Советские программы высадки на Луну

Советские программы пилотируемых полетов к Луне
Программа облета Луны: трудный путь

В начале 60-х годов после первых впечатляющих успехов нашей страны в космосе, взоры всех, кто имел отношение к освоению космического пространства, обратились к еще более масштабным задачам – достижению Луны и планет Солнечной системы. К тому же идеология "холодной войны", бывшей тогда в самом разгаре, требовала перенесения соревнования между сверхдержавами во все новые и новые области. Космос не стал исключением.


Выиграв "первый тайм", СССР был намерен сохранить свой приоритет и дальше, да и конструкторская мысль, подстегиваемая недавними успехами, не стояла на месте.


В ОКБ-1 уже начались работы по проектам пи-лотируемых полетов к Луне, Марсу, Венере и соз-данию тяжелого межпланетного корабля (ТМК). Разрабатывалась и новая серия ракет-носителей "Н", которые смогли бы помочь осуществлению этих замыслов.


По понятным причинам ближайшей целью была избрана Луна, и начались работы над двумя вариантами экспедиций. Первый, облетный; предусматривал достижение орбиты Луны без посадки на ее поверхность и возвращение на Землю экипажа из двух космонавтов. Второй преследовал цель высадки одного космонавта на Луну и возвращение на Землю.


В это время (с 1962 г.) в США уже приступили к реализации программы "Аполлон", предусматривающей создание мощного носителя "Сатурн-V", облет Луны, а так же посадку на ее поверхность двух астронавтов.
Как же обстояло дело к тому времени у нас? Программа облета, как более простой вариант достижения приоритета, предлагались двумя главными конструкторами – С.П. Королевым и В.Н. Челомеем. Комплекс, предлагавшийся Королевым и разрабатывавшийся в его ОКБ-1, состоял из кораблей 7К, 9К и 11К и должен был собираться на орбите Земли путем автоматической стыковки этих кораблей. Сначала на околоземную орбиту должен был выводиться корабль 9К (разгонный блок), затем к нему предстояло последовательно пристыковать три корабля 11К (танкер) с горючим и окислителем. После завершения за-правки должен был стартовать корабль 7К с эки-пажем, который после стыковки с заправленным разгонным блоком образовывал облетный корабль. Если все пять запусков проходили успешно, то облетный корабль с экипажем на борту с помощью ЖРД разгонного блока 9К переводился бы на траекторию облета Луны.


Такая схема была для того времени очень сложной, ведь не летал еще ни один корабль с экипажем, не была отработана система стыковки, без которой осуществить проект было просто нельзя. Правда был у нее и свой плюс – для выведения на околоземную орбиту кораблей использовалась отработанная и достаточно надежная РН "Союз" (Р-7, 11А511). И все же, для облета Луны по этой программе потребовались бы длительные разработки и большой комплекс наземных и летноконструкторских испытаний.


Одновременно в ОКБ-1 разработали над созданием серии РН "Н": "Н-1" – способной вывести на орбиту 40-50 тонн груза (возможный запуск в 1963 г.) и позволяющей вывести пилотируемый косми-ческий корабль на траекторию облета Луны и "Н-2" – с полезной нагрузкой 60-80 т (запуск в 1967 г.) для выведения корабля на межпланетную на межпланетную траекторию. Рассматривался ва-риант использования РН "Н-1" для запуска Лунно-го корабля, но наметилось значительное отстава-ние в разработке этой ракеты, одной из главных причин которого были разногласия между С.П. Королевым и Главным конструктором ракетных двигателей В.П. Глушко. Последний отказался делать кислородно-керосиновые двигатели для "Н1", считая это невозможным, и предлагал использовать двигатели на высококипящих самовоспламеняющихся компонентах. С.П.Королев же считал, что такие двигатели слишком опасны для пилотируемых полетов из-за высокой токсичности используемого топлива, а, кроме того, его применение резко увеличивало стоимость пусков. В результате Королев был вынужден заказать двигатели для "Н-1" в Куйбышевском авиамоторном КБ (ныне Самарское государственное научно-производственное предприятие СГНПП "Труд"), которым руководил Н.Д.Кузнецов.


В.Н. Челомей – Главный конструктор ОКБ-52, предлагал свой проект: облет Луны по петлеобразной траектории кораблем ЛК. Причем корабль должен был выводиться на околоземную орбиту и переводиться на траекторию полета к Луне ракетой "Протон" (УР500К) и специальным разгонным блоком, разработанными в том же ОКБ.
Корабль ЛК должен был состоять из разгонного блока с ЖРД, приборно-агрегатного отсека (ПАО) и возвращаемого аппарата (ВА) конусовидной формы, слегка напоминающей КК США "Джемини". Предполагалось, что корабль будет осна-щаться солнечными батареями, раскрывающими-ся после выхода на орбиту Земли. Первоначально пилотировать корабль должен был один космо-навт, позже удалось в той же кабине разместить второго космонавта. Спасение космонавтов на этапе выведения предусматривалось вместе с ВА, который уводился от аварийной РН с помощью твердотопливной аварийной двигательной установки (АДУ) и совершал парашютную посадку по штатной программе.


3 августа 1964 г. Генеральный конструктор ОКБ-52 В.Н. Челомей даже подписал аванпроект корабля ЛК-1 для облета Луны одним космонавтом по петлеобразной траектории.

В августе 1964 года руководство страны, почувствовав, что приоритет в космических исследованиях ускользает, рассмотрело вопрос об экспедиции на Луну в ЦК КПСС и Совете Министров СССР. В принятом постановлении "О работах по исследованию Луны и космического пространства" высадка советского космонавта на поверхность Луны в 1967-68 г., т.е. раньше американцев, стала главной задачей советской пилотируемой про-граммы. Осуществление программе облета Луны был поручено В.Н.Челомею, а Королевский проект 7К-9К-11К поддержки не получил. Разработка кораблей 9К и 11К была прекращена, а корабль 7К был переориентирован на орбитальные полеты и получил индекс 7К-ОК (в последствии – "Союз").

Во второй половине 1965 г. в Военно-промышленной комиссии Совета Министров СССР возобладало мнение, что В.Н. Челомей со своим проектом "УР500К-ЛК1" не сможет обеспечить приоритет СССР в пилотируемом облете Лу-ны. Создание облетного корабля было поручено ОКБ-1 под руководством С.П. Королева. Для ускорения работ предусматривалось использование РН "УР500К" с Королевским разгонным блоком "Д" в качестве четвертой ступени. Новый проект, названный "УР500К-Л1", С.П.Королев представил 15 декабря 1965г, он был утвержден и стал основной Лунной облетной программой СССР.

---------- Добавлено в 16:31 ---------- Предыдущее было в 16:30 ----------

Советские программы пилотируемых полетов к Луне
Программа "УР500К-Л1"

Программа полета предусматривала следую-щие этапы. Космический корабль "7К-Л1" (11Ф91,беспилотный – "Зонд") с экипажем из двух космонавтов – командира и исследователя, выводится РН "Протон" и четвертой ступени-блока "Д" на промежуточную орбиту Земли высотой в апогее ~ 187 км, в перигее ~ 219 км и наклонением 51,5 град. Масса корабля 7К-Л1 с блоком "Д" на орбите ИСЗ достигает 20т. При выведении корабль находится под головным обтекателем, который сбрасывается после прохождения плотных слоев атмосферы. Для спасения космонавтов в случае аварии РН на участке выведения имеется система аварийного спасения (САС), которая с помощью твердотопливных двигателей уводила СА с космонавтами на безопасное расстояние. Примерно через час после старта сбрасывался опорный конус системы аварийного спасения. По-сле этого второй раз включалась двигательная установка блока "Д" и корабль переводился на траекторию облета Луны. Затем блок "Д" отделялся. Масса корабля после этого составляла 5,2-5,3 т. В зависимости от точности выведения на траекто-рию облета Луны предусматривались коррекции движения корабля. После облета Луны нужно бы-ло выполнить еще две коррекции движения для более точного входа в атмосферу Земли. После проведения последней коррекции корабль ориентировался, СА отделялся от ПАО, совершал два погружения в атмосферу, и приземлялся или приводнялся в заданном районе на парашюте с при-менением двигателей мягкой посадки.

Необходимо отметить, что в 1965-1966 годах прорабатывался иной вариант пилотируемого об-лета Луны. Из-за отсутствия статистики о надежности РН "Протон" (ко времени начала летно-конструкторских испытаний корабля 7К-Л1 трехступенчатый вариант этой РН еще ни разу не был запущен) предлагалось корабль выводить на орбиту Земли в беспилотном режиме. Экипажу предстояло в этом случае стартовать на орбиту на корабле 7К-ОК ("Союз") с активным стыковочным узлом ракетой "Союз". После стыковки кораблей космонавты должны были перейти в скафандрах "Ястреб" из бытового отсека 7К-ОК в спускаемый аппарат 7К-Л1 через открытый космос и изогнутый тоннель в опорном конусе САС. После этого корабль 7К-ОК должен был автоматически отстыковаться, а корабль 7К-Л1, сбросив СУ с опорным конусом, стартовать к Луне.

В специальном самолете Ту-104 проводились эксперименты по исследованию возможности пе-рехода двух космонавтов в скафандрах из КК "Союз" в КК 7К-Л1. В результате этих исследований вариант с пересадкой экипажа на орбите Земли был отвергнут.

Самым важным аспектом в выполнении программы "УР500К-Л1" была надежность РН "Протон", которая в то время не была достаточно высокой. Видимо, именно эта причина помешала выполнению программы облета Луны.

---------- Добавлено в 16:31 ---------- Предыдущее было в 16:31 ----------

Советские программы пилотируемых полетов к Луне
Ракета-носитель "Протон" (УР-500К, 8К82К)

РН "Протон" разработана в начале 1960-х годов в ОКБ-52 (филиал ЦКБМ, ныне КБ "Салют") под руководством Главного конструктора В.Н.Челомея на основе двухступенчатой МБР УР-500. Были созданы четырех- и трехступенчатые варианты этой РН. Трехступенчатый вариант применялся для выведения на орбиту Земли орбитальных станций "Салют" и "Алмаз", транспортных кораблей снабжения, базового блока и модулей комплекса "Мир" и некоторых типов ИСЗ.

Четырехступенчатый вариант использовался для запусков на траекторию облета Луны кораблей "7К-Л1" ("Зонд"), а также некоторых АМС к Луне, Марсу и Венере и ИСЗ на геостационарную орбиту.

РН выполнена с поперечным делением ступе-ней. Первая ступень представляет собой центральный бак с окислителем цилиндрической формы, вокруг которого размещены шесть ракетных блоков, в каждом из которых имеется один однокамерный двигатель РД-253, разработанный в ГДЛ-ОКБ (НПО "Энергомаш") под руководством В.П. Глушко и бак с горючим. Окислитель в ДУ блоков поступает по трубопроводам из общего центрального бака.

На второй ступени установлены четыре однокамерных двигателя, а на третьей ступени – один такой же двигатель (разработка КБ "Химавтоматика" под руководством С.А. Косберга) и один четырехкамерный рулевой ЖРД тягой 3 тс. Все основные ЖРД работают с дожиганием продуктов газогенерации после турбины в камерах сгорания с высоким уровнем давления, и используют в качестве топлива топлива несимметричный диметилгидразин (НДМГ) и тетраксид азота (АТ).

В качестве четвертой ступени был использован ракетный блок "Д", разработанный для Лунного ракетного комплекса по программе "Н1-Л3" в королевском ОКБ-1. Его длина – 5,7 м, диаметр – 3,7 м, оснащен одним однокамерным ЖРД 11Д58 (разработчик – КБ "Химмаш") многократного включения с тягой более 5 тс, где в качестве горючего применяется – керосин, а в качестве окислителя – жидкий кислород.

Весь полет вокруг Луны и возвращение на Землю космонавты должны были совершать в космическом корабле 7К-Л1.

---------- Добавлено в 16:31 ---------- Предыдущее было в 16:31 ----------


Советские программы пилотируемых полетов к Луне
Корабль 7К-Л1 ("Зонд")

Для ускорения работ по созданию облетного корабля по программе "Л-1", руководством отрасли было решено создавать облетный корабль на основе спроектированного к тому времени пилотируемого космического корабля 7К-ОК ("Союз"). Пилотируемый облетный корабль по программе "УР500К-Л1" получил обозначение "7К-Л1"(11Ф91).

Разработка КК 7К-Л1 началась в ОКБ-1, под руководством Главного конструктора С.П. Королева, а после его смерти под общим руководством Главного конструктора В.П. Мишина, в проектном отделе ОКБ-1 (затем ЦКБЭМ), которым руководил М.К. Тихонравов, а затем К.Д. Бушуев. Ведущим конструктором корабля был Н. Карганян, затем в разное время ведущими конструкторами были А.Ф. Тополь и Ю.П. Семенов, в настоящее время являющийся Генеральным конструктором и Генеральным директором НПО "Энергия".

Жесткие лимиты, налагаемые РН "Протон" (УР-500К) и 4-й ступенью – разгонным блоком "Д", ограничивали стартовую массу корабля "7К-Л1" 5,5 тоннами. Из-за этого корабль не имел бытового отсека, и состоял из спускаемого аппарата (СА) и приборно-агрегатного отсека (ПАО), который в свою очередь разделялся на переходный отсек (ПхО), приборный отсек (ПО) и агрегатный отсек (АО). Сверху на спускаемом аппарате устанавливался опорный конус системы аварийного спасения (САС).

Опорный конус массой около 150 кг и длиной 0,53 метра, представлявший из себя часть нижней полусферы БО корабля 7К ("Союз"), являлся силовым элементом для двигательной установки САС. За опорный конус САС "тянула" за собой СА корабля. Кроме того, на опорном конусе размещались 3 аккумуляторные батареи и антенны РКО. В центральной части конуса имелся проход для доступа космонавтов к гермолюку СА, через который экипаж корабля должен был совершать посадку в СА на стартовой позиции. Опорный конус сбрасывался на орбите Земли, перед стартом корабля к Луне.

Спускаемый аппарат (СА) имел сегментально-коническую форму с усиленным теплозащитным экраном, позволявшим совершать вход в атмосферу Земли со второй космической скоростью. Экран сбрасывался перед посадкой на Землю, на высоте нескольких километров. В СА размещался пульт управления кораблем, бортовой вычислитель "Салют-3", научные приборы, фотоаппарату-ра, система жизнеобеспечения, элементы систем терморегулирования и радиосвязи, парашютная система, объекты биологических исследований, оптический ориентатор, аккумуляторная батарея, состоящая из восьми блоков, для электропитания систем СА после его отделения от ПАО. В СА корабля 7К-Л1 было увеличено, по сравнению с КК "Союз", число газовых двигателей системы управления спуском, путем введения двух дополнительных двигателей по крену тягой по 15 кгс. В тоже время в СА не устанавливалась запасная парашютная система. Снаружи в верхней части СА размещалась остронаправленная параболическая антенна, работающая в дециметровом диапазоне волн, для радиосвязи с Землей.

Система ориентации и управления корабля оснащена гироплатформой и новыми датчиками солнечно-звездной ориентации, работающими в комплексе с вычислителем "Салют-3". Система позволяла поддерживать ориентацию СБ корабля на Солнце и ориентацию остронаправленной антенны на Землю в сеансах связи.
СА соединялся с ПАО с помощью ПхО, на кото-ром располагались 10 двигателей системы ориен-тации тягой по 10 кгс, работающие на перекиси водорода. По диаметру ПхО размещалась многовибраторная антенна командной радиолинии.

В герметичном ПО размещались буферные ак-кумуляторные батареи (основная и резервная) системы электропитания, приборы и аппаратура бортовых систем корабля.

В негерметичном АО размещалась корректи-рующая тормозная двигательная установка КТДУ-53 (разработана в КБ ОХМ под руководством А.М. Исаева) с одним однокамерным ЖРД многократного включения тягой 411 кгс с рулевыми соплами. Резервного двигателя в КТДУ-53 не было. В качестве горючего использовался несимметричный диметилгидразин (НДМГ), в качестве окислителя – смесь окислов азота в азотной кислоте (АК-27И). Топливо общей массой около 400 кг разме-щалось в четырех сферических баках в АО. Кроме того, в АО размещались двигатели системы ориентации (4 двигателя тягой по 10 кгс и 2 комплекта по 8 двигателей тягой по 1-1,5 кгс), работающие на однокомпонентном топливе – перекиси водорода. На внешней поверхности АО размещался радиатор-теплообменник системы терморегулирования корабля.
Снаружи на ПАО размещались две панели трехсекционных солнечных батарей с размахом 9 метров и общей площадью 11 кв. метров. На кон-цевых створках панелей солнечных батарей находились антенны КВ-диапазона для радиосвязи с Землей. У торца ПАО размещалась антенна УКВ-связи и радиотелеметрии.
В пилотируемом варианте корабля 7К-Л1 должны были устанавливаться дополнительные системы и устройства: два кресла с амортизаторами системы "Казбек", в которых должны были раз-мещаться космонавты, индикатор курса, астро-ориентатор, фотоаппарат "Салют-1М" с дополнительным длиннофокусным объективом "Таир-33С", кинокамера "16ЛК-К1" Красногорского завода, автоматический фотоаппарат АФА-БАМ, фо-тоаппарат СКД, индивидуальные дозиметры. В СЖО вводился блок личной гигиены космонавтов. Бортовой вычислитель укомплектовывался долго-временным запоминающим устройством "ДЗУ-4". Кроме того, должны были применяться новые буферные аккумуляторные батареи. В последнем запущенном корабле – "Зонд-8" планировалось разместить манекены ФМ-2.

Космонавты на корабле 7К-Л1 должны были совершать полет в костюмах без спасательных скафандров. Запуск пилотируемого корабля 7К-Л1 с облетом Луны планировалось осуществить в 1967-1968 годах. Этому должны были предшествовать 2-3 полностью успешных полета корабля в беспилотном режиме. Запуск пилотируемого корабля неоднократно откладывался из-за многочисленных аварий РН и отказов систем кораблей во время испытательных полетов в беспилотном режиме. В итоге, в начале 1969 года программа "Л-1" по пилотируемому облету Луны была прекращена, полеты кораблей 7К-Л1 в пилотируемом режиме отменены. Такому решению в немалой степени способствовало то обстоятельство, что приоритет в первом полете человека к Луне Советским Союзом был упущен. В декабре 1968 года американские астронавты на корабле "Аполлон-8" первыми в мире осуществили полет к Луне, совершив 10 витков вокруг нее.

Советские программы пилотируемых полетов к Луне
Летно-конструкторские испытания корабля "7К-Л1"

Программа летно-конструкторских испытаний корабля "7К-Л1" (11Ф91,Зонд) предусматривала 10 беспилотных запусков, затем первый пилотируемый облет Луны, намечавшийся на 26 июня 1968г, затем планировалось еще два беспилотных полета, а 14 запуск должен был быть вновь пилотируемым. Позже график летно-конструкторских испытаний неоднократно менялся. Последний раз пилотируемый запуск переносился на 9 декабря 1968г.

Летно-конструкторские испытания корабля "Л-1" с разгонным блоком "Д" на ракете-носителе "УР500К" начались 10 марта 1967 года. Целью запуска упрощенного варианта корабля "Л-1", получившего в этот раз название "Космос-146" было испытание блока "Д". Первое включение блока "Д" для довыведения корабля на орбиту Земли про-шло успешно, однако из-за неполадок в системе управления блоком второе включение привело к отклонению корабля от расчетной траектории. Апогей был повышен, однако перигей понизился, и корабль на второй день полета затормозился и вошел в атмосферу.

Второй корабль "Л-1" под названием "Космос-154" стартовал 8 апреля 1967г, но направить его к Луне не удалось. На этот раз из-за отказа в сис-теме управления произошел досрочный сброс блоков малых двигателей, обеспечивающих запуск ДУ блока "Д" и он остался на орбите ИСЗ.

Вывод на орбиту третьего корабля "Л-1" не состоялся вообще. При его запуске 28 сентября 1967 г. отказал один из шести двигателей первой ступени ракеты-носителя "УР500К" и она была подорвана. Но зато была испытана система аварийного спасения на участке работы 1 ступени при максимальных скоростных напорах.
Следующая попытка запустить "Л-1" 22 ноября 1967 г. тоже оказалась неудачной. На этот раз не набрал необходимой тяги один из четырех двигателей второй ступени ракеты-носителя. Успешно сработала САС, которая вывела спускаемый аппарат из ракетного комплекса. При спуске на парашюте из-за ложной команды высотомера на большой высоте неожиданно сработали двигатели мягкой посадки.

И только 2 марта 1968г корабль "Л1" под названием "Зонд-4" был выведен на орбиту, затем с помощью блока "Д" перешел на эллиптическую орбиту с апогеем около 300 тысяч километров. Однако облет Луны опять не удался, корабль направился не в ту сторону. 9 марта при подлете к Земле из-за сбоев в работе звездного датчика не была выполнена необходимая ориентация для входа в атмосферу. СА совершал баллистический спуск в незапланированный район и по командам с Земли был подорван системой самоликвидации над Гвинейским заливом. Во время этого полета экипаж (Попович и Севастьянов), который готовился выполнить облет Луны на корабле "Л-1", находился в Евпатории, откуда осуществлялось управление полетом, в специальном бункере и в течение всего полета вел переговоры с группой управления через "Зонд-4" , используя его в качестве ретранслятора.

23 апреля 1968 года при запуске следующего корабля "Л-1" после сброса головного обтекателя во время работы 2-й ступени РН произошло замы-кание в системе управления кораблем, приведшее к вращению по крену. Сработала САС, и полет был прерван.

При подготовке к седьмому запуску, намечен-ному на 21 июля 1968 г., корабль "Л-1" был по-врежден лопнувшим баком окислителя блока "Д" от избыточного давления наддува бака. Этот ко-рабль так и не получил сертификат годности к полету.

Наконец, 15 сентября 1968г корабль "Л-1" ("Зонд-5") был успешно выведен на траекторию полета к Луне, произвел фотографирование ее поверхности. На обратном пути из-за ошибки опе-раторов вышла из строя от нагрева гироплатфор-ма, отказал так же и датчик ориентации по звездам и Солнцу. Коррекция траектории производилась с помощью микродвигателей ориентации и датчика Земли, что позволило СА совершить спуск по баллистической траектории в Индийский океан. На борту находились две черепахи.

Следующий корабль ("Зонд-6"), запущенный 10 ноября 1968 г., полностью выполнил программу полета, несмотря на разгерметизацию спускаемо-го аппарата, которая произошла из-за того, что выбранный тип резины для герметизации стыков, при низких температурах изменил свои свойства. При прохождении атмосферы разгерметизировался и парашютный контейнер, а когда парашют на высоте около 7 км все же раскрылся, произошел его преждевременный отстрел. В результате СА разбился о землю, но черепахи, которые совершили полет на борту корабля, перенесли удар и выжили. Удалось извлечь из искореженного спускаемого аппарата и фотопленки со снимками Луны и Земли, которые были опубликованы.

21 декабря 1968 г. в США был запущен космический корабль "Аполлон-8" с тремя астронавтами на борту. Они совершили 10 витков вокруг Луны и успешно возвратились на Землю.

Таким образом, продолжение программы пило-тируемого облета Луны "УР500К-Л1" потеряло по-литический смысл, но прекратить летно-конструкторские испытания уже изготовленных и профинансированных кораблей посчитали нецелесообразным.

20 января 1969 г. испытания были продолжены, но опять неудачно. Из-за нештатной работы дви-гателей 2 и 3 ступеней РН "УР500К" с беспилотным кораблем "Л1" была подорвана. Правда, система аварийного спасения успешно возвратила на Землю спускаемый аппарат.

Следующий старт 8 августа 1969 г. прошел полностью успешно. Корабль "Л1"("Зонд-7") со-вершил облет Луны, произвел ее фотографирова-ние и 14 августа после управляемого спуска в атмосфере успешно приземлился южнее Кустаная всего в 50 км от расчетной точки.

Последний пуск корабля "Л-1" состоялся 20 октября 1970 г. "Зонд-8" успешно облетел Луну, но при возвращении на Землю со стороны Северного полюса из-за отказа датчика Солнца совершил снова баллистический спуск в Индийский океан. Еще два корабля "Л1" полностью оборудованных для пилотируемого полета так и остались на Земле.

---------- Добавлено в 16:35 ---------- Предыдущее было в 16:34 ----------

Советские программы пилотируемых полетов к Луне
Программа "Н1-Л3" высадки космонавта на Луну

В начале 60-х годов в ОКБ-1 под руководством С.П. Королева велись работы по разработке ТМК (тяжелого межпланетного корабля) для облета Венеры и Марса экипажем из трех космонавтов. Был организован отдел, который на базе этих разработок с 1964г занимался проектом "Н1-Л3", предусматривающим высадку на Луну одного космонавта. С мая 1960 г. для запуска сначала ТМК, а затем и "Л3" разрабатывалась серия ракет-носителей "Н": "Н-1"- способная вывести на орбиту 40-50 тонн груза с запуском в 1963г и позволяющая вывести пилотируемый космический корабль на траекторию облета Луны и "Н-2" – с полезной нагрузкой 60-80т и запуском в 1967г для запуска марсианского корабля. В связи с тем, что Челомею поручили выполнение программы облета Луны работы по ракете "Н-1" стали не очень срочными, срок первого технологического запуска был перенесен на 1965г, а работы по "Н-2" вообще приостановлены. В апреле 1962г прекратились работы и по "Н-1". Но, по мнению академика В.П. Мишина, в июле 1962г американская программа высадки на Луну по однопусковой схеме подтолкнула экспертную комиссию дать заключение о необходимости создания ракеты-носителя грузоподъемностью более 70 т, и высшее советское руководство выдало задание на разработку проектов такой суперракеты королевскому ОКБ-1(ракета Н-1), янгелевскому ОКБ (ракета Р-56) и челомеевскому ОКБ (ракета УР700). В сентябре 1962 г. обновленный проект ракеты "Н-1" был рас-смотрен на экспертной комиссии и принято решение о создании к 1965 г. ракеты грузоподъемностью 75т, а так же стартовой позиции на космодроме Байконур к 1964 г.

"Н1-Л3" первоначально предусматривал осуществление пилотируемого полета на Луну по трехпусковой схеме. Программой предусматривалось выведение на орбиту Земли двух блоков с помощью двух РН "Н-1" грузоподъемностью 75 тонн, которые после стыковки образовывали лунный корабль. На него с помощью РН "Союз" на специальном корабле доставлялся экипаж, и вся связка должна была совершить прямой перелет на Луну. Стартовавшая с Луны, взлетная часть совершала полет к Земле, а космонавты возвращались в спускаемом аппарате. Прорабатывались и другие варианты Лунных экспедиций.

3 августа 1964 года вышло постановление ЦК КПСС и СМ СССР "О работах по исследованию Луны и космического пространства", в соответствии с которым программе "Н1-Л3" придавалось приоритетное значение. Вскоре в ОКБ-1 была найдена возможность увеличить грузоподъемность ракеты-носителя "Н-1" до 95 т, что позволяло произвести высадку на Луну по однопусковой схеме. Начались проектные работы, и 25 декабря 1964 года С.П. Королевым был подписан предэскизный проект лунного ракетного комплекса "Н1-Л3". Он предусматривал увеличение грузоподъемности РН "Н-1" до 95 тонн, причем это достигалось без коренной переделки уже имеющегося проекта, что позволяло сократить время и затраты на разработку проекта.

В этом же году начались работы на Байконуре по созданию стартового комплекса и филиала Куйбышевского завода для сборки РН "Н-1".

В ракете "Н-1" в качестве топлива использовались кислород и керосин, что облегчало обслуживание на стартовом комплексе, повышало надежность и безопасность ее эксплуатации в пилотируемом режиме. Все это способствовало тому, что королевская ракета-носитель оказалась предпочтительнее челомеевской УР-700 и янгелевской Р-56, которые использовали в качестве топлива очень токсичные диметилгидразин и четырехокись азота. Кроме того, смещение Н.С. Хрущева в октябре 1964 г. изменило расстановку сил в ракетно-космической промышленности. Но только в сентябре 1966 г. экспертная комиссия под председательством президента АН СССР М.В. Келдыша одобрила эскизный проект лунного комплекса "Л-3" и утвердила график его разработки. В феврале 1967 г. после Постановления Совета Министров СССР об ускорении работ по исследованию Луны, предусматривавшее резкое увеличение темпа работ и объема ассигнований работы наконец-то развернулись полным ходом. Были установлены жесткие сроки, обеспечивающие приоритет Советскому Союзу. Они предусматривали проведение летно-конструкторских испытаний ракеты "Н-1" в 3-ем квартале 1967 г., а высадку космонавта на Луну в 3-м квартале 1968 г.

Таким образом, программа "Н1-Л3" была утверждена и принята к исполнению только в 1966 году, на 5 лет позже, чем в США.

Программа предусматривала высадку одного космонавта на поверхность Луны по однопусковой схеме. Трехступенчатая ракета-носитель "Н-1" должна была вывести на орбиту ИСЗ Лунный ракетный комплекс (ЛРК), состоящий из Лунного орбитального корабля (ЛОК), лунного корабля (ЛК), тормозного ракетного блока "Д" и разгонного ракетного блока "Г". Посадку на Луну должен был совершать космонавт в Лунном корабле, а второй в Лунном орбитальном корабле в это время находился на орбите ИСЛ. Возвращение на Землю должно было производиться в СА Лунного орбитального корабля.

Для реализации этой программы была необходима модификация проекта ракеты-носителя "Н-1".

Советские программы пилотируемых полетов к Луне
Лунный орбитальный корабль (ЛОК, 11Ф93)

Был создан с учетом опыта разработки пилотируемого корабля "Союз" и практически являлся новым кораблем. Ведущим конструктором его был В.Е.Бугров. Корабль состоял из спускаемого аппарата (СА), бытового отсека (БО), приборно-агрегатного отсека (ПАО), блока двигателей ориентации комплекса (ДОК), блока "И" и энергоотсека (ЭО).

Спускаемый аппарат (СА) длиной 2,19 метра и максимальным диаметром 2,2 метра герметичен и имел сегментально-коническую форму. Он являлся основным местом работы экипажа из двух космонавтов в ходе полета, которые должны были стартовать сидя в креслах "Казбек" и совершать полет в полетных костюмах, без спасательных скафандров. В СА размещались пульт управления системами корабля, СЖО, бортовая ЦВМ "С-530" с системой автоматического управления корабля, системы: связи "Заря-Л3", "Луна-2Р","Луна-3 и 4" (закрытые каналы связи), очистки воды "Роса-Л", очистки атмосферы СА "Гранула-Л", дозиметрического контроля "Альфа-3М", телеметрии "Мир-Л3", аппаратура контроля газового состава атмосферы корабля "Газоанализатор", медицинская аппаратура "Эфир-Л", ассенизационное устройство.

В верхней части СА располагался герметичный люк для перехода космонавтов в БО корабля. Снаружи СА покрыт слоем теплозащиты и экранно-вакуумной теплоизоляцией. Донная часть СА закрывалась усиленным теплозащитным экраном, который сбрасывался перед посадкой СА на Зем-лю, на высоте нескольких километров. На боковой поверхности СА располагались газовые двигатели системы управления спуском (СУС), работающие на перекиси водорода, и обеспечивающие управляемый спуск СА в атмосфере Земли. В СУС входили 2 ГРД управления по рысканию и 2 ГРД управления по тангажу тягой по 7,5 кгс, а так-же 4 ГРД управления по крену тягой по 15 кгс.

Бытовой отсек (БО) был размещен впереди СА. Он предназначался для отдыха космонавтов, а также использовался в качестве шлюзовой камеры для выхода в открытый космос с целью перехода в ЛК и обратно в ЛОК. БО длиной 2,26 метра и максимальным диаметром 2,3 метра имел гру-шевидную форму и состоял из двух полусфер различного диаметра с удлинительной конической вставкой между ними. Верхняя полусфера имела диаметр 2,2 метра и была такой же, как у корабля "Союз". Нижняя полусфера имела диаметр 2,3 метра, так как в ней размещался люк большего диаметра, чем люк на БО корабля "Союз". Всего в БО имелось два гермолюка: нижний – для сообщения со СА, и боковой люк диаметром 80 см для посадки экипажа в корабль на стартовой позиции, а также для выхода космонавта в открытый космос.

В БО размещался шкаф, в котором находились два скафандра. Скафандр "Орлан" предназначал-ся для пилота ЛОК, скафандр "Кречет-94" – для пилота ЛК. Скафандры были изготовлены на машиностроительном заводе "Звезда". Кроме того, в БО находились запасы продуктов питания и воды, киноаппаратура и фотоаппарат "С-7", системы "Эхо-Л3" и "Селена". Перед иллюминатором, установленном в сферическом блистере, размещался пульт управления, который позволял пилоту ЛОКа управлять кораблем при сближении и стыковке с ЛК. В БО размещалась система разгерметизации и наддува отсека с пультом управ-ления, который позволял вручную регулировать давление атмосферы в БО. Снаружи на БО размещались антенны системы сближения и стыковки "Контакт", антенны радиосвязи и поручни для перемещения космонавта по внешней поверхности отсека.
Блок двигателей ориентации комплекса (ДОК), массой 800 кг и длиной 1,56 метра, предназначался для ориентации ЛРК на всех этапах полета вплоть до момента старта с лунной орбиты к Земле, и размещался в верхней части БО. На отсеке в 4 блоках было установлено 16 двигателей ориентации комплекса "Л-3" (ДОК) и 8 двигателей причаливания и ориентации ЛОК по оси "Х" (ДПО-Х). Все двигатели были разработаны в ТМКБ "Союз" (МАП) под руководством В.Г.Степанова. В состав двигателей ДОК входили 4 двигателя управления по тангажу и 4 – по рысканию тягой по 10 кгс (по 2 двигателя на каждом блоке), и 8 двигателей по крену тягой по 2,5 кгс (по 4 двигателя на двух блоках). Двигатели ДПО-Х тягой по 20 кгс размещались на двух других блоках (по 4 на каждом блоке). Внутри отсека ДОК размещались 6 сферических баков с топливом массой около 300 кг (НДМГ и АТ) и 4 баллона с газом наддува топливных баков.

Впереди на отсеке ДОК был установлен активный стыковочный узел типа "Штырь", для стыковки ЛОКа с ЛК после его возвращения с Луны, антенны системы сближения и стыковки "Курс".

Приборно-агрегатный отсек (ПАО) имел форму цилиндра с максимальным диаметром 2,2 метра и длиной 2,82 метра. ПАО располагался между СА и ЭО и состоял из трех отсеков: герметичного приборного отсека (ПО) и негерметичных переходного отсека (ПхО) и агрегатного отсека (АО).

На ПхО размещались 4 двигателя причалива-ния и ориентации по оси "У" (ДПО-У) и 4 двигателя по оси "Z" (ДПО-Z) тягой по 20 кгс (разработчик – ТМКБ "Союз"). Двигатели были размещены в 4 блоках (по 2 двигателя в каждом блоке). Топливо для этих двигателей поступало по трубопроводам из топливных баков, располагавшихся в отсеке ДОК. По диаметру ПхО располагалась много-вибраторная антенна командной радиолинии.

В ПО находились приборы и аппаратура систем радиосвязи, телеметрии, командной радиолинии, ориентации и управления движением корабля.

ЛОК был оснащен ракетным блоком "И", соз-данным в КБ "Химмаш" А.М. Исаева. В состав блока "И" входили двухкамерный разгонный двигатель (РД) С5-51 тягой 3388 кгс с рулевыми соплами, однокамерный двигатель сближения и коррекции (ДСК) С5-62 многократного включения (до 35 раз) тягой 417 кгс, и сферический топливный бак диаметром 1,9 метра с герметичной внутренней перегородкой для разделения компонентов топлива (НДМГ и АТ). ДСК предназначался для маневрирования ЛОКа при сближении и стыковке с ЛК, а также для проведения коррекций траектории движения ЛОКа на трассе Луна-Земля. РД обеспечивал разгон ЛОКа с орбиты Луны к Земле. Ракетный блок "И" размещался в АО и ЭО. При этом топливный бак более чем наполовину располагался в АО и занимал почти весь его объем. Снаружи АО размещались радиаторы системы тер-морегулирования корабля.

Энергоотсек (ЭО) имел форму усеченного кону-са с максимальным диаметром 2,9 метра, высотой 1,3 метра и заканчивался базовым шпангоутом, который стыковался с коническим переходником цилиндрической оболочки, внутри которой, как в стакане, находился ЛК. Кроме ДУ блока "И" в ЭО размещались 16 двигателей ориентации (ДО) ЛОК (разработчик – ТМКБ "Союз"). 4 двигателя тягой по 2 кгс использовались для ориентации ЛОК по тангажу, 4 двигателя тягой также по 2 кгс – по рысканию и 8 ЖРД тягой по 0,5 кгс – по крену. То-пливо для этих двигателей (НДМГ и АТ) поступало из бака ракетного блока "И".

Кроме того, в ЭО размещалась система элек-тропитания корабля, в состав которой входил ЭХГ "Волна-20" и по 2 бака с жидким кислородом и водородом для него. Баки и расположенные между ними топливные батареи ЭХГ закрывались двумя теплоизоляционными кожухами. Максимальный диаметр ЭО по кожухам составлял 3,48 метра. Во время выведения и полета к Луне ЭХГ "Волна-20" обеспечивал электроэнергией весь ЛРК. У базового шпангоута ЭО располагались антенны систем радиосвязи и телеметрии.

На ПАО предполагалось разместить штангу-манипулятор, с помощью которого космонавт мог перемещаться из БО лунного орбитального корабля в кабину ЛК.

---------- Добавлено в 16:37 ---------- Предыдущее было в 16:37 ----------

Советские программы пилотируемых полетов к Луне
Лунный корабль (ЛК,11Ф94)

Разработкой лунного корабля руководил Ю.М. Фрумкин. Ведущим конструктором был Е. Вяткин.
ЛК состоял из двух разделяющихся частей: лунного посадочного агрегата (ЛПА) и лунного взлетного аппарата (ЛВА). При выведении на орбиту Земли в составе ЛРК "Л-3" и до момента отделения от ЛОКа на орбите Луны, ЛК располагался внутри цилиндрической оболочки переходного отсека, которая в верхней части через конический переходник соединялась с энергоотсеком лунного орбитального корабля, а в нижней – с верхним переходником ракетного блока "Д". Начальный вес ЛК составлял около 5,5 т.

ЛПА предназначался для посадки ЛК на поверхность Луны, и состоял из корпуса в виде ферменной конструкции с максимальным диаметром 2,27 метра и лунного посадочного устройства (ЛПУ) в виде четырех опор. Внутри корпуса ЛПА размещалась двигательная установка ракетного блока "Е", который жестко крепился к нижней части ЛВА. На корпусе ЛПА крепилось ЛПУ. ЛПУ представляло собой 4 стойки круглыми посадочными опорами. Размах по опорам сложенных стоек (ЛК в цилиндрической оболочке) составлял 2,26 метра, размах при раскрытых стойках (после выведения ЛК из оболочки) – 3,75 метра. На стойках устанавливались 4 твердотопливных двигателя, с помощью которых опоры ЛПУ прижимались к поверхности Луны в момент посадки ЛК.

На ЛПА размещались герметичный навесной приборный отсек (НПО) с посадочным радиолокатором "Планета", размешенным под ним. Радиолокатор имел 4 антенны, лучи которых образовывали в пространстве асимметричную пирамиду. Три боковых луча определяли векторы скорости, а центральный – расстояние до поверхности. Кроме того, на ЛПА крепилась комплексная исследовательская установка (КИУ) массой 105 кг, в состав которой входил операционный манипулятор "ААЛ" массой 59,17 кг и бур с ресурсом работы 60 минут. Кроме того, на ЛПА располагались две откидывающиеся остронаправленные параболические антенны системы радиосвязи, система "Квант-3", три аккумуляторные батареи и трап для спуска космонавта на поверхность Луны и 4 баллона с водой для испарителя.

Сверху на ЛПА располагался ЛВА, который со-стоял из кабины, приборного отсека (ПО), отсека двигателей ориентации (ДО) и ракетного блока "Е". Кабина представляла собой геометрическую фигуру с размерами 2,3х3,0 метра, составленную из сферических сегментов, и предназначалась для размещения одного космонавта-пилота ЛК в скафандре "Кречет-94", который фиксировался стоя специальным приспособлением перед приборной доской и пультом управления. Азотно-кислородная атмосфера кабины с давлением 560 мм рт. столба с пониженным содержанием азота позволяла космонавту открывать гермошлем для приема воды и пищи. Пульт управления ЛК, созданный в КБ, которым руководил С.А. Бородин, располагался справа от космонавта. С него осуществлялось управление различными системами корабля.

В передней части кабины имелась полусферическая вогнутость с иллюминатором и коллима-торным устройством, на которое с помощью оптической системы проецировалось место посадки с углом обзора всего 7 градусов, с помощью которых космонавт визуально наблюдал за процессом автоматической посадки ЛК, и мог в случае необходимости перейти на ручное управление, регу-лируя тягу двигателя ракетного блока "Е" и ис-пользуя двигатели ориентации. Система управления ЛК, разработанная в НИИ Командных приборов под руководством Н.А. Пилюгина, позволяла выполнить всю программу полета ЛК с посадкой, взлетом и стыковкой в полностью автоматическом режиме и включала в себя кроме прочего бортовую ЦВМ, имеющую три независимых параллельных канала, а так же гироскопические приборы, объединенные в трехосную гиростабилизированную платформу. Ручное управление космонавт должен был осуществлять с помощью специальной пальцевой ручки. Это было сделано из-за того, что в условиях стесненной кабины и избыточном давлении герметизированного скафандра пальцевые суставы имели лучшую подвижность, чем кистевые или локтевые. В верхней части кабины, над вогнутостью располагался еще один иллюминатор, на котором снаружи устанавливался широкоугольный визир. Через этот иллюминатор космонавт наблюдал за ходом стыковки с лунным орбитальным кораблем и мог ориентировать ЛК двигателями ориентации ЛК, управляя ими с помощью пульта управления, размещенного слева от этого иллюминатора.

На левом борту кабины располагался овальный люк, открывающийся вовнутрь, для выхода космонавта на поверхность Луны. В кабине размещалась СЖО, обеспечивающая азотно-кислородную атмосферу. Для сброса давления перед выходом на поверхность Луны и в открытый космос имелся специальный клапан с ручным приводом, а для восстановления атмосферы имелась система наддува. На задней части кабины, с противоположной стороны от сферической вогнутости, размещался ПО, выполненный в виде короткого цилиндра с выпуклыми эллиптическими днищами, одно из которых было направлено внутрь кабины. ПО герметичен, в нем размещались приборы и аппаратура систем ориентации и управления ЛК, радиосвязи, сближения и стыковки "Контакт" и система электропитания ЛВА с двумя аккумуляторными батареями, установленными снаружи.

Сверху на кабине располагался отсек ДО высо-той 0,68 метра, на котором размещались 4 блока двигателей ориентации ЛК. Внутри отсека нахо-дились два топливных бака (в одном – горючее, в другом – окислитель) с запасом топлива более 100 кг и система подачи топлива. В каждом блоке устанавливались 2 ЖРД тягой по 40 кгс и 2 ЖРД тягой по 10 кгс. Двигатели образовывали два независимых контура управления ориентацией ЛК. В каждый контур входило по 8 двигателей: 2 тягой по 40 кгс обеспечивали управление по тангажу, 2 тягой также по 40 кгс – по рысканию, и 4 двигателя тягой по 10 кгс осуществляли управление по крену. Двигатели были разработаны в ТМКБ "Союз" под руководством В.Г. Степанова.

Сверху на отсеке ДО был установлен пассив-ный стыковочный узел, представлявший собой плоскую плату диаметром 1,08 метра с 96 стыковочными ячейками. Каждая ячейка имела форму призмы, переходящей в конус и была способна принять и зафиксировать штангу активного стыковочного узла ЛОКа. Вокруг СУ располагался кольцеобразный экран-радиатор системы терморегулирования ЛК, который, кроме того, защищал от-сек ДО и кабину корабля от соударения со стыковочным узлом ЛОКа в случае неудачной стыковки. На отсеке ДО размещались также антенны системы сближения и стыковки "Контакт" и система радиосвязи. В качестве антенны метрового диапазона использовалась кольцевая щель между радиатором системы охлаждения и стыковочным узлом.

Ракетный блок "Е" жестко крепился к нижней части кабины ЛВА. В состав блока "Е" входили основной однокамерный двигатель с широким диапазоном регулирования тяги, резервный двухкамерный двигатель, работающий по упрощенной циклограмме, тороидальный бак с окислителем (азотный тетраксид) и чечевицеобразный бак с горючим (НДМГ) объемом 1,2 куб. м каждый. Тяга каждого двигателя достигала 2050 кгс. Масса ракетного блока "Е" превышала 2 тонны. Основной двигатель обеспечивал с высоты 1-3 км гашение скорости и горизонтальное маневрирование ЛК до нескольких сот метров при посадке на Луну. При этом осуществлялось глубокое дросселирование (уменьшение) тяги двигателя. Кроме того, основной двигатель обеспечивал старт и выведение ЛВА на орбиту Луны. Резервный двигатель предназначался для выведения ЛВА на орбиту Луны при отказе основного двигателя. Для того чтобы газы ЖРД, отраженные от поверхности при взле-те, не перевернули ЛВА в центре масс был уста-новлен экран сферической формы для отражения этих газов в нужном направлении. Блок "Е" был разработан в янгелевском КБ "Южное" (г.Днепропетровск) под непосредственным руководством Б.И. Губанова.

Электрическая и гидравлическая связь ЛПА и ЛВА осуществлялась через специальную кабель-мачту, которая откидывалась на безопасный угол при старте ЛВА.

Лунный корабль был рассчитан на автономное существование в течении 2 суток. На лунных кораблях (с N9) предполагалось устанавливать солнечную термоэмиссионную энергоустановку (СТЭУ) с солнечными батареями.
Перед полетом весь ЛК закрывался экранно-вакуумной теплоизоляцией, которая сглаживала углы и в комплексе с водяными испарителями обеспечивала надежную теплозащиту ЛК в составе ЛРК размещался внутри цилиндрического переходника, из которого он выталки-вался по специальным направляющим, охватывающим ЛК снаружи. Внизу они крепились к ЛК на опорных ногах, а в верхней части опирались на специальные амортизированные подкосы. После выталкивания они отстреливались, а опорные ноги занимали рабочее положение.[COLOR="Silver"]

Советские программы пилотируемых полетов к Луне
Схема полета

Экспедиция на Луну по Королевской программе "Н1-Л3" состояла из следующих этапов.
РН "Н1" со стартовой массой около 2750 т стартует с космодрома Байконур и после окончания работы ракетных блоков "А", "Б" и "В" выводит на промежуточную околоземную круговую орбиту высотой 220 км. Лунный ракетный комплекс "ЛРК" длиной 30 м, массой 91,5 т с двумя космонавтами в спускаемом аппарате лунного орбитального корабля. Космонавты должны были совершать по-лет в спортивных костюмах без спасательных скафандров. При выведении ЛРК находился под головным обтекателем массой 17,5 т, длина кото-ого составляла 33 м. После прохождения плотных слоев атмосферы ГО по частям сбрасывается. Для спасения космонавтов, в случае аварии РН на стартовой позиции или во время выведе-ния, использовалась САС, которая с помощью РДТТ должна была обеспечить увод СА лунного орбитального корабля на безопасное от РН расстояние. САС длиной около 10 метров имела массу до 4 тонн. В верхней части САС устанавливался балансировочный груз.

На орбите ИСЗ, на 480 с после проведения с помощью двигателей ориентации комплекса (ДОК) ориентации ЛРК включается двигатель блока "Г" (2) и комплекс переводится на траекторию полета к Луне. Затем производится отделение отработавшего блока "Г", сброс нижнего и среднего переходников блока "Д". Космонавты приступают к выполнению программы полета, находясь в спускаемом аппарате и бытовом отсеке. В случае необходимости, с помощью двигателей блока "Д" производится одна (3) или несколько коррекций траектории движения ЛРК. При подлете к Луне включается двигатель блока "Д" (4) на торможение и ЛРК переходит орбиту ИСЛ высотой 110 км. После коррекции комплекс переходит на эллипти-ческую орбиту с минимальной высотой 16 км.

Затем оба космонавта переходят в БО ЛОКа, герметизируют его, надевают скафандры (пилот ЛОКа – "Орлан", пилот ЛК – "Кречет-94"), затем разгерметизируют БО и используют его в качестве шлюзовой камеры. Пилот ЛК переходит по поверхности БО, СА, ракетного блока "И" к лунному кораблю, размещенному в цилиндрическом переходнике. Для того чтобы космонавт мог попасть в ЛК, в оболочке был установлен люк напротив люка кабины ЛК. Для облегчения перемещения космонавта из БО в кабину ЛК дополнительно к поручням предполагалось использование специального манипулятора, который должен был устанавливаться на ПАО лунного орбитального корабля. В это время пилот ЛОКа в скафандре "Орлан" находился на обрезе люка БО, подстраховывал ко-мандира и был готов в любую минуту прийти к нему на помощь.

После того как пилот ЛК занимал рабочее положение в кабине лунного корабля, производилось выталкивание ЛК из цилиндрической оболочки по специальным направляющим, которые после этого отстреливались от ЛК. Затем производился сброс верхнего переходника блока "Д" и раскрытие посадочных стоек ЛПУ лунного кораб-ля. Пустая цилиндрическая оболочка ЛК отделя-лась от ЛОК.

После ориентации ЛК с помощью двигателей ДО, размещенных между СУ и БО, на высоте 16 км. включается двигатель блока "Д" на торможение (6) и ЛК с блоком "Д" устремляется к Луне. Причем ЛК с блоком "Д" на высоте 3-4 км совершает "мертвую петлю" и в это время на высоте 1-3 км производится отделение блока "Д" от ЛК. Этот маневр был необходим, чтобы посадочный радиолокатор ЛК не принял отделившийся блок "Д" за Лунную поверхность и не сработало раньше времени автоматическое включение ракетного блока "Е".

Блок "Д" падает на поверхность Луны, а пилот ЛК, использую автоматическое и ручное управле-ние двигателями ориентации и регулируя тяге двигателя блока "Е", совершает посадочный маневр и мягкую посадку на поверхность Луны. Вся процедура от момента отделения блока "Д" до по-садки занимала немногим более минуты и поэтому возможности по маневрированию лунного ко-рабля над поверхностью для выбора места посадки были ограничены несколькими сотнями метров.

После посадки лунного корабля, пилот ЛК, отдохнув и проверив системы корабля, открывает люк кабины и, спустившись по трапу, ступает на поверхность Луны. Предохранял космонавта от падения на спину легкий обруч, который космонавт должен был одеть сразу после выхода из ЛК. Автономная СЖО скафандра "Кречет-94" позволяла космонавту находиться на поверхности Луны в течении 4-х часов. За это время космонавт должен был установить на Луне научные приборы и государственный флаг СССР, собрать образцы лунного грунта, провести телевизионный репортаж, фото- и киносъемку района приземления.

После возвращения космонавта в ЛК космонавт должен был надуть кабину и мог открыть шлем скафандра, чтобы принять пищу. В нужный момент времени космонавт должен включить двигатель блока "Е" и лунный взлетный аппарат (8), отделившись от лунного посадочного устройства, выходит на орбиту. При этом для надежности запускаются сразу оба двигателя ракетного блока "Е", а затем, по результатам диагностики, один двигатель отключается, а другой выводит ЛВА на орбиту Луны.

Система сближения и стыковки "Контакт" устанавливает связь и определяет взаимное положение ЛК и ЛОКа и управляет автоматической стыковкой. Роль активного корабля выполняет ЛОК, пассивного – ЛК. Пилот ЛОКа во время стыковки находился в БО в скафандре и в случае необходимости может вмешаться в ход стыковки, осуществив переход на ручное управление. При этом он мог использовать радиосистему поиска, иллюминатор в блистере, а так же бортовую ЦВМ. Затем пилот ЛОКа сбрасывает давление в БО и открывает боковой люк. Пилот ЛК выходит из лунной взлетной кабины ЛК в открытый космос и осуществляет обратный переход по наружной поверхности через стыковочный узел и блок ДОК в бытовой отсек ЛОКа, пилот ЛОКа в это время готов придти ему на помощь (10). Затем производится герметизация БО, его наддув воздухом. После того, как давление между СА и БО выравниваются, космонавты снимают скафандры и переходят в спускаемый аппарат, захватив с собой контейнер с образцами. После этого люк между БО и СА закрывается и после проверки его герметичности производится отстрел бытового отсека вместе с ЛК и блоком ДОК, которые после торможения падают на поверхность Луны. Затем космонавты проводят ориентацию ЛОКа с помощью двигателей, расположенных на ПАО и ЭО, включают КДУ ракетного блока "И" и ЛОК переходит на траекторию полета к Земле.

При необходимости на трассе Луна-Земля, космонавты производят коррекцию движения корабля включением КДУ блока "И". При подлете к Земле СА с двумя космонавтами отделяется, совершает управляемый спуск в атмосфере с двойным погружением и, используя парашютную систему и двигатели мягкой посадки, производит приземление на территории СССР.

---------- Добавлено в 16:41 ---------- Предыдущее было в 16:40 ----------

Советские программы пилотируемых полетов к Луне
Летно-конструкторские испытания РН "Н-1"(11А52)

В ноябре 1967 г стало ясно всем, что сроки, принятые в феврале, нереальны, и летно-конструкторские испытания "Н-1" перенесли на 3-й квартал 1968 г. Но и новый график не выдерживался, не хватало финансирования.

Только 7 мая 1968 года летный образец РН "Н-1" N3Л был вывезен на стартовую позицию и на-чались длительные проверки и доработки.

Первое летно-конструкторское испытание РН "Н-1" N3Л было начато только 21 февраля 1969 г. В 12ч 17м 55с были запущены двигатели первой ступени, и в 12 ч 18м 07с РН оторвалась от стартового стола.

В составе лунного ракетного комплекса во время первого пуска вместо ЛОКа и ЛК был установлен автоматический корабль "7К-Л1С"(11Ф92), внешне напоминающий "Л-1",но оснащенный многими системами корабля "Л-3" и мощной фотоаппаратурой. Ведущим конструктором изделия 11Ф92 был Владимир Бугров. В случае успешного запуска, 11Ф92 должен был выйти на орбиту Луны, произвести ее качественные фотосъемки и доставить их на Землю.

В период с 3 по 10 секунды полета система контроля параметров работы двигателей "КОРД" ошибочно отключила 12-й и 24-й двигатели блока "А", но ракета-носитель продолжила полет с двумя отключенными двигателями. На 66 с из-за сильной вибрации оборвался трубопровод окислителя одного из двигателей. В кислородной среде начался пожар. Ракета могла бы продолжить полет, но на 70-й секунде полета, когда ракета достигла высоты 14 км, система "КОРД" отключила сразу все двигатели блока "А" и ракета упала в степь. По результатам анализа причин аварии было принято решение ввести фреоновую систему пожаротушения с форсункой-распылителем над каждым двигателем.

Второе испытание "Н-1" N5Л с автоматическим кораблем 11Ф92 и макетом ЛК-11Ф94 в составе лунного ракетного комплекса состоялось 3 июля 1969 г. Это был первый ночной старт "Н-1". В 23 ч 18м 32с РН оторвалась от стартового стола, но когда РН поднялась немного выше молниеотводов (через 0,4 с после прохождения команды "контакт подъема") взорвался восьмой двигатель блока "А". При взрыве была повреждена кабельная сеть и соседние двигатели, возник пожар. Подъем резко замедлился, ракета начала наклоняться и на 18 с полета она упала на стартовый стол, От взрыва разрушился стартовый комплекс и все шесть подземных этажей стартового сооружения. Один из молниеотводов упал, свернувшись спиралью. 145-метровая башня обслуживания сдвинулась с рельсов.

Система аварийного спасения (САС) сработала надежно, и СА автоматического корабля 11Ф92 приземлился в 2-х км от стартовой позиции.

Космонавт Анатолий Воронов вспоминает, что в этот раз при подготовке к запуску присутствовали космонавты. Они поднимались на самый верх 105 метровой ракеты, осматривали и изучали лунный ракетный комплекс. Поздно вечером они наблюдали за стартом из гостиницы космонавтов. "Вдруг вспыхнуло, мы успели сбежать вниз и в это время ударной волной выбило все стекла. После падения ракета взорвалась прямо на стартовой площадке..."
Причиной взрыва явилось попадание постороннего предмета в кислородный насос двигателя N8 за 0.25 с до подъема, разрушившего его крыльчатку. Это повлекло взрыв насоса, а затем и самого двигателя.

После установки фильтров такое не должно было повториться. На доработку и испытания двигателей КБ Н.Д. Кузнецова потребовалось почти два года.

Третий пуск "Н1" N6Л был осуществлен с левого стартового комплекса 27 июня 1971г. В качестве полезной нагрузки был установлен лунный ракетный комплекс с макетами ЛОК и ЛК. В 2 ч 15м 7,5с РН оторвалась от стартового стола и начала подъем. В этот раз в программе полета был предусмотрен маневр увода РН от стартового комплекса. После его выполнения из-за возникновения неучтенных газодинамических моментов в донной части ракета стала поворачиваться по крену с постоянным нарастанием вращающего момента. Через 4,5 с угол поворота составил 14 градусов, через 48с – около 200 град. и продолжал увеличиваться

От больших перегрузок при вращении на 49 с полета начал разрушаться блок "Б" и от комплекса оторвался головной блок вместе с третьей ступенью, которые упали в 7 км . 1 и 2 ступени продолжили полет. На 51 с "КОРД" отключила все двигатели блока "А", ракета упала в 20 км и взорвалась, образовав воронку 15-метровой глубины.

По итогам работы комиссии, расследовавшей причину аварии, было принято решение вместо 6 рулевых сопел установить четыре рулевых двигателя тягой по 6 тон на первой и второй ступенях.

Последнее испытание ракеты-носителя "Н-1" N7Л со штатным ЛОКом и ЛК выполненным в беспилотном варианте, было проведено 23 ноября 1972г. Старт произошел в 9ч 11м 52с. На 90 с по-лета в соответствии с программой за 3 с до отделения 1-й ступени двигатели начали переходить на режим конечной тяги. Были отключены 6 центральных ЖРД, отработавшие расчетное время. Скорость подъема резко снизилась. От этого возник непредвиденный гидравлический удар, в ре-зультате чего ЖРД N4 вошел в резонанс, от кото-рого разрушились топливные трубопроводы, и начался пожар. Ракета взорвалась на 107 с.

В дальнейшем летно-конструкторские испытания РН "Н-1" не проводились.

---------- Добавлено в 16:41 ---------- Предыдущее было в 16:41 ----------

Советские программы пилотируемых полетов к Луне
Летно-конструкторские испытания Лунного корабля и Лунного орбитального корабля

Параллельно с испытаниями ракеты-носителя проводились летно-конструкторские испытания лунного корабля на орбите Земли. Это был беспилотный вариант корабля, получивший обозначение Т2К, состоящий из ЛВА без стыковочного агрегата и ЛПУ без опорных ног. Он был выведен на орбиту Земли 24 ноября 1970 г. под названием "Космос-379" с помощью РН "Союз" со специальным обтекателем высотой 192-232 км и после проверок функционирования оборудования и расшифровки телеметрии на четвертые сутки полета был включен двигатель блока "Е", который сымитировал зависание над лунной поверхностью. Апогей увеличился до 1210 км. Затем ЛПУ было отделено от ЛВА, проведено второе включение двигателя блока "Е", имитирующее взлет с поверхности Луны в режиме максимальной тяги и увеличил скорость ЛВА более чем на 1,5 км/с. Апогей в результате увеличился до 14035 км, за-тем производилась имитация маневров при стыковке с ЛОКом.

Второе испытание лунного корабля в варианте Т2К началось 26 февраля 1971г под названием "Космос-398" и выполнялось по той же программе, что и предыдущее, но с имитацией нештатных ситуаций. В этот раз апогей лунного корабля достиг 10903 км.

Третье орбитальное испытание лунного корабля под названием "Космос-434" началось 12 августа 1971г. После двух включений двигателя блока "Е" Т2К вышел на орбиту высотой 186х11804 км. На этом испытания лунного корабля успешно закончились, и была подтверждена его высока надежность.

Последнее испытание ЛК в автоматическом ре-жиме намечено было провести при четвертом пуске РН "Н-1" 23 ноября 1972 г. На ракете был установлен штатный ЛОК и ЛК оснащенный для автоматического полета. Лунный ракетный комплекс, в случае удачи, должен был выполнить полную программу полета с посадкой на Луну, влетом и стыковкой. К сожалению, из за аварии ракеты-носителя программу испытаний выполнить не удалось.

Во время этого запуска должно было быть проведено и первое летно-конструкторское испытание штатного ЛОКА (11Ф93) т.к. его испытаний на орбите Земли не производилось. Его упрощенный вариант с индексом Т1К разрабатывался для этой цели в ЦКБЭМ (ОКБ-1) под руководством ведущего конструктора В.Е.Бугрова. Он должен был запускаться с помощью РН "Протон", но эти испытания были отменены. Должен был пройти летно-конструкторские испытания только ДОК из состава корабля "Л-3". Для этого он устанавливался на автоматическом корабле "7К-Л1С" (изделие 11Ф92) при запуске РН "Н1" N3Л. Но и это испытание из-за взрыва ракеты-носителя провести не удалось.

Несмотря на проведенные испытания, руководство СССР потеряло интерес к этой программе, финансирование сократилось, работы продолжались все более медленными темпами. Была принята "генеральная линия космонавтики на создание долговременных пилотируемых орбитальных станций".

Желая возродить программу посадки на Луну, в ЦКБЭМ (ОКБ-1) проект был пересмотрен и получил название "Н1-Л3М". Его утвердил Совет главных конструкторов. В соответствии с этим проектом лунная экспедиция могла состояться в конце 1970-х годов.

В мае 1974 г. преемник Королева В.П. Мишин, возглавлявший ОКБ-1 (ЦКБЭМ), был отстранен от занимаемой должности. 15 мая 1974 г. принято решение о приостановке работ по проекту, а в 1976г программа высадки на Луну была закрыта совсем. Две подготовленные к пускам ракеты "Н1" (ближайший запуск изделия N8Л намечался на август 1974 г.) были уничтожены.

Одной из главных причин неудачи проекта "Н1-Л3" Главный конструктор ЦКБЭМ (ОКБ-1) В.П. Мишин считает в распылении средств между многими космическими программами (разработка Н-1, УР700 и Р-56 в разных ОКБ, создание кораблей типа 7К (варианты "Союзов"), а так же программы облета УР500К-ЛК1 и УР500К-Л1, работы по автоматическим станциям в КБ Бабакина, множество непрекращающихся военных программ, в том числе программы "Спираль", "Алмаз" и другие. Ограниченное финансирование влекло к экономии на всем, в том числе и на испытательной базе. Из-за ее отсутствия положенные предполетные огневые стендовые испытания собранных ра-кетных блоков не проводилось.

Но, видимо, главной причиной неудачи проекта высадки человека на Луну явилась его чисто престижная направленность, а так же позднее начало работ и мизерное финансирование.

Взамен программы "Н1-Л3М", новый Генеральный конструктор НПО Энергия (ОКБ-1,ЦКБЭМ) В.П. Глушко предложил свою ракету "Энергия" аналогичного класса, способную вывести на орбиту космический корабль многоразового использования. Проиграв гонку к Луне, СССР вновь впрягся в состязание с США, на этот раз по созданию многоразового корабля (с опозданием на 2 года по носителю и на 4 года по многоразовому кораблю). Но это другая история.

---------- Добавлено в 16:42 ---------- Предыдущее было в 16:41 ----------
---------- Добавлено в 16:42 ---------- Предыдущее было в 16:42 ----------




---------- Добавлено в 16:43 ---------- Предыдущее было в 16:42 ----------

Ракета-носитель Н-1



---------- Добавлено в 17:44 ---------- Предыдущее было в 17:44 ----------



---------- Добавлено в 17:45 ---------- Предыдущее было в 17:44 ----------



---------- Добавлено в 17:45 ---------- Предыдущее было в 17:45 ----------



---------- Добавлено в 17:46 ---------- Предыдущее было в 17:45 ----------



---------- Добавлено в 17:46 ---------- Предыдущее было в 17:46 ----------



---------- Добавлено в 17:46 ---------- Предыдущее было в 17:46 ----------



---------- Добавлено в 17:47 ---------- Предыдущее было в 17:46 ----------



---------- Добавлено в 17:47 ---------- Предыдущее было в 17:47 ----------



---------- Добавлено в 17:47 ---------- Предыдущее было в 17:47 ----------



---------- Добавлено в 17:47 ---------- Предыдущее было в 17:47 ----------



---------- Добавлено в 17:48 ---------- Предыдущее было в 17:47 ----------



---------- Добавлено в 17:48 ---------- Предыдущее было в 17:48 ----------

12.12.1966г.

ЦЕНТРАЛЬНЫЙ КОМИТЕТ КПСС
маршалу Брежневу Л.И.

Для осуществления высадки космонавтов на Луну в США успешно разрабатывается ракета-носитель Сатурн-5 с космическим кораблем «Аполлон». Выполнение этого полета ожидается в 1968-69 гг. со значительной вероятностью завершения в 1968 г.

В СССР для решения этой задачи разрабатывается носитель Н-1 с космическим кораблем Л-3. В процессе выполнения этого проекта выявился ряд серьезных трудностей, из которых определяющей является задержка с разработкой надежных двигателей как для носителя, так и для космического корабля. Для трех ступеней носителя Н-1 и первой ступени корабля Л-3 двигатели разрабатываются в ОКБ-276 в течение длительного ряда лет (на тягу 40 т с 1959 г., на тягу 150 т с 1961 г.). За это время проведено около 600 пусков двигателей с тягой 40 т и около 300 пусков двигателей с тягой 150 тонн. Однако и в настоящее время процент аварийных пусков этих двигателей на стенде составляет 20-30%. Указанная статистика свидетельствует о том, что еще требуется значительное время для окончательной доводки двигателей, которое трудно оценить. Двигатели двух последних ступеней Л-3 (блоки И и Е) находятся в начальной стадии отработки.

В связи с изложенным возникает угроза того, что США первыми осуществят высадку двух космонавтов на Луну. В этом случае последующая посадка одного космонавта на Луну с помощью системы Н-1 — Л-3 может рассматриваться как свидетельство отставания СССР в соревновании с США в развитии ракетной техники.

Следует также отметить, что форсирование Сатурна-5, неоднократно проводившееся в США в последние годы, создало значительный разрыв в грузоподъёмности носителей Н-1 (проектная 95 т на орбите ИСЗ) и Сатурн-5 (около 130 тонн). Создание модифицированного носителя Н-1 на жидком водороде с грузоподъемностью 130 т и более фактически означает разработку новой ракеты.

Учитывая изложенное, группа главных конструкторов (Челомей, Глушко, Бармин, В.И.Кузнецов) год тому назад (от 15.10.65г.) внесла в министерство общего машиностроения предложение по разработке ракеты-носителя УР-700 с космическим кораблем ЛК-700, более успешно решающей задачи достижения Луны космонавтами и вопросы дальнейшего соревнования с США в освоении космоса.

Система УР-700 — ЛК-700 является дальнейшим развитием тяжелых ракетно-космических систем и выгодно отличается от Н-1 — Л-3 тем, что:

1. Как на ракете-носителе, так и на лунном корабле ЛК-700 используются существующие, отработанные на стенде и летавшие двигатели с некоторыми доработками (с ракет УР-100 и «Протон»), находящиеся в серийном производстве;

2. Позволяет вывести на орбиту искусственного спутника Земли 135 тонн на существующих двигателях и 145 тонн после завершения доводки двигателя РД-270 с тягой 600 тонн;

3. Высокая грузоподъемность ракеты позволяет:

а) осуществить прямой полет на Луну и возврат с нее, без стыковок на орбитах, что упрощает конструкцию космического корабля, его системы управления и резко повышает надежность выполнения задачи;

б) совершить высадку на Луну двух космонавтов, вместо одного у Н-1 — Л-3, что существенно повышает безопасность экспедиции, так как позволяет космонавтам страховать друг друга;

в) осуществить при прямом полете посадку почти в любом районе Луны, в то время как у Н-1 возможна посадка лишь в районе экватора Луны;

4. Ракета-носитель и лунный корабль ЛК-700 собираются из цилиндрических блоков — баков диаметров 4,1 м и 2 м, что позволяет использовать существующие на заводе им. Хруничева для производства баков «Протон» и УР-100 оснастку, сварочные машины и стендовое оборудование, стендовая горячая и огневая отработка этих блоков, на которых установлены двигатели, может быть проведена автономно;

5. Все блоки ракеты транспортируются по железной дороге;

6. Не требуется сборки, сварки и испытаний баков ракеты на месте старта;

7. Несмотря на обеспечение транспортабельности по железным дорогам и примерно в полтора раза большую грузоподъёмность, конструктивное совершенство УР-700 -ЛК-700 значительно выше:

а) сухой вес ракеты-носителя (265 т) почти такой же как у Н-1 (258 т);

б) вес космического корабля ЛК-700, выводимого на орбиту вокруг Земли, составляет отвеса конструкции ракеты-носителя УР-700 50% при двигателях РД-253 (тяга 150 т) и 55% при двигателях РД-270 (тяга 600 т), против 37% у Н-1 — Л-3;

в) высота ракеты составляет 66 м вместо 105 м у Н-1 — Л-3, а максимальный диаметр (16 м) на 1 м меньше;

8. Количество двигателей на ракете-носителе УР-700 для первого этапа: 24+12+3=39 шт., для второго этапа: 6+3+3=12 шт., против 30+8+4=42 шт. для Н-1 и 5+5+1=11 шт. для Сатурна-5;

9. На всех ступенях УР-700-ЛК-700 используются высококипящие долгохранимые компоненты одного и того же топлива (азотный тетроксид и диметилгидразин), что упрощает эксплуатацию;

10. Использование в дальнейшем фторо-аммиачных и фторо-водородных двигателей, находящихся в настоящее время в разработке в ОКБ-456 (РД-304, РД-350 и др.) открывает перспективу еще большего форсирования грузоподъемности ракеты.
Грузоподъемность УР-700, использующей высококипящее топливо, несколько больше, чем у Сатурна-5 на кислородно-водородном топливе. Кроме того, Сатурн-5 не может транспортироваться по железной дороге и вместе с космическим кораблем имеет высоту почти вдвое большую, чем УР-700 — ЛК-700 (112 м вместо 66 м).

Во исполнение приказа министра общего машиностроения т.Афанасьева С.А. от 20.10.1965г., выпущенного на основании упомянутого предложения, конструкторскими бюро тт. Челомея, Глушко, Сергеева, Бармина, Кузнецова выполнен предэскизный проект систем УР-700 — ЛК-700.

Представительная межведомственная экспертная комиссия, назначенная приказом министра т. Афанасьева от 17.09.1966г. подтвердила правильность технического решения системы УР-700 — ЛК-700 и ее характеристики, перечисленные выше в пунктах 1÷10.

Ракета УР-700 спроектирована таким образом, что практически полностью используется комплекс Н-1. Стоимость доработки наземного оборудования оценена экспертной комиссией в 24 млн. рублей.

Стоимость разработки ракеты УР-700-ЛК-700 значительно меньше, чем Н-1 — Л-3, поскольку используются отработанные двигатели, находящиеся в серийном производстве, оснастка и оборудование для изготовления УР-100 и «Протон», многие отработанные узлы и элементы системы управления с Р-36 и другие отдельные существующие системы. Эта стоимость ориентировочно оценена экспертной комиссией в 600 млн. руб.

Трудности, возникшие с разработкой Н-1 — Л-3, требуют принятия безотлагательных мер по созданию системы УР-700 -ЛК-700, существенно отличающейся большей грузоподъемностью и надежностью, сравнительной простотой технических решений, рядом эксплуатационных преимуществ и большей перспективностью.

Мероприятия для включения в проект Постановления по разработке УР-700-ЛК-700 представляются нами в Министерство общего машиностроения.

При безотлагательном принятии необходимых организационных мер, в том числе выходе в 1966 г. Постановления ЦК КПСС и СМ СССР по разработке УР-700 -ЛК-700, начало летных испытаний возможно в конце 1968 г., а высадка советских космонавтов на Луну может быть осуществлена в конце 1969 г.

Учитывая исключительную политическую и научно-техническую важность для Советского Союза достижения и освоения Луны советскими космонавтами, просим Вас поддержать наше предложение, обеспечивающее реальную возможность решить задачу государственной важности.

ЧЕЛОМЕЙ В.Н.
БАРМИН В.П.
КУЗНЕЦОВ В.И.
ИЗОТОВ С.П.
ЛИХУШИН В.Я.
ГЛУШКО В.П.
СЕРГЕЕВ В.Т.
КОНОПАТОВ А.Д.
ИСАЕВ A.M.
ПУХОВ В.А.

Арх.№2443 (107-118)

Февраль 1969 - первый старт Н-1

http://www.youtube.com/watch?v=zjy6g...layer_embedded

---------- Добавлено в 19:15 ---------- Предыдущее было в 19:15 ----------

Вывоз Н-1 на стартовую позицию

http://www.youtube.com/watch?v=k4-CyIBlKNs&feature=player_embedded

---------- Добавлено в 19:16 ---------- Предыдущее было в 19:15 ----------

Советский однокамерный ракетный двигатель РД-270

Характеристики РД-270

• Схема: с дожиганием (газ + газ)
• Топливо: 50% несимметричный диметилгидразин + азотный тетраксид
• Тяга на земле: 640 тонн
• Тяга в пустоте: 685 тонн
• Удельный импульс на земле: 301 с
• Удельный импульс в пустоте: 322 с
• Давление в камере: 266 атм
• Относительная масса у земли залитого двигателя: 8,5
• Высота: Н = 4,85 м
• Диаметр: D = 3,3 м

Сравнение F-1 и РД-270

• Обочначение: F-1 --- РД-270
• Предназначение: Сатурн-5 --- УР-700/Р-56
• Страна: США --- СССР
• Изготовитель: Rocketdyne --- ОКБ-456 (НПО Энергомаш)
• Руководитель: Роберт Биггс --- Валентин Глушко
• Разработка: 1959 - 1971 гг. --- 1962 - 1969 гг.
• Топливо: керосин --- гептил (50% несиметричный диметилгидразин)
• Окислитель: жидкий кислород --- тетраоксид диазота
• Соотношение ок/т: 2,27 --- 2,67
• Камер сгорания: 1 --- 1
• Схема: открытая --- закрытая с полной газификации компонентов
• Давление в КС: 70 Атм --- 266 Атм
• Удельный импульс: 263 сек --- 301 сек
• Тяга у земли: 677 тонн --- 627 тонн
• Тяга в пустоте: 777 тонн --- 671 тонн
• Дроселирование: нет --- ±5%
• Полная масса 9115 кг ---5603 кг
• Высота: 5,79 м --- 4,85 м
• Диаметр: 3,76 м --- 3,30 м

К ИСТОРИИ РАЗРАБОТКИ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ РД-270

Жидкостной ракетный двигатель (ЖРД) РД-270 является исключительным примером попытки разработки мощного двигателя по предельной схеме - «газ -газ». В начале 60-х годов в ОКБ-456 под руководством В.П. Глушко приступили к разработке двигателя тягой 640 т на земле и удельным импульсом 301 сек на земле при давлении в камере сгорания 266 атм, работающего на долгохранимых компонентах топлива: азотный тетроксид и НДМГ. Двигатель должен был иметь два газогенератора: окислительный и восстановительный. Двигатель предполагалось использовать в альтернативном (по отношению к РН Н-1) проекте носителя УР-700 Янгеля. Была проведена автономная отработка основных агрегатов двигателя, выполнено 29 краткосрочных огневых испытаний 21 экспериментального двигателя. Работы по доводке двигателя были остановлены в связи с прекращением всей деятельности по проекту УР-700. Многие принципиально новые технические решения были отработаны на этом двигателе, позднее они были использованы при разработке двигателей РД-253, РД-264 и РД-268.

В 60-х годов в НПО Энергомаш (тогда ОКБ-456), возглавляемом академиком В.П.Глушко, было проведено экспериментальное исследование предельной схемы "газ-газ" при разработке двигателя РД-270 тягой 640т. Данная схема позволяла обеспечить существенное повышение удельного импульса за счет повышения давления в камере сгорания. Это было новое слово в практической разработке ЖРД, но надо сказать, что каждый ЖРД в НПО Энергомаш в те годы разрабатывался технически на пределе возможного на тот период. Каждый раз идеи главного конструктора ОКБ-456 В.П.Глушко и задачи, требования, которые он заявлял на новый двигатель, вызывали массу возражений оппонентов, но он вместе со своими коллегами-единомышленниками неизменно добивался своего.

Основными особенностями двигателя является достижение тяги 640 тонн в одной камере сгорания с применением схемы "газ-газ" с предварительной газификацией практически всего суммарного расхода компонентов топлива в двух газогенераторах, один из которых работает с избытков окислителя, а другой - с избытком горючего. Каждый из газогенераторов производит окислительный и восстановительный газы, которые идут на турбину соответствующего ТНА, в свою очередь, приводящую во вращение насосы. Это обуславливает отсутствие потерь удельной тяги на привод ТНА и возможность работы при высоком давлении в камере.

Схема состоит из:

1. системы подачи окислителя,
2. системы подачи горючего,
3. системы регулирования тяги и соотношения компонентов топлива в камере,
4. системы запуска и останова двигателя,
5. системы продувки,
6. системы наддува топливных баков,
7. системы управления клапанами двигателя.

По команде пуск компоненты топлива поступают в ГГО и ГГВ и воспламеняются. Газы идут на основные турбины ТНА О и ТНА Г. Включаются стартеры пусковых турбин, входящих в состав как ТНА О, так и ТНА Г. С ростом оборотов ТНА растут обороты гидротурбин преднасосов О и Г, что повышает давление на входе основных насосов О и Г. Газы из ГГО и ГГВ через основные турбины и клапаны идут в камеру сгорания. Двигатель выходит на номинальный режим.

Регулирование тяги происходит благодаря исполнительному органу -дросселю 20 с приводом 19. Регулирование соотношения компонентов топлива в камере сгорания происходит благодаря исполнительному органу - регулятору перепуска 10 с приводом 9. Предусматривалось регулирование по тяге в диапазоне ±5% и по соотношению компонентов в диапазоне ±7%.

В конструкции камеры сгорания был введен пояс дополнительного пленочного охлаждения с 4 щелями, а на самых теплонапряженных участках сопла применено покрытие двуокисью циркония.

Восстановительный газогенератор, как и окислительный газогенератор были выполнены по 2-х зонной схеме. Они состояли из плоской форсуночной головки с однокомпонентными форсунками и пояса разбавления для подачи горючего или окислителя. Газовод восстановительного газа был сделан охлаждаемым.

Управление вектором тяги двигателя осуществлялось за счет качания двигателя в карданном подвесе водной плоскости на угол ±8°.
Впервые в практике проектирования ЖРД в нашей стране был проведен анализ аварийных ситуаций, возможных при работе двигателя с целью выбора определяющих параметров для создания системы безопасности РН.

Предэскизный проект этого двигателя был выполнен в 1963г, дополнение к нему - в 1966г, эскизный проект - в 1968г на основе технического задания ЦКБМ Челомея от 1965г на двигатели 1 и 2 ступеней для ракеты УР-700 (на первой ступени предполагалось установка 6 таких двигателей, на второй - трех двигателей). Основная конструкторская документация была выпущена в конце 1964г.

Началу работ по выпуску предэскизного проекта предшествовали Постановление Правительства от 26.05.62 и приказ ГКОТ от 18.07.62, в которых предусматривалось проведение поисковых работ по выбору оптимальной схемы и параметров мощного ЖРД с тягой до 1000 т в одной камере. Последовавшие заключения на выпущенный предэскизный проект весьма ярко отражали различные мнения на развитие ЖРД в будущем. Военные осторожно отмечали, что не все вопросы подкреплены расчетами и цифровыми данными, особенно говоря об оценке надежности двигателя. НИИ-88 (Мозжорин), одобряя предложения о проведении модельных испытаний для снижения объема натурных автономных испытаний агрегатов, а также использование самовоспламеняющегося топлива, тем не менее считал, что этот двигатель не может найти применения для стратегических ракет (требуются двигатели не более 400 т тяги), а модернизация космических ракет Н-1, Р-56, УР-700 с его использованием не дает существенных улучшений характеристик, и что двигатель может найти применение только в будущем через 10 - 15 лет.

В связи с такими отзывами В.П. Глушко и его сторонникам пришлось потратить еще около полутора-двух лет, чтобы доказать, к сожалению, уже практически очевидную вещь - отставание советской программы разработки мощных ЖРД от американской. В письмах секретарю ЦК КПСС Д.Ф. Устинову, министру МОМ С.А. Афанасьеву они напоминают, что американский ЖРД типа F-1, развивающий на кислородно-керосиновом топливе тягу у земли 680т, в декабре 1964г. успешно прошёл официальные стендовые испытания с заказчиком, в то время как РД-270 на ту же тягу 600т, но с существенно большей удельной тягой (на 40 сек), в 1,5 раза более лёгкий и вдвое меньшего объёма по габариту на более эксплуатационном высококипящем топливе, до сих пор не получил должного темпа разработки. Разработана полностью техническая документация и спущена в опытное производство ОКБ-456 ещё в 1964г. Однако официально работы по ней с 1965г. прекращены министерством в связи с задержкой выхода в свет подготовленного проекта Постановления. Задержка же с разработкой мощного двигателя приведёт к безвозвратной потере времени. "Необходимо форсирование работ по созданию двигателя 8Д420 (РД-270) с целью недопущения серьёзного и недопустимого отставания отечественного ракетного двигателестроения от американского в этом классе двигателей, используемых категорий повышенной надёжности тяжёлых РН, позволяя решать задачу с ограниченным числом двигателей (на I ступени Сатурна-5 устанавливается лишь 5 двигателей вместо 30 на Н-1), - писал В.П. Глушко.

К маю 1966г были изготовлены первые узлы основных агрегатов для экспериментальных работ. На моделях и специальных стендовых установках были отработаны автономно основные узлы двигателя. Надо отметить, что стендовая база в то время не позволяла обеспечить в полной мере качественную отработку узлов двигателя. Из-за высоких давлений и больших расходов для проведения автономных испытаний в условиях, близких к натурным, необходимы уникальные стенды, на проектирование и строительство которых потребовалось очень много времени и средств. В итоге объем проверочных испытаний агрегатов двигателей был существенно меньше того, что имело место при доводке других двигателей разработки предприятия. К сожалению, даже в планах отсутствовали автономная отработка камеры, двух газогенераторов и ТНА на режимах, близких к натурным, Отработка этих агрегатов предусматривалась уже в составе двигателя. Это несомненно наложило дополнительные трудности на начальный период огневых стендовых испытаний, так как двигатель был сложнее предыдущих, а объем автономных испытаний агрегатов оказался заметно меньше.

Тем не менее, в ходе автономной отработки узлов двигателя, кроме статических испытаний силовых элементов конструкции, а также проливок и продувок жидкостных и газовых трактов, был выполнен значительный объем работ. Была проведена отработка элементов смесеобразования для газогенератора и камеры сгорания, оценены равномерности распределения расходов по их сечению.

Проведены испытания преднасосов, шнеков и отдельных ступеней насосов на воде, основных турбин на модельном газе, пусковых турбин совместно с пороховыми стартерами при работе насосов на воде и ряд других работ.

Огневые испытания двигателя проводились с 23 октября 1967г по 24 июля 1969г. Двигатели изготавливались в варианте с камерой сгорания, имеющей укороченное сопло, и без регуляторов с целью ускорения начала стендовой отработки. Всего было проведено 27 испытаний 22 двигателей. Три двигателя испытывались повторно, а один - трижды. Все испытания были кратковременными. Эти испытания проводились на стенде №2, который был специально реконструирован для доводки этого двигателя. Доводку двигателя предполагалось в основном завершить в 1972 году. Должно было быть проведено 550 огневых испытаний на 200 двигателях, в том числе для летной сертификации (ЛКИ) планировалось испытать 45 двигателей. Предполагалось также подключить к этим работам и ряд серийных заводов МАП и МОМ (Пермь, Куйбышев, Омск).

Работы по двигателю были прекращены в конце 1969г в связи с закрытием разработки УР-700. Попытки продолжения работ по двигателю такой размерности не нашли поддержки из-за отсутствия конкретной ракеты-носителя.

Тем не менее, выполненные работы по программе ЖРД РД-270 показали реальность создания двигателя по схеме "газ-газ". Был получен огромный опыт в проектировании столь крупногабаритного двигателя. Освоено изготовление таких агрегатов и двигателя. Создана стендовая база, в том числе и крупнейший в мире стенд для испытания насосов на воде и стенд для огневых испытаний двигателя. Было установлено, что одним из наиболее сложных вопросов в процессе создания мощных двигателей по схеме «газ-газ» является «укрощение» динамических характеристик двигателя и обеспечение статической и динамической устойчивости двигателя. Удалось отработать в первом приближении запуск двигателя, и в какой-то мере экспериментально убедиться в возможности обеспечения устойчивости двигателя. Конечно, надо признать, что нельзя на той стадии развития разработки ЖРД было обойтись без проведения предварительной автономной отработки всех основных агрегатов двигателя перед началом его огневых испытаний.

Вместе с тем, можно отметить, что разработка двигателя РД-270 позволила существенно упростить в последующем создание двигателей РД-264 и РД-268 для боевых ракет МР-УР-100 и Р-36М2 (РС-20, SS-18, «Сатана»), а в итоге содействовало и успешной разработке самого мощного в мире двигателя РД-170.

16.10.1965г.

ПРЕДЛОЖЕНИЕ
ПО СОЗДАНИЮ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ
УР-700

Для решения задачи высадки экипажа на Луну с возвращением на Землю в США разрабатывается ракета Сатурн-5 (С-5), выводящая на низкую орбиту спутника Земли около 127 тонн полезного груза. Для решения той же задачи в Советском Союзе разрабатывается ракета Н-1 с выводом на орбиту около 90 тонн.

Помимо большой грузоподъемности С-5 имеет преимущество большей простоты по сравнению с Н-1, что повышает надежность, так как число двигателей в трех первых ступенях С-5 составляет лишь 11 шт. (5+5+1), против 44 шт. (30+8+6) у Н-1. По состоянию разработки С-5 находится далеко впереди Н-1.

Особую по важности проблему составляет обеспечение надежности ракеты Н-1. Серьезные опасения вызывает использование на борту Н-1 чрезмерно большого количества двигателей, доходящего до 50. Заложенная в проект система отключения двигателя в случае возникновения аварийной ситуации не гарантирует успех, так как в значительном числе случаев выход из строя двигателя сопровождается его разрушением, способным вывести из строя ракету. Наличие на борту 50-ти основных двигателей делает проблему надежности трудноразрешимой.

Изложенное показывает назревшую необходимость поиска другого пути решения полета на Луну, лучше решающего проблему надежности и приводящего к созданию ракеты, не уступающей основным техническим характеристикам американской С-5.

Таким путем является использование разработки ракеты «Протон» с последующим ее развитием. Ракета «Протон» в промежуточном двухступенчатом варианте и в основном трехступенчатом варианте обладает несколько большими стартовыми весами и способна вывести на орбиту спутника Земли несколько больший полезный груз, чем американские ракеты того же класса Сатурн-1 и Сатурн-1Б соответственно. При этом «Протон» выгодно отличается тем, что использует высококипящее топливо вместо трудно эксплуатируемых криогенных топлив (жидкие кислород и водород), а также в отличие от американских ракет может транспортироваться поблочно по железным дорогам. Это свидетельствует о значительном техническом преимуществе ракеты «Протон».

Выполненные в ОКБ-52 проработки показали, что при установке на двухступенчатой ракете «Протон» одной дополнительной ступени с 8 двигателями РД-270 тягой по 600 тонн каждый, разрабатываемыми в ОКБ-456, эта ракета-носитель выведет на орбиту вокруг Земли 120 тонн полезного груза. При этом на всех трех ступенях ракеты будет использоваться высококипящее топливо АТ+ДМГ. Такая ракета на базе «Протон» существенно более надежна, чем Н-1, так как на борту используется на 26 двигателей меньше, чем у Н-1, а именно, 8+6+4 + двигатели космических ступеней вместо 30+8+6 + двигатели космических ступеней. Кроме того, применение самовоспламеняющегося высококипящего топлива по всем ступеням также увеличит надежность ракеты, обеспечив безотказные пусковое зажигание, высотный запуск и упростив эксплуатацию.

Разработка двигателя РД-270 начата в ОКБ-456 по Постановлению ЦК КПСС и СМ СССР от 26 июня 1962 г. К настоящему времени разработан полный комплект технической документации, изготовлена оснастка нулевой очереди, и двигатель находится в производстве на опытном заводе ОКБ-456. Проводятся доводочные холодные и огневые стендовые испытания отдельных агрегатов. Завершается реконструкция стенда №2 ОКБ-456 для огневых испытаний двигателя.

При создании дополнительной ступени к «Протону» необходимо разработать лишь один новый унифицированный блок с одним двигателем РД-270. Этот блок будет иметь тот же калибр (4100 мм), что и центральный блок ракеты «Протон»; следовательно, изготовление его может быть организовано на заводе им. Хруничева с полным использованием оснастки, сварочных машин и стендового оборудования, применяющегося при изготовлении ракеты «Протон».

Стендовая горячая и огневая отработка этого блока может быть проведена автономно и, поэтому, достаточно быстро и надежно.

Транспортировка этого блока будет осуществляться так же, как и ракеты «Протон», т.е. ж.д. транспортом, и, вследствие этого на старте не нужно будет создавать больших заводских сооружений, которые необходимы для РН Н-1, имеющей в основе своей корабельную, а не блочную схему.

Для обеспечения высокой надежности и точности, необходимых при выведении РН УР-700 до второй космической скорости, целесообразно использовать для СУ УР-700 основные приборы и аппаратуру от ракеты Р-36, которые по степени отработки, надежности, точности и другим обеспечивают расчетные характеристики УР-700. Такая унификация приборов и аппаратуры от ракеты Р-36 помимо практической проверки, высокой надежности и точности сократит сроки разработки системы управления и сэкономит значительные средства, так как эти приборы и аппаратура уже проверены летными испытаниями и освоены в серийном производстве.

Предлагаемая РН УР-700 будет компактной: ее высота с учетом лунного корабля равна 60 м и диаметр 17 м (у Н-1 высота 105 м и диаметр 17 м). В отличие от Н-1 РН УР-700 допускает поблочную транспортировку всех ступеней по железной дороге.

Вес полезного груза, приходящийся на единицу веса незаправленной ракеты, для предлагаемой РН УР-700 больше, чем для Н-1, хотя УР-700 в отличие от Н-1 допускает поблочную железнодорожную транспортировку. За счет более тяжелого полезного груза и повышенного удельного веса топлива стартовый вес УР-700 больше, чем у Н-1, и составляет 4200 тонн вместо 2850 тонн.

Для РН УР-700 целесообразно построить стартовую позицию в непосредственной близости от стартовой позиции РН Н-1, используя при этом схему старта Н-1, ее основные проектные и конструктивные решения, штатную внешнюю энергетику, систему водо — и газоснабжения, систему связи, подъездные железнодорожные пути, грунтовые дороги, а также транспортно-установочный агрегат. Сборка ступеней ракеты и ее испытание могут проводиться в одном из пролетов монтажно-испытательного корпуса технической позиции Н-1.

Расчетно-конструкторские проработки показали, что на базе трехступенчатой ракеты-носителя УР-700 может быть обеспечен прямой полет космонавтов на Луну без каких-либо стыковок на орбитах вокруг Земли и Луны, путем использования на разгонной (4-й) ступени и тормозной (5-й) для посадки на Луну четырехкамерной сборки на базе фторо-аммиачного двигателя прототипа РД-301 (4x10 тонн), разрабатываемого в ОКБ-456.

Высокая удельная тяга, фактически достигнутая на этом двигателе при стендовых испытаниях (404 сек), и высокий удельный вес топлива (тот же, что для АТ+ДМГ) обеспечивают возможность осуществления наиболее простой и потому надежной схемы прямого полета на Луну.

При этом вторая космическая скорость может быть сообщена лунному кораблю весом 46 тонн. Лунные корабли ракет Сатурн-5 и Н-1 имеют вес 43 т и 37 т соответственно.

Работа по созданию дополнительной ступени с 8 двигателями РД-270 и ЛК на базе фторо-аммиачного двигателя прототипа РД-301 может вестись одновременно с летной отработкой «Протона» и осуществлением на ее базе облета Луны.

Ракета УР-700 таит в себе большие возможности дальнейшего усовершенствования. Так, при использовании на 3-ей ступени фтораммиачного топлива и двигателей РД-305 с тягой по 50 т, разрабатываемых в ОКБ-456, на орбиту спутника Земли может быть выведен полезный груз около 150 т, а вторая космическая скорость может быть сообщена кораблю весом свыше 50 т. При этом габариты 3-ей ступени останутся практически неизменными.

Когда в Советском Союзе будет освоено производство жидкого водорода, то использование этого горючего со фтором еще более повысит вес полезной нагрузки.

Таким образом, для решения задач полетов на Луну при интенсивной работе, начатой без промедления, к 1970 г. может быть создана тяжелая ракета УР-700 с характеристиками, превышающими американские (прямой полет на Луну), по более простой и надежной схеме, чем С-5 и Н-1.

Просим Вашего разрешения на выполнение эскизного проекта комплекса УР-700.

ЧЕЛОМЕЙ В.Н.
БАРМИН В.П.
ГЛУШКО В.П.
КУЗНЕЦОВ В.И.

Арх.№ 2016а (79-84)

---------- Добавлено в 19:18 ---------- Предыдущее было в 19:18 ----------

12.05.1965г.

СПРАВКА
СРАВНЕНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК ЖРД КОНСТРУКЦИИ ОКБ-
456 и КОНСТРУКЦИИ ОКБ США

1. Двигатели первых ступеней ракет тягой до 200-250 тонн

а) Кислородно-керосиновые двигатели

Лучший американский двигатель этого класса Н-1, впервые установленный на ракете Сатурн-1 в 1965 г., уступает по удельной тяге в пустоте на 26 сек двигателю 8Д74 первой ступени ракеты Р-7, летающему с 1957 г., и на 20 сек у земли и 30 сек в пустоте двигатель Н-1 уступает двигателю 8Д716, несколько лет летающему на ракете Р-9. Причина в пониженном давлении в американских камерах сгорания (45 ата вместо 60-80 ата) и менее совершенном процессе сгорания (полнота удельной тяги двигателя 90%, вместо 92-93%).

Тяга двигателя Н-1 в 1,7 раза меньше тяги двигателя 8Д716. Удельный вес и габаритный диаметр американских двигателей несколько меньше.

б) Азоттетроксид-диметилгидразиновые двигатели

Лучший американский двигатель этого класса YLR-87-AJ5, летающий несколько лет на ракете Титан-2, уступает по удельной тяге на 10-25 сек у земли и 15-30 сек в пустоте двигателям 8Д723 и 11Д43, используемым на ракетах Р-36 и УР-500. Причина та же, что и в кислородных двигателях.

Тяга американского двигателя (195 т) находится в интервале тяг упомянутых советских двигателей (151-241 т). Удельный вес и габариты американского двигателя несколько больше.

В американском двигателе в качестве горючего используется смесь 50% НДМГ+50% гидразина, температура плавления которой составляет -7,3°С вместо -57°С для НДМГ, используемого в отечественных двигателях. Это обстоятельство осложняет эксплуатацию американского двигателя.

Заключение: Двигатели ОКБ-456 первых ступеней ракет на криогенных и высококипящих топливах в диапазоне тяг до 200-250 тонн превосходят американские двигатели этого класса по основным показателям (тяга, удельная тяга).

2. Двигатели первых ступеней ракет тягой 600 тонн

Американский двигатель F-1 тягой 680 т на криогенном топливе уступает по удельной тяге двигателю 8Д420 тягой 600 т на долгохранимом высококипящем топливе на 40 сек у земли и 17 сек в пустоте, имеет худший удельный вес (в 1½ раза) и больший габаритный объем (~ в 2 раза). Однако двигатель F-1 находится ряд лет в стендовой отработке и в конце 1964 г. прошел сдаточные автономные стендовые испытания, в то время как двигатель 8Д420 находится лишь в стадии освоения производства первых опытных образцов и темпы работы замедлены задержкой с выходом Постановления Правительства. По этой же причине еще не подключены смежники.

Необходимо форсирование работ по созданию двигателя 8Д420 с целью исключения серьезного и недопустимого отставания отечественного ракетного двигателестроения от американского в этом классе двигателей, использование которых повышает надежность тяжелых ракет-носителей, позволяя решать задачу с ограниченным числом двигателей (на первой ступени Сатурн-5 установлено лишь 5 двигателей F-1 вместо 30 двигателей на ракете Н-1).

Заключение: СССР находится в серьезном и недопустимом отставании в создании двигателя с тягой 600 т. Энергетические и эксплуатационные характеристики двигателя 8Д420 существенно превосходят американские. Необходимо незамедлительно оформить Постановление Правительства о дальнейшей разработке двигателя 8Д420.

3. Двигатели верхних ступеней ракет на криогенных топливах

а) Кислородно-керосиновые двигатели тягой 35-100 тонн

Американский двигатель этого класса LR105-5 второй ступени ракеты «Атлас» по тяге и, по-видимому, по удельной тяге уступает двигателю 8Д75 второй ступени ракеты Р-7. По удельному весу американский двигатель немного лучше, а габарит его несколько меньше, т.к. тяга почти втрое меньше, чем у двигателя 8Д75.

Заключение: Двигатель ОКБ-456 для второй ступени ракеты превосходит американский того же класса.

б) Двигатель тягой 5÷10 тонн на высокоэффективных криогенных топливах

Американский двигатель RL10A-3 на кислородно-водородном топливе, проходящий летные испытания на ракетах Атлас-Центавр (III-я ступень) и Сатурн-I (II-я ступень), превосходит по удельной тяге на 75 сек двигатель 8Д710 на кислородно-диметилгидразиновом топливе (летает на II ступени 63С1М) и на 27 сек двигатель 8Д21 на фторо-аммиачном топливе (проходит стендовую отработку). Удельная тяга двигателя РД-350 на фторо-водородном топливе на 37 сек больше, чем у этого американского двигателя. Однако двигатель РД-350 находится в самой начальной стадии разработки.
Американский двигатель RL10A-3 практически не имеет преимуществ по эффективности перед двигателем 8Д21, так как удельный вес кислородно-водородного топлива примерно в 3 раза меньше, чем у фторо-аммиачного. Тяга двигателя RL10A-3 в 1½ раза меньше, чем у рассматриваемых отечественных двигателей.

Заключение: Сравнение со всеми известными конструкциями показывает, что двигатель 8Д710 не имеет себе равных по удельной тяге среди любых кислородных двигателей с высококипящим горючим, разработанных как США, так и в СССР. Необходимо форсировать доводку и внедрение фторо-аммиачного двигателя 8Д21, не уступающего по эффективности американскому кислородно-водородному двигателю RL10A-3. Советская ракетная техника находится впереди в освоении фтора как окислителя. Американская ракетная техника опередила советскую в освоении и внедрении жидкого водорода. Необходимо форсировать работы в СССР по жидкому водороду. Выполнение разработки фторо-водородного двигателя РД-350 даст нашей стране наиболее эффективный из известных и возможных видов ЖРД, превосходящий все кислородно-водородные двигатели США и СССР.

в) Двигатели тягой 50-100 тонн на высокоэффективных криогенных топливах

В США в завершающей стадии стендовых испытаний находится кислородно-водородный двигатель J-2 тягой 90 т с удельной тягой ~420 сек, обеспечивающий II и III ступени самых тяжелых американских ракет-носителей (Сатурн-IB и Сатурн-5). В ОКБ-456 в проработке находится двигатель РД-305 на фторо-аммиачном топливе на тягу того же класса, не уступающий двигателю J-2 по эффективности.

Заключение: Для восполнения пробела в тематическом плане советских разработок по созданию двигателя средней тяги на высокоэффективном криогенном топливе форсировать разработку двигателя РД-305 с тягой 50 т и удельной тягой 400 сек.

4. Двигатели верхних ступеней ракет на высококипящих топливах.

а) Азотнокислотно-диметилгидразиновые двигатели

Американский двигатель XLP-81-BA-9 верхней ступени ракеты «Аджена» уступает двигателю 8Д722 на том же топливе по тяге и удельному весу; не отличается по удельной тяге, поскольку при в 6,5 раз меньшей тяге используется сопло с большей степенью расширения.

Заключение: Отечественный двигатель 8Д722 обладает лучшими характеристиками, чем американский XLP-81-BA-9. В связи с существенной разницей в тяге рассматриваемых двигателей, более правильно проводить сравнение двигателя США с двигателями ОКБ-2 на том же топливе, менее отличающихся по тяге.

б) Азоттетроксид-диметилгидразиновые двигатели

Двигатели США этого класса разработаны для II ступени ракеты «Титан-2» и разрабатываются для двигательного отсека лунного корабля «Аполлон». В ОКБ-456 на аналогичном топливе разработан двигатель 8Д724 для II ступени Р-36 и разрабатываются экспериментальные двигатели 8Д725, 11Д44 для II и III ступеней ракет. По диапазону тяг и значению удельной тяги двигатели ОКБ-456 превосходят американские двигатели. «Аэрозин-50» уступает отечественному горючему «Гидразин-50» как по температуре плавления (-7,3°С вместо — 60°С), так и по эффективности, обеспечивая меньшую удельную тягу.

Заключение: Характеристики отечественных двигателей этого класса превышают американские по диапазону тяг и удельной тяге. Необходимо форсировать разработку двигателя 8Д725, обладающего наибольшей удельной тягой среди всех известных двигателей, использующих высококипящие не «экзотические» топлива.

в) Перекисные двигатели

В ОКБ-456 проводятся исследования, связанные с разработкой экспериментальных двигателей на высококипящих долгохранимых топливах, обладающих весьма высокой удельной тягой — от 380 сек для пентаборана в качестве горючего до 444 сек для флюидизированного гидрида берилия как горючего. Создание этих двигателей откроет новые возможности в развитии ракетной техники. О разработке подобных двигателей в США сведений не имеется.

Заключение: Форсировать работы по созданию двигателей 11Д11 и РД-560, способных на базе высококипящих компонентов топлива обеспечить предельные значения удельных тяг, характерные для фторо-кислородных и фторных двигателей.

Главный конструктор ОКБ-456
ГЛУШКО

Арх.№ 2016а (36-42)

иногда размышляю, каков тогда был лучший путь для СССР в лунной гонке. возможно ли было взять самый дальний рубеж, доступный человеку в космосе. ведь он и по сей день остается последним, ведь следующий -- Марс, и он еще долго будет вне досягаемости.

печально читать эти докладные по поводу безотлагательных мер в 1965-1966 году, зная, что они безнадежно запаздывали. тем более, с призывами начать разработку новых РН, что было уже просто утопией в плане сроков. надеяться можно было только на серьезные неудачи американцев.

первая версия американской тяжелой РН "Сатурн" (Сатурн-1) был запущен в 1961. за пять лет на его основе были качественно отработаны необходимые технологии. в результате в 1966 году полетел Сатурн-1Б, а в 1967 -- сверхтяжелый Сатурн-5, и летали уже 100% безаварийно.

наш первый тяжелый носитель УР-500 полетел только в 1965. потребовались те же 5 лет, чтобы прекратились серии аварий, и его стало действительно возможно использовать. только тогда пошел 1970 год, и американцы дважды высаживались на Луне.

с облетом Луны вполне могли опередить американцев, если именно это поставили это конечной целью. только лучше бы все-таки не в 5 пусков "Союзов", а немного побольше, не экономя так радикально на безопасности. однако, выигрывать облет, отказываясь от приоритета в высадке, смысла не было, в общем-то, никакого.

Цитата:

---

В истории не положено прибегать к сослагательным наклонениям, но я не историк и могу себе позволить предположить, что было бы, если бы наше предложение 1962 года было узаконено. Нет сомнения, что H11 мы бы создали значительно раньше первой летной H1. Вторая и третья ступени ракеты могли быть отработаны на стендах огневых испытаний под Загорском в НИИ-229 (так впоследствии и поступили). Стартовые системы, строившиеся для H1, на первом этапе могли быть упрощены и приспособлены для Н11. Была упущена реальная возможность создать экологически чистый носитель для полезного груза 25 тонн. Спустя 25 лет и по сие время потребность в таком чистом носителе в мировой космонавтике ощущается очень остро. Но тогда идея была перекрыта в связи с предложениями Челомея по УР-500 и Янгеля по Р-56.

---

http://epizodsspace.narod.ru/bibl/ch...niga-4/g3.html

не могу не согласиться. более того, керосиновая РН класса 25 тонн актуальна и сейчас. вообще, я бы именно такой путь назвал бы идеальным, с высоты XXI века -- сделать ставку на серийное производство носителей умеренно-тяжелой массы, технологию сборки орбитальных комплексов, и на этой основе построить лунную программу. возможно, это не только дало бы шанс выиграть лунную гонку, но и не забросить Луну после победного флаговтыка, вместе с дорогостоящими и ненужными ни для чего иного супертяжами...

Цитата:

---

Сообщение от Дохляк

с высоты XXI века -- сделать ставку на серийное производство носителей умеренно-тяжелой массы, технологию сборки орбитальных комплексов, и на этой основе построить лунную программу.

---

Я тоже примерно так думаю. Иметь несколько носителей (или одну модульную) на запуск до 20 - 30 тонн на низкую орбиту - только очень надежную. И тогда любые конструкции можно было бы собирать уже на орбите - хоть на Юпитер (образно говоря).