Эти события до недавних пор были почти неизвестны или известны только специалистам, имеющим допуск к совершенно секретным материалам...
Первый пуск советской ракеты Н-1 назначили на 20 февраля 1969 г. Затем перенесли на сутки из-за плохой погоды. Команду на зажигание подали 21 февраля в 12 ч 17 мин 55 с по московскому времени. Вдруг по ложной команде система КОРД выключила исправные ЖРД №12 и 24 блока "А". Ракета сошла со стартового стола в 12 ч 18 мин 07 с при 28 работающих двигателях из 30.
На 6-й секунде полета из-за повышенной вибрации газогенератора ЖРД №12 оборвалась трубка датчика замера давления газа после турбины, на 28-й, после начала дросселирования тяги для уменьшения нагрузок при прохождении максимального скоростного напора, оборвалась трубка замера давления горючего перед газогенератором того же ЖРД. "Кислый" газ с температурой 340° С смешался с горючим, образовав пожароопасную смесь. Ее облако все увеличивалось. На 55-й секунде в хвостовом отсеке блока "А" вспыхнул пожар. Об этом свидетельствовало резкое возрастание температуры в районе ЖРД №№ 3, 21, 24, 23, 22. На 69-й секунде бушевавшее пламя пережгло изоляцию кабелей, вызвав срабатывание системы КОРД из-за замыкания цепей телеметрии и системы управления двигателей. Все ЖРД блока "А" были отключены. Горящая ракета летела под небольшим углом к горизонту. Она не взорвалась, не рассыпалась в воздухе на обломки. Плавно снижаясь, упала в 50 км от старта.
Предположительно, причиной возгорания мог быть прорыв внутри отсека горячих газов, истекающих из сопел ЖРД, через отверстия шпилечного хода в донной теплозащите блока "А", по которым ракета сходит со стартового стола. Отверстия следовало изнутри заглушивать колпачками, но некоторых на месте не оказалось.
Однако принципиальная работоспособность связки из 30 ЖРД блока "А", системы их управления и отключения в полете была успешно подтверждена. Вину за аварию возложили на двигателистов, посчитав основной ее причиной недостаточную отработку ЖРД из-за отсутствия вибростенда для испытаний. Датчик замера давления после турбины вместе с трубкой на всякий случай удалили. Предполагалось ужесточить контроль хвостового отсека блока "А" перед стартом. Ракету 4л, аналогичную экземпляру 3л, отправили на повышение надежности и грузоподъемности. Пуск мог состояться в конце программы летных испытаний Н-1.
Второй старт Н-1 (экземпляр 5л) состоялся З июля 1969 г. в 23 ч 18 мин 32 с по московскому времени. За четверть секунды до отрыва от стартового стола из-за попадания в насос окислителя металлического предмета (предположительно — стальной диафрагмы датчика пульсаций давления) взорвался ЖРД № 8 блока "А". Перебило бортовую кабельную сеть, повредило соседние двигатели и телеметрическое оборудование. Начала разрушаться нижняя часть ступени. Через 0,5 с после команды "контакт подъема" система КОРД начала выключать ЖРД №№ 7, 8, 19 и 20; на девятой секунде -двигатель № 21 (противоположный ЖРД № 9). Еще через пару секунд были отключены все двигатели, кроме ЖРД №18. который продолжал работать.
Не успев из-за разрушения силовой кабельной сети отработать команду разворота на курс, ракета, поднимавшаяся практически вертикально, достигла высоты около 200 м, затем также вертикально стала падать на стартовый стол. На 15-й секунде полета сработала система аварийного спасения спускаемого аппарата беспилотного корабля 7К-Л1C, входившего в состав головного блока ракеты. Единственный работающий ЖРД постепенно разворачивал носитель вокруг оси, и после 23-секундного "полета" ракета почти плашмя упала на старт и взорвалась. Она разрушила стартовое сооружение № 1, полностью уничтожила поворотную башню обслуживания, серьезно повредила подземные помещения стартового комплекса. Обломки носителя разбросало в радиусе 1 км... Теперь вернемся к истории этих эпизодов.
До запуска первого искусственного спутника Земли Сергей Павлович Королев задумывался над способами увеличения массы аппаратов, выводимых на околоземные орбиты или на траекторию полета к планетам. Наиболее очевидным путем казалось создание мощных средств выведения — ракет-носителей (РН). С 1956-го в ОКБ-1, возглавляемом им, велись предварительные работы над проектами. Первые предположения представили на совещании главных конструкторов 15 июля 1957 г. Там приняли решение о необходимости развития работ в этом направлении.
В марте 1960-го Королев доложил руководству отрасли и другим главным конструкторам о том, что в ОКБ-1 подготовлены материалы по тяжелой РН. 23 июня 1960-го вышло первое постановление правительства о начале работ, 13 мая 1961-го — второе, а 13 апреля 1962-го -третье, существенно отличающееся от предыдущих. В нем предлагалось ограничиться лишь разработкой эскизного проекта и всесторонней оценкой вариантов и затрат на их реализацию.
Опираясь на первое постановление, Королев 1 октября 1960 г. выдал главным конструкторам техническое задание (ТЗ) на разработку двигателей с очень высокими рабочими характеристиками для ступеней будущей РН, построенных по замкнутой схеме, с большим давлением в камере сгорания, высоким удельным импульсом и небольшой массой. В создании ЖРД большой тяги для Н-1 ему могли помочь конструкторы ракетных двигателей В. П. Глушко (г. Химки) , A. M. Исаев (г. Калининград) и С. А. Косберг (г. Воронеж). (Кстати, конец 50-х — начало 60-х годов характеризовались выдающимися успехами советской ракетно-космической техники. Но политическое руководство страны оттеснило авиацию на второй план, поспешило закрыть или перепрофилировать ряд ее предприятий. Моторостроительные КБ оставались без заказов).
После получения лично от Н. С. Хрущева задания о загрузке авиационных КБ, Королев выбрал для сотрудничества фирму Николая Дмитриевича Кузнецова (г. Куйбышев), которая занималась разработкой и производством мощных реактивных и винтовых газотурбинных двигателей. На решение о кооперации повлияло и соседство с филиалом № 1 ОКБ Королева и заводом "Прогресс", где изготавливались ракеты Р-7.
К марту 1961-го два ракетных — В. Глушко и А. Исаев, и два авиационных — Н. Кузнецов и А. Люлька — конструктора двигателей изъявили желание принять участие в разработках для Н-1 и подписали согласованное ТЗ.
Незадолго до этого по заданию Глушко в Государственном институте прикладной химии (ГИПХ) было синтезировано новое горючее — несимметричный диметилгидразин (НДМГ или "гептил"), которое в паре с кислородом обещало более высокие энергетические характеристики, чем керосин. Кроме того, новое горючее самовоспламенялось в паре с азотной кислотой или с азотным тетроксидом (AT). По расчетам Глушко, оно со временем должно на всех ступенях ракет вытеснить остальные типы. Ориентируясь на НДМГ, конструктор взялся за разработку ЖРД для первой и второй ступеней Н-1. В его двигателях новое горючее могло работать в паре с кислородом или AT.
Личное знакомство Королева и Кузнецова состоялось, по-видимому, в 1956-1957 годах. Через год кузнецовское ОКБ при сотрудничестве со специалистами ОКБ А. Люльки, которые уже имели определенный опыт экспериментальных работ в области ЖРД, начало разработку кислородно-керосинового двигателя НК-9 для межконтинентальной ракеты Р-9 конструкции ОКБ-1.
НК-9 отличался прогрессивной замкнутой схемой и высокими характеристиками, подтвержденными в ходе наземных стендовых испытаний. Однако под сильным нажимом Глушко на первую Р-9 установили его двигатель РД-111. Основной довод: наличие у химкинского ОКБ большого опыта создания мощных ЖРД (?).
Опираясь на опыт создания НК-9, Кузнецов согласился спроектировать кислородно-керосиновые ЖРД для второй ступени Н-1. Для третьей ступени мог использоваться несколько видоизмененный высотный вариант НК-9.
Исаев и Люлька взялись разработать кислородно-водородные ЖРД для верхних ступеней и разгонных блоков перспективных вариантов Н-1.
Как видим, "области определения" конструкторов-двигателистов во многом перекрывали друг друга. В этом была своя логика: Королев прекрасно осознавал степень риска и стремился подстраховаться от всяческих неожиданностей, которые в избытке встречались ранее.
Уже во время первой серьезной работы ОКБ Глушко с новым синтетическим горючим, при разработке двигателя ГДУ-10 для третьей ступени носителя на базе первой отечественной МБР — знаменитой королевской "семерки", из-за ряда трудностей отработка ЖРД затягивалась. Создание трехступенчатой ракеты было бы сорвано, если бы Королев не поручил параллельную разработку необходимого двигателя на кислороде и керосине одному из отделов своего ОКБ. Сделанный на базе камеры сгорания разработки С. Мельникова и турбонасоса С. Косберга двигатель РО-7 позволил уже 23 сентября 1958 г. осуществить первую в СССР попытку запуска космического аппарата к Луне. 2 января 1959-го стартовала "Луна-1", 12 апреля 1961 г. — Ю. А. Гагарин (носитель назвали "Восток").
Работы в ГДЛ-ОКБ по топливной паре "кислород-НДМГ", проходившие с серьезными трудностями и большим отставанием от первоначального графика, закончились созданием двигателя РД-119, который был установлен на второй ступени РН "Космос" разработки М. К. Янгеля (первая попытка запуска — 27 октября 1961 г. Так Янгель спас лицо Глушко, взяв его "беспризорный" двигатель, а Глушко помог Янгелю "выйти в космос").
В эскизном проекте список объектов, которые будут запускаться с помощью Н-1, четко не оговаривался. Предполагалось использовать ракету для исследования и освоения околоземного и дальнего космоса, полетов к Луне, Венере и Марсу. Исходя из возможно более широкого круга задач, Н-1 проектировался как универсальный носитель.
  Рис. стр. 15  Рис. стр. 16 На снимках:  Ракета Р-9 — с доводкой ее двигателя было много хлопот.  Ракета-носитель Н-1 на стартовой позиции.  Одно из оригинальных решений для ракеты Н-1: на ее первой ступени были установлены четыре таких решетчатых стабилизатора. |
ПОЯСНЕНИЯ К ЧЕРТЕЖАМ Н-1
стр. 15
1 — балансировочный груз системы аварийного спасения, 2 — основной твердотопливный двигатель системы аварийного спасения, 3 — уводимая часть головного обтекателя, 4 — обтекатели РДТТ сброса створок конической части головного обтекателя, 6 — обтекатели РДТТ сброса створок цилиндрической части головного обтекателя, 7 — узлы крепления створок цилиндрической части головного обтекателя, 8 — обтекатели трубопроводов, 9 — силовое кольцо, 10 — обтекатель кабеля, 11 — хвостовая юбка, 12 — переходная ферма, 13 — обтекатель кабеля, 14 — обтекатели трубопроводов, 15 — силовое кольцо, 16 — хвостовая юбка, 17 — обтекатели РДТТ разделения хвостовой юбки, 18 — переходная ферма, 19 — обтекатели кабелей, 20 — обтекатели трубопроводов, 21 — силовое кольцо, 22 — средняя часть хвостового отсека, 23 — решетчатый стабилизатор, 24 — люки доступа к двигателям, 25 — нижняя часть хвостового отсека, 26 — 24 двигателя НК-15 периферийной двигательной установки, 27 — 6 двигателей НК-15 центральной двигательной установки, 28, 29 — узлы переноски блоков ракеты-носителя на земле, 30 — 4 сопла управления по крену, 31 — 4 двигателя НК-9В, 32 — 4 сопла управления по крену, 33 — 8 двигателей НК-15В, 34 — пламяотражатели, 35 — кольцо установки носителя на стартовый стол, 36 — 6 сопел управления по крену.
стр. 16.
А — схема окраски ракеты-носителя Н-1 3л (слева направо вид на первую, вторую, третью и четвертую плоскости; заштрихованные участки — темно-зеленый цвет, незаштрихованные — белый). Б — третья ступень (блок "В") ракеты-носителя Н-1 Зл с полезным грузом без хвостовой юбки и головного обтекателя: 1 — спускаемый аппарат беспилотного корабля 7К-Л1С, 2 — переходник, 3 — разгонный блок "Г". В — вторая ступень (блок "Б") ракеты-носителя Н-1 Зл с ферменным переходником и без хвостовой юбки: 4 — сферический бак горючего, Г — хвостовой отсек первой ступени (блока "А") ракеты-носителя Н-1 3л: 5 — донная теплозащита. Д — верхняя часть первой ступени (блока "А") ракеты-носителя Н-1 Зл: 6 — сферический бак горючего.
Прежде чем принять окончательную схему носителя, проектанты оценили более 60 различных вариантов, от полиблочных до моноблочных как последовательного, так и параллельного деления ракеты на ступени. Для каждого из рассматриваемых вариантов проводился всесторонний анализ его преимуществ и недостатков, включая технико-экономическое обоснование.
В ходе предварительных исследований полиблочная схема с параллельным делением на ступени, опробованная на "семерке", позволяющая транспортировать по железной дороге готовые элементы ракеты (баки, двигательные установки и т. п.) с завода-изготовителя на космодром с последующей ускоренной сборкой, проверкой и запуском, была отвергнута по причине неоптимальности массовых затрат и дополнительных механических, гидро-, пневмо— и электросвязей между блоками.
Моноблочная схема вышла на передний план после того, как было решено использовать ЖРД с преднасосами, позволяющими уменьшить давление газа наддува и снизить толщину стенок (а следовательно, и массу) баков.
Проект H-I был во многом необычен, однако основными его отличительными чертами стала оригинальная схема со сферическими подвесными баками и несущей внешней обшивкой, подкрепленной силовым набором (самолетная схема типа "полумонокок"), а также кольцевое расположение ЖРД на каждой ступени. Благодаря этому применительно к первой ступени при старте и подъеме ракеты воздух из окружающей атмосферы эжектировался выхлопными струями ЖРД во внутреннее пространство под баком. Образовался как бы огромный воздушно-реактивный двигатель, который включал в себя всю нижнюю конструкцию первой ступени. Даже без воздушного дожигания выхлопа ЖРД (а в истекающей струе двигателей всегда имеется избыток горючего, который будет при этом догорать) такая схема давала ощутимую прибавку тяги, увеличивая эффективность РН.
Ступени H-I соединялись между собой переходными фермами, через которые могли свободно истекать газы при горячем запуске двигателей следующих ступеней. Управление РН по каналам курса и тангажа должно было осуществляться путем рассогласования тяги противоположных ЖРД, а по каналу крена — с помощью управляющих сопел, в которые подавался газ, отводимый после турбонасосных агрегатов (ТНА).
Из-за невозможности транспортировки ступеней H-I по железной дороге проектанты предлагали внешнюю оболочку ракеты сделать разъемной, а топливные баки изготавливать из листовых заготовок ("лепестков") непосредственно на технической позиции космодрома.
Эта идея первоначально не укладывалась в голове, и экспертная комиссия, приняв эскизный проект H-I, защита которого проходила со 2 по 16 июля 1962 г., рекомендовала дополнительно проработать вопросы транспортировки ступеней в собранном виде, например, с помощью дирижабля.
При защите эскизного проекта было представлено два варианта носителя: с использованием в качестве окислителя жидкого кислорода или AT. Предпочтительным считался первый вариант, второй рассматривался на всякий случай. Он подразумевал, что характеристики РН при использовании топлива АТ-НДМГ будут ниже, чем у кислородного варианта.
В стоимостном выражении разработка первого варианта также представлялась значительно дешевле. Объективно демонстрируя оба варианта, представители ОКБ-I тем не менее указывали на то, что в случае возникновения аварийной ситуации кислородный вариант носителя, по их мнению, будет безопаснее, чем вариант с окислителем на основе AT. При этом они постоянно помнили о катастрофе на старте в октябре 1960-го ракеты Р-16 Янгеля, работавшей на самовоспламеняющихся токсичных компонентах.
Справедливости ради следует заметить, что первопричина аварии P-16 не была напрямую связана с типом применяющегося топлива. Более того, самовоспламеняющиеся компоненты при авариях подобного рода приводят чаще всего к пожару, который еще можно локализовать, а несамовоспламеняющееся топливо на основе жидкого кислорода в случае его утечки образует смесь, приводящую к взрывам большой разрушительной силы.
Период эскизного проектирования Н-I совпал с отработкой ракеты Р-9. С двигателем РД-111 у глушковцсв возникало множество проблем, что привело к затягиванию испытаний МБР почти на два года. Специалисты ОКБ казались поставленными в тупик высокочастотными колебаниями и неустойчивостью рабочего процесса в камере сгорания. У них сложилось впечатление, что сделать однокамерный ЖРД тягой свыше 100 тс на кислороде чрезвычайно затруднительно.
По мнению Глушко, создание двигателя необходимой размерности на кислороде могло затянуться, натолкнувшись на проблемы пульсационного горения и защиты стенок камеры и сопла от перегрева. В свою очередь, применение долгохранимых компонентов, дающих в камере ЖРД устойчивое горение с температурой на 280 — 580° C ниже, чем кислородное топливо, позволит ускорить отработку двигателя. Кроме того, ЖРД на самовоспламеняющейся паре АТ-НДМГ получался конструктивно проще.
Опасения Глушко разделял Исаев, который также скептически относился к возможности создания в кратчайшие сроки мощного кислородного ЖРД. Но Королев не мог примириться с самым главным недостатком предлагаемых Глушко двигателей — их невысоким удельным импульсом, свойственным долгохранимым топливам, который приводил к снижению грузоподъемности ракеты или увеличению ее стартовой массы и удорожанию всей программы вследствие высокой стоимости компонентов топлива.
Оценивая доводы Глушко, Королев писал в докладной записке на имя руководителя экспертной комиссии следующее: "Вся аргументация о трудностях отработки кислородного двигателя основана на опыте ОКБ В. Глушко по работе с ЖРД открытой схемы. Следует особо подчеркнуть, что эти трудности не имеют никакого отношения к двигателям принятой для ракеты H-I замкнутой схемы, в которых окислитель поступает в камеру сгорания в горячем и газообразном состоянии, а не в холодном и жидком, как при обычной, незамкнутой схеме. Действительно, при запуске двигателей замкнутой схемы имеет место тепловое воспламенение компонентов в камере сгорания за счет тепла горячего газообразного окислителя — кислорода или AT. Такой метод запуска кислородно-керосинового двигателя замкнутой схемы экспериментально отработан в двигателях ОКБ-1 и принят для последней ступени РН "Молния", а также в ОКБ Н. Кузнецова при разработке кислородно-керосиновых двигателей НК-9В и HK-15B для ракеты H-I".
В конце концов Глушко отказался проектировать ЖРД на кислороде и НДМГ для H-I и начал полномасштабную разработку двигателя РД-253 на АТ-НДМГ. Примерно в это же время ОКБ другого главного конструктора — В. Н. Челомея — подготовило проект ракеты УР-500, трехступенчатая модификация которой получила потом наименование "Протон". В. Челомей предложил использовать РД— 253 на первой ступени своей ракеты. В. Глушко согласился, немного изменил компоновку вектора тяги.
Экспертная комиссия под руководством М. В. Келдыша, рассмотрев варианты, рекомендовала к разработке ракету с кислородно-керосиновыми двигателями. Вариант с АТ-НДМГ отпал.
24 сентября 1962 г. было выпущено постановление о развертывании работ по ракете Н-1 стартовой массой 2400 т и массой полезной нагрузки 75 т. Создание двигателей всех трех ступеней поручили Кузнецову, хотя Королев понимал, с каким огромным риском связана такая разработка.
До этого опыт проектирования ракет в ОКБ-1 сводился к созданию ДУ, состоящей либо из пяти четырехкамерных ЖРД (первая ступень МБР Р-7), либо из четырех однокамерных ЖРД (один из ранних вариантов первой ступени МБР Р-9). Ранние теоретические работы по многодвигательным ДУ практического применения так и не получили. В данном же случае, исходя из потребной стартовой тяги, необходимо было обеспечить согласованное функционирование установки из 24 единичных ЖРД, имеющих к тому же очень высокие параметры рабочих процессов. Логично бы создать мощную наземную экспериментальную базу для отработки сначала единичных двигателей, а затем и всей ДУ в целом. Однако ни денег, ни времени на стенд для комплексных испытаний первой ступени H-I не выделили. Оказавшись в трудном положении, Королев не нашел ничего лучшего, как предложить отрабатывать всю связку ЖРД первой ступени во время летных испытаний ракеты.
В многодвигательном варианте ракеты H-I Королев опирался прежде всего на концепцию повышения надежности ДУ путем отключения в полете дефектных ЖРД. Этот принцип нашел свое применение в системе контроля работы двигателей (КОРД), служившей для обнаружения и отсечки неисправных ЖРД.
В случае отказа одного из двигателей первой ступени (блока "А") сигналы от датчиков системы КОРД после обработки поступали на клапаны, механически отсекающие подачу компонентов топлива в дефектный, а также диаметрально противоположный ему ЖРД. Имея 25-процентный запас по тяговооруженности, H-I могла продолжать полет при вышедших из строя (еще на старте) двух парах ЖРД. Оставшиеся двигатели должны были действовать далее при некотором увеличении тяги и времени работы (со 110 до 153 с). После отделения первой ступени система КОРД могла выключить также два дефектных двигателя второй (блока "Б") иди один ЖРД третьей (блока "В") ступеней.
Проектирование двигателя HK-15 для первой ступени H-I началось с выдачи уточненного ТЗ в 1962 г. Уже через год, несмотря на явный недостаток опыта создания ЖРД и удаленность стендовой базы, в ОКБ Кузнецова были принципиально решены вопросы функционирования двигателя и его агрегатов. Тогда же у Королева шла очень напряженная работа по оптимизации проекта H-I, и несколько специалистов из Куйбышева, постоянно прикомандированные к ОКБ-1, днями и ночами занимались сопряжением двигателя и носителя, в компоновки которых вносились постоянные изменения.
В 1963 — 1964 гг. в ОКБ Кузнецова изготовили и выставили в сборочном цеху полноразмерный макет HK-15.
К марту 1964 г. был готов основной комплект конструкторской документации на Н-1; летно-конструкторские испытания (ЛКИ) планировалось начать в 1965 г. Однако работы оказались неподкрепленными ресурсами и финансированием. Сказалось отсутствие интереса к проекту со стороны основного заказчика ракетно-космической техники — Министерства обороны, так как круг задач и полезные нагрузки для Н-1 не были обозначены конкретно.
Королев попытался заинтересовать в ней политическое руководство страны. Он предложил использовать Н-1 в лунной экспедиции. 3 августа 1964 г. вышло постановление "О работах по исследованию Луны и космического пространства". В нем обозначили новый срок начала ЛКИ ракеты Н-1 -1967 — 1968 годы. С 1966 по 1968 г. предполагалось изготовить 16 носителей Н-1. Решили осуществить полет двух космонавтов на орбите вокруг Луны с высадкой одного на поверхность и возвращением обоих на Землю. Масса полезного груза, необходимого для выведения на орбиту ИСЗ, с которой начиналась экспедиция, в этом случае составляла 90-100 т. Стали искать решения, обеспечивающие увеличение грузоподъемности Н-I до потребной величины без коренных изменений эскизного проекта. Среди них — снижение высоты опорной орбиты, изменение азимута пуска, установка дополнительных шести ЖРД в центральной части днища блока "А", увеличение заправки баков (долив топлива) путем переохлаждения горючего и окислителя, а впоследствии установки цилиндрических вставок в экваториальной части баков. Грузоподъемность Н-1 увеличили до 92-95 т при возрастании стартовой массы до 2800-2900 т. Эскизный проект ракетно-космической системы Н-1 — Л-3 для выполнения лунной экспедиции Королев подписал 25 декабря 1964 г.
В 1965 г. схема претерпела изменение: от эжекции отказались, проток воздуха закрыли, введя специальный хвостовой отсек. Отличительной чертой Н-1 стала уникальная для наших РН того времени массовая отдача по полезному грузу. На это работали несущая схема (баки и каркас не образовали единого целого), сравнительно малая плотность компоновки из-за огромных сферических баков вели к уменьшению полезного груза. С другой стороны, исключительно малая удельная масса баков, чрезвычайно высокие характеристики двигателей и уникальные конструктивные решения позволяли увеличить ее.
Как обстояли дела в США? Начальник отдела испытаний проекта "Сатурн-5" — "Аполлон" К. Миллер смог доказать, что для успешного решения задачи существует только один путь: полная наземная отработка всей системы во всех возможных штатных и нештатных ситуациях. Он костьми лег за то, чтобы 2/3 отпущенных на проект средств вложить в создание стендов для отработки и добился положительного результата: фактически все пуски "Сатурна-5" оказались успешными.
У нас такого человека, к сожалению, не нашлось. Вся методика отработки изделий ОКБ-1 базировалась на том, чтобы равномерно разнести этот процесс между стендовыми и летными испытаниями. Да и сам Королев предпочитал отрабатывать свои объекты в полете. Для небольших сравнительно несложных ракет этот принцип мог быть с успехом применен. Но на совершенно ином уровне сложности ни Королеву, ни его сторонникам не удалось добиться положительного решения о постройке стендов для комплексного испытания снаряженной первой ступени, хотя вторая и третья к лету 1968 г. были полностью испытаны на земле.
На снимках: 1. Ракета— носитель УР-500К "Протон", на которую пошел РД-253.  2. Автор статьи у двигателя НК-33 (модифицированный многоразовый вариант НК-15) первой ступени ракеты Н-1.  3. НК-43 (модифицированный многоразовый вариант НК-15В) — самый мощный в мире высотный кислородно-керосиновый ЖРД: установлен на второй ступени ракеты Н-1.  4. HK-31 (модифицированный многоразовый вариант НК-9В) — ЖРД третьей ступени ракеты Н-1.  5. Двигатели НК-43 на складе самарского НПП "Труд".  6. РД-170 разработки ОКБ В. П. Глушко — самый мощный в мире кислородно-керосиновый ЖРД. |
Уникальная схема Н-1, все ступени которой конструктивно подобны, позволила перенести результаты испытаний второй ступени на первую. Возможные нештатные ситуации, которые "не ловились" на земле, предполагалось проверить в полете.
С конца 1963 г. ОКБ Кузнецова приступило к доводке, а с сентября по декабрь 1967 г. — межведомственным испытаниям ЖРД всех ступеней Н-1. Разработка глушковского РД-253, создаваемого по сходной с НК-15 схеме, началась на два года раньше, и куйбышевские специалисты ознакомились со всей основной документацией по химкинским двигателям, ездили на фирму Глушко для обмена опытом.
Простота РД-253, о которой как о признаке высокой надежности неоднократно говорил Глушко, не сразу далась сотрудникам его ОКБ. В первоначальном проекте РД-253 имел множество клапанов для регулировки процессов запуска и остановки. Начинающим инженером И. Клепиковым была проведена большая теоретическая работа, обосновывающая возможность применения минимального количества клапанов. Ведущий конструктор двигателя М. Гнесин поддержал новую схему, и после долгих споров с ортодоксами удалось убедить в этом В. Глушко.
Имелся у РД-253 и пусковой пиростартер для первоначального привода ТНА. Однако во время одного из стендовых испытаний этого ЖРД после его выключения часть клапанов оказалась случайно открытой, компоненты самовоспламеняющегося топлива самотеком пошли в газогенератор, вызвав раскрутку ТНА и самозапуск всего двигателя. Так происходило на испытаниях несколько раз. Стало ясно, что можно обойтись и без пиростартера.
Специалисты ОКБ Кузнецова из-за применения несамовоспламеняющегося топлива не пошли на создание ЖРД с самопуском. Тем не менее, имея большой опыт в области газотурбинных двигателей и высокую авиационную культуру производства, используя перспективные технические и технологические решения, им удалось сделать совершенный ЖРД. Это достигалось прежде всего более высокими, чем у РД-253, параметрами турбонасосного агрегата.
ТНА двигателей НК-15 и НК-15В имел встроенные лопаточные преднасосы и автоматику управления с пиросвечами. Более старые НК-9 снабжались выносными прсднасосами. Для увеличения ресурса и надежности применительно к Н-1 эти двигатели, первоначально рассчитанные на более тяжелые режимы работы, были "расфорсированы". Выхлоп от пусковой турбины ЖРД всех ступеней Н-1 выводился с помощью отводного патрубка вниз, за срез сопла. Этот патрубок придал двигателям довольно экзотический вид: ЖРД замкнутой схемы, и вдруг снаружи сопла идет еще и выхлопной патрубок от ТНА.
ЖРД первой и второй ступеней отличались только сопловыми насадками: вся их "шапка" (камера сгорания, ТНА, трубопроводы, агрегаты автоматики и проч.) была в основном аналогична.
При стендовой отработке НК-15 отмечались случаи частичного (несквозного) прогара огневой стенки камеры сгорания или сопла, причем горение и оплавление стенки в зоне повреждения прекращались на определенной глубине, где наступало термодинамическое равновесие.
Для испытаний на "живучесть" проводились прожоги ЖРД с искусственно внесенными повреждениями. Они подтвердили большие запасы прочности и работоспособности двигателей и их высокую надежность.
Глушко внимательно следил за работами Кузнецова для Н-1. Перед запуском ЖРД в серию, во время огневых испытаний один из предсерийных образцов НК-15 "задымил". На объединенной комиссии главных конструкторов ЖРД под председательством Конопатова Глушко сказал по этому поводу: "Вы сами видите, двигатель плохой. Он не годен для работы, тем более для установки на такое ответственное изделие, как Н-1". Однако всем представителям комиссии стало ясно, что дефект НК-15 — чисто технологический. Вскоре он был устранен, и больше ни одной подобной аварии не случалось. Комиссия рекомендовала ЖРД к серийному производству.
Программа создания тяжелой ракеты Н-1, возглавленная после смерти Королева в январе 1966 г. его первым заместителем В. П. Мишиным, к 1967 г. постепенно вышла на уровень начала летных испытаний. После огромного объема наземной отработки все агрегаты носителя были допущены к серийному производству. Для ЛКИ предполагалось изготовить 12 летных и два макетных экземпляра РН.
Близились ЛКИ ракеты Н-1. К сожалению, по многим причинам сроки их проведения постоянно сдвигались "вправо", а время реализации лунной программы — "влево". Это, естественно, сказывалось на работах, которые в последней четверги 1960 годов приняли совершенно ненормальный темп. Тем не менее предполагалось, проводя по пуску ракеты каждые три-четыре месяца, закончить летные испытания и перейти к плановой эксплуатации комплекса в 1972 — 1973 годах.
Для изготовления баков, а также окончательной сборки Н-1 на космодроме Байконур построили целый завод — монтажно-испытательный корпус (МИК). Для ритмичной эксплуатации завода-МИКа, а также всего огромного стартового комплекса, включающего две пусковые площадки и техническую позицию, создали жилую зону. К началу 1967-го строительно-монтажные работы на стартовой позиции № 1 площадки 110 практически завершились, строительство позиции № 2 еще продолжалось.
В феврале 1967 г. в Куйбышеве завод "Прогресс" изготовил компоненты первой партии летных экземпляров Н-1. После транспортировки на космодроме Байконур начались работы по сборке носителей. Первый технологический макет ракеты вывезли на стартовую позицию №1 25 ноября 1967 г. Три недели шла электрическая проверка сопряжения "борта" и "наземки", а также тренировки обслуживающего персонала стартового комплекса, после чего 12 декабря 1967 г. макет возвратили на техническую позицию.
7 мая 1968 г. на стартовой позиции №1 уже стоял первый летный экземпляр (изделие 3л) ракеты Н-1. Подготовка носителя к старту прервалась после того, как в конструкции блока "А" были обнаружены трещины, образовавшиеся предположительно при установке полезного груза на ракету. Носитель вернули в МИК и приступили к ремонту.
В ноябре 1968 г. экземпляр Зл вновь установили на стартовый стол, но через некоторое время заменили на макет для продолжения тренировки персонала и испытаний наземного оборудования. В середине января 1969 г. началась, наконец, завершающая стадия подготовки Н-1 к пуску — предстартовый цикл длительностью 28 суток.
Теперь вернемся к авариям, с которых начат рассказ. Комиссия выяснила следующее: еще при стендовой отработке зарегистрирована восприимчивость НК-15 к попаданию крупных (десятки мм) металлических предметов в насос окислителя, которые приводили к повреждению крыльчатки, возгоранию и взрыву насоса; мелкие металлические предметы (стружка, опилки и т.п.), сгорающие в газогенераторе, приводили к разрушению лопаток турбины. Неметаллические предметы (резина, ветошь и пр.), попавшие на вход ТНА, остановки двигателя не вызывали. Экземпляр 5л относился к первой партии летных изделий, в которой не предусматривалась установка фильтров на входе в насосы. Их должны были поставить на двигатели всех ракет, начиная с носителя 8л, который предполагалось использовать при пятом пуске.
Надежность ЖРД показалась самому Кузнецову недостаточной. С июля 1970-го в ОКБ начали создаваться качественно новые двигатели фактически в многоразовом исполнении и со значительно увеличенным ресурсом. Однако они были готовы только к концу 1972-го, а летные испытания предполагалось до этого времени продолжать на ракетах со старыми ЖРД, контроль над которыми повысили.
Из-за повреждения стартового комплекса и замедления темпов работ подготовка третьего летного испытания затянулась на два года. Только в воскресенье 27 июня 1971 г. ракета 6л стартовала в 2 ч 15 мин 7 с по московскому времени со второго, недавно построенного, стартового сооружения площадки 110 космодрома Байконур. Все двигатели работали устойчиво. С момента отрыва телеметрия зафиксировала ненормальную работу системы управления по крену: уже к 8-й секунде полета на высоте около 250 м рулевые сопла встали на упоры, так и не сумев парировать возмущение по крену, которое все время увеличивалось и к 15-й секунде достигло 14 град. Скорость и угол поворота постоянно возрастали.
Начиная с 39-й секунды система управления была не в состоянии стабилизировать носитель по осям. На 48-й секунде из-за выхода на закритические углы атаки началось разрушение РН в области стыка блока "В" и головного обтекателя. Головной блок отделился от ракеты и, разрушаясь, упал невдалеке от старта. "Обезглавленный" носитель продолжал неуправляемый полет. На 51-й секунде, когда угол поворота по крену достиг 200°, по команде от концевых контактов гироплатформы выключились все двигатели блока "А". Продолжая разрушаться в воздухе, ракета летела еще некоторое время и упала в 20 км от старта, оставив на земле воронку диаметром 30 м и глубиной 15 м. Обломки носителя 6л рассеялись по территории в несколько квадратных километров.
Несмотря на то, что основное слабое место Н-1 — ДУ блока "А" — в этом случае себя никак не проявила, авария показала необходимость существенной модификации ракеты еще до поступления новой партии носителей. 7л, подготавливаемая к пуску, значительно отличалась от предшественниц. Были улучшены ее аэродинамические характеристики путем уменьшения площади днища блока "А" и введения заостренных гаргротов — обтекателей трубопроводов вместо закругленных. Управление полетом осуществляла новая система с гиростабилизированной платформой. Для улучшения управляемости по каналу крена на первой и второй ступенях этого экземпляра вместо выхлопных сопел были установлены рулевые ЖРД. "Кислый" газ после турбин и керосин после насосов отбирались от основных ЖРД и шли в камеры сгорания рулевых двигателей по "гибким шлангам" — трубопроводам высокого давления типа сильфонов, и коллекторам. Предполагаемая поставка основных ЖРД в многоразовом исполнении к сроку не поспевала, и летное испытание проводилось на старых одноразовых двигателях.
И вот, 23 ноября 1972 г., через 17 месяцев после неудачной третьей попытки состоялась очередная. Экземпляр 7л стартовал с позиции №2 в 9 ч 11 мин 52 с по московскому времени. Для сторонних наблюдателей вплоть до 107-й секунды полет проходил успешно. Двигатели работали устойчиво, все параметры ракеты были в пределах нормы. Но некоторые причины для беспокойства появились на 104-й секунде. Им даже не успели придать значения: через 3 с в хвостовом отсеке блока "А" сильный взрыв разметал всю периферийную двигательную установку и уничтожил нижнюю часть сферического бака окислителя. Ракета взорвалась и рассыпалась в воздухе на куски.
О причинах катастрофы ракеты 7л до сих пор однозначного ответа нет. По официальной версии ОКБ-1, зафиксированной в заключении аварийной комиссии, все произошло в результате повреждений в хвостовом отсеке блока "А", вызванных разрушением двигателя № 4 из-за разгара насоса окислителя (как во втором пуске). ОКБ Кузнецова не согласилось с этими заключениями. По утверждению главного конструктора Куйбышевского (Самарского) научно-производственного предприятия (НПП) "Труд" В. Орлова, авария произошла из-за разрушения трубопровода диаметром 250 мм, подающего кислород к ЖРД № 4, вследствие гидравлического удара, вызванного "пушечным" отключением ЦДУ: 6 центральных двигателей Н-1, согласно циклограмме запуска, через 80 — 90 с после старта отключаются для уменьшения перегрузок при выведении и экономии топлива.
Четыре неудачных пуска и особенно авария ракеты 7л угнетающе подействовали на лиц в руководстве отрасли. Но сами исполнители программы не унывали. Они понимали: все закономерно, ракета учится летать, аварии неизбежны. В носителе 8л разработчики постарались учесть все полученные ранее результаты летных испытаний. Ракета значительно потяжелела, но у ее создателей не было никаких сомнений в том, что взрывов и пожаров блока "А" уже не будет и пятая попытка решит задачу полета беспилотной экспедиции Л-3 по упрощенной схеме без посадки на лунную поверхность.
К началу 1974-го ракета 8л была собрана. На всех ее ступенях начался монтаж новых, многоразовых ЖРД. Так, двигатель НК— 33 блока "А" представлял собой модернизированный вариант НК-15 с существенно повышенной надежностью и работоспособностью. Он мог испытываться многократно без съема со стенда и переборки, а после этого — устанавливаться на летный экземпляр носителя. Пневмогидравлическую схему частично усовершенствовали и упростили: количество элементов пироавтоматики уменьшилось с 12 до 7. Безаварийная наземная отработка всех ЖРД давала уверенность в успешном пятом пуске ракеты, намеченном на IV квартал 1974 г.
После аварийного пуска ракеты 7л руководству отрасли удалось привлечь для работы над Н-1 ОКБ В. Глушко и С. Косбсрга. В ОКБ последнего к тому времени был paзpабoтaн проект мощного ЖРД тягой 250 тс, работающего на топливе АТ-НДМГ. Воронежские двигателисты брались переделать этот ЖРД под кислород и керосин. Но "лунную гонку" проиграли, политический интерес к Н-1 упал, а военные так и не решили, нужно ли им это изделие.
В ОКБ Глушко создали специальную группу, предлагавшую различные методы повышения надежности Н-1. Так, в частности, в очередной раз всплыл проект оснащения блоков "А" и "Б" вариантом двигателя РД-253. Однако ракета с такими ЖРД сильно проигрывала в грузоподъемности, а ее надежность после установки на первых ступенях большого числа даже испытанных в полете двигателей вызвала сомнения и у самого Глушко. Он пытался предложить для Н-1 новые двигатели. Группа перспективных разработок его ОКБ (руководитель С. Агафонов) работала над проектом огромного ЖРД тягой около 5000 тс с кольцевой камерой сгорания и соплом внешнего расширения с центральным телом. Такой двигатель мог быть установлен на блоке "А". Однако его разработка и в наши дни представляется весьма проблематичной.
Снятие академика В. Мишина с поста руководителя ОКБ-1 и назначение на его место в мае 1974 г. В. Глушко, неожиданное для многих, привело к тому, что работы по Н-1 во вновь образованном НПО "Энергия" в кратчайший срок полностью свернули. Официальным (формальным) поводом закрытия проекта стало "отсутствие тяжелых полезных нагрузок, соответствующих грузоподъемности носителя". В 1976 г. предприятие переключилось на создание новой ракетно-космической системы "Энергия" — "Буран" — стратегическая альтернатива американскому кораблю "Спейс Шаттл". Для "Энергии" новый руководитель предприятия, еще работая в Химках, начинал разрабатывать мощный четырехкамерный двигатель РД-170 тягой более 700 тс. По его мнению, нужда в ракете Н-1 отпадала. А значит, не стало необходимости в сотрудничестве с куйбышевским двигателестроительным ОКБ Кузнецова.
Кузнецов не смирился с отстранением его от работ по ЖРД и продолжил стендовые испытания своих двигателей. Наземные велись в 1974-1976 годах вплоть до января 1977 г. по новой программе, требующей подтверждения работоспособности каждого ЖРД в течение 600 с. Однако обычно огневые испытания одиночных двигателей в ОКБ продолжались 1200 с. Сорок ЖРД проработали от 7000 до 14000 с, а один НК-33 — 20360 с. На складах НПП "Труд" по нынешний день хранится 94 двигателя блоков "А", "Б", "В" и "Г" ракеты Н-1. Кроме "товарных" ЖРД, имеются 50 — 60 экспериментально-испытательных. Они могут быть использованы в дополнительных разработках. Все готовы к применению и включению без съема со стенда по крайней мере 15 раз.
После возникновения трудностей при разработке РД-170 был предложен вариант установки на новый носитель связки форсированных двигателей НК-33, тем более, что некоторые образцы этих ЖРД на стенде при незначительных переделках ТНА развивали тягу до 205 — 207 тс, то есть попадали совсем в другой класс тяги. Применяя ЖРД Кузнецова вместо двигателей Глушко, можно было получить легкую ДУ, в десятки раз более дешевую и простую, чем РД-170. Естественно, Глушко на это не пошел. При его непосредственном участии приказом Совмина все работы по мощным ЖРД не только в ОКБ Кузнецова, но и вообще в МАПе СССР прекратили, а часть испытательного оборудования Куйбышевского ОКБ передали в MOM.
По мнению многих специалистов, программу тяжелого носителя закрыли совершенно необоснованно. Отнюдь не двигатели повинны в этом: ЖРД Кузнецова, созданные более 20 лет назад, по-прежнему остаются в ряду самых выдающихся образцов техники мирового класса.
И, конечно, не на голом месте ОКБ-1 впоследствии добилось первого же удачного пуска новой ракетно-космической системы "Энергия".