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 тяжёлых 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 объёма исследований в целях создания в ближайшие годы новой космической ракетной системы со стартовой массой 1000-2000 т, обеспечивающей вывод на орбиту вокруг Земли тяжёлого 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 её 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.
     Расчёты 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, проведённые 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 её 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 проведённого 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 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. Забегая несколько вперед, следует отметить, что из-за ограниченности сроков разработки ракетного комплекса на лётные испытания РН вышла с низким уровнем надёжности 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 лётных испытаний прошла недостаточный объём 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 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.
     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 её 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 её 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 лётные 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 её 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 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.
     Изготовление блоков А и Б РН Н1 было возложено на завод "Прогресс" (А.Я.Леньков), а двигателей для неё - 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 объёма 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 лётной 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 перенесён 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 её 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, её 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 надёжности 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 надёжности 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 четырёхопорной оригинальной конструкции с сотовыми поглотителями остаточной вертикальной скорости посадки.
     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 сут, пребывания на орбите ИСЛ - до 4 сут;

- 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 сут);
- разгон ЛОК с помощью блока И по траектории "Луна-Земля", проведение коррекций (время полёта 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 лётного образца - IV квартал 1966 г.);
- создание комплекса наземного оборудования II квартал 1966 г.;
- экспериментальная отработка агрегатов и блоков 1966 г.;
- лётно-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 на Луну в составе двух космонавтов с высадкой на её поверхность одного из них и возвращением их на Землю при одном пуске ракеты-носителя Н1 необходимо выводить на орбиту ИСЗ полезный груз массой не менее 95 т. В связи с этим были предприняты поиски решений, обеспечивающих выведение названной массы полезного груза без коренной его переработки, сохранение в максимальной степени документации, оснастки и т.п.
     Основными мероприятиями, принятыми к реализации полёта комплекса H1-ЛЗ, были: выбор трассы запуска с наклонением 52⁰; снижение высоты орбиты с 300 до 220 км, увеличение рабочего запаса топлива за счёт введения вставок в экваториальной части баков, термостатирование горючего до температуры -15...-20⁰С и переохлаждение кислорода до -191⁰С; установка дополнительных шести двигателей в центральной части блока А и форсирование тяги двигательных установок 1, 2 и 3 ступеней в среднем на 2%; установка четырёх решетчатых стабилизаторов на хвостовом отсеке блока А и т.д. В результате стартовая масса РН возросла до 2800 т.
     Работы по двигателю 11Д58 блока Д шли напряженно, но сомнений в обеспечении надёжности и заданных сроков не вызывали, что было подтверждено дальнейшим ходом работ. Двигатель 11Д58 обеспечивал 7-кратный запуск при длительном пребывании в условиях космического пространства и невесомости.
     К системе управления ракеты-носителя предъявлялись жёсткие требования по рациональному использованию энергетических возможностей РН, а сложность динамической схемы потребовала теоретических и экспериментальных исследований по оценкам динамических характеристик РН и способов обеспечения устойчивости движения её как жидконаполненного упругого объекта. Движение РН совершалось не по жёсткой, наперед заданной траектории, а по эластичной, наиболее оптимальной в энергетическом отношении. Изменение режимов работы отдельных двигателей по тяге достигалось за счёт изменения малых расходов горючего в газогенераторе путём перестройки работы регулятора с помощью относительно маломощных электрогидравлических рулевых приводов системы РКС.
     Для управления по крену использовались специальные управляющие сопла, работающие на газогенераторном газе основных двигателей.
     Система управления РН в первоначальном варианте строилась с использованием, в основном, аналоговых и релейных схем в составе бортовых приборов, а затем (с ракеты 7Л) появилась возможность создать систему управления на базе бортовой цифровой вычислительной машины. Это позволило полнее использовать энергетические возможности РН и улучшить точностные показатели.
     Система управления разрабатывалась в НИИ-885 (Н.А.Пилюгин).
     Принципы построения двигательных установок определялись наличием глубоко переохлажденных компонентов топлива, автономностью подключения двигателей к топливным бакам, идентичностью построения пневмогидравлических систем различных блоков, внедрением резервирования. Это позволило облегчить совместную отработку одиночных двигателей с системами РН, унифицировать элементы пневмогидравлических систем и уменьшить их количество.
     Для оценки правильности функционирования систем и агрегатов, определения причин и мест отказов, на РН Н1 имелась система бортовых телеметрических измерений, включая системы измерения медленноменяющихся параметров (типа РТС-9), быстроменяющихся параметров (типа БРС-4) и автономные регистраторы (типа АРГ-4).
     Изготовление головного блока комплекса Н1-Л3 было поручено ЗЭМ (ЛОК, ЛК, блок Д, верхний переходник, сборка системы Л3 и головного блока в целом, контроль геометрических параметров головного блока и комплекса в целом); заводу им. Хруничева (В.И.Челомей) головной обтекатель; заводу "Прогресс" блок Г.
     Изготовление блока Д и ЛОК особых трудностей не представляло, так как в это время изготавливались аналогичный блок Д системы Л1, а отсеки ЛОК (БО, СА, ПАО) были аналогичны соответствующим отсекам КК 7К-ОК.
     Подготовка производства ЛК, блока двигателей ориентации и энергоотсека проводилась в полном объёме.
     Сборка ЛОК из транспортабельных элементов, досборка ЛК, работы с блоками Г и Д, сборка обтекателей, контроль геометрических параметров и проведение пневмоэлектроиспытаний производились в монтажно-испытательном корпусе космических объектов.
     Большие трудности вызвал контроль геометрических параметров комплекса из-за его деформации, вызываемой значительными перепадами температур воздуха по высоте в МИК КО (до 5...10⁰С), для чего была улучшена система отопления здания и пристроен тамбур у ворот, а также была разработана специальная методика контроля геометрических параметров.
     Наземная экспериментальная отработка комплекса Н1-Л3 включала отработку прочности, герметичности и испытаний в глубоком вакууме и в условиях невесомости; механических и пиротехнических систем разделения и стыковки; пневмогидравлических систем блоков РН и системы Л3; приборов и аппаратуры управляющих и измерительных систем; систем энергопитания; арматуры; систем жизнеобеспечения, а также проведение высокотемпературных и тепловакуумных испытаний, исследования газодинамических процессов при старте и разделении ступеней; стендовой отработке блоков РН, включая отработку термодинамических процессов при заправке баков, хранении, подготовке к пуску; и комплексной отработке РН совместно со стартовой позицией, включая отработку термодинамических процессов топливных систем наземного комплекса, отработку систем стыковки ракетного и стартового комплексов, технологических процессов подготовки стартового и ракетного комплексов к пуску РН.
     Наземная экспериментальная отработка прочности комплекса включала проведение статических, динамических и ударных испытаний узлов и агрегатов комплекса. Испытание крупногабаритных сборок проводилось на базе НИИ-88. Динамические и ударные испытания узлов и агрегатов проводились на экспериментальной базе ОКБ-1, оснащенной испытательными механическими, гидравлическими и вибрационными стендами и стендами для испытаний на удар. Все испытания были проведены до начала ЛКИ с выдачей соответствующих заключений.
     Узлы и агрегаты, требующие отработки герметичности, тепловой защиты и теплоизоляции проходили испытания на экспериментальной базе промышленности, оснащенной термо- и барокамерами с различной глубиной вакуума и высокотемпературными установками требуемых тепловых параметров.
     Экспериментальная отработка системы сброса хвостовых отсеков, разделения головного обтекателя и его сброса проводилась в НИИХСМ (В.С.Лышков), здесь отрабатывалось лунное посадочное устройство, исследованы и отработаны газодинамические процессы старта РН на моделях масштаба 1:10.
     Отработка систем разделения блоков РН, проводилась на ТП в МИК РН.
     Отработка систем разделения ЛК и ЛОК в штатных и аварийных ситуациях, систем стыковки, отделения блока Д и разделения его элементов в полном объёме были проведены на производственных площадях ЗЭМ.
     Экспериментальная отработка пневмогидравлических систем ДУ подтвердила их надёжную работу при длительном пребывании в условиях невесомости.
     Блок Д успешно прошёл испытания в условиях космоса по программе Л1: (запуски космических аппаратов "Зонд-4" 2 марта 1968 г., "Зонд-5" 16 сентября 1968 г. и "Зонд-6" 10 ноября 1968 г. и ЛК с ракетным блоком Е на орбиту ИСЗ в составе объекта Т2К 24 ноября 1970 г., 26 февраля и 12 августа 1971 г.).
     Комплексная наземная отработка, проверка работоспособности систем двигательных установок и конструкции блоков, температурных, динамических и вибрационных режимов РН Н1 и головного блока проводились на специально дооборудованном сооружении N2 в НИИ-229 с 1965 г. по 1974 г. В это время были проведены холодные испытания блоков Б, В, Г и Д без запуска двигателей, на которых отрабатывались режимы заправки, предстартового наддува, захолаживания, слива и др. Проведены четыре огневых испытания ЭУ-16, N2 - 13 апреля 1967 г., N3 - 2 февраля 1967 г., N2А - 23 августа 1967 г., N5 - 25 ноября 1970 г. (полномасштабный модуль блока В с четырьмя двигателями суммарной тягой около 600 тс), три огневых испытания ЭУ-15 N1 - 23 июня 1968 г., N1А - 29 августа 1970 г., N1Б - 15 декабря 1973 г. (полномасштабный модуль блока Б с восемью двигателями суммарной тягой 1200 тс), цикл огневых испытаний на многоразовой установке (ЭУ-87), воспроизводящей штатные условия работы единичных двигателей установок блоков А. Огневые испытания ФЭУ-15 (модуль блока Г) и огневые испытания блока Д. Все испытания прошли с положительными результатами, по которым все блоки были допущены к ЛКИ.
     Для комплексной отработки конструкции и технологии изготовления РН (в том числе и прочностных требований), её испытаний, стыковки с головным блоком, отработки сопряжения и методики эксплуатации совместно с наземным оборудованием СК и службами космодрома, отработки взаимодействия персонала и методов управления на всех этапах подготовки РН был создан электрический, пневматический и гидравлический образец ракеты-носителя Н1. Образец просуществовал с 1966 г. по I квартал 1975 г. и претерпел за это время четыре модификации, которые были связаны с изменениями в процессе создания и модернизации ракеты-носителя Н1.

     Лётно-конструкторские испытания ракеты Н1 с упрощенным головным блоком системы Л3 (7К-Л1С) начались в феврале 1969 г. К началу ЛКИ была проведена экспериментальная отработка узлов и агрегатов, проведены стендовые испытания блоков Б и В, проведены испытания с макетным образцом ракеты 1М, на технической и стартовой позициях.
     Первый пуск ракетно-космического комплекса Н1-Л3 (N 3Л) с правого старта 21 февраля 1969 г. закончился аварийно. В результате возникших высокочастотных колебаний в газогенераторе двигателя N 2 оторвался штуцер отбора давления за турбиной и образовалась течь компонентов, приведшая к пожару в хвостовом отсеке, нарушению БКС системы контроля работы двигателей, которая на 68,7 с выдала ложную команду на выключение двигателей. Этот пуск подтвердил правильность выбранных динамической схемы, динамики старта, процессов управления РН с помощью рассогласования тяги двигателей, позволил получить опытные данные по нагрузкам на РН и её прочности, воздействию акустических нагрузок на ракету и стартовую систему, и некоторые другие, в том числе эксплуатационные характеристики в реальных условиях.
     Второй пуск комплекса Н1-Л3 был проведён 3 июля 1969 г. и также закончился аварийно из-за ненормальной работы двигателя N8 блока А. Однозначно причина аварии не была установлена. По заключению аварийной комиссии под председательством Мишина В.П. наиболее вероятной причиной аварии было разрушение насоса окислителя двигателя при выходе на главную ступень.
     Эти аварии послужили причиной обращения Главнокомандующего ракетных войск Маршала Советского Союза Н.И.Крылова к Министру общего машиностроения С.А.Афанасьеву в декабре 1969 г. с письмом, в котором говорилось, что "Результаты анализа двух аварийных пусков комплекса Н1-Л3, а также статистика пусков других сложных ракетно-космических комплексов показывают, что существующая методика отработки ракетно-космических комплексов не обеспечивает высокого уровня их надёжности при выходе на ЛИ. Существующая методика наземной отработки РКК, в основном, аналогична методике отработки боевых ракет, которые, как правило, значительно проще РКК типа Н1-Л3. В то же время в процессе ЛИ боевых ракет расходуется несколько десятков изделий (от 20 до 60) для их отработки до требуемого уровня надёжности. При проведении ЛКИ тяжёлых РКК отсутствует возможность длительной лётной отработки с большим расходом ракет-носителей. Ввиду этого представляется целесообразным изменить принятый объём и характер наземной отработки этих комплексов к моменту выхода на ЛИ. По нашему мнению, новые методы наземной отработки тяжёлых РКК должны строиться на основе многоразовости действия и больших запасов по ресурсу комплектующих систем и агрегатов; проведения предполётных огневых испытаний двигателей и ракетных блоков без последующей переборки с целью выявления производственных дефектов и прохождения периода приработки".
     По результатам анализа испытаний, расчётов, исследований и экспериментальных работ, на что ушло 2 года, были выработаны мероприятия, позволившие исключить аварийные случаи по всем предполагаемым причинам, повысить надёжность двигателей и других систем и агрегатов и обезопасить стартовое сооружение. Основными мероприятиями были повышение надёжности насоса окислителя (увеличение зазоров, уменьшение нагрузки на подшипник); улучшение качества изготовления и сборки ТНА; установка перед насосами двигателя фильтров, исключающих попадание в него посторонних предметов; заполнение перед стартом и продувка азотом хвостового отсека блока А в полёте и введение фреоновой системы пожаротушения; введение в конструкцию теплозащиты элементов конструкции, приборов и кабелей систем, расположенных в хвостовом отсеке блока А и изменение расположения приборов в хвостовом отсеке блока А в целях повышения их живучести; введение блокировки команды "АВД" до 50 с полёта и аварийный увод РН от старта по сбросу питания и т.п.
     Третий пуск ракетно-космического комплекса Н1-Л3 N 6Л был проведён 27 июня 1971 г. с левого старта. Все 30 двигателей блока А вышли на режим предварительной и главной ступени тяги в соответствии со штатной циклограммой и нормально функционировали до их выключения системой управления на 50,1 с, но с начала полёта наблюдалось ненормальное протекание процесса стабилизации по крену, а рассогласование по углу вращения непрерывно увеличивалось и к 14,5 с достигло 145⁰. Поскольку команда "АВД" была заблокирована до 50 с, то полёт до 50,1 с был практически неуправляемым.
     Наиболее вероятной причиной этой аварии считается потеря управляемости по крену из-за действия неучтенных ранее дополнительных возмущающих моментов, превышающих располагаемые управляющие моменты органов крена. Дополнительный момент крена выявился за счёт несимметричного обтекания сопел камер сгорания периферийных двигателей. Для обеспечения эффективного управления по крену были введены новые более мощные органы управления на 1 и 2 ступенях ракеты. В сжатые сроки (менее чем за один год) под руководством М.В.Мельникова и Б.А.Соколова были созданы рулевые двигатели 11Д121, работающие на окислительном генераторном газе и горючем, которые отбирались от коллекторов основных двигателей. В конструкции двигателя 11Д121 использована камера двигателя 11Д58 и вновь разработанные поворотные узлы подвода компонентов. Кроме того, была ликвидирована несимметричность в конструкции днища блока А.

     Четвёртый пуск комплекса Н1-Л3 N 7Л был проведён 23 ноября 1972 г. Первая ступень работала практически без замечаний до 106,93 с, когда произошло разрушение насоса окислителя двигателя N4, приведшее к накоплению смеси
     К пятому пуску комплекса Н1-Л3 N 8Л были разработаны и прошли все виды наземных испытаний многоресурсные двигатели (11Д111, 11Д112 и 11Д113) повышенной надёжности, установленные на ракету после огневых испытаний без переборки. Однако пятый пуск не состоялся, так как в декабре 1972 г. США завершили свою лунную программу полётом КК "Аполлон-17" и политический интерес к лунной программе пропал.
     Здесь уместно отметить одну деталь. Обычно после аварийных стартов организовывались поиски упавших частей ракет-носителей и ГБ. И вот при одном из таких поисков был найден макет лунного корабля, который одиноко стоял в степи на своих четырёх штатных "ногах", немного зарывшись в песок. На корабле не было заметно каких-либо поломок, кроме небольших вмятин и деформаций.
     В июне 1974 г. работы по комплексу Н1-ЛЗ были прекращены. Имеющийся задел был уничтожен, затраты были списаны (в ценах 70-х годов затраты составили 4 млрд. руб.).

Далее...