Rusia necesita urgentemente un portaaviones de clase superpesado
El año pasado, Roskosmos anunció una licitación para el desarrollo de un cohete de clase pesada basado en el proyecto Angara existente, capaz, entre otras cosas, de entregar una nave espacial tripulada a la Luna. Obviamente, la falta de cohetes súper pesados de Rusia que puedan arrojar hasta 80 toneladas de carga en órbita está obstaculizando muchos trabajos prometedores en el espacio y en la Tierra. El proyecto de la única aerolínea nacional con características similares, Energia-Buran, se cerró a principios de los años 90, a pesar de los 14, 5 mil millones de rublos gastados (en precios de los años 80) y 13 años. Mientras tanto, en la URSS, se desarrolló con éxito un supercohete con impresionantes características de rendimiento. A los lectores de "VPK" se les ofrece una historia sobre la historia de la creación del cohete N1.
El comienzo de los trabajos en el H1 con un motor a reacción líquido (LPRE) fue precedido por una investigación sobre motores de cohetes que utilizan energía nuclear (NRE). De acuerdo con un decreto del gobierno del 30 de junio de 1958, se desarrolló un diseño preliminar en OKB-1, aprobado por S. P. Korolev el 30 de diciembre de 1959.
OKB-456 (diseñador jefe V. P. Glushko) del Comité Estatal de Tecnología de Defensa y OKB-670 (M. M. OKB-1 desarrolló tres versiones de misiles con misiles de propulsión nuclear, y la tercera resultó ser la más interesante. Era un cohete gigante con un peso de lanzamiento de 2000 toneladas y una masa de carga útil de hasta 150 toneladas. La primera y segunda etapas se realizaron en forma de paquetes de bloques de cohetes cónicos, que se suponía que tenían una gran cantidad de NK- 9 motores cohete de propulsión líquida con un empuje de 52 toneladas en la primera etapa. La segunda etapa incluyó cuatro NRE con un empuje total de 850 tf, un impulso de empuje específico en el vacío de hasta 550 kgf / kg cuando se usa otro medio de trabajo a una temperatura de calentamiento de hasta 3500 K.
La posibilidad de usar hidrógeno líquido en una mezcla con metano como fluido de trabajo en un motor de cohete nuclear se mostró en la adición al decreto anterior "Sobre las posibles características de los cohetes espaciales que usan hidrógeno", aprobado por SP Korolev el 9 de septiembre de 1960. Sin embargo, como resultado de estudios adicionales, se ha hecho evidente la conveniencia de los vehículos de lanzamiento pesados con el uso de motores de cohetes de propulsión líquida en todas las etapas en componentes de combustible dominados con el uso de hidrógeno como combustible. La energía nuclear se ha pospuesto para el futuro.
Proyecto grandioso
El decreto del gobierno del 23 de junio de 1960 "Sobre la creación de potentes vehículos de lanzamiento, satélites, naves espaciales y exploración espacial en 1960-1967" años de un nuevo sistema de cohetes espaciales con una masa de lanzamiento de 1000-2000 toneladas, que asegura el lanzamiento de una nave espacial interplanetaria pesada con una masa de 60-80 toneladas en órbita.
Varias oficinas de diseño e institutos científicos participaron en el ambicioso proyecto. En motores: OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) y OKB-165 (AM Lyulka), en sistemas de control: NII-885 (N. A. Pilyugin) y NII- 944 (VI Kuznetsov), en el suelo complejo - GSKB "Spetsmash" (VP Barmin), en el complejo de medición - NII-4 MO (AI Sokolov), en el sistema para vaciar los tanques y regular la relación de los componentes del combustible - OKB-12 (AS Abramov), para la investigación aerodinámica - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) y NII-1 (V. Ya. Likhushin), de acuerdo con la tecnología de fabricación: el V. M. Paton de la Academia de Ciencias de la República Socialista Soviética de Ucrania (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), la planta Progress (A. Ya. Linkov), de acuerdo con la tecnología y los métodos de desarrollo experimental y reequipamiento de rodales - NII-229 (G. M. Tabakov) y otros.
Los diseñadores examinaron constantemente los vehículos de lanzamiento de varias etapas con una masa de lanzamiento de 900 a 2500 toneladas, mientras evaluaban las posibilidades técnicas de creación y la preparación de la industria del país para la producción. Los cálculos han demostrado que la mayoría de las tareas militares y espaciales se resuelven con un vehículo de lanzamiento con una carga útil de 70 a 100 toneladas, que se lanza a una órbita con una altitud de 300 km.
Por lo tanto, para los estudios de diseño de N1, se adoptó una carga útil de 75 toneladas con el uso de combustible de oxígeno y queroseno en todas las etapas del motor del cohete. Este valor de la masa de la carga útil correspondía a la masa de lanzamiento del vehículo de lanzamiento de 2200 toneladas, teniendo en cuenta que el uso de hidrógeno como combustible en las etapas superiores aumentará la masa de la carga útil hasta 90-100 toneladas con el mismo peso de lanzamiento. Los estudios realizados por los servicios tecnológicos de las plantas de fabricación e institutos tecnológicos del país han demostrado no solo la viabilidad técnica de crear tal vehículo de lanzamiento con un costo y tiempo mínimos, sino también la preparación de la industria para su producción.
Al mismo tiempo, se determinaron las posibilidades de pruebas experimentales y en banco de unidades de BT y bloques de etapas II y III sobre la base experimental existente de NII-229 con modificaciones mínimas. Los lanzamientos de LV fueron previstos desde el cosmódromo de Baikonur, para lo cual se requirió crear allí las estructuras técnicas y de lanzamiento adecuadas.
Además, se consideraron varios esquemas de disposición con división transversal y longitudinal de escalones, con tanques portantes y no portantes. Como resultado, se adoptó un esquema de cohetes con división transversal de etapas con tanques de combustible esféricos monobloque suspendidos, con instalaciones multimotor en las etapas I, II y III. La elección del número de motores en el sistema de propulsión es uno de los problemas fundamentales en la creación de un vehículo de lanzamiento. Tras el análisis, se decidió utilizar motores con un empuje de 150 toneladas.
En las etapas I, II y III del transportista, se decidió instalar un sistema para monitorear las actividades organizativas y administrativas del KORD, que apagaba el motor cuando sus parámetros controlados se desviaban de la norma. La relación empuje-peso del vehículo de lanzamiento se tomó de tal manera que durante el funcionamiento anormal de un motor en la sección inicial de la trayectoria, el vuelo continuó, y en las últimas secciones del vuelo de la primera etapa, un mayor número de motores podría apagarse sin perjuicio de la tarea.
OKB-1 y otras organizaciones llevaron a cabo estudios especiales para justificar la elección de los componentes propulsores con un análisis de la viabilidad de su uso para el vehículo de lanzamiento N1. El análisis mostró una disminución significativa en la masa de la carga útil (con una masa de lanzamiento constante) en el caso de una transición a componentes de combustible de alto punto de ebullición, que se debe a valores bajos de impulso específico de empuje y un aumento en el masa de tanques de combustible y gases presurizados debido a la mayor presión de vapor de estos componentes. La comparación de diferentes tipos de combustible mostró que el oxígeno líquido (queroseno) es mucho más barato que el AT + UDMH: en términos de inversiones de capital, dos veces, en términos de costo, ocho veces.
El vehículo de lanzamiento H1 constaba de tres etapas (bloques A, B, C), interconectados por compartimentos de tipo truss de transición y un bloque de cabeza. El circuito de potencia era un armazón que percibe cargas externas, dentro del cual se ubicaban los tanques de combustible, los motores y otros sistemas. El sistema de propulsión de la etapa I consistió en 24 motores NK-15 (11D51) con 150 tf de empuje en el suelo, dispuestos en un anillo, etapa II - ocho de los mismos motores con una tobera de gran altitud NK-15V (11D52), etapa III: cuatro NK-19 (11D53) con una boquilla de gran altitud. Todos los motores estaban en circuito cerrado.
Los instrumentos del sistema de control, telemetría y otros sistemas se ubicaron en compartimentos especiales en las etapas apropiadas. El LV se instaló en el dispositivo de lanzamiento con talones de apoyo a lo largo de la periferia del extremo de la primera etapa. El diseño aerodinámico adoptado hizo posible minimizar los momentos de control requeridos y utilizar el principio de desajuste de empuje de los motores opuestos en el vehículo de lanzamiento para el control de cabeceo y balanceo. Debido a la imposibilidad de transportar compartimentos completos de cohetes por los vehículos existentes, se ha adoptado su división en elementos transportables.
Sobre la base de las etapas N1 LV, fue posible crear una serie unificada de cohetes: N11 con el uso de las etapas II, III y IV del N1 LV con una masa inicial de 700 toneladas y una carga útil de 20 toneladas en un Órbita AES con una altitud de 300 km y N111 con el uso de las etapas III y IV del N1 LV y la etapa II del cohete R-9A con una masa de lanzamiento de 200 toneladas y una carga útil de 5 toneladas en órbita de satélites con una altitud de 300 km, que podría resolver una amplia gama de misiones de combate y espaciales.
El trabajo se llevó a cabo bajo la supervisión directa de S. P. Korolev, quien encabezó el Consejo de Diseñadores en Jefe, y su primer adjunto, V. P. Mishin. Los materiales de diseño (un total de 29 volúmenes y 8 anexos) a principios de julio de 1962 fueron examinados por una comisión de expertos encabezada por el presidente de la Academia de Ciencias de la URSS, M. V. Keldysh. La Comisión señaló que la justificación del LV H1 se llevó a cabo a un alto nivel científico y técnico, cumple con los requisitos para los diseños conceptuales de los cohetes LV e interplanetarios y puede utilizarse como base para el desarrollo de la documentación de trabajo. Al mismo tiempo, los miembros de la comisión M. S. Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin y algunos otros hablaron sobre la necesidad de involucrar al OKB-456 en el desarrollo de motores para vehículos de lanzamiento, pero V. P. Glushko se negó.
De mutuo acuerdo, el desarrollo de motores fue confiado a OKB-276, que no tenía suficiente bagaje teórico y experiencia en el desarrollo de motores de cohetes de propulsión líquida con ausencia casi total de bases experimentales y de banco para ello.
Pruebas infructuosas pero fructíferas
La Comisión Keldysh indicó que la tarea principal del H1 es su uso en combate, pero en el curso del trabajo adicional, el propósito principal del supercohete era el espacio, principalmente una expedición a la luna y el regreso a la Tierra. En gran medida, la elección de tal decisión estuvo influenciada por los informes del programa lunar tripulado Saturno-Apolo en los Estados Unidos. El 3 de agosto de 1964, el gobierno de la URSS, mediante su decreto, consolidó esta prioridad.
En diciembre de 1962, OKB-1 presentó al GKOT los "Datos iniciales y requisitos técnicos básicos para el diseño del complejo de lanzamiento del cohete N1" acordados con los diseñadores principales. El 13 de noviembre de 1963, la Comisión del Consejo Supremo de Economía Nacional de la URSS, mediante su decisión, aprobó un cronograma interdepartamental para el desarrollo de la documentación de diseño para un complejo de estructuras necesarias para las pruebas de vuelo del LV N1, excluyendo el construcción propia y soporte técnico y material. MI Samokhin y AN Ivannikov supervisaron la creación del sitio de prueba en OKB-1 bajo la estrecha supervisión de SP Korolev.
A principios de 1964, el trabajo atrasado general desde el tiempo programado era de uno a dos años. El 19 de junio de 1964, el gobierno tuvo que posponer el inicio de la LCI hasta 1966. Las pruebas de diseño de vuelo del cohete N1 con una unidad principal simplificada del sistema LZ (con la nave espacial no tripulada 7K-L1S en lugar de LOK y LK) comenzaron en febrero de 1969. Al inicio de la LKI, se realizaron pruebas experimentales de unidades y ensamblajes, pruebas en banco de los bloques B y V, pruebas con un prototipo de cohete 1M en posiciones técnicas y de lanzamiento.
El primer lanzamiento del complejo espacial y de cohetes N1-LZ (No. ЗЛ) desde el lanzamiento de estribor el 21 de febrero de 1969 terminó en un accidente. En el generador de gas del segundo motor, se produjeron vibraciones de alta frecuencia, se desprendió la tubería de toma de presión detrás de la turbina, se formó una fuga de componentes, se inició un incendio en el compartimiento de la cola, lo que provocó una violación del control del motor. sistema, que emitió un comando falso para apagar los motores durante 68,7 segundos. Sin embargo, el lanzamiento confirmó la corrección del esquema dinámico elegido, la dinámica de lanzamiento, los procesos de control de LV, hizo posible obtener datos experimentales sobre las cargas en el LV y su resistencia, el efecto de las cargas acústicas en el cohete y el sistema de lanzamiento, y algunos otros datos, incluidas las características operativas en condiciones reales.
El segundo lanzamiento del complejo N1-LZ (No. 5L) se realizó el 3 de julio de 1969, y también pasó por una emergencia. Según la conclusión de la comisión de emergencia presidida por V. P. Mishin, el motivo más probable fue la destrucción de la bomba oxidante del octavo motor del bloque A al ingresar al escenario principal.
El análisis de pruebas, cálculos, investigación y trabajo experimental tuvo una duración de dos años. La mejora de la fiabilidad de la bomba oxidante se reconoció como las principales medidas; mejorar la calidad de fabricación y montaje de THA; instalación de filtros frente a las bombas del motor, excluyendo la entrada de objetos extraños en ella; llenado previo al lanzamiento y purga de nitrógeno de la sección de cola del bloque A en vuelo e introducción de un sistema de extinción de incendios de freón; introducción de elementos estructurales, dispositivos y cables de sistemas ubicados en el compartimiento de popa del bloque A en el diseño de protección térmica; cambiar la disposición de los dispositivos en él para aumentar su capacidad de supervivencia; introducción del bloqueo del mando AED hasta 50 s. vuelo y retirada de emergencia del vehículo de lanzamiento desde el inicio mediante restablecimiento de la fuente de alimentación, etc.
El tercer lanzamiento del cohete N1-LZ y el sistema espacial (No. 6L) se llevó a cabo el 27 de junio de 1971 desde el lanzamiento izquierdo. Los 30 motores del Bloque A entraron en el modo de etapas preliminares y principales de empuje de acuerdo con el ciclograma estándar y funcionaron normalmente hasta que fueron apagados por el sistema de control durante 50,1 s, aumentando continuamente en 14,5 s. alcanzó los 145 °. Dado que el equipo AED estuvo bloqueado hasta 50 s, el vuelo fue de hasta 50, 1 s. se volvió prácticamente inmanejable.
La causa más probable del accidente es la pérdida de control de balanceo debido a la acción de momentos perturbadores previamente no contabilizados que exceden los momentos de control disponibles de los cuerpos de balanceo. El momento de balanceo adicional revelado surgió con todos los motores en marcha debido al poderoso flujo de aire de vórtice en el área inferior del cohete, agravado por la asimetría del flujo alrededor de las partes del motor que sobresalen de la parte inferior del cohete.
En menos de un año, bajo el liderazgo de M. V. Melnikov y B. A. Sokolov, se crearon los motores de dirección 11D121 para proporcionar control de balanceo del cohete. Funcionaban con gas generador oxidante y combustible extraído de los motores principales.
El 23 de noviembre de 1972 se realizó el cuarto lanzamiento con el cohete No. 7L, el cual sufrió importantes cambios. El control de vuelo se llevó a cabo mediante un complejo informático a bordo de acuerdo con los comandos de la plataforma giroestabilizada desarrollada por el Instituto de Investigaciones Científicas de la Industria Aeronáutica. Los sistemas de propulsión incluían motores de dirección, un sistema de extinción de incendios, protección mecánica y térmica mejorada de los dispositivos y una red de cables a bordo. Los sistemas de medición se complementaron con equipos de radiotelemetría de pequeño tamaño desarrollados por OKB MEI (diseñador jefe A. F. Bogomolov). En total, el cohete tenía más de 13.000 sensores.
No. 7L voló por 106, 93 p. Sin comentarios, pero en 7 s. antes del tiempo estimado de separación de la primera y segunda etapas, se produjo una destrucción casi instantánea de la bomba oxidante del motor No. 4, lo que provocó la eliminación del cohete.
El quinto lanzamiento estaba previsto para el cuarto trimestre de 1974. En mayo, se implementaron todas las medidas de diseño y construcción para garantizar la supervivencia del producto, teniendo en cuenta vuelos anteriores y estudios adicionales, en el cohete No. 8L, y comenzó la instalación de los motores mejorados.
Parecía que tarde o temprano el supercohete volaría adonde y cómo debería. Sin embargo, el jefe designado de TsKBEM, transformado en NPO Energia, en mayo de 1974, el académico V. P. Glushko, con el consentimiento tácito del Ministerio de Construcción General de Maquinaria (S. A. Afanasyev), la Academia de Ciencias de la URSS (M. V. Keldysh), la Comisión Militar-Industrial del Consejo de Ministros (L. V. Smirnov) y el Comité Central del PCUS (D. F. Ustinov) detuvieron todos los trabajos en el complejo N1-LZ. En febrero de 1976, el proyecto fue cerrado oficialmente por un decreto del Comité Central del PCUS y del Consejo de Ministros de la URSS. Esta decisión privó al país de barcos pesados y la prioridad pasó a Estados Unidos, que desplegó el proyecto del Transbordador Espacial.
Los gastos totales para la exploración de la Luna bajo el programa H1-LZ en enero de 1973 ascendieron a 3.6 mil millones de rublos, para la creación de H1 - 2.4 mil millones. Se destruyó la reserva de producción de unidades de misiles, casi todo el equipo de los complejos técnicos, de lanzamiento y medición, y se cancelaron los costos por valor de seis mil millones de rublos.
Aunque el diseño, la producción y los desarrollos tecnológicos, la experiencia operativa y la garantía de la fiabilidad de un potente sistema de cohetes se utilizaron plenamente en la creación del vehículo de lanzamiento de Energia y, obviamente, encontrarán una amplia aplicación en proyectos posteriores, cabe señalar que la terminación del trabajo en H1 fue erróneo. La URSS cedió voluntariamente la palma a los estadounidenses, pero lo principal es que muchos equipos de oficinas de diseño, institutos de investigación y fábricas han perdido la carga emocional del entusiasmo y el sentido de devoción a las ideas de exploración espacial, que determinan en gran medida el logro. de metas fantásticas aparentemente inalcanzables.
