Трехступенчатая ракета-носитель 'Союз' (11А511) была предназначена для вывода на круговую орбиту космических пилотируемых кораблей типа 'Союз' и КА серии 'Космос'. Первые две ступени аналогичны ракете-носителю 'Восход', третья ступень - блок 'И' - была модернизирована с целью дальнейшего повышения энергетических характеристик носителя.

ТРЕХСТУПЕНЧАТАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ 'СОЮЗ'

    Эксплуатация ракеты-носителя 'Союз' началась в конце 1966 г. и закончилась в 1976 г. За период эксплуатации ракеты-носителя 'Союз' было проведено 32 запусков (из них 2 аварийных). В дальнейшем совершенствование РН 'Союз' привело к созданию в 1973 г. ракеты-носителя 'Союз-У' (11А511У). Ракета-носитель 'Союз-У' стала базовой ракетой для запуска космических аппаратов дистанционного зондирования Земли, биоспутииков, КА для проведения исследований в области космической технологии и материаловедения, а также космических кораблей типа 'Союз' и 'Прогресс'. Отличие РН 'Союз-У' от аналогов заключается в замене двигателей I-й и II-й ступеней на модифицированные с повышенными энергетическими характеристиками.

РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ "СОЮЗ"

КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ "СОЮЗ-ТМ"

КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ "ПРОГРЕСС"

    Носители 'Союз-У' также стали средством доставки космонавтов на долговременные орбитальные станции 'Салют', 'Салют-3', 'Салют-4', 'Салют-5', 'Салют-6', 'Салют-7' и 'Мир'. С 1978 г. выполнены полеты международных космических экипажей с участием граждан Австрии, Афганистана, Болгарии, Великобритании, Индии, Румынии, США, Сирии, Франции, ФРГ и многих других стран на кораблях 'Союз', 'Союз-Т', 'Союз-ТМ'. В 1992 г. реализован проект космического перелета 'Европа-Америка-500', посвященного 500-летию открытия Америки Колумбом. Ракетой-носителем 11А511У также выведены на орбиту космические аппараты различного назначения как в интересах науки и народного хозяйства, так и в интересах Министерства обороны. Всего с начапа эксплуатации на 01 июля 2000 года проведен 681 успешный пуск РН 'Союз-У'.
    Для дальнейшего повышения энергетики ракеты-носителя 'Союз-У' ЦСКБ осуществлена ее модификация в плане замены топлива на более эффективное, что позволило увеличить полезную нагрузку (на 200 кг). В результате проведенных работ в декабре 1982 года был осуществлен первый запуск 'Союз-У2' (11А511У-2). Всего за время эксплуатации проведено 70 успешных запусков РН 'Союз-У2'. РН 'Союз-У' обеспечивает запуск космических аппаратов с космодромов Байконур и Плесецк.
    В таблице приведены основные характеристики ракеты-носителя 11А511У и ее дальнейшей модификации 11А511У-2. В настоящее время РН 11А511У-2 не эксплуатируется.

Ракета-носитель Корабль	11A511Y 'Союз Т'	11A511V-2 'Союз ТМ'
Параметры орбиты:
наклонение, град.	51,6	51,6
высота (средняя), км	220	220
Стартовая масса:
ракетного комплекса	309,7	310,0
корабля	6,885	7,070
Экипаж, человек	2-3	2-3
Число ступеней	3	3
Тяга двигательных установок, кН:
I ступени:
у Земли	4 x 830	4 x 830
в пустоте	4 х 1620	4 х 1620
II ступени в пустоте	997	1031
III ступени в пустоте	304	304
Длина, м	51,1	51,3
Поперечный размер, м	10,3	10,3

    30 июля 1974 года филиал ОКБ-1 приобрел самостоятельность и получил наименование - Центральное специализированное конструкторское бюро (ЦСКБ), а в апреле 1996 года - Государственный научно-производственный ракетно-космический центр 'ЦСКБ - Прогресс' (ГКЦ). Начальник и Генеральный конструктор ГКЦ - Дмитрий Ильич Козлов.

РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС 'Н1-Л3'

    14 января 1966 года на операционном столе скончался С. П. Королев. Главным конструктором был назначен В. П. Мишин. ОКБ-1 переименовано в Центральное конструкторское бюро экспериментального машиностроения (ЦКБЭМ). Следует отметить, что в 70-х годах в стране разрабатывались уже две независимые лунные программы, одна из которых в ОКБ С. П. Королева предусматривала посадку на поверхность Луны одного человека, в то время как на окололунной орбите в лунном орбитальном корабле находился второй, а в другой программе, разрабатываемой в ОКБ В. Н. Челомея, предусматривался облет Луны двумя космонавтами на базе ракеты-носителя УР-500 'Протон'.
    В КБ С. П. Королева проработки ракеты велись задолго до начала официального проектирования. Уже в 1961-1962 гг. отрабатывались отдельные агрегаты и их фрагменты, была определена основная конструктивно-компоновочная схема ракеты, которая не менялась в течение всего периода отладки ракеты. Недаром авторы, положительно или отрицательно отзывающиеся о проекте 'Н-1', не высказали беспокойства о работе второй и третьей ступени ракеты, считая, что эти части системы не подведут, т. к. были испытаны на огневом стенде НИИ Химмаш.
    С каким же заделом начинались работы по ракете 'Н-1'. Во-первых, имелся значительный по тем временам опыт использования кислородно-керосиновых двигателей, обладающих более высокими характеристиками по сравнению с ЖРД, работающими на высококипящих компонентах. Во-вторых, было известно, что большую долю веса баков занимают системы наддува и емкости для хранения компонентов наддува, Поэтому необходимо применять системы наддува, использующие основные компоненты, отказавшись от вспомогательных компонентов.
    Затем, значительный выигрыш в стартовой массе ракеты может быть получен при использовании переохлажденного кислорода, т. к. в этом случае удельный вес компонента при температуре -193 њС может быть увеличен примерно на 5% и приблизиться к удельному весу высококипящих окислителей. И, наконец, необходимо было создать хотя бы для первой ступени двигатель закрытой схемы на низкокипящих компонентах с тягой на одну камеру не менее 5000 кН, т. е. в 5-10 раз более мощный любого имеющегося тогда двигателя на низкокипящих компонентах.
    И, конечно, трудно обосновать рекомендации по применению высококипящих компонентов для ракеты, имеющей на борту более полутора тысяч тонн высокотоксичных продуктов, не только с экологической точки зрения, но и с психологической точки зрения членов экипажа. Ведь в случае аварии на старте даже при наличии надежной системы аварийного спасения просто некуда будет спасаться. Все эти соображения были учтены при создании ракетыносителя 'Н-1'. Единственным непреодолимым барьером осталась двигательная установка первой ступени, состоящая первоначально из 24, а затем из 30 автономных двигателей, дающих на Земле тягу Ро = 1540 кН каждый. Надежную работу и синхронизацию в составе ДУ в итоге обеспечить не удалось.
    В исходном варианте проекта ракета-носитель состояла из трех ступеней и полезной нагрузки массой 75 т, выводимой на орбиту высотой 550 км. Стартовая масса ракеты равнялась 2200 т. Для обеспечения необходимой тяговооруженности на первой ступени устанавливались по кольцу 24 ЖРД конструкции ОКБ-276. Главным конструктором этого ОКБ был Н. Д. Кузнецов. Двигатели работали на жидком кислороде и керосине (К = 2,5), имели закрытую схему. Тяга каждого двигателя на Земле равнялась 1540 кН, удельный импульс тяги на Земле составляла 2980 Н*с/кг, в пустоте 3310 Н*с/кг. Суммарная тяга двигателей первой ступени на Земле равнялась 3530 кН. Следовательно, тяговооруженность первой субракеты равнялась 1,605.
    На базе ракеты 'Н-1' первоначально предполагалось создание целого семейства ракет различного назначения. Это ракета 'Н-11' с использованием второй, третьей и четвертой ступеней, имеющая стартовую массу 700 т, с полезной нагрузкой 20 т, ракета 'Н-111'. включающая третью и четвертую ступени со стартовой массой 200 т, и полезной нагрузкой 5 т. Имелись проекты ракет большей размерности, чем исходная, форсированные, с полезной нагрузкой 120 т и 165 т. То есть конструктивно-компоновочная схема и параметры входящих в нее блоков позволяли создать ряд ракет разной размерности, что делало создаваемую ракету-носитель действительно универсальной, и обеспечить более долгую жизнь, чем даже у ракеты Р-7.
    Однако в связи с развертыванием работ по созданию проекта 'Сатурн' - 'Аполлон' в США, направленных на создание комплекса для полета к Луне трех астронавтов и высадки на Луну двух из них, основной упор в работах с РН 'Н-1' был сделан на проектирование лунного комплекса с полезной нагрузкой, выводимой на орбиту высотой 220 км, не менее 95 т. Для решения этой задачи летный вариант ракеты-носителя выполнен в виде трехступенчатой ракеты, собранной по схеме 'тандем'. Общая длина ракеты без полезной нагрузки равнялась 64,4 м. диаметр максимальный по заднему торцевому шпангоуту хвостового отсека первой ступени более 16 м, диаметр переднего торцевого стыковочного шпангоута третьей ступени 6 м. Стартовая масса ракеты 2750-2820 т, тяга двигательной установки на Земле равна 44200 кН. Длина ракеты с полезной нагрузкой массой 95 т равна 101 м.
    В качестве компонентов топлива используется переохлажденный кислород плотностью 1,250 т/м³ и керосин с плотностью 0,8 т/м³. Соотношение компонентов 2,52. Первая ступень длиной примерно 31 м состоит из хвостового отсека, двигательной установки, бака горючего, межбакового отсека, бака окислителя и переходника. Масса конструкции ступени 180,8 т. С. П. Королев разработал двигательную установку первой ступени ракеты, состоящую из 30 ЖРД 8-А52 (11Д111) с тягой на Земле каждого 1470 кН, установленных неподвижно по двум концентрическим окружностям. В наружном ряду, имеющем радиус около 6,7 м с шагом 15њ располагаются 24 двигателя, во внутреннем с радиусом 1,8 м и шагом 60њ - остальные 6 двигателей. Двигатели имеют закрытую (замкнутую) схему, развивают удельную тягу на Земле 2980 м/с, в пустоте 3180 м/с. Турбина ТНА приводится во вращение 'кислым' газом, вырабатываемым в ГГ, работающим с большим избытком окислителя. Двигатели имеют широкие пределы регулирования за счет изменения коэффициента избытка окислителя в ГГ, а следовательно, и изменения числа оборотов ТНА. Регулирование тяги оппозитно установленных во внешнем ряду двигателей позволяет создавать управляющий момент относительно оси. симметрично которой расположены оппозитные двигатели. Таким образом можно осуществить управление по тангажу и рысканию. Управление по каналу крена осуществлялось первоначально до изделия ? 7 двенадцатью установленными на хвостовом отсеке попарно рулевыми соплами, направленными в разные стороны по касательной к образующей хвостового отсека. С изделия ? 7 для управления по крену использовались рулевые двигатели, имеющие 12 камер тягой по 1245,7 кН каждая, расположенных также попарно соплами в разные стороны, как и рулевые сопла.

РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ "Н1-Л3"

    Тяговооруженность позволяет осуществлять полет при выходе из строя трех двигателей. При этом система синхронизации двигательной установки должна немедленно отключить три оппозитно расположенные ЖРД во избежание создания момента, опрокидывающего ракету. На переднем торцевом шпангоуте фермы устанавливается вторая ступень ракеты. Соединение с хвостовым отсеком производится с помощью 24 разрывных болтов.
    В полете бак горючего наддувается до давления 0,8 Н*с/кг для обеспечения необходимого давления компонента на входе в насос горючего. Для наддува используется генераторный газ, температура которого снижается путем балластировки горючим в специальном смесителе. Вторая ступень ракеты 'Н-1' состоит из хвостового отсека, двигательной установки, бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего, ферменного переходника между второй и третьей ступенью. Длина ступени 23 м, масса конструкции второй ступени равна 52,2 т.
    Двигательная установка состоит из восьми расположенных по кольцу с шагом 45њ двигателей 11Д112 с тягой в пустоте 1680 кН каждый. Удельный импульс тяги двигателя в пустоте равна 3250 Н*с/кг. Двигатели являются высотной модификацией двигателей 11Д111. В качестве компонентов топлива используется переохлажденный кислород (1,250 т/м³) и керосин. Двигатели выполнены по закрытой схеме. Масса каждого двигателя без заливки компонентом равна 1,35 т. Давление в камере сгорания Yок - 80 кг/см². Подача компонентов турбонасосная. В качестве рабочего тела турбины используются основные компоненты топлива. Запуск двигателей производится пиростартерами, воспламенение топлива - пирозажиганием.
    Двигатели 11Д112 установлены неподвижно. Управляющие моменты в плоскости тангажа и рыскания создаются за счет дросселирования и форсирования оппозитных двигателей. Управление по каналу тяги крена осуществляется восемью реактивными двигателями малой тяги, расположенными попарно соплами в разные стороны на раме двигательного отсека с шагом в 90њ. Для наддува бака горючего используется генераторный газ. Наддув бака окислителя осуществляется газифицированным кислородом. Газификация производится в специальном теплообменнике.
    Бак окислителя второй ступени объемом 300 м³ выполнен в виде сферы диаметром 8,4 м. Конструкция бака аналогична конструкции бака окислителя первой ступени. Бак горючего второй ступени объемом 155 м³ выполнен в виде сферы радиусом 3,33 м. Наддув бака горючего производится так же, как и на первой ступени.
    Третья ступень ракеты 'Н-1' состоит из хвостового отсека, силового кольца, бака окислителя, межбакового отсека и двигательной установки, включающей четыре двигателя 11В52. Тяга каждого двигателя равна 450 кН. Длина ступени 23 м, масса конструкции ступени примерно равна 13,7 т. Двигатель 11В52 имеет удельный импульс тяги 3120 Н*с/кг. В качестве компонентов топлива используется переохлажденный кислород То - 1,250 т/м³ и керосин. Время работы двигателя 288 с. Расход топлива 0,581 т/с. Бак окислителя имеет объем 98,6 м³ и выполнен в виде сферы радиусом 2,87 м. Бак горючего третьей ступени имеет объем 61,6 м³ и выполнен в виде сферы радиусом 2,45 м.

ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА ДВИГАТЕЛЯ 11Д58М

1 - Камера сгорания;     2 - Блок многократного запуска;     3 - Блок подачи окислителя;     4 - Блок подачи горючего;     5 - Блок сопла крена;     6 - Газогенератор;     7 - Турбо насосный агрегат;

РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ "Н1-Л3"

1 - Приборный отсек;     2 - Бак окислителя (кислорода);     3 - Каркас;     4 - Бак горючего (керосина);     5 - Двигатель 11Д58М;     6 - Рулевой двигатель;     7 - Средний переходник;

РАЗГОННЫЙ БЛОК "ДМ"

    Первоначально планировалось начать летные испытания в 1967 г. и осуществить экспедицию на Луну в конце 1969 - первой половине 1970 гг. Но строительство стартового комплекса в основном было выполнено лишь в конце 1967 г., а его отработка с комплексом 'Н1-Л3' завершилась в декабре 1968 года. Таким образом система 'Н1-ЛЗ' получила заключение о допуске к летным испытаниям лишь в начале 1969 г. Летным испытаниям было подвергнуто четыре ракеты. Каждый пуск проводился после анализа результатов телеметрии, дефектации материальной части и реализации мероприятий по устранению замечаний, выявленных при предыдущем пуске. Первый пуск был осуществлен 21 февраля 1969 года. Двигатели ракеты проработали 68,67 с и были выключены вследствие возникшего пожара в двигательном отсеке первой ступени. За два месяца до этого с 21 по 27 декабря 1968 года астронавты Борман, Ловелл и Андерс на корабле Аполлон-8 выполнили облет Луны.
    3 июля 1969 года при втором пуске в результате аварии ракеты был разрушен стартовый комплекс. 24 июля земляне встречали астронавтов Армстронга, Олдрина и Коллинза - экипаж корабля 'Аполлон-11'. осуществивший 21 июля выход на поверхность Луны. Летные испытания комплекса 'Н1-ЛЗ' принимали затяжной характер. С опережением отработки носителя проводились летные испытания блоков комплекса 'ЛЗ' - блока 'Д', ЛОКа с блоком 'И' (в составе комплекса Л1) и ЛК с блоком 'Е' в составе экспериментального изделия Т2К (24 ноября 1970 года, и 12 августа 1971 года).
    27 июня 1971 года при третьем пуске ракета ? 6Л потеряла управляемость по крену и после начавшегося разрушения стыка третьей ступени с головным блоком на 51 секунде двигатели были выключены.
    Политический интерес к программе 'Н1-ЛЗ' падал.
    Встал вопрос повышения уровня научно-технических задач программы для освоения Луны и дальнейшего использования комплекса 'Н1-ЛЗ'. ЦКБЭМ разработало 'Технические предложения по созданию комплекса 'Н1-ЛЗМ'. Комплекс позволял двухпусковой схемой осуществить длительную экспедицию на Луну и обеспечивал экстренное возвращение экипажа на Землю. Предложения предусматривали ускорение отработки 'Н-1'.
    Как отмечалось в решении совместного заседания Совета главных конструкторов и Ученого совета ЦКБЭМ 15 мая 1972 года, '... предложения разработаны во исполнение решения ВПК от 16 марта 1972 года и полностью соответствуют Техническому заданию АН СССР...'.
    23 ноября 1972 года был произведен четвертый запуск комплекса 'Н1-ЛЗ'. Ракета ? 7Л, стартовавшая в этом пуске, претерпела значительные изменения, направленные на устранение выявленных недостатков и увеличение массы выводимого полезного груза. Управление полетом осуществлял бортовой вычислительный комплекс по командам гиростабилизированной платформы разработки НИИАП. В состав двигательных установок введены рулевые двигатели, система пожаротушения, улучшена механическая и тепловая зашита приборов и бортовой кабельной сети и др. Измерительные системы были доукомплектованы вновь созданной малогабаритной радиотелеметрической аппаратурой разработки ОКБ - МЭИ (главный конструктор А. Ф. Богомолов). Всего на этой ракете было установлено более 13000 датчиков.
    Ракета пролетела без замечаний 106,93 с, но за 7 с до расчетного времени разделения первой и второй ступеней произошло практически мгновенное разрушение двигателя ? 4, которое привело к ликвидации ракеты.
    Несмотря на то, что все пуски закончились авариями, они позволили в натурных условиях отработать наиболее сложную ступень ракеты и преодолеть атмосферный участок полета. Полные затраты на освоение Луны по программе 'Н1-ЛЗ' на январь 1973 года составили 3,6 миллиарда рублей, из них на создание 'Н-1' - 2,4 миллиарда рублей.
    Очередной пуск намечался на IV квартал 1974 г. К маю на ракете ? 8Л были реализованы все проектные и конструктивные мероприятия по обеспечению живучести ракеты, вытекающие из анализа предыдущих полетов и дополнительных исследований. Начался монтаж двигателей многократного запуска. Однако назначенный в мае 1974 года руководитель ЦКБЭМ, преобразованного в НПО 'Энергия', академик В. П. Глушко работы по теме 'Н1-ЛЗ' прекратил.
    Постановление Правительства о прекращении работ по этой теме и списанию затрат вышло в феврале 1976 года. Производственный задел ракетных блоков, практически все оборудование технического, стартового и измерительного комплексов было списано и уничтожено. Несмотря на столь печальный конец ракеты-носителя 'Н-1', опыт проектно-конструкторских разработок, производства, эксплуатации и обеспечения надежности мощной ракетной системы был в полной мере использован при создании ракеты-носителя 'Энергия'.
    'Почему мы не слетали на Луну?' - вопрос, который задается нашими соотечественниками. Ответ можно найти в брошюре, написанной академиком В. П. Мишиным. Отвечая на поставленный вопрос, Василий Павлович, ставший главным конструктором после кончины С. П. Королева в 1966 г., высказался следующим образом: 'Во-первых, США в то время обладали более высоким научно-техническим и экономическим потенциалом, чем наша страна. Во-вторых, в США программа 'Сатурн - Аполлон' была общенациональной программой, которая должна была восстановить престиж страны. В-третьих, наряду с программой посадки человека на Луну у нас разрабатывался в ОКБ В. Н. Челомея проект облета Луны космическим кораблем с двумя космонавтами на борту УР-700-ЛК-700. Наличие двух программ распыляло силы'.