روسيا في حاجة ماسة إلى حاملة طائرات ثقيلة للغاية
في العام الماضي ، أعلنت شركة Roskosmos عن مناقصة لتطوير صاروخ من الدرجة الثقيلة على أساس مشروع Angara الحالي ، القادر ، من بين أمور أخرى ، على توصيل مركبة فضائية مأهولة إلى القمر. من الواضح أن افتقار روسيا للصواريخ فائقة الثقل التي يمكنها إلقاء ما يصل إلى 80 طناً من البضائع في المدار يعيق العديد من الأعمال الواعدة في الفضاء وعلى الأرض. تم إغلاق مشروع شركة النقل المحلية الوحيدة ذات الخصائص المماثلة ، Energia-Buran ، في أوائل التسعينيات ، على الرغم من إنفاق 14.5 مليار روبل (بأسعار الثمانينيات) و 13 عامًا. وفي الوقت نفسه ، في اتحاد الجمهوريات الاشتراكية السوفياتية ، تم تطوير صاروخ فائق بخصائص أداء مذهلة بنجاح. يتم تقديم قصة لقراء "VPK" حول تاريخ إنشاء صاروخ N1.
سبقت بداية العمل على H1 بمحرك نفاث سائل (LPRE) بحث عن محركات الصواريخ التي تستخدم الطاقة النووية (NRE). وفقًا لمرسوم حكومي صادر في 30 يونيو 1958 ، تم تطوير التصميم الأولي في OKB-1 ، الذي وافق عليه S. P. Korolev في 30 ديسمبر 1959.
OKB-456 (كبير المصممين V. P. Glushko) من لجنة الدولة لتكنولوجيا الدفاع و OKB-670 (M. M. طور OKB-1 ثلاثة إصدارات من الصواريخ ذات الصواريخ التي تعمل بالطاقة النووية ، واتضح أن الثالث هو الأكثر إثارة للاهتمام. كان صاروخا عملاق وزن إطلاقه 2000 طن وكتلة حمولته حتى 150 طن.تم صنع المرحلتين الأولى والثانية على شكل حزم من كتل الصواريخ المخروطية التي كان من المفترض أن تحتوي على عدد كبير من NK- 9 محركات صاروخية تعمل بالوقود السائل بقوة دفع 52 طناً في المرحلة الأولى. تضمنت المرحلة الثانية أربعة NRE مع قوة دفع إجمالية تبلغ 850 tf ، دفعة دفع محددة في الفراغ تصل إلى 550 kgf / kg عند استخدام وسيط عمل آخر عند درجة حرارة تسخين تصل إلى 3500 K.
تم توضيح إمكانية استخدام الهيدروجين السائل في خليط مع الميثان كسائل عامل في محرك صاروخ نووي في إضافة إلى المرسوم أعلاه "بشأن الخصائص الممكنة لصواريخ الفضاء باستخدام الهيدروجين" ، الذي وافق عليه SP Korolev في 9 سبتمبر 1960. ومع ذلك ، نتيجة لمزيد من الدراسات ، أصبح من الواضح جدوى مركبات الإطلاق الثقيلة باستخدام محركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل في جميع المراحل على مكونات الوقود المتقنة باستخدام الهيدروجين كوقود. تم تأجيل الطاقة النووية للمستقبل.
مشروع جرانديوس
المرسوم الحكومي الصادر في 23 يونيو 1960 "بشأن إنشاء مركبات الإطلاق القوية والأقمار الصناعية وسفن الفضاء واستكشاف الفضاء في 1960-1967" سنوات من نظام صاروخ فضائي جديد بكتلة إطلاق 1000-2000 طن ، والذي يضمن إطلاق مركبة فضائية ثقيلة بين الكواكب كتلتها 60-80 طنًا في المدار.
شارك في المشروع الطموح عدد من مكاتب التصميم والمعاهد العلمية. على المحركات - OKB-456 (V. P. Glushko) و OKB-276 (N. D. Kuznetsov) و OKB-165 (AM Lyulka) ، على أنظمة التحكم - NII-885 (N. مجمع - GSKB "Spetsmash" (VP Barmin) ، على مجمع القياس - NII-4 MO (AI Sokolov) ، على نظام تفريغ الخزانات وتنظيم نسبة مكونات الوقود - OKB-12 (AS Abramov) ، لأبحاث الديناميكا الهوائية - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin) و TsAGI (V. M. Myasishchev) و NII-1 (V. Ya. Likhushin) ، وفقًا لتكنولوجيا التصنيع - V. M. Paton of the Academy of Sciences of the Ukrainian SSR (BE Paton)، NITI-40 (Ya. V. Kolupaev)، the Progress plant (A. Ya. Linkov) ، وفقًا لتكنولوجيا وأساليب التطوير التجريبي وإعادة تجهيز الأجنحة - NII-229 (G. M. Tabakov) وآخرين.
قام المصممون باستمرار بفحص مركبات الإطلاق متعددة المراحل بكتلة إطلاق تتراوح من 900 إلى 2500 طن ، مع تقييم الإمكانيات الفنية لإنشاء واستعداد صناعة الدولة للإنتاج. أظهرت الحسابات أن معظم مهام الأغراض العسكرية والفضائية يتم حلها بواسطة مركبة إطلاق حمولتها 70-100 طن ، والتي يتم إطلاقها في مدار بارتفاع 300 كم.
لذلك ، بالنسبة لدراسات تصميم N1 ، تم اعتماد حمولة 75 طنًا باستخدام وقود الأكسجين والكيروسين في جميع مراحل محرك الصاروخ. تتوافق هذه القيمة من كتلة الحمولة مع كتلة الإطلاق لمركبة الإطلاق البالغة 2200 طن ، مع الأخذ في الاعتبار أن استخدام الهيدروجين كوقود في المراحل العليا سيزيد من كتلة الحمولة حتى 90-100 طن. نفس وزن الإطلاق. أظهرت الدراسات التي أجرتها الخدمات التكنولوجية للمصانع والمعاهد التكنولوجية في البلاد ليس فقط الجدوى الفنية لإنشاء مثل هذه المركبة بأقل تكلفة ووقت ، ولكن أيضًا استعداد الصناعة لإنتاجها.
في الوقت نفسه ، تم تحديد إمكانيات الاختبار التجريبي واختبار مقاعد البدلاء لوحدات الجهد المنخفض والمراحل الثانية والثالثة على القاعدة التجريبية الحالية لـ NII-229 مع الحد الأدنى من التعديلات. تم تصور عمليات إطلاق LV من قاعدة بايكونور الفضائية ، حيث كان مطلوبًا إنشاء هياكل تقنية وإطلاق مناسبة هناك.
أيضًا ، تم النظر في مخططات تخطيط مختلفة مع تقسيم عرضي وطولي للخطوات ، مع صهاريج محمل وغير حاملة. نتيجة لذلك ، تم اعتماد مخطط صاروخي مع تقسيم عرضي للمراحل مع خزانات وقود كروية أحادية الكتلة معلقة ، مع تركيبات متعددة المحركات في المراحل الأولى والثانية والثالثة. يعد اختيار عدد المحركات في نظام الدفع أحد المشكلات الأساسية في إنشاء مركبة الإطلاق. بعد التحليل ، تقرر استخدام محركات بقوة دفع تبلغ 150 طنًا.
في المراحل الأولى والثانية والثالثة من الناقل ، تقرر تثبيت نظام لمراقبة الأنشطة التنظيمية والإدارية لـ KORD ، والتي أوقفت المحرك عندما انحرفت المعلمات الخاضعة للرقابة عن القاعدة. تم أخذ نسبة الدفع إلى الوزن لمركبة الإطلاق بحيث أنه أثناء التشغيل غير الطبيعي لمحرك واحد في القسم الأولي من المسار ، استمرت الرحلة ، وفي الأقسام الأخيرة من رحلة المرحلة الأولى ، يمكن لعدد أكبر من المحركات يتم إيقاف تشغيله دون المساس بالمهمة.
أجرت OKB-1 ومنظمات أخرى دراسات خاصة لتبرير اختيار مكونات الوقود مع تحليل جدوى استخدامها لمركبة الإطلاق N1. أظهر التحليل انخفاضًا كبيرًا في كتلة الحمولة (مع كتلة إطلاق ثابتة) في حالة الانتقال إلى مكونات وقود عالية الغليان ، والتي تُعزى إلى القيم المنخفضة لنبضة الدفع المحددة وزيادة في كتلة خزانات الوقود والغازات المضغوطة بسبب ارتفاع ضغط البخار لهذه المكونات. أظهرت مقارنة أنواع مختلفة من الوقود أن الأكسجين السائل - الكيروسين أرخص بكثير من AT + UDMH: من حيث الاستثمارات الرأسمالية - مرتين ، من حيث التكلفة - ثماني مرات.
تتكون مركبة الإطلاق H1 من ثلاث مراحل (كتل A ، B ، C) ، مترابطة بواسطة مقصورات انتقالية من نوع الجمالون ، وكتلة رأس. كانت دائرة الطاقة عبارة عن هيكل إطار يتعرف على الأحمال الخارجية ، والتي توجد بداخلها خزانات الوقود والمحركات والأنظمة الأخرى. يتكون نظام الدفع للمرحلة الأولى من 24 محرك NK-15 (11D51) مع 150 قوة دفع على الأرض ، مرتبة في حلقة ، المرحلة الثانية - ثمانية من نفس المحركات مع فوهة عالية الارتفاع NK-15V (11D52) ، المرحلة الثالثة - أربعة NK- 19 (11D53) مع فوهة عالية الارتفاع. كانت جميع المحركات دائرة مغلقة.
تم وضع أدوات نظام التحكم والقياس عن بعد وأنظمة أخرى في مقصورات خاصة في المراحل المناسبة. تم تثبيت LV على جهاز الإطلاق مع الكعب الداعم على طول محيط نهاية المرحلة الأولى. جعل التصميم الديناميكي الهوائي المعتمد من الممكن تقليل لحظات التحكم المطلوبة واستخدام مبدأ عدم تطابق الدفع للمحركات المعاكسة على مركبة الإطلاق للتحكم في درجة الانحدار والتمايل. نظرًا لاستحالة نقل مقصورات الصواريخ بالكامل بواسطة المركبات الموجودة ، فقد تم اعتماد تقسيمها إلى عناصر قابلة للنقل.
على أساس مراحل N1 LV ، كان من الممكن إنشاء سلسلة موحدة من الصواريخ: N11 باستخدام المراحل II و III و IV من N1 LV بكتلة ابتدائية 700 طن وحمولة 20 طنًا في مدار AES بارتفاع 300 كم و N111 مع استخدام المرحلتين الثالثة والرابعة من N1 LV والمرحلة الثانية من صاروخ R-9A بكتلة إطلاق 200 طن وحمولة 5 أطنان في مدار الأقمار الصناعية مع على ارتفاع 300 كيلومتر ، يمكن أن يحل مجموعة واسعة من المهام القتالية والفضائية.
تم تنفيذ العمل تحت الإشراف المباشر لـ S. P. Korolev ، الذي ترأس مجلس كبار المصممين ، ونائبه الأول V. P. Mishin. تم النظر في مواد التصميم (ما مجموعه 29 مجلدا و 8 ملاحق) في بداية يوليو 1962 من قبل لجنة خبراء برئاسة رئيس أكاديمية العلوم في اتحاد الجمهوريات الاشتراكية السوفياتية M. V. Keldysh. لاحظت اللجنة أن تبرير LV H1 تم تنفيذه على مستوى علمي وتقني عالٍ ، ويلبي متطلبات التصاميم المفاهيمية للصواريخ LV والصواريخ بين الكواكب ، ويمكن استخدامه كأساس لتطوير وثائق العمل. في الوقت نفسه ، تحدث أعضاء اللجنة MS Ryazansky و V. P. Barmin و A. G. Mrykin وآخرون عن الحاجة إلى إشراك OKB-456 في تطوير محركات مركبات الإطلاق ، لكن VP Glushko رفض.
بالاتفاق المتبادل ، تم تكليف شركة OKB-276 بتطوير المحركات ، والتي لم يكن لديها ما يكفي من الأمتعة النظرية والخبرة في تطوير محركات الصواريخ التي تعمل بالوقود السائل مع الغياب شبه الكامل للقواعد التجريبية وقواعد مقاعد البدلاء لهذا الغرض.
تجارب فاشلة ولكنها مثمرة
أشارت لجنة Keldysh إلى أن المهمة الأساسية لـ H1 هي استخدامها القتالي ، ولكن في سياق العمل الإضافي ، كان الغرض الرئيسي من الصاروخ الفائق هو الفضاء ، وبشكل أساسي رحلة استكشافية إلى القمر والعودة إلى الأرض. إلى حد كبير ، تأثر اختيار مثل هذا القرار بتقارير برنامج القمر المأهول ساتورن أبولو في الولايات المتحدة. في 3 أغسطس 1964 ، عززت حكومة اتحاد الجمهوريات الاشتراكية السوفياتية ، بمرسومها ، هذه الأولوية.
في ديسمبر 1962 ، قدم OKB-1 إلى GKOT "البيانات الأولية والمتطلبات الفنية الأساسية لتصميم مجمع الإطلاق لصاروخ N1" بالاتفاق مع كبار المصممين. في 13 نوفمبر 1963 ، وافقت لجنة المجلس الأعلى للاقتصاد الوطني لاتحاد الجمهوريات الاشتراكية السوفياتية ، بقرارها ، على جدول زمني مشترك بين الإدارات لتطوير وثائق التصميم لمجموعة الهياكل اللازمة لاختبار طيران LV N1 ، باستثناء البناء نفسه والدعم المادي والتقني. أشرف MI Samokhin و AN Ivannikov على إنشاء موقع الاختبار في OKB-1 تحت الإشراف الدقيق لـ SP Korolev.
بحلول بداية عام 1964 ، كان إجمالي العمل المتراكم من الوقت المحدد من سنة إلى سنتين. في 19 حزيران (يونيو) 1964 ، اضطرت الحكومة إلى تأجيل بداية كتاب القانون الدولي إلى عام 1966. بدأت اختبارات تصميم الطيران للصاروخ N1 بوحدة رأسية مبسطة لنظام LZ (مع مركبة فضائية غير مأهولة 7K-L1S بدلاً من LOK و LK) في فبراير 1969. بحلول بداية LKI ، تم إجراء اختبار تجريبي للوحدات والتجمعات ، واختبارات مقاعد البدلاء للكتل B و V ، واختبارات باستخدام نموذج أولي لصاروخ 1M في المواقع التقنية ومواقع الإطلاق.
انتهى الإطلاق الأول للصاروخ N1-LZ والمجمع الفضائي (رقم ЗЛ) من إطلاق الميمنة في 21 فبراير 1969 بحادث. في مولد الغاز للمحرك الثاني ، حدثت اهتزازات عالية التردد ، وانطلق أنبوب الضغط خلف التوربين ، وتشكل تسرب للمكونات ، واندلع حريق في حجرة الذيل ، مما أدى إلى انتهاك التحكم في المحرك النظام الذي أصدر أمراً خاطئاً بإيقاف تشغيل المحركات لمدة 68.7 ثانية.ومع ذلك ، أكد الإطلاق صحة المخطط الديناميكي المختار ، وديناميكيات الإطلاق ، وعمليات التحكم في الجهد المنخفض ، مما جعل من الممكن الحصول على بيانات تجريبية حول الأحمال على LV وقوتها ، وتأثير الأحمال الصوتية على الصاروخ ونظام الإطلاق ، وبعض البيانات الأخرى ، بما في ذلك الخصائص التشغيلية في الظروف الحقيقية.
تم تنفيذ الإطلاق الثاني لمجمع N1-LZ (رقم 5L) في 3 يوليو 1969 ، وقد مر أيضًا بحالة طوارئ. وفقًا لاستنتاج لجنة الطوارئ برئاسة V. P. Mishin ، كان السبب الأكثر ترجيحًا هو تدمير مضخة المؤكسد للمحرك الثامن من الكتلة A عند دخول المرحلة الرئيسية.
استمر تحليل الاختبارات والحسابات والبحوث والعمل التجريبي لمدة عامين. تم التعرف على تحسين موثوقية مضخة المؤكسد كإجراءات رئيسية ؛ تحسين جودة تصنيع وتجميع THA ؛ تركيب المرشحات أمام مضخات المحرك ، باستثناء دخول الأجسام الغريبة إليها ؛ ملء ما قبل الإطلاق وتطهير النيتروجين لقسم الذيل من الكتلة A أثناء الطيران وإدخال نظام إطفاء حريق الفريون ؛ إدخال العناصر الهيكلية والأجهزة والكابلات للأنظمة الموجودة في الجزء الخلفي من الكتلة A في تصميم الحماية الحرارية ؛ تغيير ترتيب الأجهزة فيه من أجل زيادة قدرتها على البقاء ؛ مقدمة من حظر الأمر AED حتى 50 ثانية. الرحلة والسحب في حالات الطوارئ لمركبة الإطلاق من البداية عن طريق إعادة تعيين مصدر الطاقة ، إلخ.
تم تنفيذ الإطلاق الثالث للصاروخ N1-LZ ونظام الفضاء (رقم 6L) في 27 يونيو 1971 من الإطلاق الأيسر. دخلت جميع محركات البلوك A الثلاثين في وضع المراحل الأولية والرئيسية للدفع وفقًا لمخطط الدوران القياسي وعملت بشكل طبيعي حتى تم إيقاف تشغيلها بواسطة نظام التحكم لمدة 50.1 ثانية. زادت باستمرار بمقدار 14.5 ثانية. وصلت إلى 145 درجة. نظرًا لأن فريق AED تم حظره حتى 50 ثانية ، فقد كانت الرحلة تصل إلى 50 ثانية. أصبح غير قابل للإدارة عمليا.
السبب الأكثر احتمالا للحادث هو فقدان التحكم في الانقلاب بسبب عمل لحظات مزعجة لم يتم تحديد مصيرها سابقًا تتجاوز لحظات التحكم المتاحة لهيكل التدحرج. نشأت لحظة الالتفاف الإضافية التي تم الكشف عنها مع تشغيل جميع المحركات بسبب تدفق الهواء القوي في الجزء السفلي من الصاروخ ، والذي تفاقم بسبب عدم تناسق التدفق حول أجزاء المحرك البارزة من قاع الصاروخ.
في أقل من عام ، تحت قيادة M. V. Melnikov و B. A. Sokolov ، تم إنشاء محركات توجيه 11D121 لتوفير التحكم في لفة الصاروخ. لقد عملوا على أكسدة غاز المولد والوقود المأخوذ من المحركات الرئيسية.
في 23 نوفمبر 1972 ، تم الإطلاق الرابع بالصاروخ رقم 7L ، والذي خضع لتغييرات كبيرة. تم تنفيذ التحكم في الرحلة بواسطة مجمع كمبيوتر على متن الطائرة وفقًا لأوامر المنصة المستقرة الجيروسكوبية التي طورها معهد البحث العلمي لصناعة الطائرات. تضمنت أنظمة الدفع محركات التوجيه ، ونظام إطفاء الحرائق ، وتحسين الحماية الميكانيكية والحرارية للأجهزة وشبكة الكابلات على متن الطائرة. تم استكمال أنظمة القياس بمعدات قياس لاسلكية صغيرة الحجم تم تطويرها بواسطة OKB MEI (كبير المصممين A. F. Bogomolov). في المجموع ، كان للصاروخ أكثر من 13000 جهاز استشعار.
طار رقم 7L بمقدار 106 ، 93 صفحة بدون تعليق ، ولكن في 7 ثوانٍ. قبل الوقت المقدر للفصل بين المرحلتين الأولى والثانية ، حدث تدمير فوري تقريبًا لمضخة الأكسدة للمحرك رقم 4 ، مما أدى إلى القضاء على الصاروخ.
كان من المقرر الإطلاق الخامس في الربع الرابع من عام 1974. بحلول شهر مايو ، تم تنفيذ جميع التدابير التصميمية والبناءة لضمان بقاء المنتج ، مع مراعاة الرحلات السابقة والدراسات الإضافية ، على الصاروخ رقم 8L ، وبدأ تركيب المحركات التي تمت ترقيتها.
يبدو أن الصاروخ الفائق سوف يطير عاجلاً أم آجلاً إلى أين وكيف ينبغي أن يكون. ومع ذلك ، تم تحويل الرئيس المعين لـ TsKBEM ، إلى NPO Energia ، في مايو 1974 ، الأكاديمي V. P. Glushko ، بموافقة ضمنية من وزارة بناء الماكينات العامة (S. A. Afanasyev) ، وأكاديمية العلوم في اتحاد الجمهوريات الاشتراكية السوفياتية (M. V. Keldysh) ، واللجنة العسكرية الصناعية لمجلس الوزراء (L. V Smirnov) واللجنة المركزية للحزب الشيوعي (D. في فبراير 1976 ، تم إغلاق المشروع رسميًا بموجب مرسوم صادر عن اللجنة المركزية للحزب الشيوعي السوفيتي ومجلس وزراء الاتحاد السوفياتي. حرم هذا القرار البلاد من السفن الثقيلة ، وتم تمرير الأولوية للولايات المتحدة ، التي نشرت مشروع مكوك الفضاء.
بلغ إجمالي النفقات لاستكشاف القمر في إطار برنامج H1-LZ بحلول يناير 1973 3.6 مليار روبل ، لإنشاء H1 - 2.4 مليار. تم تدمير احتياطي إنتاج وحدات الصواريخ ، وجميع معدات المجمعات التقنية والإطلاق والقياس تقريبًا ، وتم شطب التكاليف البالغة ستة مليارات روبل.
على الرغم من استخدام التصميم والإنتاج والتطورات التكنولوجية والخبرة التشغيلية وضمان موثوقية نظام صاروخي قوي بالكامل في إنشاء مركبة إطلاق Energia ، ومن الواضح أنه سيجد تطبيقًا واسعًا في المشاريع اللاحقة ، تجدر الإشارة إلى أن الإنهاء من العمل على H1 كان خاطئًا. تنازل اتحاد الجمهوريات الاشتراكية السوفياتية طواعية عن الكف للأمريكيين ، ولكن الشيء الرئيسي هو أن العديد من فرق مكاتب التصميم ومعاهد البحوث والمصانع فقدت الشحنة العاطفية للحماس والشعور بالتفاني لأفكار استكشاف الفضاء ، والتي تحدد إلى حد كبير الإنجاز. من الأهداف الرائعة التي تبدو غير قابلة للتحقيق.
