روسیه به شدت نیاز به یک ناو هواپیمابر کلاس فوق سنگین دارد
سال گذشته ، Roskosmos مناقصه ای برای توسعه یک موشک کلاس سنگین بر اساس پروژه موجود Angara اعلام کرد که قادر است ، از جمله موارد دیگر ، یک فضاپیمای سرنشین دار را به ماه برساند. بدیهی است که عدم وجود موشک های فوق سنگین روسیه که بتوانند تا 80 تن محموله را به مدار بیندازند ، بسیاری از کارهای امیدوار کننده در فضا و زمین را با مشکل مواجه می کند. پروژه تنها شرکت حمل و نقل داخلی با ویژگی های مشابه ، Energia-Buran ، در اوایل دهه 90 ، با وجود هزینه 14 ، 5 میلیارد روبل (به قیمت دهه 80) و 13 سال ، بسته شد. در همین حال ، در اتحاد جماهیر شوروی ، یک راکت فوق العاده با ویژگی های عملکرد خیره کننده با موفقیت توسعه یافت. به خوانندگان "VPK" داستانی در مورد تاریخ ایجاد موشک N1 ارائه می شود.
شروع کار بر روی H1 با موتور جت مایع (LPRE) با تحقیقات بر روی موتورهای موشکی با استفاده از انرژی هسته ای (NRE) پیش از این انجام شده بود. مطابق فرمان دولت در 30 ژوئن 1958 ، یک طرح اولیه در OKB-1 ایجاد شد ، که توسط S. P. Korolev در 30 دسامبر 1959 تأیید شد.
OKB-456 (طراح ارشد V. P. Glushko) از کمیته دولتی فناوری دفاعی و OKB-670 (M. M. OKB-1 سه نسخه موشک با موشک های هسته ای تولید کرد و سومین مورد جالب ترین بود. این یک راکت غول پیکر با وزن پرتاب 2000 تن و جرم بار تا 150 تن بود. مرحله اول و دوم در قالب بسته های بلوک های موشکی مخروطی ساخته شد که قرار بود تعداد زیادی NK- داشته باشند. 9 موتور موشک پیشرانه مایع با رانش 52 تن در مرحله اول. مرحله دوم شامل چهار NRE با مجموع رانش 850 tf ، یک ضربه محرک خاص در خلأ تا 550 kgf / kg هنگام استفاده از یک محیط کار دیگر در دمای گرمایش تا 3500 K است.
چشم انداز استفاده از هیدروژن مایع در مخلوط با متان به عنوان سیال کار در موتور موشک هسته ای علاوه بر فرمان فوق "در مورد ویژگی های احتمالی موشک های فضایی با استفاده از هیدروژن" ، تأیید SP SP Korolev در 9 سپتامبر 1960 نشان داده شد. به با این حال ، در نتیجه مطالعات بیشتر ، مصلحت بودن وسایل نقلیه سنگین پرتاب با استفاده از موتورهای موشک پیشرانه مایع در تمام مراحل بر روی اجزای سوخت تسلط یافته با استفاده از هیدروژن به عنوان سوخت روشن شده است. انرژی هسته ای برای آینده به تعویق افتاده است.
پروژه بزرگ
فرمان دولت در 23 ژوئن 1960 "در مورد ایجاد وسایل نقلیه پرتاب قدرتمند ، ماهواره ها ، سفینه های فضایی و اکتشافات فضایی در 1960-1967" در سال جدید سیستم موشک فضایی با جرم پرتاب 1000-2000 تن ، که پرتاب موشک را تضمین می کند. یک فضاپیمای سنگین بین سیاره ای با جرم 60-80 تن در مدار.
تعدادی از دفاتر طراحی و موسسات علمی در این پروژه بلند پروازانه شرکت داشتند. در موتورها-OKB-456 (V. P. Glushko) ، OKB-276 (N. D. Kuznetsov) و OKB-165 (AM Lyulka) ، در سیستم های کنترل-NII-885 (N. A. Pilyugin) و NII- 944 (VI Kuznetsov) ، روی زمین مجتمع - GSKB "Spetsmash" (VP Barmin) ، در مجتمع اندازه گیری - NII -4 MO (AI Sokolov) ، در سیستم تخلیه مخازن و تنظیم نسبت اجزای سوخت - OKB -12 (AS Abramov) ، برای تحقیقات آیرودینامیکی - NII-88 (یو.آ. Mozzhorin) ، TsAGI (V. M. Myasishchev) و NII -1 (V. Ya. Likhushin) ، طبق تکنولوژی تولید - V. M. Paton از آکادمی علوم SSR اوکراین (BE Paton) ، NITI-40 (Ya. V. Kolupaev) ، کارخانه پیشرفت (A. Ya. Linkov) ، با توجه به تکنولوژی و روشهای توسعه تجربی و مقاوم سازی غرفه ها - NII-229 (G. M. Tabakov) و دیگران.
طراحان به طور مداوم خودروهای پرتاب چند مرحله ای با جرم پرتاب 900 تا 2500 تن را مورد بررسی قرار دادند ، ضمن ارزیابی امکانات فنی ایجاد و آمادگی صنعت کشور برای تولید. محاسبات نشان داده است که اکثر وظایف نظامی و فضایی توسط یک وسیله پرتاب با بار 70-100 تن حل می شود که به مدار 300 کیلومتری ارتفاع پرتاب می شود.
بنابراین ، برای مطالعات طراحی N1 ، محموله 75 تن با استفاده از سوخت اکسیژن-نفت سفید در تمام مراحل موتور موشک تصویب شد. این مقدار جرم محموله مربوط به جرم پرتاب کننده پرتاب کننده 2200 تن است ، با توجه به این که استفاده از هیدروژن به عنوان سوخت در مراحل بالا باعث افزایش جرم بار تا 90-100 تن با وزن پرتاب یکسان مطالعات انجام شده توسط خدمات فن آوری کارخانه های تولیدی و م institسسات فناوری کشور نه تنها امکان فنی ایجاد چنین وسیله پرتابی با حداقل هزینه و زمان ، بلکه آمادگی صنعت را برای تولید آن نشان داده است.
در همان زمان ، امکانات آزمایش تجربی و نیمکت واحدهای LV و بلوک های II و III در پایه آزمایشی موجود NII-229 با حداقل تغییرات تعیین شد. پرتاب LV از کیهان شناسی بایکونور پیش بینی شده بود ، که برای آن لازم بود که سازه های فنی مناسب و پرتاب در آنجا ایجاد شود.
همچنین ، طرح های مختلف طرح بندی با تقسیم عرضی و طولی مراحل ، با مخازن یاتاقان و غیر بلبرینگ در نظر گرفته شد. در نتیجه ، یک طرح موشک با تقسیم عرضی مراحل با مخازن سوخت کروی تک بلوک معلق ، با نصب چند موتوره در مراحل I ، II و III تصویب شد. انتخاب تعداد موتورها در سیستم محرکه یکی از مشکلات اساسی در ایجاد وسیله پرتاب است. پس از تجزیه و تحلیل ، تصمیم گرفته شد از موتورهای با فشار 150 تن استفاده شود.
در مراحل I ، II و III حامل ، تصمیم گرفته شد که یک سیستم برای نظارت بر فعالیتهای سازمانی و اداری KORD نصب شود ، که هنگامی که پارامترهای کنترل شده آن از حالت عادی خارج می شود ، موتور را خاموش می کند. نسبت رانش به وزن وسیله پرتاب به گونه ای گرفته شد که در حین عملکرد غیرعادی یک موتور در قسمت اولیه مسیر ، پرواز ادامه داشت و در آخرین بخشهای مرحله اول پرواز ، تعداد بیشتری موتور می توانستند بدون تعصب به کار خاموش شود.
OKB-1 و سایر سازمانها برای توجیه انتخاب اجزای پیشرانه با تجزیه و تحلیل امکان استفاده از آنها برای وسیله پرتاب N1 ، مطالعات خاصی را انجام دادند. تجزیه و تحلیل کاهش قابل توجهی در جرم بار (با جرم پرتاب ثابت) در مورد انتقال به اجزای سوخت با جوش زیاد نشان می دهد ، که به دلیل مقادیر پایین ضربه خاص رانش و افزایش در جرم مخازن سوخت و گازهای تحت فشار به دلیل فشار بخار بیشتر این اجزا. مقایسه انواع مختلف سوخت نشان داد که اکسیژن مایع - نفت سفید بسیار ارزان تر از AT + UDMH است: از نظر سرمایه گذاری - دو برابر ، از نظر هزینه - هشت برابر.
وسیله پرتاب H1 شامل سه مرحله (بلوک A ، B ، C) بود که با محفظه های خرپایی انتقالی به هم متصل بودند و یک بلوک سر. مدار قدرت یک پوسته فریم بود که بارهای خارجی را درک می کرد ، در داخل آن مخازن سوخت ، موتورها و سایر سیستم ها قرار داشت. سیستم محرکه مرحله I شامل 24 موتور NK-15 (11D51) با 150 tf رانش بر روی زمین ، مرتب در حلقه ، مرحله II-هشت موتور از همان موتور با نازل ارتفاع بالا NK-15V (11D52) ، مرحله III- چهار NK-19 (11D53) با یک نازل در ارتفاع بالا. همه موتورها مدار بسته بودند.
ابزارهای سیستم کنترل ، تله متری و سایر سیستم ها در محفظه های ویژه در مراحل مناسب قرار گرفت. LV بر روی دستگاه پرتاب با پاشنه های پشتیبان در امتداد انتهای مرحله اول نصب شد. طرح آیرودینامیکی اتخاذ شده امکان به حداقل رساندن لحظات کنترلی مورد نیاز و استفاده از اصل عدم تطابق رانش موتورهای مخالف را بر روی وسیله پرتاب برای کنترل گام و رول فراهم آورد. به دلیل عدم امکان حمل کل محفظه موشک توسط وسایل نقلیه موجود ، تقسیم آنها به عناصر قابل حمل اتخاذ شده است.
بر اساس مراحل N1 LV ، امکان ایجاد یک سری موشک های واحد وجود داشت: N11 با استفاده از مراحل II ، III و IV N1 LV با جرم شروع 700 تن و محموله 20 تن در یک مدار AES با ارتفاع 300 کیلومتر و N111 با استفاده از مراحل III و IV N1 LV و مرحله II موشک R-9A با جرم پرتاب 200 تن و محموله 5 تن در مدار ماهواره ها با ارتفاع 300 کیلومتری ، که می تواند طیف وسیعی از ماموریت های رزمی و فضایی را حل کند.
این کار تحت نظارت مستقیم S. P. Korolev ، که ریاست شورای طراحان اصلی را بر عهده داشت و معاون اول وی V. P. Mishin انجام شد. مواد طراحی (در مجموع 29 جلد و 8 ضمیمه) در ابتدای ژوئیه 1962 توسط یک کمیسیون متخصص به ریاست رئیس آکادمی علوم اتحاد جماهیر شوروی M. V. Keldysh مورد بررسی قرار گرفت. کمیسیون خاطرنشان کرد که توجیه LV H1 در سطح علمی و فنی بالایی انجام شد ، الزامات مربوط به طرح های مفهومی LV و موشک های بین سیاره ای را برآورده می کند و می تواند به عنوان پایه ای برای توسعه اسناد کار مورد استفاده قرار گیرد. در همان زمان ، اعضای کمیسیون M. S. Ryazansky ، V. P. Barmin ، A. G. Mrykin و برخی دیگر در مورد ضرورت مشارکت OKB-456 در توسعه موتورهای خودروهای پرتاب صحبت کردند ، اما V. P. Glushko امتناع کرد.
با توافق متقابل ، توسعه موتورها به OKB-276 واگذار شد ، که از نظر نظری و تجربه کافی در توسعه موتورهای موشکی با سوخت مایع با عدم وجود تقریباً کامل پایگاه های آزمایشی و نیمکت برای این کار برخوردار نبود.
آزمایشات ناموفق اما ثمربخش
کمیسیون Keldysh اظهار داشت که وظیفه اصلی H1 استفاده رزمی از آن است ، اما در جریان کار بیشتر ، هدف اصلی ابر موشک فضا بود ، در درجه اول یک سفر به ماه و بازگشت به زمین. تا حد زیادی ، انتخاب چنین تصمیمی تحت تأثیر گزارشات قمری سرنشین دار زحل-آپولو در ایالات متحده بود. در 3 اوت 1964 ، دولت اتحاد جماهیر شوروی ، با فرمان خود ، این اولویت را تثبیت کرد.
در دسامبر 1962 ، OKB-1 "داده های اولیه و الزامات فنی اولیه برای طراحی مجتمع پرتاب موشک N1" را با طراحان اصلی ارائه کرد. در 13 نوامبر 1963 ، کمیسیون شورای عالی اقتصاد ملی اتحاد جماهیر شوروی ، با تصمیم خود ، برنامه بین بخشی را برای توسعه اسناد طراحی مجتمع سازه های لازم برای آزمایش پرواز LV N1 ، به استثنای موارد زیر ، تصویب کرد. ساخت خود و پشتیبانی مادی و فنی. MI Samokhin و AN Ivannikov بر ایجاد سایت آزمایش در OKB-1 تحت نظارت دقیق SP Korolev نظارت کردند.
در آغاز سال 1964 ، کل کارهای عقب افتاده از زمان تعیین شده یک تا دو سال بود. در 19 ژوئن 1964 ، دولت مجبور شد آغاز LCI را به 1966 موکول کند. آزمایشات طراحی پرواز موشک N1 با واحد سر ساده سیستم LZ (با فضاپیمای بدون سرنشین 7K-L1S به جای LOK و LK) در فوریه 1969 آغاز شد. در ابتدای LKI ، آزمایش تجربی واحدها و مجموعه ها ، آزمایش های بلوک B و V ، آزمایش با نمونه اولیه موشک 1M در موقعیت های فنی و پرتاب انجام شد.
اولین پرتاب موشک و مجتمع فضایی N1-LZ (No. ЗЛ) از پرتاب به سمت راست در 21 فوریه 1969 در یک حادثه به پایان رسید. در ژنراتور گاز موتور دوم ، ارتعاشات با فرکانس بالا رخ داد ، لوله برداشتن فشار پشت توربین جدا شد ، نشتی از اجزا تشکیل شد ، آتش در محفظه دم شروع شد ، که منجر به نقض کنترل موتور شد سیستم ، که یک فرمان غلط برای خاموش کردن موتورها به مدت 68.7 ثانیه صادر کرد.با این حال ، پرتاب صحت طرح دینامیکی انتخاب شده ، دینامیک پرتاب ، فرآیندهای کنترل LV را تأیید کرد ، امکان بدست آوردن داده های تجربی در مورد بارهای LV و قدرت آن ، تأثیر بارهای صوتی بر موشک و سیستم پرتاب ، امکان پذیر شد. و برخی داده های دیگر ، از جمله ویژگی های عملیاتی در شرایط واقعی.
دومین پرتاب مجتمع N1-LZ (شماره 5L) در 3 ژوئیه 1969 انجام شد و همچنین در شرایط اضطراری قرار گرفت. طبق نتیجه گیری کمیسیون اضطراری به ریاست V. P. Mishin ، محتمل ترین دلیل تخریب پمپ اکسید کننده موتور هشتم بلوک A هنگام ورود به مرحله اصلی بود.
تجزیه و تحلیل آزمایشات ، محاسبات ، کارهای تحقیقاتی و تجربی دو سال به طول انجامید. بهبود قابلیت اطمینان پمپ اکسید کننده به عنوان اقدامات اصلی شناخته شد. بهبود کیفیت تولید و مونتاژ THA ؛ نصب فیلترها در مقابل پمپ های موتور ، به استثنای ورود اجسام خارجی به داخل ؛ پر شدن قبل از پرتاب و پاکسازی نیتروژن قسمت دم بلوک A در پرواز و معرفی یک سیستم اطفاء حریق فریونی ؛ معرفی عناصر ساختاری ، دستگاهها و کابلهای سیستمهای واقع در قسمت عقب بلوک A در طراحی حفاظت حرارتی ؛ تغییر ترتیب دستگاههای موجود در آن به منظور افزایش ماندگاری آنها ؛ معرفی مسدود کردن فرمان AED تا 50 ثانیه. پرواز و خروج اضطراری وسیله پرتاب از ابتدا با تنظیم مجدد منبع تغذیه و غیره.
سومین پرتاب موشک و سیستم فضایی N1-LZ (شماره 6L) در 27 ژوئن 1971 از پرتاب چپ انجام شد. همه 30 موتور بلوک A مطابق با سیکلوگرام استاندارد وارد مراحل اولیه و اصلی رانش شدند و به طور عادی کار کردند تا زمانی که توسط سیستم کنترل به مدت 50.1 ثانیه خاموش شدند. به طور مداوم 14.5 ثانیه افزایش یافت. به 145 درجه رسید از آنجا که تیم AED تا 50 ثانیه مسدود شده بود ، پرواز تا 50 ، 1 ثانیه انجام شد. عملاً غیرقابل کنترل شد
محتمل ترین علت تصادف ، از دست دادن کنترل رول به دلیل عملكرد لحظات مزاحم بیش از لحظات كنترل كننده بدنه های رول است. گشتاور رول اضافی آشکار شده در حالی که همه موتورها به دلیل جریان هوای گرداب قوی در قسمت پایین موشک در حال کار بودند ، بواسطه عدم تقارن جریان در اطراف قطعات موتور که از پایین موشک بیرون زده بود تشدید شد.
در کمتر از یک سال ، تحت رهبری M. V. Melnikov و B. A. Sokolov ، موتورهای فرمان 11D121 برای کنترل رول موشک ایجاد شد. آنها بر روی گاز ژنراتور اکسید کننده و سوخت گرفته شده از موتورهای اصلی عمل می کردند.
در 23 نوامبر 1972 ، چهارمین پرتاب با موشک شماره 7 ال انجام شد که تغییرات قابل توجهی را متحمل شد. کنترل پرواز توسط یک مجتمع کامپیوتری روی صفحه و طبق دستورات پلت فرم ژیروسکوپ تثبیت شده توسط موسسه تحقیقات علمی صنعت هواپیما انجام شد. سیستم های پیشران شامل موتورهای فرمان ، سیستم اطفاء حریق ، بهبود حفاظت مکانیکی و حرارتی دستگاه ها و شبکه کابلی روی صفحه بود. سیستم های اندازه گیری با تجهیزات رادیویی تله متری کوچک توسعه یافته توسط OKB MEI (طراح ارشد A. F. Bogomolov) تکمیل شد. در مجموع ، این موشک بیش از 13000 سنسور داشت.
شماره 7L در 106 ، 93 ص بدون نظر ، اما در 7 ثانیه پرواز کرد. قبل از زمان تخمین زده شده برای جداسازی مراحل اول و دوم ، تقریباً فوری پمپ اکسید کننده موتور شماره 4 تخریب شد ، که منجر به حذف موشک شد.
پنجمین پرتاب برای سه ماهه چهارم 1974 برنامه ریزی شده بود. تا ماه مه ، تمام اقدامات طراحی و سازنده برای اطمینان از ماندگاری محصول ، با در نظر گرفتن پروازهای قبلی و مطالعات اضافی ، بر روی موشک شماره 8L اجرا شد و نصب موتورهای ارتقا یافته آغاز شد.
به نظر می رسید که دیر یا زود ابر موشک به جایی و آنطور که باید پرواز می کند. با این حال ، رئیس تعیین شده TsKBEM ، که در ماه مه 1974 به NPO Energia تبدیل شد ، آکادمیس V. P. Glushko ، با رضایت ضمنی وزارت ماشین سازی عمومی (S. A. Afanasyev) ، آکادمی علوم اتحاد جماهیر شوروی (M. V. Keldysh) ، کمیسیون نظامی و صنعتی شورای وزیران (L. V. Smirnov) و کمیته مرکزی CPSU (D. F. Ustinov) تمام کارها را در مجموعه N1-LZ متوقف کردند. در فوریه 1976 ، این پروژه با فرمان کمیته مرکزی CPSU و شورای وزیران اتحاد جماهیر شوروی به طور رسمی بسته شد. این تصمیم این کشور را از داشتن کشتی های سنگین محروم کرد و اولویت با ایالات متحده بود که پروژه شاتل فضایی را مستقر کرد.
کل هزینه های اکتشاف ماه تحت برنامه H1 -LZ تا ژانویه 1973 بالغ بر 3.6 میلیارد روبل و برای ایجاد H1 - 2.4 میلیارد بود. ذخیره تولید واحدهای موشکی ، تقریباً تمام تجهیزات مجتمع های فنی ، پرتاب و اندازه گیری از بین رفت و هزینه ها به مبلغ شش میلیارد روبل حذف شد.
اگرچه طراحی ، تولید و پیشرفتهای تکنولوژیکی ، تجربه عملیاتی و اطمینان از قابلیت اطمینان یک سیستم موشکی قدرتمند در ایجاد وسیله پرتاب Energia به طور کامل مورد استفاده قرار گرفت و بدیهی است که در پروژه های بعدی کاربرد گسترده ای پیدا خواهد کرد ، باید توجه داشت که خاتمه کار روی H1 اشتباه بود. اتحاد جماهیر شوروی داوطلبانه نخل را به آمریکایی ها واگذار کرد ، اما نکته اصلی این است که بسیاری از تیم های دفاتر طراحی ، مutesسسات تحقیقاتی و کارخانه ها بار احساسی اشتیاق و احساس ارادت به ایده های اکتشاف فضا را از دست داده اند ، که تا حد زیادی دستاورد را تعیین می کند. گلهای خارق العاده به ظاهر دست نیافتنی
