Советская лунная программа Н1-Л3

Материал из Циклопедии
Перейти к: навигация, поиск
Старт ракеты-носителя Н1.

Советская лунная программа Н1-Л3 — программа высадки советского космонавта на Луну. Официально принята 3 августа 1964 г., когда 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.

Не смотря на это работа над проектом началась ещё 24 сентября 1962 года с постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР «О создании комплекса ракеты-носителя Н-1»[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».[2]

Содержание

[править] 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.».[3]

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.[4]

В ходе исследований по определению стартовой массы ракеты-носителя Н1 последовательно были рассмотрены варианты многоступенчатой РН со стартовой массой от 900 до 2500 т. При этом параллельно оценивались технические возможностей их создания с учётом возможностей промышленности страны по их производству. Расчёты показали, что большинство задач того времени, как военного, так и космического назначения, решаются РН, способным вести на 300-километровую орбиту полезный груз весом от 70 до 100 тонн.

Для проработки проекта РН Н1 был выбрать полезный груз в 75 тонн с условием использования на всех ступенях ЖРД стандартных на то время компонентов топлива кислород-керосин. При такой полезной нагрузке стартовая масса РН составлял 2200 т.[5] 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.

[править] Общая схема

Ракета-носитель Н1 в боксе перед стартом

Проектирование сверхтяжелой ракеты-носителя Н1 потребовало от советских инженеров нового подхода к расчётам прочности всех узлов и агрегатов ракеты. Необходимо было разработать новые критерии прочности РН с учетом возросших нагрузок, решить проблемы статической и динамической прочности. С учётом всех этих тонкостей, в процессе проектирования конструкторами были рассмотрены различные компоновочные схемы с поперечным и продольным делением ступеней, несущими и не несущими баками. В конечном счёте была принята схема ракеты с поперечным делением ступеней при подвесных моноблочных сферических топливных баках и многодвигательными установками на 1, 2 и 3 ступенях.[6] Каждая из трёх ступеней соединялась с соседними переходными отсеками, выполненными по ферменному типу. Силовая схема представляла собой каркасную оболочку, принимавшую на себя внешние нагрузки. Внутри неё размещались топливные баки (бак горючего впереди), двигатели и другие системы ракеты. В состав двигательной установки 1 ступени входили 24 двигателя НК-15 (11Д51)[5] 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 необходимость в управляющих моментах и использовать на РН для управления по тангажу и рысканью принцип рассогласования тяги противоположных двигателей.

Кроме того, конструкция ступеней РН Н1 позволяла создать на их базе ряд унифицированных ракет НII с применением 2, 3 и 4 ступеней РН Н1. Стартовая масса ракет составлял 700 т и полезной нагрузкой в 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 нагрузкой в 5 т на орбите ИСЗ высотой 300 км. В перспективе это позволяло решать широкий круг боевых и космических задач СССР.

[править] 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 уже 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.[5]
  • 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.[7]
  • 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»[8], 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).

[править] Топливная система

Двигатель 1 ступени ракеты Н1

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»[8], 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.[8]

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.

[править] 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.

[править] Система Л-3

[править] 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.

[править] 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.

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

Лунный орбитальный корабль «Союз-7к-ЛОК»

Лунный орбитальный корабль был разработан на базе космического корабля «Союз» и состоял из лунного корабля (ЛК, он же спускаемый аппарат), бытового отсека с выходным люком увеличенного сечения, отсека с двигателями ориентации, причаливания и агрегатами системы стыковки, а также приборно-агрегатного отсека, в которой размещался ракетный блок И и системы энергопитания.[9] 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».

[править] 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).[9] Электропитание осуществлялось за счёт химических аккумуляторов, расположенных с внешней стороны ЛК (на раме ЛПУ) и в приборном отсеке. Система управления базировалась на бортовой ЭВМ[5] 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.

[править] Схема полёта

Полёт комплекса Н1-Л3 планировался по следующей схеме[10]:

  • 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.).[5]

[править] 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.[5] 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.

[править] Интересные факты

В 1962 году 35-й президент США Джон Фицджеральд Кеннеди выступил перед Конгрессом Соединённых Штатов с сенсационным заявлением о намерении отравить Человека на Луну. Спустя 10 дней Кеннеди в рамках встречи с Генсеком СССР Никитой Хрущёвым предложил советскому лидеру объединить Советскую и Американскую лунные программы.[11] Однако предложение Кеннеди осталось без ответа.

20 сентября 1963 году с трибуны ООН Кеннеди ещё раз озвучил своё предложение об объединении усилия по освоению Луны.[11] «Это место для нового сотрудничества, для дальнейших совместных усилий по освоению и регулированию космоса. И я включаю сюда совместную экспедицию на Луну. Почему первый полет человека на Луну должен быть предметом национального соревнования? Почему США и СССР, готовясь к таким исследованиям, должны дублировать исследования, строительство и расходы? Мы должны выяснить, не могут ли ученые и астронавты наших двух стран и всего мира работать вместе над завоеванием космоса, чтобы однажды отправить на Луну представителя не одной нации, а всех стран», — заявил Кеннеди.

12 ноября 1963 года Кеннеди поручил директору НАСА «взять лично на себя инициативу и основную ответственность в рамках правительства за развитие самостоятельной программы космического сотрудничества с Советским Союзом». По замыслу Кеннеди программа должна была включить в себя «предложения СССР по совместной высадке на Луну». Но спустя десять дней Кеннеди был убит, и его планы так и остались всего лишь мечтами.

[править] Источники

Персональные инструменты
Пространства имён

Варианты
Действия
Навигация
Инструменты