H1 Superracket - 돌파구 실패
러시아는 초 중량급 수송선이 절실히 필요하다.
작년 Roskosmos는 기존 Angara 프로젝트를 기반으로 무거운 등급의 로켓 개발에 대한 입찰을 발표했습니다.이 프로젝트는 유인 우주선을 달에 제공 할 수 있습니다. 분명히 80 톤의화물을 궤도에 던질 수있는 러시아의 초중량 미사일이 없다면 우주와 지구에서 많은 유망한 작업을 방해 할 것이다. "Energy-Buran"과 비슷한 특성을 가진 유일한 국내 항공사의 프로젝트는 90 억의 루블 (14,5-x 가격)과 80 년에도 불구하고 13-s 시작과 동시에 마감되었습니다. 그 사이에, 소련에서는, supercar는 성과 특성의 근사한 상상에 성공적으로 개발되었다. "MIC"의 독자들은 역사 미사일 H1을 만드십시오.
액체 엔진 (LRE)이 장착 된 Х1의 연구는 원자력 (NRE)을 사용하는 로켓 엔진에 대한 연구가 선행되었습니다. 30 June 1958의 정부 결의안에 따라 디자인 국 1은 S. P. Korolev 30 December 1959의 승인을받은 설계 초안에서 개발되었습니다.
국방 기술위원회의 OKB-456 (수석 디자이너 V.P. Glushko)와 항공기 공학위원회의 OKB-670 (M.M. Bondaryuk)은 YARD의 창설에 동참했습니다. OKB-1은 YARD가 장착 된 미사일의 3 가지 변형을 개발했으며, 세 번째는 가장 흥미로운 것입니다. 그것은 2000 t의 발사 질량과 최대 150 t의 적재 질량을 지닌 거대한 로켓이었습니다. 첫 번째와 두 번째 단계는 첫 단계에서 많은 X-NNXX LPN 로켓 엔진을 사용하기로되어있는 원추형 로켓 블록 형태로 만들어졌습니다. 두 번째 단계는 총 9 톤 힘을 가진 4 개의 YARD, 52 K에 대한 가열 온도에서 다른 작동 유체를 사용할 때 850 kg.s./kg의 공극 내 특정 추력 임펄스를 포함했다.
NRE에서 작동 유체로 메탄을 혼합 한 액체 수소를 사용할 전망은 S. P. Korolev 9 9 월 1960에 의해 승인 된 "수소를 사용하는 우주 로켓의 가능한 특성에 관한"법령 외에도 나타났다. 그러나 추가 연구의 결과로 모든 단계에서 수소를 연료로 사용하는 모든 개발 부품에 액체 추진제 엔진을 사용한 무거운 발사체의 편의성이 발견되었습니다. 핵 에너지는 미래를 향해 연기되었다.
그랜드 프로젝트
"23 - 1960에서의 강력한 발사체, 인공위성, 우주선 및 우주 탐사선의 창조에 관한 올해의 1960 June 1967에 대한 정부 법령"은 1960-1962에서 수행해야하는 연구 및 필요한 연구 조사를 위해 제공되었습니다. 1000-2000 t의 발사 질량을 지닌 새로운 우주 로켓 시스템의 해. 무거운 행성 간 우주선의 궤도에 60-80을 발사하는 것을 보장합니다.
그랜드 프로젝트에는 여러 디자인 사무소와 연구 기관이 관여했습니다. 컨트롤 시스템 인 NII-456 (N. A. Pilyugin)과 NII-276 (N. D. Kuznetsov)의 OKB-165 (V. P. Glushko) 엔진과 OKB-885 (AM Lyulka) SBI-944 MO (A.I. Sokolov)의 지상 복합 단지 GSKB "Spetsmash"(V.P. Barmin)의 4 (V.I. Kuznetsov), 연료 탱크 구성 시스템 및 연료 구성 요소의 비율 조정 - OKB-12 (A. S. Abramov), 공기 역학적 연구 - 과학 기술 연구소 -88 (Yu.A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) 및 과학 연구소 -1 (V. Ya. Likhushin), 제조 기술 - 용접 연구소 실험실 테스트 및 개장 기술 및 방법에 따라 우크라이나 SSR (B.E. Paton), NITI-40 (Y.V. Kolupaev), Progress plant (A.Ya.Linkov) 아카데미의 Paton - SRI-229 (G. M. Tabakov) 등이있다.
설계자는 900에서 2500까지의 시작 질량을 가진 다단식 발사체를 연속적으로 검사하여 동시에 생산을위한 국가 산업의 기술적 가능성을 평가하고 준비했습니다. 계산에 따르면 군사 및 우주 목적의 대부분의 작업은 70 km의 고도에서 궤도에 올려 진 100-300 t의 탑재 하중을 가진 발사체에 의해 해결되었습니다.
그러므로 H1의 설계 연구를 위해, LN의 모든 수준에서 산소 - 케로 신을 사용하여 75 t 질량의 하중이 채택되었습니다. 페이로드 질량의이 값은 연료의 상부 단계에서 수소를 연료로 사용하면 동일한 출발 질량으로 2200 - 90 t까지의 가반 하중을 증가시킬 것이라는 점을 고려하여 PH 100 t의 시작 질량에 해당합니다. 국가의 제조업체와 기술 연구소의 기술 서비스가 수행 한 연구는 최소한의 자금과 시간을 들여서 그러한 런치 차량을 만들 수있는 기술적 가능성뿐만 아니라이를 생산할 준비가되었는지를 보여주었습니다.
동시에 PH 단위 및 블록 II 및 III 단계의 실험 및 벤치 테스트의 가능성은 과학 연구원 (229)의 기존 실험 기반에서 최소한의 수정으로 결정되었습니다. 발사 차량의 발사는 적절한 기술 및 발사 시설을 만들어야하는 바이 코 누르 우주 센터에서 제공되었다.
또한 하중 전달 및 비 운반 탱크가있는 스테이지의 가로 및 세로 구분이있는 다양한 레이아웃 구성이 고려되었습니다. 결과적으로, 우리는 단계 I, II 및 III에서 다중 엔진 설치와 함께 정지 된 모노 블록 구형 연료 탱크의 단계를 가로 지르는 로켓 계획을 채택했습니다. 추진 시스템의 구성에서 엔진의 수를 선택하는 것은 발사체를 만들 때 근본적인 문제 중 하나입니다. 분석 후 150 톤의 엔진을 사용하기로 결정했습니다.
항공사의 I, II 및 III 단계에서 CORD의 조직 및 행정 활동을위한 제어 시스템을 구축하기로 결정했습니다. CORD는 모니터링 된 매개 변수가 표준에서 벗어 났을 때 엔진을 꺼 버렸습니다. RN의 추진 능력은 단일 엔진이 작동하지 않으면 비행이 궤도의 초기 부분에서 계속되고 1 단계 비행의 마지막 부분에서 작업에 영향을 미치지 않으면 서 더 많은 엔진을 끄는 것이 가능하도록하는 것입니다.
OKB-1 및 기타 조직은 PH Н1에서 연료 구성 요소의 사용 가능성 분석을 통해 연료 구성 요소의 선택을 구체화하기위한 특별 연구를 수행했습니다. 이 분석은 고비 점 연료 성분으로의 전이가 발생할 경우 페이로드의 질량 (일정한 시작 질량)으로 유의 한 감소를 보여 주었는데, 이는 특정 임펄스 임펄스 및이 성분의 높은 증기압으로 인한 탱크 및 압축 가스의 연료 질량 증가로 인한 것입니다. 다른 유형의 연료를 비교하면 액체 산소 - 등유가 AT + UDMH보다 훨씬 저렴함을 알 수있다.
부스터 H1은 트러스 형 전이 영역과 헤드 유닛으로 상호 연결된 3 개의 스테이지 (블록 A, B, C)로 구성됩니다. 전원 회로는 연료 탱크, 엔진 및 기타 시스템을 배치 한 외부 부하를 감지하는 프레임 쉘이었습니다. 추진 시스템 I의 구조에는 24 엔진 (NN-15 엔진)이 장착되어 있으며, 11 엔진은 NN-51 (150®D15) 높이 노즐이있는 11 (52D19). 모든 엔진에는 폐회로가 있습니다.
제어 시스템, 원격 측정 및 기타 시스템은 적절한 레벨의 특수 격실에 배치되었습니다. 발사 장치에서 PH는 첫 번째 단의 끝 부분을 따라지지 용 발 뒤꿈치를 사용하여 장착되었습니다. 채택 된 공기 역학적 배치는 필요한 제어점을 최소화하고 피치와 롤을 제어하기 위해 반대 엔진의 추력 불균형을 PH에 사용할 수있게했습니다. 기존 차량으로 로켓의 전체 구획을 운반 할 수 없기 때문에, 운반 가능한 요소로 나뉘어졌습니다.
PH H1 단계에 기초하여, 11 km의 발사 질량과 1 km 높이의 위성 궤도에 700 톤의 탑재량을 갖는 PH H20의 II, III 및 IV 단계를 사용하는 H300 및 PH HXNX의 III 및 IV 수준을 사용하는 H111 1 t의 발사 질량과 9 km의 인공위성 200 km의 탑재량을 가진 P-5A 로켓의 II 단계는 광범위한 전투 및 우주 작업을 해결할 수있다.
이 작업은 수석 디자이너위원회를 이끄는 SP Korolev와 그의 첫 번째 대리인 인 V. P. Mishin의 직접 감독하에 수행되었습니다. 7 월 초 29 프로젝트 자료 (총 8 권 및 1962 응용 프로그램) 1은 소련 과학 아카데미 M. V. Keldysh 총장이 이끄는 전문가위원회가 검토했습니다. 위원회는 PH H456에 대한 이론적 근거가 높은 과학 기술 수준에서 수행되었으며, 발사체 및 행성 간 미사일의 초안 설계 요건을 충족하며, 작업 문서 개발의 기초로 사용될 수 있다고 언급했다. 동시에 M. S. Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin 및 다른 몇몇위원회 위원은 LV를위한 엔진 개발에 OKB-XNUMX를 참여시킬 필요성에 대해 이야기했지만 V. P. Glushko는이를 거부했습니다.
상호 합의에 의해, 엔진의 개발은 OKB-276에게 맡겨 졌는데, OKB-XNUMX은 LRE에 대한 이론적 인 수하물 및 개발 경험이 충분하지 않았으며, 실제로 실험 및 테스트 기지가 없었습니다.
성공하지 못했지만 열매가 많은 시련
켈 녹스위원회 (Keldysh Commission)는 Х1의 주된 임무는 전투 용이라는 것을 지적했지만, 추가 작업이 진행되는 동안 슈퍼 미사일의 주요 목적은 우주였습니다. 우선 우주 탐사가 달에 돌아가 지구로 돌아 왔습니다. 그러한 결정의 선택은 미국의 음력 유인 프로그램 인 "Saturn-Apollo"의보고에 의해 크게 영향을 받았다. 3 8 월 1964, 소련 정부가이 우선 순위를 수정했습니다.
12 월에 OKB-1962의 1이 GKOT에 제출하여 "Н1 로켓의 발사 단지 설계를위한 기본 및 주요 기술 요구 사항"을 주 디자이너와 협의했습니다. 11 월 13 소련 최고 경제 협의회의 1963위원회는 건설 자체 및 재료 및 기술 지원을 제외하고 PH Н1의 비행 시험에 필요한 복합 시설에 대한 설계 문서 개발을위한 부처 간 일정을 결정에 따라 승인했습니다. MI Samokhin과 A. N. Ivannikov는 S. P. Korolev의 관심을 받아 OKB-1 단지에서 폴리곤 복합체 생성에 대한 연구를 주도했습니다.
1964이 시작될 무렵, 규정 된 타임 라인에서 총 작업 잔량은 1 ~ 2 년이되었습니다. 19 정부 1964 정부는 협회의 시작을 1966 년으로 연기해야했습니다. LZ 시스템의 간소화 된 헤드 유닛 (LOK 및 LK 대신 무인 차량 1K-L7С)을 사용한 Н1 로켓의 비행 디자인 테스트가 2 월 1969에서 시작되었습니다. LCI가 시작될 무렵, 부품 및 조립품의 실험적 테스트, 블록 B 및 C의 벤치 테스트, 기술 및 발사 위치에서 1М 로켓의 프로토 타입 모델을 사용한 테스트가 수행되었습니다.
1의 2 월에 발사 된 21에서의 로켓 - 우주 복합 단지 Н1969-ЛЗ (№ ЗЛ)의 첫 발사는 사고로 끝났습니다. 두 번째 엔진의 가스 발생기에서 고주파 진동이 나타나고 터빈 뒤의 압력 탭 노즐이 벗겨져 구성 부품이 누출되고 꼬리 부분에서 화재가 발생하여 엔진 작동 제어 시스템을 위반하게되어 엔진을 1 초 동안 정지시키는 잘못된 명령을 내 렸습니다. 그러나 발사는 선택된 동적 설계의 정확성, 발사의 역학, 발사체의 제어 과정을 통해 발사체의 하중과 강도, 로켓과 발사 시스템의 음향 부하의 영향 및 실제 조건에서의 작동 특성을 포함한 기타 데이터에 대한 실험 데이터를 얻을 수있었습니다.
H1-LZ 단지 (5L 번호)의 두 번째 발사는 3을 7 월 1969에서 실시했으며, 또한 추락했습니다. V.P. 미신 (Mishin)이 의장을 맡고있는 비상 사태위원회의 결론에 따르면 가장 주된 원인은 메인 스테이지에 진입 할 때 A 블록의 여덟 번째 엔진의 산화제 펌프가 파괴 된 것이 었습니다.
테스트, 계산, 연구 및 실험 작업에 대한 분석은 2 년 동안 지속되었습니다. 주요 조치는 산화제 펌프의 신뢰성을 증가시키는 것으로 간주되었다. 그 제조 및 조립의 품질 향상; 엔진 펌프 앞에 필터를 설치하고 이물질이 들어 가지 않도록하십시오. 비행 중 유닛 A의 꼬리 부분을 질소로 퍼지하고 퍼징하기 전에 충전하고 프레온 소화 시스템을 도입하는 단계; 블록 A의 꼬리 부분에 위치한 시스템의 구조 요소, 도구 및 케이블의 열 보호 설계에 대한 소개 생존 성을 높이기 위해 장치의 위치를 변경하는 것. 50에 잠금 명령 AED가 도입되었습니다. PH를 처음부터 비상 탈출하여 전력 재설정 등.
H1-LZ 로켓 및 우주 시스템 (No. 6L)의 세 번째 발사는 왼쪽 발사에서 올해의 27 June 1971에서 개최되었습니다. 블록 A의 모든 30 엔진은 표준 사이클로 그램에 따라 예비 및 주요 추력 모드로 들어갔고 50,1 pp에서 제어 시스템에 의해 꺼지기 전에 정상적으로 작동했다. 그러나 비행 시작 이후 롤 안정화 프로세스가 비정상적이었고 회전 각 오류가 지속적으로 증가했다 와 함께 14,5에게. 145 °에 도달했습니다. AED 팀이 50로 막혔으므로, 50,1으로 비행. 거의 통제 할 수 없게되었다.
사고의 가장 큰 원인은 롤 몸체의 사용 가능한 제어점을 초과하는 이전에 방해받는 모멘트의 작용으로 인한 롤 제어 가능성의 상실입니다. 엔진이 로켓의 바닥을 넘어 튀어 나와있는 엔진 부품의 흐름의 비대칭성에 의해 악화 된 로켓의 후방 영역에서의 강력한 와류 공기 흐름으로 인해 모든 엔진이 작동하면서 드러난 추가 롤 모멘트가 발생했습니다.
M. V. Melnikov와 B. A. Sokolov의지도 아래 1 년이 채 안되어 11 N X NUMX 조종 엔진이 로켓 제어를 위해 제작되었습니다. 그들은 산화 발전기 가스와 주 엔진에서 추출한 연료에 대해 연구했습니다.
11 월 23 1972은 로켓 번호 7L을 4 번째 출시했습니다. 13L은 상당한 변화를 겪었습니다. 비행 제어는 과학 연구원의 자이로 안정화 개발 플랫폼의 명령에 따라 온보드 컴퓨터 컴플렉스에 의해 수행되었습니다. 추진 시스템의 구성으로 조향 엔진, 화재 진압 시스템, 개선 된 기계 및 열 보호 장치 및 온보드 케이블 네트워크가 도입되었습니다. 측정 시스템에는 OKB MEI (수석 디자이너 A. F. Bogomolov)가 개발 한 소형 무선 원격 측정 장비가 장착되었습니다. 000 XNUMX 센서 이상이 로켓에있었습니다.
아니오. 7L은 106,93 with.,하지만 7 with. 제 1 및 제 2 단계의 분리 예상 시간 전에, 엔진 산화제 펌프 번호 4의 거의 순간적인 파괴가 발생하여 로켓의 제거로 이어진다.
다섯 번째 출시는 1974 4 분기에 예정되어있었습니다. 5 월에는 로켓 번호 8L에서 이전 비행 및 추가 조사를 고려하여 제품의 존속성을 보장하기위한 모든 설계 및 건설 조치가 수행되었으며 업그레이드 된 엔진의 설치가 시작되었습니다.
superracket은 조만간 어디서 어떻게 비행해야 할 것 같았습니다. 그러나 5 월 1974에 지명 된 학자 V.P. Glushko는 TsKBEM의 책임자로 General Engineering (S.A. Afanasyev), 소련 과학 아카데미 (M.V. Keldysh), 군대 산업의 암묵적 동의하에 NPO Energia로 재편성되었다. Sovmin위원회 (L.V. Smirnov)와 CPSU 중앙위원회 (D.F. Ustinov)는 Н1-ЛЗ 단지에 대한 모든 작업을 중단했습니다. 2 월, 1976에서이 프로젝트는 CPSU 중앙위원회와 소련 내각위원회의 결정으로 공식적으로 마감되었습니다. 이 결정은 미국이 우주선을 박탈하고 우주 왕복선 프로젝트를 시작한 미국에 우선 순위를 부여했습니다.
1 월 1에 의해 H1973-LZ 프로그램에 따라 달을 마스터 링하는 데 드는 총 비용은 3,6 억 루블에 달하며 Н1 - 2,4 억을 창출했습니다. 로켓 블록의 생산 준비금, 기술, 발사 및 측정 단지의 거의 모든 장비가 파괴되었으며 총 60 억 루블의 비용이 절감되었습니다.
강력한 로켓 시스템의 설계, 생산 및 기술 개발, 운영 경험 및 신뢰성 확보가 Energia 론칭 차량을 만드는 데 완전히 사용되었지만 후속 프로젝트에서 널리 사용되는 것은 분명하지만 HNNXX 작업 중단의 오류에 유의해야합니다. 소련은 자발적으로 손바닥을 미국인들에게 양도했지만, 가장 중요한 것은 많은 디자인 국, 연구 기관 및 공장들이 환상적인 목표를 달성하지 못한 것으로 보이는 우주 탐사 아이디어에 대한 열정과 헌신에 대한 감정을 잃어 버렸다는 것입니다.
작년 Roskosmos는 기존 Angara 프로젝트를 기반으로 무거운 등급의 로켓 개발에 대한 입찰을 발표했습니다.이 프로젝트는 유인 우주선을 달에 제공 할 수 있습니다. 분명히 80 톤의화물을 궤도에 던질 수있는 러시아의 초중량 미사일이 없다면 우주와 지구에서 많은 유망한 작업을 방해 할 것이다. "Energy-Buran"과 비슷한 특성을 가진 유일한 국내 항공사의 프로젝트는 90 억의 루블 (14,5-x 가격)과 80 년에도 불구하고 13-s 시작과 동시에 마감되었습니다. 그 사이에, 소련에서는, supercar는 성과 특성의 근사한 상상에 성공적으로 개발되었다. "MIC"의 독자들은 역사 미사일 H1을 만드십시오.
액체 엔진 (LRE)이 장착 된 Х1의 연구는 원자력 (NRE)을 사용하는 로켓 엔진에 대한 연구가 선행되었습니다. 30 June 1958의 정부 결의안에 따라 디자인 국 1은 S. P. Korolev 30 December 1959의 승인을받은 설계 초안에서 개발되었습니다.
국방 기술위원회의 OKB-456 (수석 디자이너 V.P. Glushko)와 항공기 공학위원회의 OKB-670 (M.M. Bondaryuk)은 YARD의 창설에 동참했습니다. OKB-1은 YARD가 장착 된 미사일의 3 가지 변형을 개발했으며, 세 번째는 가장 흥미로운 것입니다. 그것은 2000 t의 발사 질량과 최대 150 t의 적재 질량을 지닌 거대한 로켓이었습니다. 첫 번째와 두 번째 단계는 첫 단계에서 많은 X-NNXX LPN 로켓 엔진을 사용하기로되어있는 원추형 로켓 블록 형태로 만들어졌습니다. 두 번째 단계는 총 9 톤 힘을 가진 4 개의 YARD, 52 K에 대한 가열 온도에서 다른 작동 유체를 사용할 때 850 kg.s./kg의 공극 내 특정 추력 임펄스를 포함했다.
NRE에서 작동 유체로 메탄을 혼합 한 액체 수소를 사용할 전망은 S. P. Korolev 9 9 월 1960에 의해 승인 된 "수소를 사용하는 우주 로켓의 가능한 특성에 관한"법령 외에도 나타났다. 그러나 추가 연구의 결과로 모든 단계에서 수소를 연료로 사용하는 모든 개발 부품에 액체 추진제 엔진을 사용한 무거운 발사체의 편의성이 발견되었습니다. 핵 에너지는 미래를 향해 연기되었다.
그랜드 프로젝트
"23 - 1960에서의 강력한 발사체, 인공위성, 우주선 및 우주 탐사선의 창조에 관한 올해의 1960 June 1967에 대한 정부 법령"은 1960-1962에서 수행해야하는 연구 및 필요한 연구 조사를 위해 제공되었습니다. 1000-2000 t의 발사 질량을 지닌 새로운 우주 로켓 시스템의 해. 무거운 행성 간 우주선의 궤도에 60-80을 발사하는 것을 보장합니다.그랜드 프로젝트에는 여러 디자인 사무소와 연구 기관이 관여했습니다. 컨트롤 시스템 인 NII-456 (N. A. Pilyugin)과 NII-276 (N. D. Kuznetsov)의 OKB-165 (V. P. Glushko) 엔진과 OKB-885 (AM Lyulka) SBI-944 MO (A.I. Sokolov)의 지상 복합 단지 GSKB "Spetsmash"(V.P. Barmin)의 4 (V.I. Kuznetsov), 연료 탱크 구성 시스템 및 연료 구성 요소의 비율 조정 - OKB-12 (A. S. Abramov), 공기 역학적 연구 - 과학 기술 연구소 -88 (Yu.A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) 및 과학 연구소 -1 (V. Ya. Likhushin), 제조 기술 - 용접 연구소 실험실 테스트 및 개장 기술 및 방법에 따라 우크라이나 SSR (B.E. Paton), NITI-40 (Y.V. Kolupaev), Progress plant (A.Ya.Linkov) 아카데미의 Paton - SRI-229 (G. M. Tabakov) 등이있다.
설계자는 900에서 2500까지의 시작 질량을 가진 다단식 발사체를 연속적으로 검사하여 동시에 생산을위한 국가 산업의 기술적 가능성을 평가하고 준비했습니다. 계산에 따르면 군사 및 우주 목적의 대부분의 작업은 70 km의 고도에서 궤도에 올려 진 100-300 t의 탑재 하중을 가진 발사체에 의해 해결되었습니다.
그러므로 H1의 설계 연구를 위해, LN의 모든 수준에서 산소 - 케로 신을 사용하여 75 t 질량의 하중이 채택되었습니다. 페이로드 질량의이 값은 연료의 상부 단계에서 수소를 연료로 사용하면 동일한 출발 질량으로 2200 - 90 t까지의 가반 하중을 증가시킬 것이라는 점을 고려하여 PH 100 t의 시작 질량에 해당합니다. 국가의 제조업체와 기술 연구소의 기술 서비스가 수행 한 연구는 최소한의 자금과 시간을 들여서 그러한 런치 차량을 만들 수있는 기술적 가능성뿐만 아니라이를 생산할 준비가되었는지를 보여주었습니다.
동시에 PH 단위 및 블록 II 및 III 단계의 실험 및 벤치 테스트의 가능성은 과학 연구원 (229)의 기존 실험 기반에서 최소한의 수정으로 결정되었습니다. 발사 차량의 발사는 적절한 기술 및 발사 시설을 만들어야하는 바이 코 누르 우주 센터에서 제공되었다.
또한 하중 전달 및 비 운반 탱크가있는 스테이지의 가로 및 세로 구분이있는 다양한 레이아웃 구성이 고려되었습니다. 결과적으로, 우리는 단계 I, II 및 III에서 다중 엔진 설치와 함께 정지 된 모노 블록 구형 연료 탱크의 단계를 가로 지르는 로켓 계획을 채택했습니다. 추진 시스템의 구성에서 엔진의 수를 선택하는 것은 발사체를 만들 때 근본적인 문제 중 하나입니다. 분석 후 150 톤의 엔진을 사용하기로 결정했습니다.
항공사의 I, II 및 III 단계에서 CORD의 조직 및 행정 활동을위한 제어 시스템을 구축하기로 결정했습니다. CORD는 모니터링 된 매개 변수가 표준에서 벗어 났을 때 엔진을 꺼 버렸습니다. RN의 추진 능력은 단일 엔진이 작동하지 않으면 비행이 궤도의 초기 부분에서 계속되고 1 단계 비행의 마지막 부분에서 작업에 영향을 미치지 않으면 서 더 많은 엔진을 끄는 것이 가능하도록하는 것입니다.
OKB-1 및 기타 조직은 PH Н1에서 연료 구성 요소의 사용 가능성 분석을 통해 연료 구성 요소의 선택을 구체화하기위한 특별 연구를 수행했습니다. 이 분석은 고비 점 연료 성분으로의 전이가 발생할 경우 페이로드의 질량 (일정한 시작 질량)으로 유의 한 감소를 보여 주었는데, 이는 특정 임펄스 임펄스 및이 성분의 높은 증기압으로 인한 탱크 및 압축 가스의 연료 질량 증가로 인한 것입니다. 다른 유형의 연료를 비교하면 액체 산소 - 등유가 AT + UDMH보다 훨씬 저렴함을 알 수있다.
부스터 H1은 트러스 형 전이 영역과 헤드 유닛으로 상호 연결된 3 개의 스테이지 (블록 A, B, C)로 구성됩니다. 전원 회로는 연료 탱크, 엔진 및 기타 시스템을 배치 한 외부 부하를 감지하는 프레임 쉘이었습니다. 추진 시스템 I의 구조에는 24 엔진 (NN-15 엔진)이 장착되어 있으며, 11 엔진은 NN-51 (150®D15) 높이 노즐이있는 11 (52D19). 모든 엔진에는 폐회로가 있습니다.
제어 시스템, 원격 측정 및 기타 시스템은 적절한 레벨의 특수 격실에 배치되었습니다. 발사 장치에서 PH는 첫 번째 단의 끝 부분을 따라지지 용 발 뒤꿈치를 사용하여 장착되었습니다. 채택 된 공기 역학적 배치는 필요한 제어점을 최소화하고 피치와 롤을 제어하기 위해 반대 엔진의 추력 불균형을 PH에 사용할 수있게했습니다. 기존 차량으로 로켓의 전체 구획을 운반 할 수 없기 때문에, 운반 가능한 요소로 나뉘어졌습니다.
PH H1 단계에 기초하여, 11 km의 발사 질량과 1 km 높이의 위성 궤도에 700 톤의 탑재량을 갖는 PH H20의 II, III 및 IV 단계를 사용하는 H300 및 PH HXNX의 III 및 IV 수준을 사용하는 H111 1 t의 발사 질량과 9 km의 인공위성 200 km의 탑재량을 가진 P-5A 로켓의 II 단계는 광범위한 전투 및 우주 작업을 해결할 수있다.
이 작업은 수석 디자이너위원회를 이끄는 SP Korolev와 그의 첫 번째 대리인 인 V. P. Mishin의 직접 감독하에 수행되었습니다. 7 월 초 29 프로젝트 자료 (총 8 권 및 1962 응용 프로그램) 1은 소련 과학 아카데미 M. V. Keldysh 총장이 이끄는 전문가위원회가 검토했습니다. 위원회는 PH H456에 대한 이론적 근거가 높은 과학 기술 수준에서 수행되었으며, 발사체 및 행성 간 미사일의 초안 설계 요건을 충족하며, 작업 문서 개발의 기초로 사용될 수 있다고 언급했다. 동시에 M. S. Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin 및 다른 몇몇위원회 위원은 LV를위한 엔진 개발에 OKB-XNUMX를 참여시킬 필요성에 대해 이야기했지만 V. P. Glushko는이를 거부했습니다.
상호 합의에 의해, 엔진의 개발은 OKB-276에게 맡겨 졌는데, OKB-XNUMX은 LRE에 대한 이론적 인 수하물 및 개발 경험이 충분하지 않았으며, 실제로 실험 및 테스트 기지가 없었습니다.
성공하지 못했지만 열매가 많은 시련
켈 녹스위원회 (Keldysh Commission)는 Х1의 주된 임무는 전투 용이라는 것을 지적했지만, 추가 작업이 진행되는 동안 슈퍼 미사일의 주요 목적은 우주였습니다. 우선 우주 탐사가 달에 돌아가 지구로 돌아 왔습니다. 그러한 결정의 선택은 미국의 음력 유인 프로그램 인 "Saturn-Apollo"의보고에 의해 크게 영향을 받았다. 3 8 월 1964, 소련 정부가이 우선 순위를 수정했습니다.
12 월에 OKB-1962의 1이 GKOT에 제출하여 "Н1 로켓의 발사 단지 설계를위한 기본 및 주요 기술 요구 사항"을 주 디자이너와 협의했습니다. 11 월 13 소련 최고 경제 협의회의 1963위원회는 건설 자체 및 재료 및 기술 지원을 제외하고 PH Н1의 비행 시험에 필요한 복합 시설에 대한 설계 문서 개발을위한 부처 간 일정을 결정에 따라 승인했습니다. MI Samokhin과 A. N. Ivannikov는 S. P. Korolev의 관심을 받아 OKB-1 단지에서 폴리곤 복합체 생성에 대한 연구를 주도했습니다.1964이 시작될 무렵, 규정 된 타임 라인에서 총 작업 잔량은 1 ~ 2 년이되었습니다. 19 정부 1964 정부는 협회의 시작을 1966 년으로 연기해야했습니다. LZ 시스템의 간소화 된 헤드 유닛 (LOK 및 LK 대신 무인 차량 1K-L7С)을 사용한 Н1 로켓의 비행 디자인 테스트가 2 월 1969에서 시작되었습니다. LCI가 시작될 무렵, 부품 및 조립품의 실험적 테스트, 블록 B 및 C의 벤치 테스트, 기술 및 발사 위치에서 1М 로켓의 프로토 타입 모델을 사용한 테스트가 수행되었습니다.
1의 2 월에 발사 된 21에서의 로켓 - 우주 복합 단지 Н1969-ЛЗ (№ ЗЛ)의 첫 발사는 사고로 끝났습니다. 두 번째 엔진의 가스 발생기에서 고주파 진동이 나타나고 터빈 뒤의 압력 탭 노즐이 벗겨져 구성 부품이 누출되고 꼬리 부분에서 화재가 발생하여 엔진 작동 제어 시스템을 위반하게되어 엔진을 1 초 동안 정지시키는 잘못된 명령을 내 렸습니다. 그러나 발사는 선택된 동적 설계의 정확성, 발사의 역학, 발사체의 제어 과정을 통해 발사체의 하중과 강도, 로켓과 발사 시스템의 음향 부하의 영향 및 실제 조건에서의 작동 특성을 포함한 기타 데이터에 대한 실험 데이터를 얻을 수있었습니다.
H1-LZ 단지 (5L 번호)의 두 번째 발사는 3을 7 월 1969에서 실시했으며, 또한 추락했습니다. V.P. 미신 (Mishin)이 의장을 맡고있는 비상 사태위원회의 결론에 따르면 가장 주된 원인은 메인 스테이지에 진입 할 때 A 블록의 여덟 번째 엔진의 산화제 펌프가 파괴 된 것이 었습니다.
테스트, 계산, 연구 및 실험 작업에 대한 분석은 2 년 동안 지속되었습니다. 주요 조치는 산화제 펌프의 신뢰성을 증가시키는 것으로 간주되었다. 그 제조 및 조립의 품질 향상; 엔진 펌프 앞에 필터를 설치하고 이물질이 들어 가지 않도록하십시오. 비행 중 유닛 A의 꼬리 부분을 질소로 퍼지하고 퍼징하기 전에 충전하고 프레온 소화 시스템을 도입하는 단계; 블록 A의 꼬리 부분에 위치한 시스템의 구조 요소, 도구 및 케이블의 열 보호 설계에 대한 소개 생존 성을 높이기 위해 장치의 위치를 변경하는 것. 50에 잠금 명령 AED가 도입되었습니다. PH를 처음부터 비상 탈출하여 전력 재설정 등.
H1-LZ 로켓 및 우주 시스템 (No. 6L)의 세 번째 발사는 왼쪽 발사에서 올해의 27 June 1971에서 개최되었습니다. 블록 A의 모든 30 엔진은 표준 사이클로 그램에 따라 예비 및 주요 추력 모드로 들어갔고 50,1 pp에서 제어 시스템에 의해 꺼지기 전에 정상적으로 작동했다. 그러나 비행 시작 이후 롤 안정화 프로세스가 비정상적이었고 회전 각 오류가 지속적으로 증가했다 와 함께 14,5에게. 145 °에 도달했습니다. AED 팀이 50로 막혔으므로, 50,1으로 비행. 거의 통제 할 수 없게되었다.
사고의 가장 큰 원인은 롤 몸체의 사용 가능한 제어점을 초과하는 이전에 방해받는 모멘트의 작용으로 인한 롤 제어 가능성의 상실입니다. 엔진이 로켓의 바닥을 넘어 튀어 나와있는 엔진 부품의 흐름의 비대칭성에 의해 악화 된 로켓의 후방 영역에서의 강력한 와류 공기 흐름으로 인해 모든 엔진이 작동하면서 드러난 추가 롤 모멘트가 발생했습니다.
M. V. Melnikov와 B. A. Sokolov의지도 아래 1 년이 채 안되어 11 N X NUMX 조종 엔진이 로켓 제어를 위해 제작되었습니다. 그들은 산화 발전기 가스와 주 엔진에서 추출한 연료에 대해 연구했습니다.
11 월 23 1972은 로켓 번호 7L을 4 번째 출시했습니다. 13L은 상당한 변화를 겪었습니다. 비행 제어는 과학 연구원의 자이로 안정화 개발 플랫폼의 명령에 따라 온보드 컴퓨터 컴플렉스에 의해 수행되었습니다. 추진 시스템의 구성으로 조향 엔진, 화재 진압 시스템, 개선 된 기계 및 열 보호 장치 및 온보드 케이블 네트워크가 도입되었습니다. 측정 시스템에는 OKB MEI (수석 디자이너 A. F. Bogomolov)가 개발 한 소형 무선 원격 측정 장비가 장착되었습니다. 000 XNUMX 센서 이상이 로켓에있었습니다.
아니오. 7L은 106,93 with.,하지만 7 with. 제 1 및 제 2 단계의 분리 예상 시간 전에, 엔진 산화제 펌프 번호 4의 거의 순간적인 파괴가 발생하여 로켓의 제거로 이어진다.
다섯 번째 출시는 1974 4 분기에 예정되어있었습니다. 5 월에는 로켓 번호 8L에서 이전 비행 및 추가 조사를 고려하여 제품의 존속성을 보장하기위한 모든 설계 및 건설 조치가 수행되었으며 업그레이드 된 엔진의 설치가 시작되었습니다.
superracket은 조만간 어디서 어떻게 비행해야 할 것 같았습니다. 그러나 5 월 1974에 지명 된 학자 V.P. Glushko는 TsKBEM의 책임자로 General Engineering (S.A. Afanasyev), 소련 과학 아카데미 (M.V. Keldysh), 군대 산업의 암묵적 동의하에 NPO Energia로 재편성되었다. Sovmin위원회 (L.V. Smirnov)와 CPSU 중앙위원회 (D.F. Ustinov)는 Н1-ЛЗ 단지에 대한 모든 작업을 중단했습니다. 2 월, 1976에서이 프로젝트는 CPSU 중앙위원회와 소련 내각위원회의 결정으로 공식적으로 마감되었습니다. 이 결정은 미국이 우주선을 박탈하고 우주 왕복선 프로젝트를 시작한 미국에 우선 순위를 부여했습니다.
1 월 1에 의해 H1973-LZ 프로그램에 따라 달을 마스터 링하는 데 드는 총 비용은 3,6 억 루블에 달하며 Н1 - 2,4 억을 창출했습니다. 로켓 블록의 생산 준비금, 기술, 발사 및 측정 단지의 거의 모든 장비가 파괴되었으며 총 60 억 루블의 비용이 절감되었습니다.
강력한 로켓 시스템의 설계, 생산 및 기술 개발, 운영 경험 및 신뢰성 확보가 Energia 론칭 차량을 만드는 데 완전히 사용되었지만 후속 프로젝트에서 널리 사용되는 것은 분명하지만 HNNXX 작업 중단의 오류에 유의해야합니다. 소련은 자발적으로 손바닥을 미국인들에게 양도했지만, 가장 중요한 것은 많은 디자인 국, 연구 기관 및 공장들이 환상적인 목표를 달성하지 못한 것으로 보이는 우주 탐사 아이디어에 대한 열정과 헌신에 대한 감정을 잃어 버렸다는 것입니다.
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