Советская лунная программа Н1-Л3

Ошибка создания миниатюры: Файл не найден

Данная статья активно редактируется и дополняется автором. Просьба воздержаться от любых правок на время проведения работ. Спасибо.

Советская лунная программа Н1-Л3 — программа высадки советского космонавта на Луну. Работа над проектом началась 24 сентября 1962 года постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР «О создании комплекса ракеты-носителя Н-1» и продолжалась до 15 мая 1974. Согласно проекту комплекс ракетно-космической системы проекта «Н1-Л3» состоял из лунного орбитального корабля «Союз-7К-ЛОК», лунного корабля «ЛК» и сверхмощной ракеты-носителя «Н1». Из-за плохо проработанной схемы ракеты-носителя, создаваемой в условиях лунной гонки с США, ни один из четырёх запусков Н1 не увенчался успехом. В результате 15 мая 1974 года руководство СССР постановило заморозить работы по проекту с рекомендацией максимального использования всего созданного при разработке многоразовой транспортной космической системы «Энергия-Буран».

Разработка ракеты-носителя Н1

Официально работы по созданию сверхтяжелой ракеты-носителя (РН) начались с постановлениея Правительства СССР от 23 июня 1960 г. «О создании мощных ракет-носителей, спутников, космических кораблей и освоении космического пространства в 1960—1967 гг.».

13 мая 1961 г. сроки создания ракеты Н1 были определены до 1965 г., однако 16 апреля 1962 г. создание сверхтяжелой ракеты-носителя Н1 было ограничено разработкой в 1962 г. эскизного проекта с необходимым экономическим обоснованием стоимости её создания. В общем виде проект «Н1-Л3» был закончен 30 декабря 1964 года.

В процессе определения необходимой стартовой массы ракеты-носителя Н1 последовательно были рассмотрены многоступенчатые РН со стартовой массой от 900 до 2500 т, при этом параллельно оценивались технические возможностей их создания и подготовленности промышленности страны к их производству. Расчёты показали, что большинство задач того времени, как военного, так и космического назначения решаются РН с полезным грузом массой 70-100 т, выводимого на круговую орбиту Земли высотой 300 км.

Для проектных проработок РН Н1 был принят полезный груз массой 75 т с условием использования на всех ступенях ЖРД стандартных на то время компонентов топлива кислород-керосин. Этому значению массы полезного груза соответствует стартовая масса РН 2200 т. При этом модификационный ресурс допускал в будущем использование на верхних ступенях в качестве горючего водорода позволит увеличить массу полезного груза до 90-100 т при той же стартовой массе.

Общая схема

Разработка конструкции ракеты Н1 потребовала нового подхода к прочностным расчётам узлов и агрегатов. Необходимо было разработать новые критерии прочности с учетом специфики нагрузок на РН, решить проблемы статической и динамической прочности РН, определяемой её жесткостными характеристиками. С учётом всех этих тонкостей, в процессе проектирования конструкторами были рассмотрены различные компоновочные схемы с поперечным и продольным делением ступеней, с несущими и не несущими баками, в результате чего была принята схема ракеты с поперечным делением ступеней при подвесных моноблочных сферических топливных емкостях, с многодвигательными установками на 1, 2 и 3 ступенях. Каждая из трёх ступеней (блоки А, Б, В), соединенных между собой переходными отсеками ферменного типа и головного блока. Силовая схема представляла собой каркасную оболочку, воспринимающую внешние нагрузки, внутри которой размещались топливные баки (бак горючего впереди), двигатели и другие системы. В состав двигательной установки 1 ступени входили 24 двигателя НК-15 (11Д51) с тягой на Земле по 150 тс, расположенные по кольцу, 2 ступени — восемь таких же двигателей с высотным соплом НК-15В (11Д52), 3 ступени — четыре двигателя НК-19 (11Д53) с высотным соплом; все двигатели имели замкнутую схему. Приборы системы управления, телеметрии и других систем располагались в специальных отсеках на соответствующих ступенях. На стартовое устройство РН устанавливалась опорными пятами, расположенными по периферии торца 1 ступени.

Аэродинамическая компоновка ракеты позволяла свести к минимуму потребные управляющие моменты и использовать на РН для управления по тангажу и рысканью принцип рассогласования тяги противоположных двигателей.

Кроме того конструкция ступеней РН Н1 позволяла создать на базе ступеней РН унифицированный ряд ракет НII с применением 2, 3 и 4 ступеней РН Н1 со стартовой массой 700 т и полезной массой 20 т на орбите ИСЗ высотой 300 км и НIII с применением 3 и 4 ступени РН Н1 и 2 ступень ракеты Р-9А со стартовой массой 200 т и полезной массой 5 т на орбите ИСЗ высотой 300 км, которые могли решать широкий круг боевых и космических задач.

Двигательная установка

Главной проблемой, с которой столкнулись конструкторы при создании ракеты-носителя, стал выбор количества двигателей в составе двигательной установки. После проведения детального анализа было решено использовать двигатели с тягой 150 тс. На то было несколько причин:

• Такие двигатели можно было изготовить и отработать на существующей производственно-технической и экспериментальной базах. Создание двигателя с тягой в 600—900 тс потребовало бы новых производственных и экспериментальных мощностей, что значительно увеличивало сроки и стоимость разработки ракеты. В условиях лунной гонки с США это считалось недопустимым;
• Двигатель с тягой 150 тс хорошо вписывался в конструкцию второй ступени ракеты-носителя. Эта возможность была использована и идентичные двигатели, только с увеличенной степенью расширения сопла были поставлены на 2 ступень, что уменьшило номенклатуру двигателей;
• Так как надёжность и работоспособность двигателей зависят от количества проведённых стендовых испытаний (суммарного времени «наработки»), то при равных экономических затратах большую надёжность можно получить отрабатывая двигатели меньшей тяги;
• При многодвигательной установке возможно резервирование двигателей (при выключении отказавшего), что существенно повышает вероятность выполнения задачи. Для этой цели на 1, 2 и 3 ступенях носителя была установлена система контроля работы двигателя «КОРД», которая отключала двигатель при отклонении контролируемых параметров его от нормы. Тяговооруженность РН была принята такой, что при отключении одного двигателя на начальном участке траектории полёт продолжался, а на последних участках полёта 1 ступени можно было отключать и большее число двигателей без ущерба для выполнения задачи. Нелишним будет отметить, что на момент установки на Н-1 система «КОРД» была недостаточно проработана. Она имела недостаточную систему алгоритмов выявления предаварийного состояния двигателей и невысокую помехозащищенность аппаратуры (это привело к выдаче ложного сигнала на выключение двигателей при первом пуске РН), а перед началом лётных испытаний прошла недостаточный объём отработки в сопряжении с другими системами ракеты (например, с системой энергопитания).

Топливная система

Были также проведены различные специальные исследования, связанные с выбором компонентов топлива и анализ целесообразности применения их для РН Н1. Исследования показали существенное уменьшение полезной нагрузки (при постоянной стартовой массе) в случае перехода на высококипящие окислители, что обуславливается более низкими значениями удельного импульса тяги и увеличением массы топлива, баков и газов наддува из-за более высокой упругости паров этих компонентов. Сравнение разных типов топлива показало, что «жидкий кислород — керосин» значительно дешевле «АТ+НДМГ», а стоимость единовременных затрат на капитальные вложения и отработку двигателей более чем в два раза меньше для кислорода и керосина, при этом стоимость компонентов «жидкий кислород — керосин», обеспечивающих пуск РН в восемь раз меньше, чем для «АТ+НДМГ». Замкнутая схема ЖРД (дожигание генераторного газа в камере сгорания) обеспечивает тепловое самовоспламенение компонентов и существенно влияет на устойчивость внутрикамерных процессов, что подтвердил опыт создания ЖРД замкнутой схемы .

К началу 1964 г. из-за постоянных проблем с финансированием общее отставание работ от предусмотренных сроков составило 1-2 года и было настолько ощутимым, что Постановлением от 19 июня 1964 г. срок начала ЛКИ перенесён на 1966 г.

Далее в Постановлении от 3 августа 1964 г. впервые было определено, что важнейшей задачей в исследовании космического пространства с помощью ракеты-носителя Н1 является освоение Луны с высадкой экспедиций на её поверхность и последующим возвращением их на Землю.

Предприятия, участвовавшие в разработке

Разумеется, выполнить такую работу силами одного ОКБ-1 было немыслимо, поэтому к разработке были привлечены специалисты из множества других КБ и НИИ. В частности по двигателям — ОКБ-456 (В. П. Глушко), ОКБ-276 (Н. Д. Кузнецов) и ОКБ-165 (А. М. Люлька); по системам управления — НИИ-885 (Н. А. Пилюгин), 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 Академии наук УССР (Б. Е. Патон), НИТИ-40 (Я. В. Колупаев), завод «Прогресс» (А. Я. Леньков); по технологии и методике экспериментальной отработки и дооборудованию стендов — НИИ-229 (Г. М. Табаков) и др.

Система Л-3

Разработчики

Основными предприятиями-разработчиками лунной системы Л3 были: — ОКБ-1 — головная организация по системе в целом, разработке ракетных блоков Г и Д, двигателей для блока Д и разработке лунного (ЛК) и лунного орбитального (ЛОК) кораблей; — ОКБ-276 (Н. Д. Кузнецов) — разрабатывало двигатель блока Г; — ОКБ-586 (М. К. Янгель) — разрабатывало ракетный блок Е лунного корабля и двигатель этого блока; — ОКБ-2 (А. М. Исаев) — разрабатывало двигатель установки (баки, ПГ системы и двигатель) блока И лунного орбитального корабля; — НИИ-944 (В. И. Кузнецов) — разрабатывало систему управления для Л3; — НИИ-885 (М. С. Рязанский) — вело работы по радиоизмерительному комплексу; — ГСКБ Спецмаш (В. П. Бармин) — вело работы по комплексу наземного оборудования системы Л3.

Начало лётно-конструкторских испытаний было назначено на 1966 г. а сама экспедиция запланирована на 1967—1968 гг.

Конструкция

Система Л3 включала в себя ракетные блоки Г и Д, ЛОК (лунный орбитальный корабль и ракетный блок И) и ЛК (лунный корабль и ракетный блок Е), головной обтекатель, (выполнял роль силового каркаса во время наземной эксплуатации и защищал системы от аэродинамического и теплового воздействия при прохождении плотных слоев атмосферы), сбрасываемый при достижении определенной скорости и двигательную установку системы аварийного спасения (САС), обеспечивающей увод спускаемого аппарата ЛОК от ракеты-носителя в случае аварии.

«Союз-7к-ЛОК» (Лунный орбитальный корабль)

Лунный орбитальный корабль состоял из лунного корабля (ЛК, он же спускаемый аппарат), бытового отсека, отсека с двигателями ориентации, причаливания и агрегатами системы стыковки, а также приборно-агрегатного отсека, в которой размещался ракетный блок И и системы энергопитания. Система стыковки ЛОК и Лунного корабля не позволяла осуществлять прямой переход космонавта из корабля в корабль. для этих целей служил бытовой отсек выполнявших также функции шлюзовой камеры. Это позволяло космонавту переходить в лунный корабль через открытый космос для высадки на Луну. При этом предполагалось использование специального лунного скафандра «Кречет».

Лунный корабль ЛК (спускаемый аппарат)

Лунный корабль состоял из герметичной кабины для космонавта, отсека с двигателями ориентации, причаливания и пассивным ячеистым агрегатом стыковки, ракетного блока Е и лунного посадочного устройства (ЛПУ).Электропитание осуществлялось за счёт химических аккумуляторов, расположенных с внешней стороны ЛК (на раме ЛПУ) и в приборном отсеке. Система управления базировалась на бортовой ЭВМ и ручной системе управления, позволявшей космонавту в случае нештатной ситуации самостоятельно выбирать место посадки в визуальном режиме через специальный иллюминатор. На это космонавту отводилось примерно 15-20 секунд. Лунный посадочный модуль имел четыре опорные ноги с сотовыми поглотителями излишней вертикальной скорости посадки.

Схема полёта

Полёт комплекса Н1-Л3 планировался по следующей схеме:

• вывод системы Л3 ракетой-носителем Н1 на орбиту ИСЗ (время пребывания на орбите ИСЗ до 1 сут.);
• разгон системы Л3 блоком Г на траекторию полёта «Земля-Луна» (блок Г работает до полной выработки топлива);
• доразгон системы Л3 блоком Д до заданной скорости, проведение двух коррекций и переход системы Л3 (блок Д-ЛК-ЛОК) на орбиту искусственного спутника Луны (ИСЛ); время полёта к Луне 3,5 суток, пребывания на орбите ИСЛ — до 4 суток.
• перевод системы Л3 с помощью блока Д с круговой на эллиптическую орбиту, её ориентация и юстировка;
• переход одного космонавта в ЛК из ЛОК;
• отделение лунной посадочной системы (блок Д и ЛК) от ЛОК;
• разворот и торможение ЛК блоком Д;
• отделение блока Д и его увод;
• торможение с помощью блока Е, маневр, юстировка и посадка ЛК на Луну; время пребывания на Луне от 6 до 24 ч;
• взлет ЛК с Луны с помощью блока Е и стыковка ЛК с ЛОК на орбите ИСЛ (время пребывания на орбите ИСЛ до 1 суток);
• разгон ЛОК с помощью блока И по траектории «Луна-Земля», проведение коррекций (время полёта к Земле 3,5 суток.);
• отделение СА, вход в плотные слои атмосферы Земли со второй космической скоростью, планирующий спуск и посадка на территории СССР.

Общее время экспедиции 11-12 суток.

В июне 1974 г. все работы по проекту Н1-ЛЗ были прекращены. Все финансовые затраты были списаны (в ценах 70-х годов затраты составили 4 млрд руб.).

Меры безопасности

Советская лунная программа предусматривала в рамках подготовке к высадке человека доставка на поверхность Луны в автоматическом режиме беспилотного корабль ЛК-Р (резервый). Он дублировал основной лунный кораблю на случай аварии при посадке или других непредвиденных обстоятельств, которые могли помешать космонавту вернутся на ЛОК. Также предполагалось, использование на Луне заранее доставленным луноходом с системой ручного управления в качестве транспорта. На луноход также возлагалась задача транспортирования космонавта до резервного лунного корабля в случае, если взлёт основного корабля будет невозможен из-за технической неисправности.