оборвался трубопровод окислителя одного из двигателей. В кислородной среде начался пожар. Ракета могла бы продолжить полёт, но на 70-й секунде полёта, когда ракета достигла высоты 14 километров, система «КОРД» отключила сразу все двигатели блока «А», и «Н-1» упала в степь.
По результатам анализа причин аварии было принято решение ввести фреоновую систему пожаротушения с форсункой-распылителем над каждым двигателем.
Второе испытание «Н-1» («5Л») с автоматическим кораблем «11Ф92» и макетом «ЛК» («11Ф94») состоялось 3 июля 1969 года. Это был первый ночной старт «Н-1».
В 23.18 ракета оторвалась от стартового стола, но, когда поднялась немного выше молниеотводов (через 0,4 секунды после прохождения команды «контакт подъема»), взорвался восьмой двигатель блока «А». При взрыве была повреждена кабельная сеть и соседние двигатели, возник пожар.
Подъём резко замедлился, ракета начала наклоняться и на 18-й секунде полёта упала на стартовый стол. От взрыва разрушился стартовый комплекс и все шесть подземных этажей стартового сооружения. Один из молниеотводов упал, свернувшись спиралью. 145-метровая башня обслуживания сдвинулась с рельсов. Система аварийного спасения сработала надёжно, и спускаемый аппарат автоматического корабля «11Ф92» приземлился в двух километрах от стартовой позиции.
Космонавт Анатолий Воронов вспоминает, что в тот раз при подготовке к запуску присутствовали космонавты. Они поднимались на самый верх 105-метровой ракеты, осматривали и изучали лунный ракетный комплекс. Поздно вечером они наблюдали за стартом из гостиницы космонавтов: «Вдруг вспыхнуло, мы успели сбежать вниз, и в это время ударной волной выбило все стёкла. После падения ракета взорвалась прямо на стартовой площадке…»
Причиной взрыва явилось попадание постороннего предмета в кислородный насос двигателя №8 за 0,25 секунды до подъёма. Это повлекло взрыв насоса, а затем и самого двигателя. После установки фильтров такое не должно было повториться. На доработку и испытания двигателей КБ Кузнецова потребовалось почти два года. Двух катастроф «Н-1» по вине низкой надёжности первой ступени было вполне достаточно, чтобы заговорить о необходимости изменений в процессе подготовки ракеты к старту. Конструкторам ЦКБЭМ пришлось признать, что стратегия отработки надёжности выбрана неправильно.
Большая ракетно-космическая система должна выполнять свою основную задачу с первой же попытки. Для этого всё, что только можно испытать, должно быть испытано на Земле, до первого целевого полёта. Сама система должна строиться на основе многоразовости действия и больших запасов по ресурсу. Однако создавать полномасштабный стенд для отработки первой ступени было уже поздно. Поэтому ограничились введением дополнительных устройств безопасности.
Третий пуск «Н-1» («6Л») был осуществлён с уцелевшего стартового комплекса 27 июня 1971 года. В качестве полезной нагрузки был установлен лунный ракетный комплекс с макетами «ЛОК» и «ЛК». В 2.15 РН оторвалась от стартового стола и начала подъём. На этот раз в программе полёта был предусмотрен манёвр увода носителя от стартового комплекса. После его выполнения из-за возникновения неучтенных газодинамических моментов в донной части ракета стала поворачиваться по крену с постоянным нарастанием вращающего момента. Через 4,5 секунды угол поворота составил 14° через 48 секунд — около 200° и продолжал увеличиваться.
От больших перегрузок при вращении на 49-й секунде полёта начал разрушаться блок «Б» и от комплекса оторвался головной блок вместе с третьей ступенью, которые упали в семи километрах от стартового комплекса. 1-я и 2-я ступени продолжили полёт. На 51-й секунде «КОРД» отключила все двигатели блока «А», ракета упала в двадцати километрах и взорвалась, образовав воронку 15-метровой глубины.
Борис Черток описывал ситуацию с катастрофой «6Л» так: «…Огневые струи 30 двигателей складывались в общий огневой факел так, что вокруг продольной оси ракеты создавался непредвиденный теоретиками и никакими расчётами возмущающий крутящий момент. Органы управления были не в силах справиться с этим возмущением, и ракета № 6Л потеряла устойчивость». И далее: «Истинный возмущающий момент удалось определить моделированием с помощью электронных машин. При этом в качестве исходных данных закладывались не расчёты газодинамиков, а данные телеметрических измерений, реально полученные в полёте».
В результате было показано, что «фактический возмущающий момент в несколько раз превышает максимально возможный управляющий момент, который развивали по крену управляющие сопла при их предельном отклонении».
По итогам работы комиссии, расследовавшей причину аварии, было принято решение вместо шести рулевых сопел установить четыре рулевых двигателя тягой по 6 тонн на первой и второй ступенях.
Последнее испытание ракеты-носителя «Н-1» («7Л») со штатным «ЛОК» и «ЛК», выполненным в беспилотном варианте, было проведено 23 ноября 1972 года. Старт состоялся в 9.11. На 90-й секунде полёта в соответствии с программой за 3 секунды до отделения 1-й ступени двигатели начали переходить на режим конечной тяги. Были отключены шесть центральных ЖРД, отработавшие расчётное время. Скорость подъёма резко снизилась. От этого возник непредвиденный гидравлический удар, в результате чего ЖРД № 4 вошёл в резонанс, от которого разрушились топливные трубопроводы, и начался пожар. Ракета взорвалась на 107-й секунде.
Невзирая на то, что ни одной ракете «Н-1» так и не удалось выполнить программу запуска, конструкторы продолжали работу над ней. Следующий, пятый, старт был запланирован на август 1974 года, но не состоялся. В мае 1974 года советская лунная программа была закрыта, а все работы над «Н-1» прекращены. Две готовые к пускам ракеты «8Л» и «9Л» были уничтожены.
От «Н-1» удалось сохранить только 150 двигателей типа «НК», изготовленных для различных ступеней ракеты. Николай Кузнецов, несмотря на распоряжение правительства, законсервировал их и хранил долгие годы. Как показало время, делал он это не зря. В 90-е годы они были приобретены американцами и использовались на ракетах «Атлас-2АР» («Atlas-2AR»)…
В настоящее время НК-33 используется в первой ступени новой российской ракеты-носителя лёгкого класса «Союз-2.1в». В США двигатели НК-33 модифицируются для установки на ракете «Антарес» компанией «Аэроджет» /Aerojet/, после чего получают название «Эй-джей-26″ /AJ-26/.
Источник: http://ribalych.ru
