Успешный прорыв в космос в период с 1957 по 1962 г. создал необходимые психологические и технические предпосылки для всестороннего развития завоеванных позиций и выхода на качественно новые рубежи.
Во время успешного решения задач, связанных с созданием и полетом кораблей типа "Восток", с 1962 года в отделах 3 (Я.П. Коляко), 9 (М.К. Тихонравов), 11 (В.Ф. Рощин), 27 (Б.В. Раушенбах) были начаты проектные проработки по вариантам лунных программ. Все работы проводились на базе имеющихся в разных стадиях заделов:
■ тяжелой ракеты Н1, включая разгонные ракетные блоки;
■ ракеты-носителя Р-7 и ее модификаций;
■ спускаемого аппарата новой разработки типа "фара";
■ имеющихся спускаемых аппаратов кораблей "Восток", "Восход" и их систем;
■ научно-технических проработок по кораблю 7К, блокам 9К, 11К (в целом тема "Союз") и разрабатываемым для них системам.
В частности, наряду с реализацией программы лунной экспедиции рассматривались и варианты программ по облету Луны с экипажем на борту. Проработки велись по схемам:
I. Два пуска ракеты Р-7 (один с пилотируемым кораблем 7К, второй — с водородным разгонным блоком) с последующей стыковкой на орбите ИСЗ и стартом к Луне со второй космической скоростью.
II. Два пуска ракеты Р-7 (один — с прототипом корабля "Восток" и баком горючего, второй — с баком кислорода и двигателем типа двигателя блока Л).
Параллельные проработки по лунным программам велись и в активно развивающемся ОКБ-52 (В.Н. Челомей), где на базе новой ракеты УР-500К закладывалась однопусковая схема полета с использованием разрабатываемых там же доразгонного ракетного блока (блок А) и корабля-капсулы ЛК-1. Одновременно ОКБ-52 выступило с инициативой разработки тяжелой ракеты УР-700 для реализации лунной экспедиции. В свою очередь, в 1960 году ОКБ-1 в рамках эскизного проекта по двухступенчатой ракете с ядерным двигателем на II ступени (ЯХР-2) был разработан проект трехступенчатой химической ракеты (ХР-3) с массой полезного груза до 30 т с шестью боковыми блоками на I ступени по схеме ракеты Р-7.
Перед главным конструктором С.П. Королевым и коллективом предприятия встала серьезная задача — какому проекту отдать предпочтение. После тщательного анализа обстановки было принято решение сосредоточить усилия ОКБ-1 на лунной экспедиции. В 1963 году был разработан эскизный проект лунного комплекса Н1-Л3. По итогам его рассмотрения Государственным комитетом оборонной техники СССР, Комиссией ВСНХ по военно-промышленным вопросам 3 августа 1964 года ЦК КПСС и СМ СССР было принято Постановление "О работах по исследованию Луны и космического пространства", в соответствии с которым головными направлениями исследования космического пространства на ближайшие годы были определены:
■ облет Луны пилотируемым космическим кораблем, выводимым форсированной ракетой-носителем УР-500К, с возвращением и посадкой на Землю (головной исполнитель по программе облета Луны в целом — ОКБ-52) — 1966 год — 1 полугодие 1967 года;
■ высадка экипажа корабля, выводимого тяжелой ракетой-носителем Н1, на поверхность Луны с его возвращением и посадкой на Землю (головной исполнитель по ракете-носителю Н1, космическому кораблю и комплексу высадки экспедиции в целом — ОКБ-1) — 1967-1968 годы.
Упомянутые директивы прекратили попытки ОКБ-52 параллельного ведения работ по созданию на базе УР-500К тяжелой ракеты УР-700 для экспедиции на Луну. В ходе дальнейших работ по лунным направлениям во II половине 1964 года — I половине 1965 года и в ОКБ-1 и в ОКБ-52 было выявлено, что поставленные задачи требуют перестройки деятельности промышленных организаций и ведомств, так как объем работ по лунным задачам оказался значительно большим, нежели это казалось на фоне оправданной эйфории предыдущих лет.
В условиях многопрофильных задач, решаемых ОКБ-1 и заводом 88 (впоследствии ЗЭМ), кроме комплекса Н1-Л3 начали "пробуксовывать" и остальные программы, в том числе комплекс "Союз" (7К, 9К, 11 К), работы по системам связи, автоматическим кораблям для полетов к Венере, Марсу (МВ) и другим программам. Одновременно, зная о неблагополучном состоянии дел в ОКБ-52 по кораблю для облета Луны (ЛК-1) и доразгонному ракетному блоку, руководство ОКБ-1 не снимало с повестки дня задачи создания своими силами комплекса для облета Луны пилотируемым кораблем.
После успешного пуска 16 июля 1965 года двухступенчатой ракеты УР-500 "Протон" наряду с описанным выше комплексом "Союз" в ОКБ-1 были начаты проработки по варианту орбитального комплекса для облета Луны, выводимого трехступенчатой ракетой УР-500К, в составе разгонного блока Д, заимствованного с комплекса Н1-Л3, и облегченного корабля 7К без бытового отсека.
Одновременно рассматривался вариант доставки экипажа на ОИСЗ отдельным кораблем, выводимым ракетой Р-7, с последующей пристыковкой к лунному комплексу с разгонным блоком и переходом в него членов экипажа через боковой люк. Этот вариант решал проблему обеспечения безопасности космонавтов при использовании ракеты УР-500К на токсичных компонентах топлива. Второй проблемой в этих вариантах была проблема управления лунным комплексом, в частности запуском разгонного блока Д, и возвращения на Землю с лунной орбиты со второй космической скоростью.
В середине 1965 года были проведены структурные изменения в Правительстве СССР. ВСНХ был преобразован в Совет Министров СССР. Упразднены некоторые государственные комитеты (в том числе оборонной техники, авиационной техники, радиоэлектронной техники), образованы Министерства общего машиностроения, авиационной промышленности, оборонной промышленности, машиностроения, электронной промышленности и др. Вновь созданному Минобщемашу были переподчинены ряд предприятий космической отрасли, в том числе ОКБ-52 (В.Н. Челомей).
 Л.В. Смирнов |
26 августа 1965 года у председателя ВПК Л.В. Смирнова состоялось совещание по рассмотрению вопросов: "О состоянии работ по исследованию космического пространства, Луны и планет". По результатам рассмотрения было отмечено, что работа по реализации, в первую очередь, лунных программ, а также по системам связи, исследованиям Венеры и Марса выполняется неудовлетворительно, в результате чего возникает серьезная угроза утраты приоритета Советского Союза в области освоения космоса. ОКБ-52 не разработаны и не представлены планы-графики по созданию комплекса для облета Луны, не рассмотрена и не утверждена схема полета корабля при облете, отмечена слабая работа головных организаций ОКБ-1, ОКБ-52 и научно-технического совета Минобщемаша.
Было предписано считать центральной задачей 1965-1967 гг. осуществление подготовки и последующего облета Луны пилотируемым кораблем. Минобщемашу было поручено:
■ в недельный срок представить график изготовления и отработки ракеты УР-500К;
■ совместно с руководителями ОКБ-1 и ОКБ-52 С.П. Королевым и В.Н. Челомеем в двухнедельный срок рассмотреть и решить вопрос о возможности унификации разрабатываемых пилотируемых кораблей для облета Луны и высадки экспедиции на ее поверхность;
■ в месячный срок представить программу ЛКИ ракеты УР-500К и пилотируемого корабля.
Тем не менее и ВПК, и Минобщемашем было сочтено целесообразным продолжить работы по рассмотрению использования комплекса "Союз" (7К, 9К, 11 К) в качестве второго варианта для решения задач облета Луны, а также поручено ОКБ-1 и ОКБ-52 проработать все вопросы применения ракеты-носителя УР-500К в программе комплекса "Союз".
Во исполнение приказа Министерства и выданных поручений в течение сентября -октября 1965 года была проведена всесторонняя оценка состояния разработок в ОКБ-52 и ОКБ-1 по реализации задачи облета Луны с привлечением специалистов НИИ-88 (ныне ЦНИИМАШ), НТС Министерства, руководителей Министерства, представителей правительства и ЦК КПСС. В ходе рассмотрения выявилось, что ОКБ-52 не в состоянии решить в установленные сроки все вопросы, связанные с созданием и отработкой ракеты УР-500К, доразгонного ракетного блока и корабля для облета Луны. В ОКБ-1, напротив, состояние с разработкой пилотируемого корабля типа 7К и разгонного блока Д для комплекса Н1-Л3 было более благополучно. Это создавало основу для переориентации с ОКБ-52 на ОКБ-1 работ по кораблю и разгонному блоку Д для облета Луны с решением в том числе ряда задач по выполнению программы лунной экспедиции, осуществляемой комплексом Н1-Л3.
 С.А. Афанасьев |
■ о привлечении ОКБ-1 к решению задач облета Луны пилотируемым кораблем с использованием ракеты-носителя УР-500К;
■ о сосредоточении работ ОКБ-52 на создании носителя УР-500К и доразгонной ракетной ступени, предназначенных для обеспечения облета Луны, и освобождении ОКБ-52 от изготовления пилотируемого космического корабля;
■ о сосредоточении работ ОКБ-1 на создании пилотируемого космического корабля для облета Луны и доразгонной ступени (на конкурсных началах) с использованием носителя УР-500К.
Выходу Постановления от 25 октября 1965 года предшествовали бурные обсуждения на заседаниях коллегии Минобщемаша докладов рабочих комиссий по оценке реального состояния дел в основных организациях — будущих участниках этой программы. ОКБ-52, несмотря на отсутствие опыта пилотируемых полетов, отстаивало свой вариант корабля для облета Луны. Однако деревянный макет корабля, представленный накануне ОКБ-52, не смог выдержать конкуренции перед полутора десятками спускаемых аппаратов корабля 7К в металле, над которыми трудились десятки монтажников в сборочном цехе 444 ЗЭМ, что было засвидетельствовано комиссией министра С.А. Афанасьева с участием заместителя генерального конструктора ОКБ-52 А.И. Эйдиса в октябре 1965 года. Это окончательно решило вопрос в пользу ОКБ-1. В развитие Постановления был подписан приказ министра от 13 ноября 1965 года, в соответствии с которым были утверждены количество и графики изготовления пилотируемых кораблей, получивших обозначение 7К-Л1 (изделие 11Ф91), разгонных блоков и ракет УР-500К по 6 комплектов в 1966 году и по 9 комплектов в 1967 году, кораблей типа 7К и ракет 11А511 (модификация Р-7) для отработки ракетно-космических средств и реализации программы облета Луны. Этим же приказом главному конструктору ОКБ-1 С.П. Королеву и генеральному конструктору ОКБ-52 В.Н. Челомею было предписано до 25 ноября 1965 года завершить проработку вариантов облета Луны пилотируемым космическим кораблем 7К-Л1 с разгонными блоками А или Д на базе ракеты-носителя УР-500К и согласовать основные параметры и технические характеристики по лунному ракетно-космическому комплексу (ракета-носитель УР-500К, разгонные блоки А или Д, корабль 7К-Л1). Кроме того, было утверждено распределение работ по комплексу 7К-Л1 и его системам между ОКБ-1, НИИ АП, НИИ-885:
■ ОКБ-1 — головная организация по разработке общей схемы управления системами корабля; систем ориентации, сближения, энергопитания, бортовой кабельной сети, ручного управления движением, терморегулирования, бортовых коммутаторов;
■ НИИ АП — головная организация по разработке системы стабилизации объекта 7К-Л1 при выдаче корректирующих импульсов, системы управления работой двигателя корабля 7К-Л1, системы управления спуском, системы стабилизации и управления работой двигателя доразгонного блока, общей схемы и логики управления доразгонного блока, бортовых коммутаторов доразгонного блока;
■ НИИ-885 — головная организация по разработке радиокомплекса с системой траекторных измерений, телеметрии, связи, передачи телевизионного изображения на всех этапах полета и электронных программно-временных устройств.
Началась напряженнейшая работа по реализации программы, равной которой по масштабам, новизне и срокам до этого не было. Уже 30 ноября 1965 года был выпущен аванпроект по ракетно-космическому комплексу Л1, а через две недели — 13 декабря 1965 года — в ОКБ-1 были подписаны "Исходные данные на корабль 7К-Л1". В этот же день С.П. Королевым и В.Н. Челомеем были утверждены "Основные положения по ракетно-космическому комплексу УР-500К-7К-Л1", в соответствии с которыми в качестве космического ракетного блока был определен блок Д разработки ОКБ-1. Несмотря на конкуренцию проектов, проектантам и баллистикам ОКБ-1 и ОКБ-52 в процессе дружной оперативной работы удалось найти оптимальный вариант сочетания блока Д с ракетой УР-500К. В этом варианте третья ступень ракеты не выходила на орбиту, а падала в океан за Японию и окончательный доразгон до первой космической скорости осуществлял блок Д при первом запуске. Такая схема с доразгоном позволила на несколько сотен килограммов увеличить массу корабля 7К-Л1, что в силу описанного выше дефицита массы было очень кстати.
 Космический комплекс Л1 1. Корабль 7К-Л1 2. Разгонный блок Д 3. Головной обтекатель 4. Переходный отсек 5. ДУ САС 6. Носитель 8К82К 7. Сбрасываемый опорный конус Основные характеристики комплекса
|
По головному блоку Л1 (11С824):
■ использование блока Д из состава комплекса Н1-Л3;
■ использование корабля "Союз" (7К) без бытового отсека с доработкой СА под возвращение со второй космической скоростью. Для крепления ложементов системы аварийного спасения и размещения дополнительных блоков питания над СА устанавливался навесной отсек, названный опорным конусом;
■ исключение из состава корабля 7К двигателей причаливания и ориентации и передача функций ориентации орбитального блока (блок Д + корабль) на двигательные системы обеспечения запуска маршевого двигателя блока Д — СОЗы;
■ разработка конического обтекателя головного блока;
■ организация запуска двигателя блока Д в невесомости (СОЗы, заборное устройство и пр.);
■ введение участка доразгона на опорную орбиту блоком Д с введением второго запуска блока для разгона до второй космической скорости;
■ согласование совместной циклограммы полета "Протон — головной блок" с учетом работы системы аварийного спасения и системы безопасности ракеты;
■ разработка траектории облета Луны с возвращением СА со второй космической скоростью;
■ отработка комплекса Л1 на орбите искусственного спутника Земли в составе кораблей № 2П и 3П, имеющих упрощенную систему управления, с двумя запусками
разгонного блока Д.
Разработку и подготовку материалов по головному блоку обеспечили В.А. Борисов, П.М. Воробьев, В.Г. Михеев, В.А. Балашов, Б.П. Сотсков, Б.А. Танюшин, Е.Л. Горбенко, Е.П. Фролова, Л.Б. Простов, В.С. Ануфриев, В.И. Староверов, О.С. Карпов, Е.А. Тюлин, Л.И. Гусев, Б.А. Соколов, Н.Н. Тупицын.
По кораблю 7К-Л1:
■ создание модификации корабля типа 7К для полетов к Луне по прямой схеме, когда экипаж находится в корабле, начиная со старта;
■ поэтапная реализация задачи с отработкой:
макетно-технологического комплекса 1М1 с кораблем № 1П;
конструкции и бортовых систем корабля и головного блока по штатной программе полета к Луне по прямой схеме в автоматических вариантах без экипажа с фотографированием Луны и Земли (№ 4, 5, 6, 7, а впоследствии еще и № 8, 9);
■ подготовка кораблей № 11-14 в пилотируемом исполнении для полета по прямой схеме с возможностью их использования в беспилотном варианте.
В утвержденных "Исходных данных по головному блоку Л1" были определены и основные характеристики корабля.
В зависимости от варианта проекта масса корабля составляла при выведении на орбиту ИСЗ от 5200 до 5700 кг, а при старте к Луне от 5000 до 5550 кг, продолжительность полета по программе в беспилотном варианте или с экипажем из двух человек предусматривалась в течение 8-10 суток. Максимальная длина корабля по корпусу была 4796 мм, диаметр спускаемого аппарата — 2183 мм, суммарный объем — 5,5 м3. Для обеспечения спуска со второй космической скоростью было разработано новое теплозащитное покрытие СА.
 | Проект комплекса Л1 обсуждают В.Г. Михеев, П.М. Воробьев, Я.П. Коляко, С.С. Крюков, П.И. Ермолаев, В.А. Борисов |
В контурах управления и связи в дополнение к разрабатываемым средствам корабля 7К для функционирования на орбите ИСЗ был внедрен ряд новых решений для реализации специфических задач по облету Луны, в том числе: датчиков солнечной и звездной ориентации 99К, 100К, гироскопических и командных приборов, чувствительных элементов и датчиковой аппаратуры, средств регистрации и др. Для оперативного сброса телеметрической информации с дальних расстояний потребовалось введение специально разработанной остронаправленной антенны с оптическим датчиком точного ее наведения на Землю 101К, который монтировался в центре "зонта" ОНА. После завершения работы вдали от Земли был предусмотрен ее отстрел.
Система управления, создаваемая вновь на базе заделов ОКБ-1 по орбитальным средствам, разработок по "дальним" программам (Марс, Венера и др.) и НИИ АП по аппаратуре стабилизации и управления двигательными установками кораблей и ракетных ступеней, представляла собой синтез новейших разработок с применением трехстепенной стабилизированной платформы и спецвычислителя "Аргон-11" разработки НИЦЭВТ Минрадиопрома (Н.А. Крутовских), которые явились первыми прообразами современных бортовых вычислительных средств.
Для обеспечения продолжительного полета в экстремальных условиях в состав системы единого питания помимо серебряно-цинковых батарей был введен кадмиево-никелевый аккумулятор (блок 800), который с тех пор успешно эксплуатируется в составе космических объектов уже 30 лет.
 | Отработка системы управления полетом корабля 7К-Л1. Участвуют А.Л.Судаченко, Б.В. Раушенбах, Д.А. Князев, В.П.Легостаев, В.С. Володин, Е.А. Башкин, С.А. Савченко, О.И. Бабков |
Разработку и подготовку материалов аванпроекта и исходных данных по кораблю 7К-Л1 обеспечивали К.П. Феоктистов, К.С. Шустин, В.А. Тимченко, В.Н. Бобков, Л.А. Горшков, В.П. Петров, Л.А. Волгин, В.Е. Любинский, А.Н. Максименко, Э.К. Демченко, В.А. Овсянников, С.В. Бесчастнов, Г.В. Лебедев, Л.А. Сорокин, Е.П. Уткин, В.П. Легостаев, А.Л. Судаченко, Ю.С. Карпов, В.К. Шевелев, Н.А. Петросян, Г.В. Николаенко, Л.И. Нежинский, Ю.Л. Трещалин, О.В. Сургучев, Д.И. Григоров, В.А. Гуда, Ю.Д. Трепов, А.С. Гузенберг, А.М. Рябкин, О.А. Ружицкий, М.М. Кричевская, А.Г. Решетин, В.Д. Осипов, Ю.П. Балашов, В.П. Зелепукин.
С начала 1966 года велась работа по реализации программы создания корабля 7К-Л1 и головного блока 11С824.
В конце 1965 — начале 1966 года были окончательно сформированы группы специалистов по выпуску конструкторской документации на головной блок 11С824 и корабль. Заметную роль здесь выполняли Н.П. Белоусов, Д.В. Соколов, В.С. Бочаров, А.И. Ефремов, Е.И. Старостин, В.Г. Чураев, В.Е. Козлов, Б.И. Чупров, А.П. Жадченко, А.И. Лазарев, В.А, Леонов, В.С. Бобрович, А.И. Маргулис, К.К. Пантин, А.А. Чернов, Л.Б. Григорян, А.В. Костров, В.М. Арсентьев, С.В. Денисов, Б.А. Соколов, Ю.К. Семенов, В.Г. Борздыко, Г.В. Костылев.
27 апреля 1966 года Военно-промышленная комиссия во исполнение ранее принятых Постановлений о состоянии работ по изготовлению и отработке пилотируемых кораблей 7К-Д1 принимает решение, в соответствии с которым предусматривается:
■ разработка и изготовление 14 кораблей (5 шт. в 1966 г., 9 шт. в 1967 г.);
■ изготовление пяти пилотируемых кораблей 7К для "подсадочного" варианта (3 шт. в 1966 г., 2 шт. в 1967 г.);
■ завершение наземной отработки и начало летных испытаний кораблей 7К-Л1 в IV кв. 1966 г. — I кв. 1967 г.
Этим же решением утверждены окончательные планы-графики работ по разработке и изготовлению кораблей 7К-Л1, 7К-ОК, комплектующих систем, а также изготовлению доразгонной ступени носителя УР-500К — блока Д, сформирована кооперация научных, промышленных и военных организаций по обеспечению программы облета Луны пилотируемым кораблем в составе ОКБ-1 (головная организация) и десятков предприятий Минобщемаша, Минавиапрома, Миноборонпрома, Минрадиопрома, Минэлектронпрома, Минэлектротехпрома, Минприборостроения, Минвуза, Минздрава, Минобороны СССР, Минхиммаша и др.
 | Принятие решения по программе управления полетом комплекса Л1. Участвуют В.С. Володин, А.Л. Судаченко, Ю.В. Спаржин, С.Н. Максимов, О.И. Бобков, С.А. Савченко |
С середины 1966 года работы по реализации программы облета Луны становятся наряду с программами Н1-Л3 и 7К-ОК важнейшими работами не только ОКБ-1, но и всей космической отрасли, практически постоянно рассматриваются на коллегиях Министерства. Формируются Государственная комиссия по летным испытаниям ракетно-космического комплекса УР-500К-Л1 (Г.А. Тюлин -— председатель, М.В. Келдыш, В.П. Мишин, В.Н. Челомей, Ю.Н. Труфанов, Я.И. Трегуб, Е.В. Шабаров, Д.А. Полухин, А.Г. Карась, А.А. Курушин, Н.П. Каманин, И.И, Спица, Г.П. Мельников, В.А. Хазанов, Н.Н. Туровский, Ю.А. Мозжорин, Н.К. Мордасов, А.Г. Мрыкин, В.А. Касатонов, В.А. Анфилатов секретарь), составы летчиков-космонавтов корабля 7К-Л1 (А,А. Леонов, В.И. Артюхин, В.Ф. Быковский, О.Г. Макаров, В.И. Севастьянов, Н.Н. Рукавишников). Одновременно утверждается программа летных испытаний, которая предусматривает следующие операции:
■ выведение корабля в составе комплекса 11С824 на промежуточную орбиту 220/190 км с наклонением 51,5° с использованием первого включения блока Д;
■ полет по промежуточной орбите в течение одного витка (или одних суток), проверку бортовых систем корабля и блока Д, контроль герметичности и срабатывания механизмов, ориентацию комплекса в исходное положение для старта к Луне;
■ старт с промежуточной орбиты с помощью блока Д, разгон до скорости, обеспечивающей полет по траектории Земля — Луна — Земля, отделение корабля от блока Д, одноосную ориентацию корабля на Солнце и закрутку со скоростью 1 °/С для обеспечения максимальной освещенности солнечных батарей;
■ полет в течение 7 суток по траектории облета Луны (или без облета в варианте "Зонд-4"), проведение сеансов радиосвязи с Землей, прием телеметрии, измерение параметров траектории, фотографирование Земли и Луны, передачу телевизионного изображения Земли, выполнение научных исследований;
■ облет Луны на расстоянии 1000-12000 км;
■ проведение 3-4 коррекций траектории, первая на расстоянии 250 тыс. км от Земли при подлете к Луне, вторая и третья — на расстояниях, соответственно, 320 тыс. км и 150 тыс. км от Земли при возвращении от Луны с предварительной закладкой уставок, вычисленных на основании траекторных измерений; ориентацией корабля и включением КДУ.
 | Схема полета корабля 7К-Л1 комплекса Л1 1. Участок выведения на орбиту ИСЗ 2. Орбита ИСЗ 3. Старт к Луне 4. I коррекция 5. Полет в районе Луны 6. II коррекция 7. III коррекция 8. Отделение спускаемого аппарата 9. Полет СА в атмосфере и приземление |
Перед входом в атмосферу Земли производится ориентация корабля, необходимая для работы системы управления спуском, отделения остронаправленной антенны и приборно-агрегатного отсека от спускаемого аппарата, управляемый спуск СА с мягкой посадкой на территории Казахстана. Характерной особенностью траектории управляемого спуска являлось наличие двух атмосферных участков и промежуточного внеатмосферного участка, обеспечивающего необходимую дальность полета. Дальность полета могла варьироваться от шести до девяти с половиной тысяч километров, в зависимости от склонения (угол между плоскостью горизонта и кораблем) в момент облета, значение которого по условиям радиовидимости могло составлять 10-28°. При возникновении отказов, исключающих управляемый спуск, СА совершал баллистический спуск с приводнением в Индийский океан.
Реализация программы ЛКИ комплекса УР-500К-Л1 помимо значительного объема экспериментальной отработки каждой из составляющих частей (РН УР-500К, блок Д, корабль 7К-Л1) предусматривала:
■ этап наземной макетно-технологической отработки комплекса;
■ отработку схемы запуска и работы блока Д с упрощенными кораблями Л1 № 2П, 3П (конец 1966 г. — начало 1967 г.);
■ отработку штатной схемы полета по трассе Земля — Луна — Земля с беспилотным кораблем 7К-Л1 (№ 4-9);
 | Сборка головного блока комплекса Л1 |
 Транспортировка РН "Протон" с комплексом Л1 на старт  Ракета-носитель "Протон" с комплексом Л1 на старте (стартовая масса 690 т) |
Для работ по реализации программы с упрощенными кораблями № 2П, 3П осенью 1966 года была создана комплексная бригада во главе с заместителем главного конструктора Б.А. Дорофеевым, с участием специалистов отделов-разработчиков и созданного испытательного отдела (Н.А. Петросян, В.И. Гаврилов, Б.В. Фалеев, Т.М. Леженин и др.). Ведущим конструктором по кораблю 7К-Л1 в период с 1965 года по начало 1967 года был Б.В. Рублев.
Учитывая загрузку традиционно-космических подразделений завода (цех 444 и КИС-444) работами по всем космическим разработкам (Е6, МВ, "Молния", "Союз"), работы по сборке блока Д и корабля 7К-Л1 были поручены "ракетному" сборочному цеху 439 (В.М. Иванов), а испытания — КИС-439 (Д.М. Шилов, А.Г. Зигангиров). Для обеспечения испытаний было серьезно модернизировано испытательное оборудование и введена в эксплуатацию принципиально новая разработка — центральная испытательная станция 11Н6110, созданная в содружестве ОКБ-1 (П.Н. Куприянчик, А.М. Термосесов, А.В. Максимов, В.И. Антонов и др.) и Азовского оптико-механического завода (Н.Г. Васильев).
Подготовка и испытания кораблей 7К-Л1, начиная с № 4, проводились вновь созданным отделом 721 (начальник отдела А.И. Осташев) с участием отделов-разработчиков бортовых и наземных систем. В декабре 1966 года, после завершения заводских испытаний, на полигон Байконур был отправлен первый корабль 7К-Л1 № 2П и блок Д. Руководство бригадой завода было возложено на заместителя главного инженера завода Д.М. Шилова и начальника бригады от цеха 439 М.И. Ломакина. К этому времени на полигоне практически были завершены работы по подготовке технической позиции на площадке 31 и стартовой позиции на площадке 81. Для отработки технического и стартового комплексов было проведено конструкторско-технологическое макетирование с комплексом 11С824 № 1М.
Параллельно на заводе были начаты испытания корабля № 3П и сборка первого штатного корабля 7К-Л1 № 4. Характерными признаками этого периода на предприятии, которые проявились именно на Л1, где каждая дата запуска была жестко привязана по астрономическим параметрам, были:
■ высочайшие темпы и напряжение работ: и сборка, и заводские испытания, и подготовка на полигоне Байконур велись круглосуточно;
■ энтузиазм и личная инициатива практически всех специалистов, работающих по программе. Средний возраст участников составлял 30-35 лет, каждый был на счету и решал вопросы в кратчайшее время, работая сверхурочно почти ежедневно.
Запуск первого по программе корабля 7К-Л1 № 2П был осуществлен 10 марта 1967 года — программа практически выполнена полностью, оба запуска блока Д прошли нормально, бортовые системы (кроме РДМ-3 и СТР) функционировали нормально. Выключение радиомаяка РДМ-3 из-за схемной ошибки (выключение было заведено на наземную технологическую шину М) не произошло в расчетное время, и прибор отработал непрерывно 42 ч без замечаний вместо положенных по техническим условиям 40 мин. В системе терморегулирования было нерасчетное падение давления в магистралях.
При выполнении работ с кораблем № 3П (запуск 8 апреля 1967 года) из-за ошибки в схеме автоматики не был осуществлен второй запуск блока Д. С марта по июль 1967 года в КИС были проведены испытания первого штатного корабля 7К-Л1 № 4.
В мае 1967 года ведущим конструктором по кораблю 7К-Л1 вместо Б.В. Рублева был назначен Ю.П. Семенов. Техническое руководство по подготовке штатных кораблей с № 4 и головных блоков было возложено на заместителя главного конструктора Е.В. Шабарова. Заместителями технического руководителя по подготовке на начальном этапе были Б.Н. Филин и Б.И. Зуйков, а с 1968 года — Н.И. Зеленщиков.
Всего за период 1967-1970 гг. было подготовлено к запуску 12 комплексов 8К82К-Л1, в том числе в 1967 году — 4 запуска, в 1968 году — 5 запусков, в 1969 году — 2 запуска, в 1970 году — 1 запуск. После удачных запусков № 2П и 3П при пусках кораблей № 4, 5 произошли аварии ракет-носителей УР-500К.
 | Анализ телеметрической информации, поступавшей с борта комплекса Л1. Участвуют Г.К. Кошкин, Б.Н. Филин, Ю.А. Ермолаев, Е.В. Шабаров, Н.И. Зеленщиков, Ю.П. Семенов, В.С. Николаев |
Запуск первого штатного корабля 7К-Л1 № 4 (11Ф91 № 4) был осуществлен 28 сентября 1967 года. Программа полета не была выполнена из-за аварии I ступени ракеты-носителя УР-500К. При этом запуске впервые при летных испытаниях были проверены системы, обеспечивающие спасение и приземление экипажа. Системы аварийного спасения и приземления обеспечили посадку СА на Землю. Однако вследствие нерасчетного скоростного напора в момент отделения СА от ракетно-космического комплекса система управления спуском не смогла застабилизировать СА. Спускаемый аппарат корабля приземлился недалеко от взорвавшейся ракеты. Группа специалистов, прибывшая на место приземления СА, обнаружила весьма экзотическую картину. От горизонта и до горизонта над Землей простиралось зловещее желто-коричневое облако из паров азотного тетраксида и гептила. Невдалеке от этого облака на холме величественно стоял приземлившийся спускаемый аппарат. Аварийная ситуация на первой ступени ракеты-носителя показала огромные трудности в поиске и эвакуации СА и экипажа, а также заострила внимание на проблеме обеспечения безопасной работы обслуживающего персонала.
Второй запуск корабля 7К-Л1 № 5 был осуществлен 22 ноября 1967 года. Программа полета не была выполнена из-за аварии на II ступени ракеты-носителя. Системы САС и СП вновь обеспечили спасение и приземление СА. В то же время из-за нерасчетного прохождения команды от гамма-высотомера двигатели мягкой посадки сработали на высоте 4,5 км. Это потребовало введение в схему автоматики гамма-высотомера специальных фильтров. Система САС была проверена на втором участке логики работы. По результатам работы САС и СП на 7К-Л1 были проведены доработки корабля "Союз". Вообще проблема отработки гамма-высотомера (ЛПИ, Е.И. Юревич) до требуемого уровня надежности оставила заметный след в хронике полетов кораблей 7К-ОК и 7К-Л1.
Корабль 7К-Л1 № 6 (получивший в печати название автоматическая станция "Зонд-4") был запущен 2 марта 1968 года. Программой предусматривался полет по эллиптической орбите с максимальным удалением от Земли на расстояние не менее 300 000 км и возвращением на Землю СА по траектории управляемого спуска, при этом все бортовые системы должны были работать по программе, максимально приближенной к штатному облету Луны. В течение 7 суток бортовые системы, в основном, работали нормально и обеспечили полет по траектории и вход в атмосферу. Спуск корабля из-за неготовности системы ориентации осуществлялся по баллистической траектории, и, в связи с посадкой вне территории СССР, СА был подорван системой аварийного подрыва объекта над Бискайским заливом. По работе бортовых систем были серьезные замечания, потребовавшие доработки на последующих изделиях, а именно:
1. Звездный датчик 100К работал со сбоями из-за загрязнения оптических поверхностей, то потребовало введения специальной бленды со сбрасываемой на активном участке крышкой. Забегая вперед, следует отметить, что отработка звездного датчика 100К в процессе летных испытаний доставила много забот и потребовала дополнительных конструктивных доработок: покрытие введенной бленды, осаждаясь на оптическую поверхность, вновь привело к нарушению функционирования, в частности при полете "Зонда-5".
2. Нерасчетное раскрытие штанги и зонта остронаправленной антенны.
 Автоматическая станция "Зонд" Основные характеристики станции "Зонд"*
*Без опорного конуса. |
Следующий корабль 7К-Л1 № 7, запуск которого состоялся в апреле 1968 года, не был выведен на ОИСЗ из-за прохождения команды "Авария системы автономного управления (САУ)" после сброса головного обтекателя по причине замыкания на корпус шин питания преобразователя из-за конструкторской ошибки отдела 212 (А.Г. Решетин), выразившейся в неправильном креплении в СА трехстепенной стабилизированной платформы. В результате в полете произошел сброс готовности спецвычислителя САУ. При этом системы аварийного спасения и приземления обеспечили нормальное возвращение СА на Землю.
Комплекс с кораблем 7К-Л1 № 8 летных испытаний не проходил в связи с аварией головного блока 14 июля 1968 года при его подготовке на стартовой позиции, следствием которой была гибель капитана И.Д. Хридина и травма майора В.А. Блохина. Причиной аварии явилось наличие ложной электрической связи в наземной кабельной сети системы поддержания избыточного давления (ложная перемычка в заливке кабеля, не проявлявшаяся при наземной подготовке), из-за чего произошел передув и разрушение бака окислителя блока Д.
Сухие слова хроники плохо передают драматизм сложившейся ситуации: корабль 7К-Л1 с полуразрушенным головным обтекателем упал на несколько метров вниз и застрял на площадках фермы обслуживания, а бак горючего блока Д с пятью тоннами керосина и двумя ракетными двигателями УРМД СОЗ, заправленными горючим и окислителем, оторвался от фермы и уперся в элементы третьей ступени ракеты УР-500К, баки которой находились под давлением. В момент разрушения бака окислителя блока Д на головном блоке находилось: 5 т керосина в баке горючего блока Д; 1,5 т пороха в двигательной установке САС, более 1,5 т токсичных компонентов топлива в системах УРМД СОЗ и КДУ; 30 кг высококонцентрированной перекиси водорода в системах СУС и ДО; 4,5 л триэтилалюминия для воспламенения топлива блока Д, СТР была заправлена горючим теплоносителем (на основе бензина), подключено более 150 пиропатронов, СБ подключены к шинам питания и т.п. По счастливой случайности ни одна жидкостная трубка не была нарушена и не произошел взрыв, грозивший гибелью более 150 человекам боевого расчета, находившимся на ферме обслуживания (в этот момент проводилась сборка схемы и подключение коммуникаций после подвода фермы обслуживания). Кроме того, на борту корабля стоял заряд массой 25 кг системы АПО для ликвидации объекта.
Государственная аварийная комиссия (председатель — министр С.А. Афанасьев) поставила задачу: спасти старт и ракету-носитель. Для снятия со старта ракеты-носителя надо было снять головной блок, предварительно разрезав на куски головной обтекатель и СБ, и максимально, по возможности, слить компоненты топлива, отстыковать ДУ САС, пиропатроны. Общее руководство работами осуществлял первый заместитель министра Г.А. Тюлин. Работами по снятию головного блока руководил главный конструктор В.П. Мишин. За снятие ракеты-носителя со старта отвечал Ю.Н. Труфанов. Общее руководство от космодрома осуществляли В.А. Николаенок и А.С. Кириллов.
Сложность ситуации усугубляли климатические условия. Температура в тени днем достигала +45°С. Две недели шла самоотверженная работа сотрудников предприятия, связанная с огромным риском для жизни каждого, кто проводил работы на ферме обслуживания по демонтажу головного блока и сливу компонентов топлива. Для выполнения задачи было создано несколько рабочих групп. П.М. Воробьев, Э.И. Корженевский, В.М. Кудинов должны были рассчитать центр масс полуразрушенной части головного блока, сконструировать траверсу с двумя бандажами, с помощью которой надо было поднять эту часть. Бригада монтажников предприятия "Стальконструкция" (руководитель В.А. Французов) должна была доработать стартовый комплекс для установки специальной фермы с блоками, через которые с помощью двух лебедок надо было поднимать (а потом опускать) головной блок и одновременно оттягивать в сторону, чтобы его можно было, не цепляясь за ферму, опустить на специальный трейлер, который стоял на нулевой отметке. За отключение пиропатронов, солнечных батарей, ДУ САС, источников питания отвечали испытатели Н.И. Зеленщиков, В.И. Гаврилов, В.В. Рюмин. Бригада завода (руководители Ю.И. Лыгин, М.И. Ломакин, В.П. Ламешин) должна была разрезать головной обтекатель, отсоединить СБ, отключить в доступной зоне пиропатроны, слить компоненты топлива. Все это практически было реализовано. Во время разрезки головного обтекателя сильным порывом ветра кусок металлической обшивки серьезно травмировал мастера В.П. Ламешина. Самотеком было слито в цистерну 5 т керосина, слита перекись водорода из СУС и ДО, сняты заправленные баки УРМД СОЗ, снят заправленный блок многократного запуска с триэтилалюминием, частично был слит теплоноситель из системы СТР. Не удалось слить топливо из системы КДУ.
 | Ю.П. Семенов, А.П. Собко, Ю.И. Лыгин, В.И. Мытарев, Н.Д. Бондаренко, В.А. Бобков на космодроме Байконур обсуждают план действий после аварии на стартовом комплексе. |
Случай с передувом бака окислителя блока Д показал, насколько серьезно надо относиться к нештатным ситуациям, приводящим к трагическим последствиям. Он научил многих разработчиков систем и испытателей тому, что наземные схемы должны делаться с коммутацией обоих полюсов питания при подаче на клапаны высокого давления, насколько серьезно надо относиться к проверкам наземной кабельной сети, что значит не успеть вовремя снять дренажную заглушку и как надо внимательно проводить автономные испытания систем стартового комплекса.
Впервые в мире облет Луны и возвращение СА со второй космической скоростью на Землю были осуществлены при запуске корабля 7К-Л1 № 9 ("Зонд-5") — 15 сентября 1968 года. Корабль стартовал в беспилотном варианте, в качестве "пассажиров" на нем находились черепахи, которые после семисуточного полета были возвращены на Землю целыми и невредимыми. Впервые также была сфотографирована Земля с расстояния 85 000 км. Посадка СА произведена по баллистической траектории в акватории Индийского океана. Хотя сообщение ТАСС говорило о посадке в расчетной точке, фактически штатным местом посадки являлась территория Казахстана. Причины посадки СА в океан были следующие:
 Спускаемый аппарат станции "Зонд-5" в водах Индийского океана после возвращения из полета вокруг Луны |
2. При подготовке на техническом комплексе из-за ошибки в эксплуатационной документации признак, определяющий логику работы датчика Земли 101К, установленного на остронаправленной антенне, был введен несогласованно с механической юстировкой ОНА.
3. Из-за ошибки при управлении полетом несвоевременно была выключена система автономного управления, что привело к заклиниванию двигателя силовой стабилизации трехстепенной платформы по тангажу.
Указанные ошибки не позволили включить корректирующую двигательную установку на торможение и осуществить управляемый спуск. Специалисты группы управления и разработчики, находящиеся в Евпатории, используя единственный исправный оптический прибор — солнечный датчик 99К, в течение практически 20 ч непрерывно выдавали последовательные разовые радиокоманды, "раскачивая" аппарат с одного борта на другой, чтобы результирующая тяга двух двигателей была направлена в сторону Земли, поочередно включая малые двигатели ориентации УРМД системы исполнительных органов правого и левого борта корабля, постепенно набирая необходимый корректирующий импульс, обеспечивший попадание корабля в заданный "коридор" высот при входе в атмосферу Земли и приводнение в расчетном районе Индийского океана.
К "небесному телу" устремились барражирующие в акватории российские и американские корабли. Поскольку средства эвакуации СА находились только на нашем корабле, процесс закончился тралением и подъемом СА на палубу корабля-хозяина. Черепахи были благополучно доставлены в Москву и поступили в распоряжение ученых. ТАСС в своем сообщении от 23 сентября 1968 года дало высокую оценку проведенной работе.
АВТОМАТИЧЕСКАЯ СТАНЦИЯ "ЗОНД-5", ОБЛЕТЕВ ЛУНУ, УСПЕШНО ВОЗВРАТИЛАСЬ НА ЗЕМЛЮ СО ВТОРОЙ КОСМИЧЕСКОЙ СКОРОСТЬЮ Как уже сообщалось, 15 сентября 1968 г. в Советском Союзе была запущена автоматическая космическая станция "Зонд-5". После семисуточного полета по трассе Земля — Луна — Земля станция возвратилась на Землю. Впервые в мире советский космический аппарат, облетев Луну, успешно возвратился на Землю со второй космической скоростью, доставив большой объем научной информации. В 18 часов 54 минуты московского времени 21 сентября 1968 года автоматическая космическая станция вошла в атмосферу Земли со второй космической скоростью около 11 тысяч метров в секунду и в 19 часов 08 минут приводнилась в расчетном районе в акватории Индийского океана. Приводнение было совершено в точке с координатами 32 градуса 38 минут южной широты и 65 градусов 33 минуты восточной долготы. Движение станции в атмосфере на участке аэродинамического торможения проходило по баллистической траектории. Спуск станции после аэродинамического торможения выполнялся с применением парашютной системы. Автоматическая станция вместе с научными приборами 22 сентября была поднята на борт советского корабля поисково-спасательной службы. При полете автоматической станции "Зонд-5" были осуществлены: — облет Луны; — научные исследования космического пространства в районе Луны; — возвращение на Землю со второй космической скоростью и мягкая посадка в заданном районе. В процессе полета отрабатывались системы и агрегаты станции для маневрирования на траектории и возвращения на Землю. Системы управления полетом станции и радиотехнические средства измерения параметров ее траектории обеспечили решение поставленных задач. Программа научных исследований космического пространства и комплексных испытаний бортовых систем и агрегатов автоматической станции "Зонд-5" полностью выполнена. Успешный полет автоматической станции "Зонд-5" по трассе Земля — Луна — Земля, возвращение ее в заданный район является выдающимся достижением советской науки и техники. Решена новая научно-техническая проблема и открыты широкие перспективы дальнейшего исследования космического пространства и планет Солнечной системы автоматическими космическими станциями с возвращением материалов исследований на Землю. "Правда", 23 сентября 1968 г. |
 | Осмотр живых существ — черепах, возвратившихся на Землю после облета Луны на корабле 7К-Л1. Участвуют В.Д. Благов, Ю.П. Семенов, В.С. Ременный, А.Г. Решетин, Е.В. Шабаров, ... |
 Фотография Земли, выполненная на борту станции "Зонд-5"  Фотография Земли ("Зонд-7")  Фотография Земли над горизонтом Луны ("Зонд-7")  Фрагменты рельефа поверхности Луны ("Зонд-8") |
10 ноября 1968 года был осуществлен запуск корабля 7К-Л1 № 12 ("Зонд-6"). Программа его полета была в основном выполнена. Успешно выполнен облет Луны с фотографированием ее поверхности с расстояний 8000 и 2600 км, впервые осуществлен управляемый спуск СА на территорию Советского Союза. Однако на шестые сутки полета зафиксирована разгерметизация СА до 380 мм рт. ст., а на участке спуска давление в СА упало до 25 мм рт. ст. В результате разгерметизации СА возник "коронный разряд", приведший к выдаче гамма-высотомером ложной команды (опять гамма-высотомер!) на отстрел стренг парашютной системы на высоте 5300 м. Спускаемый аппарат упал на территории космодрома Байконур в 16 км от стартовой площадки, с которой корабль стартовал неделей раньше. Подобных случаев "точного возвращения" история отечественной и мировой космонавтики ни до, ни после этого случая не знала. В разбившемся спускаемом аппарате находилась ценная для анализа аварии информация, записанная на автономный регистратор, и фотопленка космических съемок, но там же стояла система аварийного подрыва с зарядом около 10 кг тротила, состояние которой после удара о землю и разрушения конструкции аппарата было неизвестно. Предстояла очень опасная работа по извлечению заряда. На место падения прибыла группа специалистов (В.А. Тимченко, Е.П. Уткин, В.П. Петров, Ю.П. Балашов — от ЦКБЭМ и О.И. Волков, В.Т. Шмаков — от НИИ АУ) с задачей обследования материальной части и определения порядка работ по обезвреживанию системы подрыва. На следующий день по указанию Госкомиссии туда же для руководства работами прилетел К.Д. Бушуев.
В соответствии с составленным на месте планом разрешено было работать только ручным слесарным инструментом и без ударов, а число прямых участников операции свели к минимуму. Непосредственно работали два человека: представитель КБ (В.Л. Земсков) и слесарь цеха 439. Контролировали и направляли работу В.П. Петров (начальник группы КБ) и руководитель группы технического обслуживания С.П. Цыбин. Корпус СА при падении был смят и разорван, его высота над землей не превышала метра. В том месте СА, где по оценкам картины деформаций предполагалось наличие заряда, шаг за шагом, останавливаясь и намечая дальнейшие действия, специалисты снимали элементы корпуса и внутренней конструкции. Наконец, добрались до заряда, провели осмотр и с крайней осторожностью демонтировали его. Заряд был передан офицерам оперативной технической группы ВВС и подорван ими в степи. Так закончилась самая опасная в практике эвакуационных работ операция. Всем ее участникам приказом В.П. Мишина была объявлена благодарность.
Осмотр спускаемого аппарата показал, что парашют был отделен по команде и что СА вернулся на Землю с неотстреленной остронаправленной антенной, которая сгорела при входе в атмосферу, не помешав управлению спуском. Благодаря спасенной фотопленке впервые были получены цветные фотографии Луны.
В 1969 году было осуществлено два запуска.
Программа полета корабля № 11 (старт 8 августа 1969 года — "Зонд-7") была выполнена полностью, хотя было зафиксировано нераскрытие остронаправленной антенны из-за защемления троса зачековки. В процессе полета были сфотографированы Земля и Луна и выполнен управляемый спуск на территорию Советского Союза. Надо отметить, что при подготовке корабля на космодроме для приобретения навыков в управлении в качестве операторов СА работали космонавты А.А. Леонов и О.Г. Макаров, готовившиеся к пилотируемому полету с облетом Луны. Это был последний корабль в беспилотном варианте с манекенами на борту, на котором должны были быть проведены все доработки. На стартовом комплексе было введено полетное задание, запитаны бортовые пульты, сняты необходимые блокировки. Впервые спускаемый аппарат совершил управляемый спуск и мягкую посадку на расчетный полигон с высокой точностью (недолет ≈ 50 км).
Корабль 7К-Л1 № 13, стартовавший 20 февраля 1969 года, не был выведен на орбиту Земли из-за аварии II ступени ракеты-носителя. Системы САС и СП обеспечили спасение и приземление СА без замечаний.
20 октября 1970 года стартовал корабль 7К-Л1 № 14 ("Зонд-8"). Программа полета была полностью выполнена, включая запланированный баллистический спуск в заданный район акватории Индийского океана. При этом был отработан вариант возвращения СА по "северной" трассе.
В процессе осуществления программы полета кораблей 7К-Л1 были впервые испытаны и отработаны:
■ основные принципы управления на траектории Земля — Луна — Земля;
■ элементы автоматизированного комплекса управления и отработки телеметрической информации, включая: оптические приборы и автоматику системы ориентации; гироскопические приборы, автоматику и спецвычислитель "Аргон-11" системы автономного управления; системы управляемого и баллистического спуска СА при входе в атмосферу со второй космической скоростью; система дальней (до 400 тыс. км) радиосвязи и передачи телеметрической информации, включая контуры АФУ с остронаправленной и всенаправленной антеннами; системы "ручной" ориентации при полете на беспилотных кораблях по радиокомандам с Земли и др;
■ ракетный блок Д при двухкратном запуске;
■ логика работы бортовых систем, отдельные агрегаты и узлы конструкции (система автономного управления, средства приземления, тепловая защита СА, элементы конструкции), которые стали основой аналогичных средств для комплекса Н1-Л3;
■ средства управляемого спуска с использованием аэродинамической подъемной силы, что позволило получить максимальные значения перегрузки при спуске в пределах 4,9-6,6 (при баллистическом спуске 17), а также точность приземления ≈ 50 км;
■ система аварийного спасения космонавтов корабля 7К-Л1, выводимого тяжелой ракетой-носителем на токсичных компонентах топлива, была отработана в реальных условиях на всех участках полета, за исключением старта.
Был проведен комплекс технических и научных экспериментов, включая: определение потенциалов дальней радиосвязи до 400 тыс. км при работе различных типов антенн и НКИК, автоматическое фотографирование Земли и Луны на черно-белую и цветную пленки, фотометрические измерения, изучение радиационной обстановки на трассе Земля-Луна.
Достойно сожаления, что такому "умному" кораблю не суждено было летать в пилотируемом режиме, Причины тут разные: и утрата политического приоритета (опережающий полет астронавтов США в 1968 году), и проблемы безопасности (отсутствие запасной парашютной системы, средств спасения экипажа при разгерметизации СА, токсичное топливо на ракете-носителе).
На разных этапах выполнения программы заметную роль в ее реализации играли П.М. Воробьев, Ю.С. Карпов, Н.П. Береснев, А.А. Кочкин, Л.А. Волгин, О.И. Бабков, Л.А. Зворыкин, В.С. Володин, А.Л. Судаченко, А.И. Пациора, С.А. Савченко, В.А, Расторгуев, Л.Ф. Копачев, К.И. Федчунов, В.Г. Беркут, Н.Д. Родителев, А.И. Шунин, В.С. Градусов, В.В. Постников, А.Г. Когутенко, Н.С. Некипелов, В.Н. Беликов, К.И. Быков, Л.И. Нежинский, Г.В. Николаенко, Б.В. Никитин, Б.М. Попов, В.Е. Вишнеков, В.В, Эстрович, Л.И. Летучих, В.И. Михайлов, Т.В. Батенчук-Туско, О.Н. Лебедев, Э.В. Поляков, В.И. Тихов, Д.В. Соколов, В.С. Бочаров, В.И. Чураев, В.А. Закоморный, В.Е. Козлов, В.А. Леонов, А.П. Жадченко, А.И. Лазарев, В.М. Караштин, В.Н. Бодунков, И.В. Земцов, Н.И. Зеленщиков, В.И. Гаврилов, В.В. Рюмин, А.В. Васильковский, В.Г. Меняйлов, Ю.А. Ермолаев, Ю.И. Григорьев, Б.В. Фалеев, Э.В. Щербаков, В.И. Лобачев, Г.А. Головашкина, Г.К. Кошкин, А.А. Капустин, В.Д. Благов, И.Е. Муравьев, Г.И. Жидков, В.П. Ламешин. А.Н. Степанов и многие другие.
Немалый вклад в реализацию программы внесли представители организаций НИИ АП (Г.А. Кириллюк, Г.И. Мещеряков, Е.П. Калайтан), НИИ РП (И.И. Пиковский, Б.Я. Хисин, И.У. Гинзбург), ОКБ-2 (В.Н. Богомолов, А.Д. Тавзарашвили), завод "Звезда" (Б.В. Михайлов), НИИ ПМ (Ю.Н. Зотов), НИИ ТМ (М.И. Гусев, М.М. Маноха), ОКБ МЭИ (Д.М. Солодов), НИЦЭВТ (Ф.М. Цыпленков, В.Н. Юрасов), ЦКБ "Геофизика" (А.В. Азаров, С.С. Шифрин, Ю.С. Сасин), ЛПИ (Г.В. Матвеев) и другие.
Бригаду завода неизменно возглавлял М.И. Ломакин.
Общее руководство реализацией программы обеспечили заместитель главного конструктора Е.В.Шабаров и ведущий конструктор Ю.П. Семенов.
Костяк расчетов войсковых частей на полигоне Байконур составляли офицеры А.И. Солодухин, Ю.И. Мальцев, А.А. Ежов, С.И. Кучинский, Т.Н. Поливанов, В.В. Журавлев, Б.И. Мирошниченко, В.И. Шаповалов, С.Н. Мамонов.
На завершающем этапе подготовки ракетно-космического комплекса УР-500К — Л1 на протяжении всей программы участвовали специалисты филиала 2 ЦКБМ Ю.Н. Труфанов, И.Ф. Селивохин, А.К. Недайвода, Ю.С. Пителинский, А.И. Горюнов и войсковой части А.И. Могила, В.С. Танаев, В.Н. Есауленко, В.А. Шахов.
 Проект ракеты-носителя на базе Р-7 с использованием на I ступени шести блоков с ЖРД и на II ступени — центрального блока с ЯРД |
Созданию ракеты Н1 с ЖРД предшествовали исследования по возможности разработки ракет с двигателями на основе использования ядерной энергии. В соответствии с Постановлением Правительства от 30 июня 1958 года в ОКБ-1 был разработан эскизный проект, утвержденный С.П. Королевым 30 декабря 1959 года, в котором была показана возможность создания ракет с ядерным двигателем.
Для разработки ЯРД были подключены ОКБ-456 (В.П. Глушко) ГКОТ и ОКБ-670 (М.М. Бондарюк) ГКАТ. ЯРД представлял собой ракетный двигатель, имеющий ядерный реактор в цилиндрическом корпусе с подогревом рабочего тела до 3000 К, снабженный четырьмя соплами. В качестве рабочего тела в ЯРД ОКБ-456 предлагало использовать аммиак, а ОКБ-670 — смесь аммиака со спиртом. Удельный импульс тяги ЯРД при указанных выше условиях должен был составить не менее 430 кгс·с/кг. ОКБ-1 разработало три варианта ракет с ЯРД.
По первому варианту предлагалась схема ракеты ЯХР-2 длиной 48 м, подобная ракете Р-7, но с шестью боковыми ракетными блоками I ступени, оснащенными 36 двигателями Н.Д. Кузнецова, и II ступенью (центр) с ЯРД, развивающим тягу в пустоте 140-170 тс, который начинал работать в космосе перед отделением боковых ракетных блоков. Стартовая масса ракеты первого варианта должна была составить 850-880 т, масса полезного груза, выводимого на орбиту ИСЗ, 35-40 т.
Второй вариант ракеты представлял собой одноступенчатую МБР со стартовой массой 87 т и массой полезного груза 2,6 т (с ЯРД ОКБ-456) и стартовой массой 100 т и массой полезного груза 4 т (с ЯРД ОКБ-670) при одинаковой дальности стрельбы 14 000 км. С экологической точки зрения вариант МБР выглядел достаточно несовершенным, хотя и планировалось объединить стартовое сооружение с искусственным водоемом.
Третий вариант ракеты представлял собой "суперракету" со стартовой массой 2000 т и массой полезного груза до 150 т. Первая и вторая ступени выполнялись в виде "пакетов" из конических ракетных блоков, которые должны были иметь на первой ступени большое количество ЖРД НК-9 тягой по 52 тс. Вторая ступень включала четыре ЯРД суммарной тягой 850 тс, удельным импульсом тяги в пустоте до 550 кгс·с/кг при использовании другого рабочего тела при температуре нагрева до 3500 К. Жидкий водород в качестве рабочего тела в ЯРД в то время еще не предлагался. Перспективность использования жидкого водорода в смеси с метаном в качестве рабочего тела в ЯРД была показана в дополнении к указанному выше ЭП "О возможных характеристиках космических ракет с использованием водорода", утвержденном С.П. Королевым 9 сентября 1960 года. Однако в результате дальнейших проработок была показана целесообразность создания тяжелых ракет-носителей с использованием на всех ступенях жидкостных ракетных двигателей на освоенных компонентах топлива с применением в последующем водорода в качестве горючего и только в перспективе — ядерных двигательных установок.
Постановлением Правительства от 23 июня 1960 года "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 объема исследований в целях создания в ближайшие годы новой космической ракетной системы со стартовой массой 1000-2000 т, обеспечивающей вывод на орбиту вокруг Земли тяжелого 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 года "О пересмотре планов по космическим объектам в направлении выполнения задач оборонного значения" был определен срок создания ракеты Н1 в 1965 году, однако Постановлением от 16 апреля 1962 года "О важнейших разработках межконтинентальных баллистических и глобальных ракет и ракет-носителей космических объектов" проектирование ракеты-носителя Н1 было ограничено разработкой в 1962 году эскизного проекта с необходимым экономическим обоснованием стоимости ее 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. Линьков); по технологии и методике экспериментальной отработки и дооборудованию стендов — НИИ-229 (Г.М. Табаков) и др.
 Ракетно-космический комплекс Н1-Л3 в составе трехступенчатой ракеты Н1 и лунного комплекса Л3 (разрабатывался по лунной пилотируемой программе) Основные характеристики РКК Н1-Л3 (7Л)
|
При выборе стартовой массы РН Н1 последовательно были рассмотрены многоступенчатые ракеты-носители со стартовой массой от 900 до 2500 т с одновременной оценкой технических возможностей их создания и подготовленности промышленности страны к их производству. Расчеты показали, что большинство задач как военного, так и космического назначения решаются РН с полезным грузом массой 70-100 т, выводимым 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 соответствовала 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, проведенные 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 ее производству. Одновременно были определены возможности экспериментальной и стендовой отработки агрегатов РН и блоков II и III ступеней на существующей экспериментальной базе НИИ-229 с минимальными доработками. Пуски РН предусматривались с космодрома Байконур, для чего необходимо было создать технические и стартовые сооружения.
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 I, II и III ступенях. Выбор количества двигателей в составе двигательной установки является одной из принципиальных проблем при создании ракеты-носителя. После проведенного 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 тягой 600-900 тс потребовало бы новых производственных и экспериментальных баз, что значительно увеличило бы сроки и стоимость разработки ракеты; это тогда считалось недопустимым;
■ двигатель тягой 150 тс хорошо "привязывался" ко II ступени ракеты-носителя. Эта возможность была использована, и идентичные двигатели, только с увеличенной степенью расширения сопла, были поставлены на II ступень, что уменьшило номенклатуру двигателей;
■ так как надежность и работоспособность двигателей зависят от количества проведенных стендовых испытаний (суммарного времени наработки), то при равных экономических затратах большую надежность 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 I, II и III ступенях носителя была установлена система контроля работы двигателя "КОРД", которая отключала двигатель при отклонении его контролируемых параметров от нормы. Тяговооруженность РН была принята такой, что при отключении одного двигателя на начальном участке траектории полет продолжался, а на последних участках полета I 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 летные испытания РН вышла с низким уровнем надежности 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 летных испытаний прошла недостаточный объем отработки в сопряжении с другими системами ракеты (например, с системой энергопитания).
В ОКБ-1 и других организациях были проведены специальные исследования по обоснованию выбора компонентов топлива с анализом целесообразности применения их для РН Н1. Анализ показал значительное уменьшение массы полезного груза (при постоянной стартовой массе) в случае перехода на высококипящие компоненты топлива, что обусловливается 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. Это подтвердил опыт создания ЖРД замкнутой схемы в ОКБ-1 под руководством М.В. Мельникова и ЖРД НК-9 в ОКБ-276 (Н,Д. Кузнецов).
Ракета-носитель Н1 состояла из трех 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 I ступени входили 24 двигателя НК-15 (11Д51) тягой на земле по 150 тс, расположенные по кольцу, II ступени — восемь таких же двигателей с высотным соплом НК-15В (11Д52), III 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 I ступени. Принятая аэродинамическая компоновка позволяла свести к минимуму потребные управляющие моменты и использовать на РН для управления по тангажу и крену 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: Н11 с применением II, III и IV ступеней РН Н1 со стартовой массой 700 т и полезным грузом массой 20 т на орбите ИСЗ высотой 300 км и Н111 с применением III и IV ступеней РН Н1 и II ступени ракеты Р-9А со стартовой массой 200 т и полезным грузом массой 5 т на орбите ИСЗ высотой 300 км, которые могли решать широкий круг боевых и космических задач.
Работы по комплексу Н1 проводились под прямым руководством С.П. Королева, возглавлявшего Совет главных конструкторов, и его первого заместителя В.П. Мишина.
 В качестве I ступени ракеты Н1 использовался блок А. Максимальный диаметр блока 16.8 м (по стабилизаторам 22,3 м). высота 30,1 м  В качестве II ступени ракеты Н1 использовался блок Б. Максимальный диаметр блока около 10,3 м, высота 20,5 м  В качестве III ступени ракеты Н1 использовался блок В. Максимальный диаметр блока около 7,6 м, высота по стыкам 11,5 м  Ракета-носитель Н1 в монтажно-испытательном корпусе космодрома  Лунный комплекс, включающий ракетные блоки Г и Д, лунный корабль с ракетным блоком Е и лунный орбитальный корабль с ракетным блоком И Лунный орбитальный корабль 1. Спускаемый аппарат 2. Бытовой отсек 3. Стыковочный узел 4. Отсек двигателей ориентации и причаливания 5. Двигатели причаливания 6. Агрегатный отсек 7. Энергетический отсек 8. Двигатели ориентации 9. Ракетный блок И 10. Приборный отсек Основные характеристики ЛОК
 Основные исходные по условиям посадки ЛК на поверхность Луны, сформулированные С.П. Королевым |
Над проектированием комплекса Н1 работали К.Д. Бушуев, С.С. Крюков, М.К. Тихонравов (проектные и расчетно-теоретические работы); С.О. Охапкин (конструкция и прочность); Б.Е. Черток (система управления); М.В. Мельников (двигательные установки); Л.А. Воскресенский, Я.И. Трегуб (испытания и средства испытаний); А.П. Абрамов (наземный комплекс); а также Я.П. Коляко, П.Ф. Шульгин, П.А. Ершов, С.Ф. Пармузин, А.Ф. Кулябин, С.С. Лавров, В.В. Симакин, РФ. Аппазов, В.Ф. Гладкий, В.А. Удальцов, В.А. Калашников, Э.Б. Бродский, И.И. Райков, Э.И. Корженевский, П.И. Ермолаев, И.Л. Минюк и многие сотрудники ОКБ-1.
Проектные материалы по ракете Н1 (всего 29 томов и 8 приложений) в начале июля 1962 года 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 члены комиссии М.С. Рязанский, В.П. Бармин, А.Г. Мрыкин и некоторые другие 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 ее 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 ее возвращения на Землю. В значительной степени на выбор такого решения повлияло сообщение о работах, проводимых в США по лунной пилотируемой программе ("Сатурн — Аполлон").
В Постановлении от 24 сентября 1962 года было указано начать летные испытания РН Н1 в 1965 году и определены основные этапы работ и сроки их выполнения;
■ стендовая отработка автономных двигателей III ступени — 1964 год, II и I ступеней -1965 год;
■ стендовая отработка двигателей в составе блоков и установок — с 1964 года по I квартал 1965 года;
■ изготовление двух комплектов агрегатов наземного оборудования — 1964 год;
■ подготовка стартовой и технической площадок для обеспечения первых пусков РН -1964 год;
■ отработка и отладка комплекса наземного оборудования совместно с РН — 1965 год;
■ окончание строительства стартовой позиции и сдача ее в эксплуатацию — 1965 год.
В ходе разработки конструкторской документации (1963 — 1 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.
В разработке технической документации принимали участие: С.О. Охапкин (руководитель), Э.И. Корженевский, Б.Е. Гуцков, Г.А. Фадеев, Л.Б. Григорян, В.В. Симакин, А.Д. Гулько и др.
Разработка конструкции ракеты Н1 потребовала нового подхода к прочностным расчетам узлов и агрегатов: необходимо было разработать новые критерии прочности с учетом специфики нагрузок на РН, решить проблемы статической и динамической прочности РН, определяемой ее жесткостными характеристиками.
В работах по прочности ракеты Н1 под руководством С.О. Охапкина принимали участие: О.И. Малюгин, А.С. Авдонин, К.С. Колесников, Н.А. Павлов, М.А. Вавулин, Л.И. Маненок, К.И. Кудрявцев, А.А. Гришанин, Л.А. Фирсова и др.
В это же время на предприятии разрабатывалась, отрабатывалась и изготавливалась большая номенклатура арматуры как для штатных образцов РН, так и для экспериментальных установок, что потребовало создания самостоятельного отдела 41 (А.Н. Вольцифер) со своей экспериментальной базой и специализированного арматурно-двигательного производства с уникальным оборудованием. В АДП работали: В.Д. Вачнадзе, В.И. Житомирский, Б.М. Бочаров, А.А. Борисенко, Г.А. Куликов. Большой вклад внесли А.Н. Вольцифер, Ю.П. Ильин, В.Ф. Нефедов, С.Л. Макин, Н.И. Кофанов, Г.И. Брыков и др.
В декабре 1962 года 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 года Комиссия ВСНХ СССР своим решением одобрила межведомственный график разработки проектной документации по комплексу сооружений, необходимых для летной отработки РН Н1, исключив само строительство и материально-техническое обеспечение.
Постановлением Правительства от 24 декабря 1963 года определены изготовители и поставщики агрегатов и систем стартовой позиции и комплекса специального наземного 1 технологического оборудования. В то же время предложения Министерства обороны СССР, о необходимых ассигнованиях утверждены не были, а выделенных на 1965 год в размере одной трети от требуемых средств на строительно-монтажные работы было явно недостаточно.
Работами по созданию полигонного комплекса в ОКБ-1 руководили М.И. Самохин и А.Н. Иванников. Большой вклад в создание наземного комплекса внесли сотрудники ОКБ-1 А.П. Абрамов, А.Г. Дементеев, В.С. Овчинников, Е.В. Чарнко, Б.А. Дорофеев, А.И. Беда, П.А. Новожилов, А.В. Пучинин и многие другие. Работы по созданию и строительству полигона находились под пристальным вниманием С.П. Королева.
К началу 1964 года общее отставание работ от предусмотренных сроков составило 1-2 года и было настолько ощутимым, что Постановлением от 19 июня 1964 года срок начала ЛКИ перенесен на 1966 год. В Постановлении от 3 августа 1964 года впервые было определено, что важнейшей задачей в исследовании космического пространства с помощью ракеты-носителя Н1 является освоение Луны с высадкой экспедиций на ее поверхность и последующим возвращением их на Землю.
После выхода этого Постановления С.П. Королев провел частичную реорганизацию и, в частности, создал проектный отдел 93 (И.С. Прудников) с задачей проектирования лунного и лунного орбитального кораблей, подчинив его К.Д. Бушуеву. Проектирование РН и комплекса Н1-Л3 в целом продолжал вести отдел 3 (Я.П. Коляко) под руководством С.С. Крюкова.
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 и лунного орбитального 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 АП (Н.А. Пилюгин) — по разработке систем управления движением лунного и лунного орбитального кораблей;
■ НИИ-885 (М.С. Рязанский) — по радиоизмерительному комплексу;
■ ГСКБ "Спецмаш" (В.П. Бармин) — по комплексу наземного оборудования системы Л3. Началу работ предшествовали исследования по выбору принципиальной схемы лунной системы Л3, ее 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 надежности и сроков создания.
Были определены сроки начала ЛКИ — 1966 год, экспедиции — 1967-1968 гг.
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 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 надежности при длительном пребывании в космосе с учетом их многократных запусков, были выбраны двигатели на АТ+НДМГ тягой до 800 кгс для ЛОК и 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, 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 агрегатом системы стыковки, приборно-агрегатного отсека цилиндрической формы и энергетического отсека конической формы, в которых размещались ракетный блок И и агрегаты 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"). Лунный корабль состоял из герметичной кабины космонавта, отсека с двигателями ориентации с пассивным плоским ячеистым агрегатом стыковки, приборного отсека, лунного посадочного агрегата и ракетного блока Е. Электропитание ЛК осуществлялось химическими аккумуляторами, устанавливаемыми снаружи на раме ЛПА и приборном отсеке. Система управления строилась на базе БЦВМ и имела ручную систему управления, позволяющую космонавту самостоятельно выбирать место посадки визуально через специальный иллюминатор. Лунное посадочное устройство было четырехопорной оригинальной конструкции с сотовыми поглотителями остаточной вертикальной скорости посадки.
Масса ЛК перед спуском на Луну составляла 5560 кг, включая блок Е массой 2950 кг. ДУ блока Е имела основной двигатель с регулируемой тягой и резервный двигатель. Взлетная масса ЛК составляла 3800 кг. Высота ЛК равнялась 5,2 м, размер по опорам лунного посадочного аппарата — 5,4 м.
В создании ЛОК и ЛК принимали участие И.С. Прудников, К.П. Феоктистов, Е.Ф. Рязанов, В.А. Тимченко, В.А. Овсянников, Б.В. Чернятьев, Ю.М. Фрумкин, Ю.М. Лабутин, П.И. Гадалин, Э.Н. Родман, Б.И. Сотников, В.Л. Пенчук, В.М. Филин, Н.П. Голунский, Н.А. Павлов, К.М. Хомяков, Н.В. Фоломеев, М.П. Герасимов, Г.В. Баканов, А.Г. Решетин, Л.А. Горшков, В.Ф. Садовый, В.Н. Бобков, В.Е. Миненко, Н.П. Белоусов, К.С. Шустин, В.Н. Дудников, А.А. Калашьян, О.И. Козюпа, Б.Г. Супрун, В.Г. Осипов, А.И. Буянов.
Полет комплекса Н1-Л3 планировался по следующей схеме:
■ вывод системы Л3 ракетой-носителем Н1 на орбиту ИСЗ (время пребывания на орбите ИСЗ до 1 суток);
■ разгон системы Л3 блоком Г на траекторию полета 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; время полета к Луне 3,5 суток, пребывания на орбите ИСЛ — до 4 суток;
■ перевод системы Л3 с помощью блока Д с круговой на эллиптическую орбиту, ее 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 суток);
■ разгон ЛОК с помощью блока И по траектории Луна — Земля, проведение коррекций (время полета к Земле 3,5 суток);
■ отделение СА, вход в плотные слои атмосферы Земли со второй космической скоростью, планирующий спуск и посадка на территории СССР.
Общее время экспедиции 11-12 суток.
В декабре 1964 года был разработан проект лунной системы Л3, 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 года был утвержден план создания лунной системы Л3.
Планом предусматривалось: выдача и согласование технических заданий на разработку основных систем и агрегатов (февраль 1965 года); разработка эскизного проекта системы Л3 в целом (август 1965 года); разработка рабочей документации (апрель-июнь 1965 года); изготовление экспериментальных установок, систем и образцов ракеты (макетно-технологического образца — II квартал 1966 года и первого летного образца — IV квартал 1966 года); создание комплекса наземного оборудования (II квартал 1966 года); экспериментальная отработка агрегатов и блоков (1966 год); летно-конструкторские испытания комплекса Н1-Л3 (1966 год).
В 1965 году С.П. Королев энергично проводит этот план в жизнь, внимательно следит за ходом работ, принимает ряд принципиальных технических решений по проекту комплекса. После его смерти руководство работами по Н1-Л3 принял на себя В.П. Мишин, что стало центральным направлением его деятельности. В проекте Н1-Л3 требовалось уточнить ряд аэродинамических характеристик ракетного комплекса, создать динамически подобные модели, распределить работы между НИИ-944 и НИИ-885 по системам управления и радиокомплексу, наметить программу экспериментальной отработки блоков и систем комплекса Л3, связанную с поведением жидкости при длительном пребывании в невесомости и т.п. Были разработаны нормы вибропрочности и виброустойчивости аппаратуры и агрегатов комплекса, определено влияние акустического поля давления, возникающего при работе всех двигателей I 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 I и II ступеней ракеты-носителя 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 ее 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 полета комплекса Н1-Л3, были: выбор трассы запуска с наклонением 52°; снижение высоты орбиты с 300 до 220 км, увеличение рабочего запаса топлива за счет введения вставок в экваториальной части баков, термостатирование горючего до температуры минус (15-20)°С и переохлаждение кислорода до минус 191°С; установка дополнительных шести двигателей в центральной части блока А и форсирование тяги двигательных установок I, II и III ступеней в среднем на 2%; установка четырех 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 надежности и заданных сроков не вызывали, что было подтверждено дальнейшим ходом работ. Он обеспечивал 7-кратный запуск при длительном пребывании в условиях космического пространства и невесомости.
 | Лунный корабль 1. Лунный посадочный агрегат 2. Ракетный блок Е 3. Кабина космонавта 4. Блоки системы жизнедеятельности 5. Прибор наблюдения при посадке 6. Блок двигателей ориентации 7. Радиатор системы терморегулирования 8. Стыковочный узел 9. Датчик прицеливания 10. Юстировочные датчики 11. Приборный отсек 12. Телевизионная камера 13. Всенаправленные антенны 14. Источники питания 15. Опорная стойка с амортизатором 16. Подкос с амортизатором 17. Посадочный радиолокатор 18. Навесной приборный отсек 19. Слабонаправленные антенны 20. Антенны системы сближения 21. Телевизионные антенны 22. Двигатель прижатия 23. Основной двигатель 24. Отражатель 25. Резервный двигатель |
 Лунный орбитальный корабль на монтажном стенде  Лунный корабль в цехе  Отработка посадки лунного корабля в стендовых условиях на специальном макете |
К системе управления ракеты-носителя предъявлялись жесткие 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 ее как жидконаполненного упругого объекта. Движение РН совершалось не по жесткой, наперед заданной траектории, а по эластичной, наиболее оптимальной в энергетическом отношении. Изменение режимов работы отдельных двигателей по тяге достигалось за счет изменения малых расходов горючего в газогенераторе путем перестройки работы регулятора относительно маломощными электрогидравлическими рулевыми приводами системы РКС. В поиск путей решения динамики движения ракеты большой вклад внесли: Г.С. Ветров, Г.Н. Дегтяренко, И.М. Рапопорт, О.Н. Воропаев, Е.Ф. Лебедев, Л.И. Алексеев и др.
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 АП по заданию ОКБ-1.
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.
В работах по созданию двигательных установок участвовали П.Ф. Шульгин, П.А. Ершов, Н.Н. Тупицын, Н.А. Задумин, Г.Я. Александров, Г.Г. Подобедов, В.Г. Хаспеков, В.М. Протопопов, И.И. Райков и др.
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), в создании которой участвовали сотрудники: Е.В. Шабаров, Э.Б. Бродский, Н.П. Голунский, В.В. Воршев, Я.И. Трегуб, В.А. Паликин и др.
Наземная экспериментальная отработка комплекса Н1-Л3 включала: отработку прочности, герметичности, испытаний в глубоком вакууме и в условиях невесомости; отработку механических и пиротехнических систем разделения и стыковки, пневмо-гидравлических систем блоков РН и системы Л3, приборов и аппаратуры управляющих и измерительных систем, систем энергопитания, арматуры, систем жизнеобеспечения; проведение высокотемпературных и тепловакуумных испытаний, исследования газодинамических процессов при старте и разделении ступеней; стендовую отработку блоков РН, включая отработку термодинамических процессов при заправке баков, хранении, подготовке к пуску; комплексную отработку РН совместно со стартовой позицией, включая отработку термодинамических процессов топливных систем наземного комплекса, систем стыковки ракетного и стартового комплексов, технологических процессов подготовки стартового и ракетного комплексов к пуску РН.
Наземная экспериментальная отработка прочности комплекса включала статические, динамические и ударные испытания узлов и агрегатов комплекса. Испытание крупногабаритных сборок проводилось на базе НИИ-88, динамические и ударные испытания узлов и агрегатов — 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 ОКБ-1 и НИИ-229, 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. Лыжков), здесь отрабатывалось лунное посадочное устройство, исследованы и отработаны газодинамические процессы старта РН на моделях масштаба 1:10. Отработка систем разделения блоков РН проводилась на технической позиции 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 объеме была проведена на производственных площадях ЗЭМ. Экспериментальная отработка пневмогидравлических систем ДУ подтвердила их надежную работу при длительном пребывании в условиях невесомости.
Блок Д успешно прошел испытания в условиях космоса по программе Л1: запуски космических аппаратов "Зонд-4" (2 марта 1968 года), "Зонд-5" (16 сентября 1968 года) и Зонд-6" (10 ноября 1968 года). Работоспособность бортовых систем лунного корабля с макетным блоком была успешно проверена в полете на околоземной орбите на беспилотном лунном корабле Т2К без ЛПУ, который был запущен ракетой-носителем "Союз" 24 ноября 1970 года ("Космос-379"), 26 февраля 1971 года ("Космос-398") и 12 августа 1971 года ("Космос-434").
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 № 2 в НИИ-229 с 1965 по 1974 год. 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 № 2 — 13 апреля 1967 года, № 3 — 2 февраля 1967 года, № 2А — 23 августа 1967 года, № 5 — 25 ноября 1970 года (полномасштабный модуль блока В с четырьмя двигателями суммарной тягой около 600 тс); три огневых испытания ЭУ-15 № 1 — 23 июня 1968 года, № 1А — 29 августа 1970 года, № 1Б — 15 декабря 1973 года [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.
 | Космический аппарат Т2К для отработки функционирования систем лунного корабля в условиях космического пространства на околоземной орбите 1. Посадочный радиолокатор 2. Каркас 3. Ракетный блок Е 4. Блоки системы жизнедеятельности 5. Система САФ 6. Прибор наблюдения 7. Кабина космонавта 8. Блок двигателей ориентации 9. Радиатор системы терморегулирования 10. Стыковочный узел 11. Ионные датчики 12. Телевизионная камера 13. Приборный отсек 14. Всенаправленные антенны 15. Антенна системы РКО 16. Навесной приборный отсек 17. Отражатель 18. Резервный двигатель 19. Бак окислителя 20. Бак горючего 21. Кабель-мачта 22. Пневмосистема 23. Слабонаправленные антенны 24. Астровизир 25. Антенны системы сближения 26. Антенна системы телеметрии 27. Источники питания 28. Баллоны системы СТР 29. Баллон системы СОГС 30. Основной двигатель |
 Запуск космического аппарата Т2К на орбиту ИСЗ  Ракетно-космический комплекс Н1-Л3 в пути на стартовый комплекс  Ракетно-космический комплекс Н1-Л3 около пускового устройства стартовой позиции  Установка ракетно-космического комплекса Н1-Л3 на пусковое устройство  Подготовка ракетно-космического комплекса Н1-Л3 на стартовом устройстве к пуску  Две ракеты Н1 на стартовом комплексе  Полет ракетно-космического комплекса Н1-Л3 (изделие11А52№6Л) |
Для комплексной отработки конструкции и технологии изготовления РН (в том числе и прочностных требований), ее 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 электрически, пневматически и гидравлически действующий образец ракеты-носителя Н1. Образец просуществовал с 1966 года по I квартал 1975 года и претерпел за это время четыре модификации, которые были связаны с изменениями в процессе создания и модернизации ракеты-носителя Н1. Летно-конструкторские испытания ракеты Н1 с упрощенным головным блоком системы Л3 (с беспилотным кораблем 7К-Л1С вместо ЛОК и ЛК) начались в феврале 1969 года. К началу ЛКИ были проведены экспериментальная отработка узлов и агрегатов, стендовые испытания блоков Б и В, испытания с макетным образцом ракеты 1М на технической и стартовой позициях. Испытаниями руководили заместители технического руководителя Б.Н. Филин и П.К. Кошкин, руководители испытаний Б.М. Сербии, В.П. Шинкин и В.С. Васичкин, доводкой изделия Н1 — главный конструктор Б.А. Дорофеев и заместитель главного конструктора Г.Н. Дегтяренко.
Первый пуск ракетно-космического комплекса Н1-Л3 (№ 3Л) с правого старта 21 февраля 1969 года закончился аварийно. В результате возникших высокочастотных колебаний в газогенераторе двигателя № 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. Несмотря на аварию 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 ее прочности, воздействию акустических нагрузок на ракету и стартовую систему и некоторые другие данные, в том числе эксплуатационные характеристики в реальных условиях.
Второй пуск комплекса Н1-Л3 (№ 5Л) был проведен 3 июля 1969 года и также закончился аварийно из-за ненормальной работы двигателя № 8 блока А. Однозначно причина аварии не была установлена. По заключению аварийной комиссии под председательством В.П. Мишина 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 года 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 надежности 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 надежности. При проведении ЛКИ тяжелых РКК отсутствует возможность длительной летной отработки с большим расходом ракет-носителей. Ввиду этого представляется целесообразным изменить принятый объем и характер наземной отработки этих комплексов к моменту выхода на ЛИ. По нашему мнению, новые методы наземной отработки тяжелых РКК должны строиться на основе многоразовости действия и больших запасов по ресурсу комплектующих систем и агрегатов; проведения предполетных огневых испытаний двигателей и ракетных блоков без последующей переборки с целью выявления производственных дефектов и прохождения периода приработки".
По результатам анализа испытаний, расчетов, исследований и экспериментальных работ, на что ушло два года, были выработаны мероприятия, позволившие исключить аварийные случаи по всем предполагаемым причинам, повысить надежность двигателей и других систем и агрегатов и обезопасить стартовое сооружение. Основными мероприятиями были повышение надежности 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 полете и введение фреоновой системы пожаротушения; введение в конструкцию теплозащиты элементов конструкции, приборов и кабелей систем, расположенных в хвостовом отсеке блока А, изменение расположения приборов в нем в целях повышения их живучести; введение блокировки команды АВД до 50 с полета и аварийный увод РН от старта по сбросу питания и т.п.
Проведенные летные испытания показали неэффективность принятой системы контроля качества двигателей (КОНРИД). Поэтому с июля 1970 года ОКБ-276 приступило к созданию по вновь выданному ЦКБЭМ техническому заданию качественно новых двигателей многократного запуска, обеспечивающих более чем трехкратный ресурс и устанавливаемых на ракету без переборки после огневых стендовых испытаний.
Третий запуск ракетно-космической системы Н1-Л3 (№ 6Л) был проведен 27 июня 1971 года с левого старта. Все 30 двигателей блока А вышли на режим предварительной и главной ступеней тяги в соответствии со штатной циклограммой и нормально функционировали до их выключения системой управления на 50,1 с, однако с начала полета наблюдалось ненормальное протекание процесса стабилизации по крену, а рассогласование по углу вращения непрерывно увеличивалось и к 14,5 с достигало 145°. Поскольку команда АВД была заблокирована до 50 с, то полет до 50,1 с был практически неуправляемым.
Наиболее вероятная причина аварии — потеря управляемости по крену из-за действия неучтенных ранее возмущающих моментов, превышающих располагаемые управляющие моменты органов крена. Выявленный дополнительный момент крена возник при всех работающих двигателях из-за мощного вихревого потока воздуха в заданной области ракеты, усугубившегося несимметричностью обтекания выступающих за днище ракеты деталей двигателей.
Для обеспечения управления ракетой по крену менее чем за год под руководством М.В. Мельникова и Б.А. Соколова были созданы рулевые двигатели 11Д121, работающие на окислительном генераторном газе и горючем, отбираемых от основных двигателей.
23 ноября 1972 года был произведен четвертый пуск комплекса Н1-Л3. Ракета № 7Л, стартовавшая в этом пуске, претерпела значительные изменения, направленные на устранение выявленных недостатков и увеличение массы выводимого полезного груза. Управление полетом осуществлял бортовой вычислительный комплекс по командам гиростабилизированной платформы разработки НИИ АП. В состав двигательных установок введены рулевые двигатели, система пожаротушения, улучшена механическая и тепловая защита приборов и бортовой кабельной сети и др. Измерительные системы были доукомплектованы вновь созданной малогабаритной радиотелеметрической аппаратурой разработки ОКБ-МЭИ (главный конструктор А.Ф. Богомолов). Всего на этой ракете было установлено более 13 000 датчиков.
Ракета пролетела без замечаний 106,93 с , но за 7 с до расчетного времени разделения первой и второй ступеней произошло практически мгновенное разрушение насоса окислителя двигателя № 4, которое привело к ликвидации ракеты.
Очередной пуск намечался на четвертый квартал 1974 года. К маю на ракете № 8Л были реализованы все проектные и конструктивные мероприятия по обеспечению живучести ракеты, вытекающие из анализа предыдущих полетов и дополнительных исследований. Начался монтаж модернизированных двигателей, Однако назначенный в мае 1974 года руководитель ЦКБЭМ, преобразованного в НПО "Энергия", академик В.П. Глушко своим приказом с молчаливого согласия Министерства общего машиностроения (С.А. Афанасьев), Академии наук СССР (М.В. Келдыш), Военно-промышленной комиссии Совмина (Л.В. Смирнов) и ЦК КПСС (Д.Ф. Устинов) прекратил все работы по комплексу Н1-Л3. Это решение лишило страну возможности запуска тяжелых кораблей, и приоритет в этом направлении перешел к США, которые к этому времени широко развернули работы по созданию системы "Спейс Шаттл".
Полные затраты на освоение Луны по программе Н1-Л3 к январю 1973 года составили 3,6 млрд. руб., из них на создание Н1 — 2,4 млрд. руб. (в ценах тех лет).
Постановление ЦК КПСС и Совмина СССР о прекращении работ по комплексу и списании затрат вышло только в феврале 1976 года. После этого производственный задел ракетных блоков, практически все оборудование технического, стартового и измерительных комплексов было уничтожено. При этом списаны затраты в сумме 6 млрд. руб. (в ценах 70-х годов), затраченных на тему.
Несмотря на то, что опыт проектно-конструкторских и производственно-технологических разработок, эксплуатации и обеспечения надежности мощной ракетной системы Н1 в полной мере был использован при создании ракеты-носителя "Энергия" и, очевидно, найдет широкое применение в реализации последующих проектов, нельзя не отметить ошибочность прекращения работ по Н1, выразившуюся в том, что для создания подобной по мощности ракеты ушло еще 13 лет и было затрачено 14,5 млрд. руб. И главное, большое количество коллективов конструкторских, научно-исследовательских организаций и заводов утратили эмоциональный заряд энтузиазма и чувство преданности идеям освоения космоса, которые являются одними из определяющих при достижении, на первый взгляд, совершенно недосягаемых фантастических целей.
Между тем две партии модернизированных двигателей для ракет Н1 (8Л и 9Л) ОКБ-276 законсервировало и сохранило, а в 1995 году часть этих двигателей успешно выдержала огневые стендовые испытания в США и США изъявили желание приобрести эти двигатели.
 Б.А.Дорофеев |  В.В. Симакин |  А.Д. Гулько |  Б.Е. Гуцков | |||
 М.В. Краюшкин |  Л.Б. Вильницкий |  С.Г. Чижиков |  В.А. Калашников | |||
 А.А. Ржанов |  А.С. Кашо |  Н.П. Голунский |  А.Н. Иванников | |||
 | Группа участников работ по созданию ракетно- космического комплекса Н1-Л3. В первом ряду А.Я. Швецова, Н.А. Задумин, П.И. Мелешин, Э.И. Михеева, С.С. Крюков, А.А. Решетина, И.С. Прудников, Е.П. Фролова, П.Ф. Шульгин; во втором ряду А.А. Ржанов, А.И. Нечаев, В.П. Залепукин, А.П. Фокин, В.С. Ануфриев, В.И. Фрумсон, В.Ф. Садовый, А.И. Шелуха, А.Г. Решетин. В.А. Борисов, П.И. Ермолаев, В.А. Удальцов, М.С. Хомяков, С.Ф. Пармузин; в третьем ряду В. Н. Прокофьев, Ю.А. Михеев; А.А. Рябов, И.П. Фирсов, В.С. Голов, А.П. Фролов; И.Л. Минюк |
 | Группа расчетчиков отдела 3 (начальник отдела Я.П.Коляко). В первом ряду В.А. Балашов, В.М. Исаев, И.Г Куприна, П.М. Воробьев; во втором ряду Л.С. Николаева, Е.П. Фролова, Э.Н. Бутузов, Э.И. Михеева, Т.А. Балыкова; в третьем ряду А.И. Нечаев, Р.В. Горбенко, В.И. Бодриков, А.П. Александрова, Ю.И. Марчуков |
 | Группа конструкторов, участвовавших в подготовке к пуску комплекса Н1-Л3 №7Л, у домика С.П. Королева: И.Д. Хриенко, Д.Ф. Пасынков, М.В. Рожков, А.Л. Ермак, Ю.Г Гололобов, В.В. Королев, И.А. Мордвинников, Э.Б. Бродский, Б.Е. Гуцков, А.С. Кашо, О.Г. Соколов, Б.А. Дорофеев, Е.П. Зверев, В.М. Абрамов, Б.В. Сахаров |
 | Группа телеметристов: в первом ряду Т.Н. Геворгян, И.Г. Пронина, З.А. Аксенова, Л.Н. Петухова, В.И. Сковорода-Лузин, В.П. Боткин; во втором ряду Е.П. Жлуков, С.А. Бураго, В.И. Нечаев, С.Я. Бурсак, Б.А. Павин, К.П. Семагин; в третьем ряду В.В. Балаклейцев, Б.М. Музычук, В.Д. Сороколетов, В.П. Ильинов, В.И. Лобачев, В.А. Смирнов, Б.М. Попов, В.Д. Семенов, П.В. Медков |
 | Группа участников подготовки ракетно- космического комплекса Н1-Л3 в МИКе космических объектов. В первом ряду А.Д. Шатский, Б.Н. Филин, В.Е. Бугров, В.И. Кожухов, Ю.И. Лыгин, В.М. Ключарев, Ф.А. Беляев, А.П. Собко, В.Е. Гальперин; во втором ряду Е.И. Зыков, В.Н. Керносов, В.И. Писаренко, Е.И. Ковтуненко, Л.М. Александров, Ф.А. Куприянов, В.П. Шинкин, Б.В. Шагов, А.А. Васильев, Н.А. Ашихменов, Е.Б. Наумов, В.В. Ерпылев, А.Д. Фролов, И.С. Ефремов, Г.В. Вишняков, Ю.А. Воробьев, Б.Е. Волков |
 | Группа разработчиков систем наземного комплекса: в первом ряду В.Г. Смирнов, С.И. Бисовко, Л.А. Жаринова, Л.М. Новикова, П.С. Дьяков, А.Ф. Аксенова, Б.И. Карманов, Б.А. Швецов, В.А. Коблов, В.Ф. Чистяков; во втором ряду А.Ю. Кричевский, А.В. Пуртов, И.А. Новиков, Н.А. Романчиков, В.В. Скобликов. В.А. Семашко, Ю.Ф. Лукшин |
Работы по применению кислородно-водородного топлива
 Блок Ср Основные характеристики блока Ср
*На начальной стадии разработки блока Ср рассматривался вариант с четырьмя двигателями 11Д56М. |
Начинать внедрение водорода предполагалось с космических ракетных блоков относительно небольшой размерности (с запасом топлива до 50 т). Эти блоки, получившие обозначение С и Р, предлагалось использовать в составе модернизированного лунного комплекса Л3 вместо блоков Г и Д. Кислородно-водородное топливо должно было улучшить характеристики комплекса Л3, что позволяло осуществить экспедицию на Луну экипажу из трех человек, из которых двое должны были спуститься на поверхность Луны. В дальнейшем предполагалось разработать кислородно-водородные блоки II и III ступеней ракеты-носителя Н1. Создание кислородно-водородных двигателей для космических ракетных блоков С и Р и III ступени ракеты-носителя Н1 было поручено коллективам ОКБ-2 (A.M. Исаев), ныне КБ ХИММАШ (В.Н. Богомолов, Н.И. Леонтьев), и ОКБ-165 (A.M. Люлька), ныне НПО "Сатурн" им. A.M. Люльки.
ОКБ-2 приступило к разработке двигателя 11Д56 с тягой в пустоте 7,5 тс для космического ракетного блока Р, а ОКБ-165 — к разработке двигателей 11Д54 (с неподвижной камерой) и 11Д57 (с качанием камеры), оба с тягой в пустоте 40 тс. Двигатели, разрабатываемые ОКБ-165, предполагалось использовать на III ступени ракеты-носителя Н1 (6-8 двигателей 11Д54) и на космическом ракетном блоке С (1 двигатель 11Д57).
Блок Р при массе конструкции 4,3 т и массе заправляемого топлива до 18,7 т имел длину 8,7 м и диаметр 4,1 м.
Первый запуск кислородно-водородного двигателя 11Д56 с работой по замкнутой схеме был осуществлен в июне 1967 года. В ОКБ-276 (Н.Д. Кузнецов) проводилась проектная разработка кислородно-водородного двигателя НК-15В с тягой в пустоте 200 тс для модернизированной II ступени ракеты-носителя Н1. Двигатели 11Д56 и 11Д57 прошли полный объем экспериментальной отработки, которая была успешно завершена проведением межведомственных испытаний.
В мае 1971 года было принято решение о разработке многоцелевого кислородно-водородного блока Ср с заправкой до 66,4 т. Этот блок должен был использоваться вместо блоков С и Р в составе модернизированного лунного экспедиционного комплекса (для доставки элементов этого комплекса на окололунную орбиту), а также для выведения тяжелых КА на геостационарную орбиту и разгона автоматических станций на траектории полета к планетам Солнечной системы. Рассматривалась возможность использования на блоке Ср либо одного двигателя 11Д57, либо связки из двух или четырех двигателей 11Д56М (модификация двигателя 11Д56).
По результатам проектных исследований к разработке был принят вариант с использованием на блоке Ср двигателей 11Д56М, который обеспечивал наилучшие характеристики. В начале 1972 года был выпущен эскизный проект блока Ср, а в 1973 году, в основном, был завершен выпуск рабочей документации и начаты подготовка производства на заводе "Прогресс" и экспериментальная отработка.
Блок Ср был первым в России ракетным блоком, конструкция которого обеспечивала проведение огневых технологических испытаний без последующей переборки, а также работу маршевого двигателя в полете на двух режимах (основном и режиме средней тяги, который предполагалось использовать для коррекций траектории).
Активное участие в разработке блока Ср принимали В.А. Борисов, В.К. Безвербый, Я.П. Коляко, А.П. Фролов, Б.А. Танюшин, B.C. Михайлов, И.А. Сидоров, С.Н. Филиппов, Р.Л. Волкова, Х.А. Бешли-Оглы, А.А. Аксенцов, Н.Н. Воробьев, Г.Н. Напалков, В.И. Федоров. В разработке рабочей документации принимали участие Г.А. Фадеев, А.Д. Гулько, И.С. Ефремов, В.М. Арсентьев, В.Д. Стукалов, В.В. Мащенко, В.П. Багров, В.А. Лямин, И.С. Грибань, А.Л. Пискун, П.А. Вараксин, Н.А. Губернаторов. Координацию работ по блоку Ср осуществлял ведущий конструктор В.И. Яин.
В 1974 году, в связи с принятием решения о прекращении работ в НПО "Энергия" по ракете-носителю Н1 и лунному экспедиционному комплексу, работы по блоку Ср также были прекращены. Следует отметить, что ранее в решении о разработке блока Ср было предусмотрено продолжить работы по блоку Р, который стал рассматриваться как экспериментальный блок-лидер, на котором должны были пройти проверку новые технические решения, связанные с внедрением водорода в ракетно-космическую технику. Испытаниям стендового блока Р предшествовала экспериментальная отработка его систем, агрегатов и узлов на 42 установках. Большой объем экспериментальных работ был проведен на установке ЭУ-145 с полноразмерным водородным баком объемом 42 м3, на которой отрабатывалась заправка бака жидким водородом и внутрибаковые процессы (проведено 30 заправок), Во время испытаний постепенно увеличивался заправляемый запас водорода с 500 до 2500 кг.
Завод экспериментального машиностроения изготовил пять полноразмерных блоков Р, которые прошли комплексную экспериментальную отработку,
С 1974 по 1976 год на двух полноразмерных блоках Р были проведены работы по отработке систем заправки, наддува, захолаживания расходных магистралей и раскрутки турбонасосных агрегатов двигателя в составе блока.
Особое внимание было уделено обеспечению безопасности проведения испытаний. На блоке для огневых испытаний вокруг двигателя и бустерных турбонасосных агрегатов была установлена бронезащита, которая предохраняла баки от поражения осколками в случае аварии двигателя. Полость бака горючего отделялась от полости бака окислителя герметичной конической оболочкой. Из этих полостей предусматривался автономный слив компонентов, что исключало проливы компонентов на стендовые сооружения.
Комплексная отработка блока Р завершилась проведением огневых стендовых испытаний в НИИХИММАШ, Первое. огневое испытание блока Р было проведено 12 октября 1976 года. В период с 1976 года по 1977 год прошли еще два огневых испытания. Стендовые испытания блока Р были успешными и подтвердили работоспособность всех его систем.
Некоторые характеристики блока Р (время полета в условиях космического пространства до 7 суток, возможность многократного, до 7 раз, запуска маршевого двигателя в полете) не превзойдены на эксплуатирующихся кислородно-водородных ракетных блоках до настоящего времени.
В разработке и проведении испытаний блока принимали участие Я.П. Коляко, Б.П. Сотсков, Е.Л. Горбенко, В.И. Бодриков, А.А. Аксенцов, В.И. Федоров, Б.Е. Гуцков, И.С. Ефремов, Ю.В. Кротов, В.В. Машков, А,В. Костров, В.А. Лямин, В,Д. Стукалов, В.В. Мащенко, В.М. Арсентьев, Б.А. Простаков, Л.Б. Григорян, А.Д. Гулько, А.Л. Пискун, П.А. Вараксин, В.А. Тюльменков, М.В. Шемшурин, А.А. Ржанов, А.А. Рябов, B.C. Голов, Э.Б. Бродский, А.С. Мазо, В.В. Воршев. Координацию работ по блоку Р осуществлял ведущий конструктор П.К. Акилов.
В ходе работ по созданию кислородно-водородных двигателей и ракетных блоков Р и Ср, проводившихся в период с 1960 по 1977 год, были созданы промышленная база по производству жидкого водорода, средства его транспортирования и длительного хранения, в НИИХИММАШ — стендовая база для проведения испытаний двигателей, отработки водородных систем и огневых стендовых испытаний ракетных блоков. Были исследованы и решены многие научно-технические проблемы, в частности, тепломассообмена, обеспечения теплового режима при хранении жидкого водорода в составе ракетного блока, в том числе при длительном полете в условиях космического пространства, а также подготовки ракетного блока к заправке, заправки водородных систем, обеспечения безопасности при работе с жидким водородом в составе ракетного блока и многие другие.
В этот период были разработаны конструкционные и теплоизоляционные материалы, работоспособные при температуре жидкого водорода, и найдены конструкторские решения, обеспечивающие надежную работу конструкции при низких температурах. Так на блоке Р, впервые в практике создания ракетных блоков, использовалась несущая ферменная подвеска водородного бака — термомост, собранная из стеклопластиковых стержней, изготовленных методом непрерывной намотки, а для блока Ср впервые были разработаны узлы подвески криогенных баков в виде шарнирной фермы из титанового сплава.
Именно в это время российские специалисты-ракетчики научились работать с жидким водородом, разработали и проверили технологии работ с кислородно-водородными двигателями и ракетными блоками на всех этапах эксплуатации. Накопленный опыт позволил в дальнейшем в короткие сроки разработать кислородно-водородный двигатель РД0120 и блок Ц для ракеты-носителя "Энергия". Этот опыт был использован также при проведении работ в КБ "Салют" по кислородно-водородным разгонным блокам.
назад