ГЛАВА 3

Ракетно-космические комплексы

Ракетно-космический комплекс Н1-Л3

     Созданию ракеты Н1 предшествовали исследования по возможности разработки ракет с двигателями на основе использования ядерной энергии, в результате которых была показана целесообразность создания тяжелых ракет-носителей с использованием на всех ступенях жидкостных ракетных двигателей на освоенных компонентах топлива с применением в последующем водорода в качестве горючего и в перспективе - ядерных двигательных установок.
     Постановлением Правительства от 23 июня 1960 г. "О создании мощных ракет-носителей, спутников, космических кораблей и освоении космического пространства в 1960-1967 гг.," предусматривалось проведение в 1960-1962 гг. проектно-конструкторской проработки и необходимого объема исследований в целях создания в ближайшие годы новой космической ракетной системы со стартовой массой 1000-2000 т, обеспечивающей вывод на орбиту вокруг Земли тяжелого межпланетного космического корабля массой 60-80 т, мощных жидкостных ракетных двигателей с высокими характеристиками, ЖРД на жидком водороде, ядерных и электрореактивных двигателей, высокоточных систем автономного и радиотехнического управления, систем космической радиосвязи и т.п.
     Постановлением Правительства от 13 мая 1961 г. "О пересмотре планов по космическим объектам в направлении выполнения задач оборонного значения" был определен срок создания ракеты Н1 в 1965 г., однако Постановлением от 16 апреля 1962 г. "О важнейших разработках межконтинентальных баллистических и глобальных ракет и ракет-носителей космических объектов" создание РН Н1 было ограничено разработкой в 1962 г. эскизного проекта с необходимым экономическим обоснованием стоимости ее создания.
     К этой работе были привлечены: 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.
     При выборе стартовой массы РН Н1 последовательно были рассмотрены многоступенчатые РН со стартовой массой от 900 до 2500 т с одновременной оценкой технических возможностей их создания и подготовленности промышленности страны к их производству.
     Расчеты показали, что большинство задач 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 использованием на всех ступенях ЖРД на компонентах топлива кислород-керосин. Этому значению массы полезного груза соответствует стартовая масса РН 2200 т, и было учтено, что применение на верхних ступенях в качестве горючего водорода позволит увеличить массу полезного груза до 90-100 т при той же стартовой массе.
     Исследования, проведенные технологическими службами заводов-изготовителей и технологическими институтами страны, показали не только техническую возможность создания такой РН с минимальными затратами средств и сроков, но и готовность промышленности к ее производству.
     Одновременно были определены возможности экспериментальной и стендовой отработки агрегатов РН и блоков 2 и 3 ступени на существующей экспериментальной базе НИИ-229 с минимальными доработками. Пуски РН предусматривались с космодрома Байконур с созданием необходимых технических и стартовых сооружений.
     В процессе проектирования 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.

     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 тс по следующим причинам:
- двигатель такой размерности можно было изготовить и отработать практически на существующей производственно-технической и экспериментальной базах; создание двигателя с тягой 600...900 тс потребовало бы новых производственных и экспериментальных баз, что существенно увеличило бы сроки и стоимость разработки ракеты; это тогда считалось недопустимым;
- двигатель с тягой 150 тс хорошо "привязывался" ко 2 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 надежность и работоспособность двигателей зависят от количества проведенных стендовых испытаний (суммарного времени "наработки"), то при равных экономических затратах большую надежность 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 полет продолжался, а на последних участках полета 1 ступени можно было отключать и большее число двигателей без ущерба для выполнения задачи. Забегая несколько вперед, следует отметить, что из-за ограниченности сроков разработки ракетного комплекса на летные испытания РН вышла с низким уровнем надежности единичного двигателя, а система "КОРД" 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 летных испытаний прошла недостаточный объем отработки в сопряжении с другими системами ракеты (например, с системой энергопитания).
     Были проведены специальные исследования по обоснованию выбора компонентов топлива с анализом целесообразности применения их для РН Н1. Проведенный анализ показал существенное уменьшение массы полезного груза (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 топлив 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 .

Ракета-носитель Н1 состояла из трех 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.
     Принятая аэродинамическая компоновка позволяла свести к минимуму потребные управляющие моменты и использовать на РН для управления по тангажу и рысканью принцип рассогласования тяги противоположных двигателей.
     Из-за невозможности транспортирования целых отсеков ракеты существующими транспортными средствами принято их членение на транспортабельные элементы.
     На базе ступеней РН Н1 можно было создать 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.
     Проектные материалы по ракете Н1 (всего 29 томов и 8 приложений) в начале июля 1962 г. были рассмотрены экспертной комиссией под председательством Президента Академии Наук СССР М.В.Келдыша, в состав которой входили видные ученые, руководители различных министерств и ведомств, научно-исследовательских организаций и промышленных предприятий. Комиссия отметила, что обоснование возможности создания РН Н1 выполнено на высоком научно-техническом уровне и отвечает требованиям, предъявляемым к эскизным проектам РН и межпланетных ракет и может быть положено в основу для разработки рабочей документации.
     Вместе с тем некоторые члены комиссии М.С.Рязанский, В.П.Бармин, А.Г.Мрыкин и др. высказались о необходимости привлечь ОКБ-456 к разработке двигателей для РН. Но все попытки это сделать оказались безуспешными. 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. Результат этого шага (отказ В.П.Глушко от разработки двигателей и подключение новой организации) сказался значительно позднее как по технике дела, так и особенно по срокам проведения работ.
     В рекомендациях комиссии указывалось, что первоочередной задачей создания РН Н1 является ее боевое использование, хотя в ходе дальнейших работ задачи боевого применения выпали из поля зрения и главное назначение ракеты Н1 было определено как носителя космических объектов, и в первую очередь, для посылки экспедиции на Луну и ее возвращения на Землю. В значительной степени на выбор такого решения повлияло сообщение о работах проводимых в США по лунной пилотируемой программе ("Сатурн-Аполлон").

Постановлением от 24 сентября 1962 г. было установлено начать летные испытания РН Н1 в 1965 г. и определены основные этапы работ и сроки их выполнения:
- стендовая отработка автономных двигателей 3 ступени 1964 г. 2 и 1 ступеней - 1965 г.;
- стендовая отработка двигателей в составе блоков и установок - с 1964 г. по I квартал 1965 г.;
- изготовление двух комплектов агрегатов наземного оборудования -1964 г.;
- подготовка стартовой и технической площадок для обеспечения первых пусков РН - 1964 г.;
- отработка и отладка комплекса наземного оборудования совместно с РН - 1965 г.,
- окончание строительства стартовой позиции и сдача ее в эксплуатацию - 1965 г.
     В ходе разработки конструкторской документации (1963 г. - I квартал 1964 г.) были впервые решены такие научно-технические и производственные проблемы, как изготовление крупногабаритных сварных конструкций топливных емкостей, теплоизоляция баков при криогенных температурах компонентов, использование новых металлических и неметаллических материалов, сварка больших толщин материалов, сборка крупногабаритных отсеков, разработка средств разделения и отделения блоков, хвостовых отсеков, головного обтекателя и т.п.
     Разработка конструкции ракеты Н1 потребовала нового подхода к прочностным расчетам узлов и агрегатов: необходимо было разработать новые критерии прочности с учетом специфики нагрузок на РН, решить проблемы статической и динамической прочности РН, определяемой ее жесткостными характеристиками.
     Изготовление блоков А и Б РН Н1 было возложено на завод "Прогресс" (А.Я.Леньков), а двигателей для нее - на завод N24 (Л.С.Чеченя) Средне-Волжского Совнархоза (СВ СНХ), изготовление блока В - на завод N18 (М.И.Ельшин). Сопровождение конструкторской документации на заводе "Прогресс" и на техническом комплексе было поручено Куйбышевскому филиалу ЦКБЭМ во главе с Д.И.Козловым.
     На всех заводах изготавливались предельно крупные транспортабельные элементы-панели, затем проводилась их контрольная сборка в отсеки, после чего они отправлялись на техническую позицию для сборки ракеты.
     Для окончательной сборки емкостей в монтажно-испытательном корпусе технической позиции имелось сварочное отделение, где баки собирались из подогнанных на заводе панелей сваривались и проверялись на прочность и герметичность.
     Для отработки систем разделения и сброса панелей отсеков в НИИХСМ (В.С.Лыжков) собирались крупногабаритные отсеки блоков Б и В установки ЭУ-2, ЭУ-3 и др., которые собирал завод N88 (Р.А.Турков).
     В начале 1964 г. возник ряд трудностей, связанных, в первую очередь, с невыполнением запланированного объема работ из-за необеспеченности или полного отсутствия финансирования, особенно по строительству необходимых производственных помещений, лабораторий и отделов. В 1964 г. работы по ракете Н1 финансировались недостаточно (в два-три раза меньше, чем требовалось). В связи с этим С.П.Королев неоднократно обращался в Совет Министров СССР, ВСНХ СССР с предложениями об ускорении работ и о своевременном выделении средств для их обеспечения. Однако, вопросы решались трудно и не всегда своевременно.
     В декабре 1962 г. ОКБ-1 представило в ГКОТ согласованные с Главными конструкторами "Исходные данные и основные технические требования на проектирование стартового комплекса для ракеты Н1". 13 ноября 1963 г. Комиссия ВСНХ СССР своим решением одобрила межведомственный график разработки проектной документации по комплексу сооружений, необходимых для летной отработки РН Н1, исключив само строительство и материально-техническое обеспечение.
     Постановлением Правительства от 24 декабря 1963 г. определены изготовители и поставщики агрегатов и систем стартовой позиции и комплекса специального наземного технологического оборудования. В то же время предложения Министерства Обороны СССР о необходимых ассигнованиях утверждены не были, а выделенных на 1965 г. в размере одной трети от требуемых на строительно-монтажные работы было явно недостаточно.
     К началу 1964 г. общее отставание работ от предусмотренных сроков составило 1-2 года и было настолько ощутимым, что Постановлением от 19 июня 1964 г. срок начала ЛКИ перенесен на 1966 г.
     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 ее поверхность и последующим возвращением их на Землю.
     Ракетный комплекс в состав которого входили РН Н1 и лунная система для посылки на поверхность Луны с последующим возвращением на Землю экипажа в составе двух человек (посадка на Луну предусматривала одного человека) получил обозначение Н1-Л3.
     Основными 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) - по разработке двигателя блока Г;
- ОКБ-586 (М.К.Янгель) - по разработке ракетного блока Е лунного корабля и двигателя этого блока;
- ОКБ-2 (А.М.Исаев) - по разработке двигательной установки (баки, ПГ системы и двигатель) блока И лунного орбитального корабля;
- НИИ-944 (В.И.Кузнецов) - по разработке системы управления системы Л3;
- НИИ-885 (М.С.Рязанский) - по радиоизмерительному комплексу;
- ГСКБ Спецмаш (В.П.Бармин) - по комплексу наземного оборудования системы Л3.
     Были определены и сроки начала ЛКИ - 1966 г. и осуществления экспедиции 1967-1968 гг.

     Началу работ предшествовали исследования по выбору принципиальной схемы лунной системы Л3, ее основных характеристик, применяемых компонентов топлива, а также характеристик РН, обеспечивающих решение задачи.
     После выбора принципиальной схемы системы Л3 основное внимание при проектировании было уделено выбору компонентов топлива блоков и их двигателей с учетом энергетических характеристик, накопленного опыта разработки, заданной надежности и сроков создания.
     Работы по созданию водородных двигателей, проводившиеся ОКБ-2 и заводом "Сатурн" (А.М.Люлька) , находились на начальной стадии, отсутствовала стендовая испытательная база. Готовность этих двигателей в заданные сроки не обеспечивалась. Для блока Г наиболее оптимальным оказался двигатель на компонентах "кислород-керосин" с тягой 40 тс, используемый на блоке В РН для блока Д - двигатель на компонентах "кислород-керосин" тягой 8,5 тс, разрабатываемый ОКБ-1 для ракеты ГР-1 (8К713). Поскольку для малых запасов топлива энергетические характеристики низкокипящих и высококипящих окислителей практически равны, а к ракетным блокам лунного и лунного орбитального кораблей предъявляются требования высокой эксплуатационной надежности при длительном пребывании в космосе с учетом их многократных запусков, в качестве компонентов топлива были выбраны двигатели на "АТ+НДМГ" с тягой до 800 кгс для ЛОК и с тягой 2 тс с дросселированием тяги до 800 кгс для ЛК (оба с дублированием).
     Система Л3 состояла из разгонных ракетных блоков Г и Д, ЛОК (собственно корабль и ракетный блок И) и ЛК (собственно корабль и ракетный блок Е), головного обтекателя, (силовой каркас при наземной эксплуатации и защита системы от аэродинамического и теплового воздействия при прохождении плотных слоев атмосферы), сбрасываемого при достижении определенных скоростных напоров, двигательной установки системы аварийного спасения (САС), обеспечивающей увод спускаемого аппарата ЛОК от аварийной РН.

     Лунный орбитальный корабль состоял из спускаемого аппарата, бытового отсека, на котором был расположен специальный отсек с двигателями ориентации и причаливания и агрегатами системы стыковки, приборно-агрегатного отсека цилиндрической формы с конической "юбкой", в которой размещался ракетный блок И, и системы энергопитания на кислородно-водородных топливных элементах. Бытовой отсек служил одновременно шлюзовой камерой при переходе космонавтов в лунный корабль через открытый космос (после надевания лунного скафандра "Кречет").

    
ЛОК в полете крупным планом

     Лунный корабль представлял собой герметичный корпус для обитания космонавтов и имел отсек с двигателями ориентации и причаливания, "пассивный" плоский ячеистый узел причаливания, ракетный блок Е, лунное посадочное устройство (ЛПУ), электропитание ЛК осуществлялось химическими аккумуляторами, устанавливаемыми снаружи на раме ЛПУ и приборном отсеке. Система управления строилась на базе БЦВМ и имела ручную систему управления, позволяющую космонавту самостоятельно выбирать место посадки визуально через специальный иллюминатор. ЛПУ было четырехопорной оригинальной конструкции с сотовыми поглотителями остаточной вертикальной скорости посадки.
     Полет 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 полета "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 полета к Луне 3,5 сут, пребывания на орбите ИСЛ - до 4 сут;

- перевод системы Л3 с помощью блока Д с круговой на эллиптическую орбиту, ее 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 сут);
- разгон ЛОК с помощью блока И по траектории "Луна-Земля", проведение коррекций (время полета к Земле 3,5 сут.);
- отделение СА, вход в плотные слои атмосферы Земли со второй космической скоростью, планирующий спуск и посадка на территории СССР.
     Общее время экспедиции 11-12 сут.
     В декабре 1964 г. был разработан проект Лунной системы ЛЗ, содержащий исходные данные для разработки рабочих чертежей ракетных блоков Г и Д, ЛОК и ЛК. Проект был рассмотрен и одобрен комиссией под председательством Президента Академии наук СССР М.В.Келдыша, а 10 февраля 1965 г. был утвержден план создания лунной системы Л3.

Планом предусматривалось:
- выдача и согласование технических заданий на разработку основных систем и агрегатов (февраль 1965 г.);
- разработка эскизного проекта системы Л3 в целом (август 1965 г.);
- разработка рабочей документации (апрель-июнь 1965 г.);
- изготовление экспериментальных установок, систем и образцов ракеты (макетно-технологического образца - II квартал 1966 г. и первого летного образца - IV квартал 1966 г.);
- создание комплекса наземного оборудования II квартал 1966 г.;
- экспериментальная отработка агрегатов и блоков 1966 г.;
- летно-конструкторские испытания комплекса Н1-Л3 1966 г.
     Были разработаны нормы вибропрочности и виброустойчивости аппаратуры и агрегатов комплекса, определено влияние акустического поля давления, возникающего при работе всех двигателей 1 ступени, на прочность конструкции, а также характеристики демпферов и решен ряд других проблем, требующих экспериментального подтверждения на установках и ракете.
     Наибольшие трудности возникли при работах по двигателям 1 и 2 ступеней РН в связи с задержками производства и отсутствием необходимой экспериментальной базы.
     В результате исследований было установлено, что для проведения экспедиции