La Russie a un besoin urgent d'un transporteur de classe super-lourd
L'année dernière, Roskosmos a annoncé un appel d'offres pour le développement d'une fusée de classe lourde basée sur le projet Angara existant, capable, entre autres, de livrer un vaisseau spatial habité sur la Lune. De toute évidence, le manque de fusées super-lourdes en Russie pouvant lancer jusqu'à 80 tonnes de fret en orbite entrave de nombreux travaux prometteurs dans l'espace et sur Terre. Le projet du seul transporteur national aux caractéristiques similaires, Energia-Buran, a été clôturé au début des années 90, malgré les 14, 5 milliards de roubles dépensés (au prix des années 80) et 13 ans. Pendant ce temps, en URSS, une super-fusée aux performances étonnantes a été développée avec succès. Les lecteurs de "VPK" se voient proposer une histoire sur l'histoire de la création de la fusée N1.
Le début des travaux sur le H1 à moteur à jet liquide (LPRE) a été précédé par des recherches sur les moteurs-fusées utilisant l'énergie nucléaire (NRE). Conformément à un décret gouvernemental du 30 juin 1958, un avant-projet a été élaboré à l'OKB-1, approuvé par S. P. Korolev le 30 décembre 1959.
OKB-456 (concepteur en chef V. P. Glushko) du Comité d'État pour la technologie de défense et OKB-670 (M. M. OKB-1 a développé trois versions de missiles avec des missiles à propulsion nucléaire, et la troisième s'est avérée la plus intéressante. Il s'agissait d'une fusée géante d'un poids de lancement de 2000 tonnes et d'une charge utile allant jusqu'à 150. Les premier et deuxième étages étaient fabriqués sous la forme de blocs de fusées coniques, censés contenir un grand nombre de NK- 9 moteurs-fusées à propergol liquide d'une poussée de 52 tonnes au premier étage. La deuxième étape comprenait quatre NRE avec une poussée totale de 850 tf, une impulsion de poussée spécifique dans le vide pouvant atteindre 550 kgf / kg lors de l'utilisation d'un autre fluide de travail à une température de chauffage pouvant atteindre 3500 K.
La perspective d'utiliser de l'hydrogène liquide dans un mélange avec du méthane comme fluide de travail dans un moteur de fusée nucléaire a été montrée dans l'ajout du décret ci-dessus "Sur les caractéristiques possibles des fusées spatiales utilisant de l'hydrogène", approuvé par SP Korolev le 9 septembre 1960. Cependant, à la suite d'études plus poussées, l'opportunité des lanceurs lourds utilisant des moteurs-fusées à propergol liquide à tous les stades sur des composants de carburant maîtrisés avec l'utilisation d'hydrogène comme carburant est devenue claire. L'énergie nucléaire a été reportée à l'avenir.
Projet grandiose
L'arrêté gouvernemental du 23 juin 1960 "sur la création de puissants lanceurs, satellites, vaisseaux spatiaux et l'exploration spatiale en 1960-1967" ans d'un nouveau système de fusée spatiale avec une masse de lancement de 1000-2000 tonnes, qui assure le lancement de un vaisseau spatial interplanétaire lourd d'une masse de 60 à 80 tonnes en orbite.
Plusieurs bureaux d'études et instituts scientifiques ont été impliqués dans l'ambitieux projet. Sur les moteurs - OKB-456 (V. P. Glushko), OKB-276 (N. D. Kuznetsov) et OKB-165 (AM Lyulka), sur les systèmes de contrôle - NII-885 (N. A. Pilyugin) et NII-944 (VI Kuznetsov), au sol complexe - GSKB "Spetsmash" (VP Barmin), sur le complexe de mesure - NII-4 MO (AI Sokolov), sur le système de vidange des réservoirs et de régulation du rapport des composants du carburant - OKB-12 (AS Abramov), pour la recherche aérodynamique - NII-88 (Yu. A. Mozzhorin), TsAGI (V. M. Myasishchev) et NII-1 (V. Ya. Likhushin), selon la technologie de fabrication - le V. M. Paton de l'Académie des sciences de la RSS d'Ukraine (BE Paton), NITI-40 (Ya. V. Kolupaev), l'usine Progress (A. Ya. Linkov), selon la technologie et les méthodes de développement expérimental et de modernisation des peuplements - NII-229 (G. M. Tabakov) et autres.
Les concepteurs ont systématiquement examiné des lanceurs à plusieurs étages avec une masse de lancement de 900 à 2500 tonnes, tout en évaluant les possibilités techniques de création et la préparation de l'industrie du pays pour la production. Les calculs ont montré que la plupart des tâches à des fins militaires et spatiales sont résolues par un lanceur d'une charge utile de 70 à 100 tonnes, qui est lancé sur une orbite à une altitude de 300 km.
Par conséquent, pour les études de conception de N1, une charge utile de 75 tonnes a été adoptée avec l'utilisation de carburant oxygène-kérosène à tous les étages du moteur-fusée. Cette valeur de la masse de la charge utile correspondait à la masse de lancement du lanceur de 2200 tonnes, en tenant compte du fait que l'utilisation d'hydrogène comme carburant aux étages supérieurs augmentera la masse de la charge utile jusqu'à 90-100 tonnes avec le même poids de lancement. Des études menées par les services technologiques des usines de fabrication et des instituts technologiques du pays ont montré non seulement la faisabilité technique de la création d'un tel lanceur avec un coût et un temps minimes, mais également l'état de préparation de l'industrie pour sa production.
Dans le même temps, les possibilités de tests expérimentaux et au banc d'essais des unités BT et des blocs II et III sur la base expérimentale existante de NII-229 avec des modifications minimales ont été déterminées. Les lancements LV ont été envisagés depuis le cosmodrome de Baïkonour, pour lequel il a été demandé d'y créer des structures techniques et de lancement adaptées.
Aussi, divers schémas d'aménagement avec division transversale et longitudinale des marches, avec réservoirs porteurs et non porteurs ont été envisagés. En conséquence, un schéma de fusée a été adopté avec une division transversale des étages avec des réservoirs de carburant sphériques monoblocs suspendus, avec des installations multimoteurs aux étages I, II et III. Le choix du nombre de moteurs dans le système de propulsion est l'un des problèmes fondamentaux dans la création d'un lanceur. Après l'analyse, il a été décidé d'utiliser des moteurs d'une poussée de 150 tonnes.
Aux stades I, II et III du transporteur, il a été décidé d'installer un système de surveillance des activités organisationnelles et administratives du KORD, qui arrêtait le moteur lorsque ses paramètres contrôlés s'écartaient de la norme. Le rapport poussée/poids du lanceur a été pris de telle sorte que lors d'un fonctionnement anormal d'un moteur dans la section initiale de la trajectoire, le vol se poursuivait, et dans les dernières sections du vol de la première étape, un plus grand nombre de moteurs pouvaient être éteint sans préjudice de la tâche.
OKB-1 et d'autres organismes ont mené des études spéciales pour justifier le choix des composants propulseurs avec une analyse de la faisabilité de leur utilisation pour le lanceur N1. L'analyse a montré une diminution significative de la masse de la charge utile (avec une masse de lancement constante) dans le cas d'une transition vers des composants de carburant à haut point d'ébullition, qui est due à de faibles valeurs d'impulsion spécifique de poussée et à une augmentation de la masse des réservoirs de carburant et des gaz sous pression en raison de la pression de vapeur plus élevée de ces composants. La comparaison de différents types de carburant a montré que l'oxygène liquide - le kérosène est beaucoup moins cher que AT + UDMH: en termes d'investissements en capital - deux fois, en termes de coût - huit fois.
Le lanceur H1 se composait de trois étages (blocs A, B, C), interconnectés par des compartiments de transition de type treillis, et d'un bloc de tête. Le circuit d'alimentation était une coque de châssis qui perçoit les charges externes, à l'intérieur desquelles se trouvaient les réservoirs de carburant, les moteurs et autres systèmes. Le système de propulsion de l'étape I se composait de 24 moteurs NK-15 (11D51) avec une poussée de 150 tf au sol, disposés en anneau, étape II - huit des mêmes moteurs avec une tuyère à haute altitude NK-15V (11D52), stade III - quatre NK-19 (11D53) avec une tuyère à haute altitude. Tous les moteurs étaient en circuit fermé.
Les instruments du système de contrôle, de télémétrie et d'autres systèmes étaient situés dans des compartiments spéciaux aux étapes appropriées. Le LV a été installé sur le dispositif de lancement avec des talons d'appui le long de la périphérie de l'extrémité du premier étage. La disposition aérodynamique adoptée a permis de minimiser les moments de contrôle requis et d'utiliser le principe de désadaptation de poussée des moteurs opposés sur le lanceur pour le contrôle du tangage et du roulis. En raison de l'impossibilité de transporter des compartiments de fusée entiers par les véhicules existants, leur division en éléments transportables a été adoptée.
Sur la base des étages N1 LV, il a été possible de créer une série unifiée de fusées: N11 avec l'utilisation des étages II, III et IV du N1 LV avec une masse de départ de 700 tonnes et une charge utile de 20 tonnes dans un Orbite AES à une altitude de 300 km et N111 avec l'utilisation des étages III et IV du N1 LV et de l'étage II de la fusée R-9A avec une masse au lancement de 200 tonnes et une charge utile de 5 tonnes en orbite de satellites avec une altitude de 300 km, ce qui pourrait résoudre un large éventail de missions de combat et spatiales.
Les travaux ont été réalisés sous la supervision directe de S. P. Korolev, qui dirigeait le Conseil des concepteurs en chef, et de son premier adjoint, le V. P. Mishin. Les matériaux de conception (un total de 29 volumes et 8 annexes) au début de juillet 1962 ont été examinés par une commission d'experts dirigée par le président de l'Académie des sciences de l'URSS M. V. Keldysh. La Commission a noté que la justification du LV H1 a été effectuée à un niveau scientifique et technique élevé, répond aux exigences des conceptions conceptuelles du LV et des fusées interplanétaires, et peut être utilisée comme base pour l'élaboration de la documentation de travail. Dans le même temps, les membres de la commission M. S. Ryazansky, V. P. Barmin, A. G. Mrykin et quelques autres ont évoqué la nécessité d'impliquer OKB-456 dans le développement de moteurs pour lanceurs, mais V. P. Glushko a refusé.
D'un commun accord, le développement des moteurs a été confié à OKB-276, qui n'avait pas suffisamment de bagage théorique et d'expérience dans le développement de moteurs de fusée à propergol liquide avec une absence presque totale de bases expérimentales et de banc pour cela.
Essais infructueux mais fructueux
La Commission Keldysh a indiqué que la tâche principale du H1 était son utilisation au combat, mais au cours de travaux ultérieurs, le but principal de la super-fusée était l'espace, principalement une expédition sur la lune et un retour sur Terre. Dans une large mesure, le choix d'une telle décision a été influencé par les rapports du programme lunaire habité Saturne-Apollon aux États-Unis. Le 3 août 1964, le gouvernement de l'URSS, par son décret, consolide cette priorité.
En décembre 1962, OKB-1 a soumis au GKOT les « données initiales et exigences techniques de base pour la conception du complexe de lancement de la fusée N1 » convenues avec les concepteurs en chef. Le 13 novembre 1963, la Commission du Conseil suprême de l'économie nationale de l'URSS, par sa décision, a approuvé un calendrier interministériel pour l'élaboration de la documentation de conception d'un complexe de structures nécessaires aux essais en vol du LV N1, à l'exclusion de la la construction elle-même et le support matériel et technique. MI Samokhin et AN Ivannikov ont supervisé la création du site d'essai à OKB-1 sous la supervision étroite de SP Korolev.
Au début de 1964, l'arriéré global de travail par rapport au temps prévu était d'un à deux ans. Le 19 juin 1964, le gouvernement a dû reporter le début de la LCI à 1966. Les essais de conception de vol de la fusée N1 avec une unité principale simplifiée du système LZ (avec le vaisseau spatial sans pilote 7K-L1S au lieu de LOK et LK) ont commencé en février 1969. Au début du LKI, des tests expérimentaux d'unités et d'assemblages, des tests au banc des blocs B et V, des tests avec un prototype de fusée 1M à des positions techniques et de lancement ont été effectués.
Le premier lancement de la fusée et du complexe spatial N1-LZ (n° ЗЛ) depuis le lancement tribord le 21 février 1969 s'est terminé par un accident. Dans le générateur de gaz du deuxième moteur, des vibrations à haute fréquence se sont produites, le tuyau de prise de pression derrière la turbine s'est détaché, une fuite de composants s'est formée, un incendie s'est déclaré dans le compartiment arrière, ce qui a entraîné une violation du contrôle du moteur système, qui a émis une fausse commande pour éteindre les moteurs pendant 68,7 secondes. Cependant, le lancement a confirmé l'exactitude du schéma dynamique choisi, la dynamique de lancement, les processus de contrôle du LV, a permis d'obtenir des données expérimentales sur les charges sur le LV et sa force, l'effet des charges acoustiques sur la fusée et le système de lancement, et quelques autres données, y compris les caractéristiques opérationnelles en conditions réelles.
Le deuxième lancement du complexe N1-LZ (n° 5L) a été effectué le 3 juillet 1969, et il a également traversé une urgence. Selon la conclusion de la commission d'urgence présidée par V. P. Mishin, la raison la plus probable était la destruction de la pompe à oxydant du huitième moteur du bloc A lors de l'entrée dans l'étage principal.
L'analyse des tests, les calculs, les recherches et les travaux expérimentaux ont duré deux ans. L'amélioration de la fiabilité de la pompe d'oxydant a été reconnue comme les principales mesures; l'amélioration de la qualité de fabrication et d'assemblage des THA; installation de filtres devant les pompes du moteur, excluant la pénétration de corps étrangers dans celle-ci; remplissage pré-lancement et purge à l'azote de la queue du bloc A en vol et mise en place d'un système d'extinction d'incendie au fréon; introduction des éléments de structure, dispositifs et câbles des systèmes situés dans le compartiment arrière du bloc A dans la conception de la protection thermique; changer la disposition des appareils afin d'augmenter leur capacité de survie; introduction du blocage de la commande AED jusqu'à 50 s. vol et retrait d'urgence du lanceur dès le départ par remise à zéro de l'alimentation, etc.
Le troisième lancement de la fusée et du système spatial N1-LZ (n° 6L) a été effectué le 27 juin 1971 à partir du lancement gauche. Les 30 moteurs du bloc A sont entrés dans le mode des étapes préliminaires et principales de poussée conformément au cyclogramme standard et ont fonctionné normalement jusqu'à ce qu'ils soient éteints par le système de contrôle pendant 50,1 s continuellement augmenté de 14,5 s. atteint 145°. Comme l'équipe AED a été bloquée jusqu'à 50 s, le vol a duré jusqu'à 50, 1 s. est devenu pratiquement ingérable.
La cause la plus probable de l'accident est la perte de contrôle du roulis due à l'action de moments perturbateurs auparavant non comptabilisés dépassant les moments de contrôle disponibles des corps de roulis. Le moment de roulis supplémentaire révélé est survenu avec tous les moteurs en marche en raison du puissant flux d'air vortex dans la zone inférieure de la fusée, aggravé par l'asymétrie du flux autour des pièces du moteur dépassant du bas de la fusée.
En moins d'un an, sous la direction de M. V. Melnikov et B. A. Sokolov, des moteurs de direction 11D121 ont été créés pour assurer le contrôle du roulis de la fusée. Ils fonctionnaient au gaz comburant des générateurs et au carburant provenant des moteurs principaux.
Le 23 novembre 1972, le quatrième lancement a été effectué avec la fusée n° 7L, qui a subi d'importants changements. Le contrôle du vol a été effectué par un complexe informatique embarqué selon les commandes de la plate-forme gyrostabilisée développée par l'Institut de recherche scientifique de l'industrie aéronautique. Les systèmes de propulsion comprenaient des moteurs de direction, un système d'extinction d'incendie, une protection mécanique et thermique améliorée des appareils et un réseau de câbles à bord. Les systèmes de mesure ont été complétés par un équipement de radiotélémétrie de petite taille développé par OKB MEI (concepteur en chef A. F. Bogomolov). Au total, la fusée comptait plus de 13 000 capteurs.
Le n°7L a volé par 106, 93 p. Sans commentaire, mais en 7 s. avant l'heure estimée de séparation des premier et deuxième étages, il y a eu une destruction quasi instantanée de la pompe à comburant du moteur n°4, ce qui a conduit à l'élimination de la fusée.
Le cinquième lancement était prévu pour le quatrième trimestre de 1974. En mai, toutes les mesures de conception et de construction visant à garantir la capacité de survie du produit, compte tenu des vols précédents et des études supplémentaires, ont été mises en œuvre sur la fusée n ° 8L et l'installation des moteurs améliorés a commencé.
Il semblait que tôt ou tard la super-fusée volerait où et comme elle le devrait. Cependant, le chef nommé de TsKBEM, transformé en NPO Energia, en mai 1974, l'académicien V. P. Glushko, avec le consentement tacite du ministère de la Construction mécanique générale (S. A. Afanasyev), l'Académie des sciences de l'URSS (M. V. Keldysh), la Commission militaro-industrielle du Conseil des ministres (L. V. Smirnov) et le Comité central du PCUS (D. F. Ustinov) ont arrêté tous les travaux sur le complexe N1-LZ. En février 1976, le projet a été officiellement clôturé par un décret du Comité central du PCUS et du Conseil des ministres de l'URSS. Cette décision a privé le pays de navires lourds, et la priorité est passée aux États-Unis, qui ont déployé le projet de navette spatiale.
Les dépenses totales pour l'exploration de la Lune dans le cadre du programme H1-LZ en janvier 1973 s'élevaient à 3,6 milliards de roubles, pour la création de H1 - 2,4 milliards. La réserve de production d'unités de missiles, presque tout l'équipement des complexes techniques, de lancement et de mesure a été détruit et les coûts d'un montant de six milliards de roubles ont été amortis.
Bien que la conception, la production et les développements technologiques, l'expérience d'exploitation et la garantie de la fiabilité d'un puissant système de fusée aient été pleinement utilisés dans la création du lanceur Energia et, évidemment, trouveront une large application dans les projets ultérieurs, il convient de noter que la résiliation des travaux sur H1 était erroné. L'URSS a volontairement cédé la palme aux Américains, mais l'essentiel est que de nombreuses équipes de bureaux d'études, d'instituts de recherche et d'usines ont perdu la charge émotionnelle de l'enthousiasme et du sens de l'attachement aux idées de l'exploration spatiale, qui déterminent en grande partie la réalisation d'objectifs fantastiques apparemment inaccessibles.
