Ракета-носитель «н-1»: история катастроф

Расчет ВБР РН СТК

Расчет ВБР РН СТК будет проводиться для трех вариантов коэффициента охвата САЗ:
a=0 (без резервирования)
a=0.75 (вероятность взрыва аварийного РД 1/4)
a=0.9 (вероятность взрыва аварийного РД 1/10)

Для простоты мы не будем учитывать вероятноcть двойного отказа, поскольку она относительно невелика. А также примем вероятность ложного срабатывания САЗ за 0. Более точные (но и намного более сложные) формулы для оценки ВБР можно найти в статье В.Л.Солнцева, И.С.Радугина и В.А.Задебы «Основные требования к маршевым двигателям перспективных ракет-носителей сверхтяжелого класса с жидкостными ракетными двигателями» (2015 год). Мы же будем пользоваться наиболее простой методикой, взятой из популярной книги В.Е.Нестерова «Космический ракетный комплекс Ангара. История создания».

Исходные данные для расчета ВБР

Коэффициент охвата САЗ a 0.75 0.9
ВБР НК-33/43/21 Pнк 0.99 0.9975 0.999
ВБР РД-191 P191 0.99 0.9975 0.999
ВБР РД-180* P180 0.989 0.99725 0.9989
ВБР РД-170/171* P171 0.978 0.9945 0.9978
ВБР РД-0124* P0124 0.986 0.9965 0.9986
ВБР водородной ДУ Рвду 0.995
ВБР ступени (топливная система и рулевой привод) Pст 0.999
ВБР разделения ступеней Pрс 0.9995
ВБР системы управления РН Pсу 0.995
ВБР сброса ГО Pго 0.9976

* статистическая ВБР на 15 мая 2021 года

В своих оценках мы пытаемся спрогнозировать реальную будущую надежность выведения на низкую орбиту, в отличие от расчетной надежности, которая применяется для обоснования проекта. Поэтому везде, где только возможно, мы пользуемся доступными в сети открытыми статистическими данными по ВБР РД. А вероятность работы РД без взрыва вычисляется по формуле:
Pa = 1 — (1 — a)(1 — P)
где a — коэффициент охвата САЗ, P — ВБР РД
ВБР водородной ДУ взята оценочно с учетом резервирования ее РД, т.к. коэффициент охвата САЗ различается для РД различных видов.

Параметры Pст, Pрс, Pсу и Pго взяты из книги В.Е.Нестерова «Космический ракетный комплекс Ангара. История создания».

Расчет ВБР

Расчет ВБР проводится для доставки космической КГЧ на низкую околоземную орбиту. При лунном перелете эта орбита играет роль опорной — с нее с помощью входящего в состав КГЧ разгонного блока проводится отправка груза на отлетную траекторию к Луне.

В таблице перечислены гипотетические и реально существующие проекты, для которых указан год состоявшегося или когда-либо намечавшегося первого запуска и выводимая на низкую орбиту полезная нагрузка. Обсуждение проектов — здесь и в нашей предыдущей статье 2020 года.

РН год ПН блоков и РД по ступеням расчет ВБР ВБР
1 2 3 4
Энергия  1987 90 4 1 (P171Pст)4PвдуPстPрсPсуPго =90%
Ангара-А5  2014 22 4 1 1 (P191Pст)5P0124PстPрс2PсуPго =92%
Ангара-A5 x2 40 4 1 1 (P180Pст)4P191P0124Pст2Pрс2PсуPго =92%
Ангара-A5 x4 75 4 1 1 (P171Pст)4P180P0124Pст2Pрс2PсуPго =88%
Союз-5
a=0.75
a=0.9
2023 17 1 1 P171P0124Pст2PрсPсуPго 95%
=96%97%
СТК-50
a=0.75
a=0.9
2025 50 2 1 1 (P171Pст)2P180P0124Pст2Pрс2PсуPго 92%
=93%93%
СТК-75
a=0.75
a=0.9
75 4 1 1 (P1802Pст)4P1912P0124Pст2Pрс2PсуPго 87%
=95%97%
8 2 1
Енисей 2028 103 4 2 1 (P171Pст)6P180PстPрс2PсуPго =84%
Дон 2032 140 4 2 1 1 (P171Pст)6P180PвдуPст2Pрс3PсуPго =83%
Н-1Ф
a=0.75
a=0.9
1974 100 1 1 1 Pнк42Pст3Pрс2PсуPго  65%
=89%95%
30 8 4
Н-1Ф 180
a=0.75
a=0.9
100 1 1 1 P18012Pнк12Pст3Pрс2PсуPго  76%
=93%96%
12 8 4

Для проектов с резервированием указаны значения ВБР, рассчитанные при различных показателях коэффициента охвата САЗ. Видно, что даже при невысокой эффективности САЗ (a=0.75) ВБР сверхтяжелых ракет можно поднять до уровня тяжелых и средних РН. Но отказ от резервирования РД в нынешнем проекте СТК «Енисей» приводит в падению ВБР до неприемлемо низкого уровня.

К большому сожалению, единственный проект с резервированием РД, который создавался в Советском Союзе и России — это ракета Н-1, которую ни разу не запускали в наиболее совершенном варианте Н-1Ф. Неудача, которую потерпели фМишин и Черток при испытаниях Н-1, привела к тому, что в советских и позже российских проектах ставка стала делаться на уменьшение числа РД до минимума в противовес их резервированию.

Но отметим, что применение оптимальных по тяге РД-180 вместо относительно слабых НК-33 позволяет понять ВБР сверхтяжелой РН Н-1 на несколько пунктов. Дополнительный положительный эффект могла бы дать замена НК-43 второй ступени на более мощные РД-191 в высотном варианте.

Чем ответить на китайский ракетный вызов?

Нетрудно понять, что будущие китайские сверхтяжелые ракеты напрямую конкурируют с будущими российскими, обладая при этом определенными техническими преимуществами в виде более широкого использования водородных технологий. Если Россия только собирается использовать водород на верхних ступенях своих ракет, то Китай уже применяет их в центральном блоке и верхней ступени тяжелой ракеты CZ-5

Немаловажно и то, что у CNSA нет проблем с финансированием дорогостоящих разработок. Поэтому возникает вопрос — а можно ли соревноваться в создании СТК с уже ушедшим вперед Китаем? И будут ли российские СТК иметь конкурентные перспективы по сравнению с китайской ракетной техникой?

Если говорить о пакетных РН СТК, то они естественны для нынешней школы ракетостроения, как в России, так и в Китае. Запланированные «Енисей» и «Дон» реализуют те же подходы «Энергии», что китайские проекты, однако отличаются от них неприемлемо низкой оценочной надежностью. Впрочем, если уменьшить число нижних блоков до классических трех-пяти, то проблему надежности можно решить. Российские ракеты будут обладать лучшим массовым совершенством по сравнению с китайскими — что высоко ценится специалистами, но, к сожалению, мало влияет на рыночную конкурентоспособность, где определяющее значение цена запуска и статистика успешных выведений.

РН Н-1 Л3 на стартовой площадке

Исключением может стать моноблочная РН СТК. Вроде бы антикварная советская ракета Н-1Ф выглядит, как асимметричный ответ китайскому ракетному вызову. Лунная ракета Королева не похожа на то, что сейчас делают в Китае и это позволяет надеяться на то в каких-то отношениях она может оказаться более удачной. Например, по показателям работы модернизированной САЗ. А также — по стоимости производства, затратах на оснащение стартового комплекса и эффективности средств возвращения ракетных ступеней.

Отметим также, что Россия находится в уникальном положении, обладая всеми необходимыми технологиями для создания керосиновой РН СТК. Всем нашим соперникам по космосу предстоит провести непростую работу по созданию и доводке мощных РД — «Раптора» в США, YF-130 и YF-90 в Китае. В то время как у России есть готовый РД-180, находящийся в производстве и всесторонне испытанный, с накопленной статистикой. Но наши соперники работают, а Роскосмос только запрягает… уже более 10 лет, поскольку первые проекты российского СТК появились далеко не вчера. При таком подходе ракетное преимущество России очень скоро сойдет на нет.

Генеральный директор Ракетно-космического центра «Прогресс» Дмитрий Баранов только что сказал, что выбор решения для технического проекта СТК продлится минимум до конца 2021 года:

Заключение

Мы постарались понять, в чем суть размышлений Роскосмоса, совета РАН по космосу и Минфина России по поводу проекта будущей сверхтяжелой ракеты. Как видно, окончательные выводы по этому вопросу все еще не сделаны. Выбор обоснованного проекта РН СТК — это задача со многими критериями, которые все учитываются при принятии решения

Возможно, стоит учесть уроки создания РН Н-1 Л3 и не гнаться за предельно высокой ПН, уделив особое внимание надежности будущей сверхтяжелой ракеты. А также предусмотреть многоразовое использование ступеней СТК уже на этапе их летных испытаний

Еще одно пожелание состоит в том, что «не следует складывать все яйца в одну корзину». Сверхтяжелая ракета – очень дорогое удовольствие. Две сверхтяжелые ракеты – вдвое более дорогое, и еще дороже обходится их многоразовость. Но если ограничиться только одним одноразовым проектом, то вырастает риск ошибочного выбора, особенно с учетом компромиссного характера коллегиальных решений. Поэтому космическая программа США предусматривает четыре принципиально разных супертяжа (SLS, Falcon Heavy, Starship и New Glenn), Китай ведет два проекта с пятью модификациями. И Роскосмосу стоит подумать о том, как организовать ведение конкурентных разработок.

На окончательный выбор проекта (или проектов) РН СТК может повлиять ход испытаний Super Heavy/Starship — гигантcкого американского космолета c многодвигательной установкой, который уже почти готов к первому старту в космос. Мы думаем, что конструкция Н-1Ф c РД-180 могла бы превзойти Super Heavy/Starship по ключевому параметру — надежности выведения. Но для этого надо завершить затянувшееся обсуждение различных проектов РН СТК и взяться за работу. России нужна своя, надежная и многоразовая сверхтяжелая ракета для дальнейшего участия в освоении космоса.

Факты об огромной советской лунной ракете Н-1

  • Главный советский конструктор ракет Сергей Королев всегда мечтал отправить человека на Луну с ракетой Н-1
  • Лунная ракета Н-1 была очень высокой — 105 м и она немного короче Сатурна V
  • Лунная вариация Н-1 состояла из 5 ступеней ракеты. 3 требовалось для выхода на низкую околоземную орбиту
  • Необычная коническая форма Н-1 была обусловлена использованием сферических топливных баков, которые были в основании. Они были 17 м в ширину!
  • Первая ступень Н-1 произвела сумасшедшие 4,6 миллиона кг тяги, который легко превысил 3,5 миллиона кг веса американской ракеты Saturn V
  • Первая ступень до сих пор является самой мощной ступенью любой ракеты в истории
  • Тяга для первой ступени поступала от 30 ракетных двигателей НК-15, расположенных в два кольца, наружное основное кольцо 24 и внутреннее кольцо 6
  • Полностью загруженный и заправленный, Н-1 весил поразительные 2750 тонн!

  • Все 4 попытки запустить Н-1 на орбиту провалились, а второй запуск с грохотом вернулся на стартовую площадку, что привело к одному из крупнейших неядерных взрывов в истории человечества
  • Частично из-за этих сбоев программа Н-1 была приостановлена в 1974 году, официально отменена в 1976 году, а неудачная лунная программа хранилась в государственной тайне до 1990-х годов

Сравнение Сатурн V и ракеты Н-1

Сатурн V был на 6 м выше, чем Н-1, но гораздо тоньше в основании (10 м против 17 м) из – за их различной формы, конической против цилиндрической. Н-1 обеспечивал значительно большую тягу с первой ступени, за счет 30 ракетных двигателей против 5 огромных двигателей F1 Сатурн V. Американская ракета использовала более высокое импульсное жидкое водородное топливо в своих верхних ступенях, а не ракетное топливо на основе керосина как это было в Н-1.

В конечном счете, Сатурн V имел превосходную надежность и никогда не испытывал серьезных сбоев в течение 13 запусков, в то время как все четыре запуска разработки Н-1 все привели к сбою.

В то время, когда была отменена лунная ракетная программа Н-1, оставались две готовые ракеты Н-1, но они были по приказу утилизированы, чтобы скрыть неудавшуюся лунную программу СССР. Однако около 150 ракетных двигателей Н-1 были спрятаны на складе и хранились в запустении, а Россия в конце концов продала 36 из них более чем за 1 миллион долларов каждый в середине 1990-х годов американской компании. В конечном итоге они использовались для полётов на орбитальной ракете ATK Antares, доставляя грузовую капсулу Cygnus на Международную космическую станцию. Однако неудача в 2014 году, которая привела к взрыву ракеты, поставила крест на дальнейшем использовании этих двигателей. Россия продолжает использовать оставшиеся двигатели Н-1 на новых и существующих ракетах, такие как «Союз».

Общие сведения
Страна  СССР
Назначение ракета-носитель
Разработчик «ОКБ-1» (Королёв С. П., Мишин В. П.)
Изготовитель «Прогресс»
Основные характеристики
Количество ступеней 5
Длина (с ГЧ) 105,3 м
Диаметр 17,0 и 15,6 м
Сухая масса 208 т
Стартовая масса Н1: 2735 тН1Ф: 2950 т
Масса полезной нагрузки
 • на НОО Н1: 90 тН1Ф: 100 т
 • на ГПО

— на ГСО

— на ГЛО

Н1: 46 тН1Ф: 51 тН1: 22 тН1Ф: 24 тН1: 33 тН1Ф: 36 т
 • на лунной орбите Н1: 31 тН1Ф: 34 т
 • на Луне 5,56 т
История запусков
Состояние закрыт
Число запусков 4
 • неудачных 4
Первая ступень — «Блок А»
Длина 30,1 м
Диаметр от 10,3 до 16,9 м (конус)
Сухая масса 130 т
Стартовая масса 1880 т
Маршевый двигатель Н1: 30 × НК-15 / Н1Ф: 30 × НК-15, НК-33
Тяга Н1: 4615 тс (45 258 кН)Н1Ф: 5130 тс (50 308 кН)
Удельный импульс Уровень моря: 297 сВакуум: 331 с
Время работы 115—125 с
Горючее РГ-1
Окислитель LOX
Вторая ступень — «Блок Б»
Длина 20,5 м
Диаметр от 7,3 до 10,3 м (конус)
Сухая масса 55 т
Стартовая масса 561 т
Маршевые двигатели 8 × НК-15В (НК-43)
Тяга 1432 тс (14 043 кН)
Время работы 120 с
Горючее РГ-1
Окислитель LOX
Третья ступень — «Блок В»
Длина 11,1 м
Диаметр от 5,5 до 7,6 м (конус)
Сухая масса 14 т
Стартовая масса 189 т
Маршевые двигатели 4 × НК-31 (НК-21)
Тяга 164 тс (1608 кН)
Время работы 370 с
Горючее РГ-1
Окислитель LOX
Четвёртая ступень — «Блок Г»
Диаметр 4,1 м
Сухая масса 6 т
Стартовая масса 62 т
Маршевый двигатель НК-19 (НК-9В)
Тяга 45,5 тс (446 кН)
Время работы 443 с (неск. включений)
Горючее РГ-1
Окислитель LOX
Пятая ступень — «Блок Д»
Диаметр 4,1 м
Сухая масса 3,5 т
Стартовая масса 18 т
Маршевый двигатель 11Д57
Тяга 40 тс (392 кН)
Время работы 600 с (неск. включений)
Горючее РГ-1
Окислитель LOX

История создания

В КБ С. П. Королёва проработки тяжёлой ракеты-носителя велись одновременно с развитием других космических аппаратов, и к концу 1961 года эскизный проект был готов. В 1961—1962 годах отрабатывались отдельные агрегаты и их части, была определена основная конструктивно-компоновочная схема ракеты.

Однако в процессе проектирования возникли серьёзные разногласия между Королёвым (решительно избравшим перспективную в будущем схему кислородно-керосиновых двигателей) и главным конструктором ОКБ-456 В. Глушко (предлагавшим использовать более отлаженные двигатели на смеси АТ+НДМГ). 10 ноября 1961 года он направил личное письмо Королёву, указав, что уложиться в поставленный руководством срок таким образом будет значительно проще. Письмо заканчивалось словами:

Поскольку Королёв настаивал на своём, Глушко обратился инстанциями выше: к Председателю ВПК Д. Ф. Устинову, Председателю ГКОТ Л. В. Смирнову, Главкому РВСН К. С. Москаленко, директору ГИПХ В. С. Шпаку, начальнику ГУРВО А. И. Семёнову, главным конструкторам В. П. Бармину и М. К. Янгелю, направив им копии своего письма к Королёву от 10 ноября с просьбой содействовать принятию решения по выбору топлива. Позднее, 25 по 29 ноября 1961 года, Глушко обращался к Президенту АН СССР М. В. Келдышу и другим.

Однако эти обращения не возымели эффекта, и Государственная экспертная комиссия с 2 по 16 июля 1962 года, опираясь на авторитет Королёва, приняла защиту эскизного проекта Н1, выполненного ОКБ-1 (29 основных томов и 8 томов приложений к ним), в варианте с кислородно-керосиновыми двигателями.

Постановлением от 24 сентября 1962 года было установлено начать лётные испытания РН Н-1 в 1965 году.

В литературе, кроме названия Н-1, встречаются также «Раскат», «Наука», индекс ГРАУ 11А52.

Кто первым прогуляется по Луне?

Разрабатываемая Советский Союзом ракета Н-1 должна была превзойти американскую Сатурн-5. Ее основным предназначением была доставка советских космонавтов на Луну. Работы по созданию нового суперносителя начались в 1962 году. Ими руководил Сергей Павлович Королев. По задумке конструкторов Н-1 должна была стать самой мощной ракетой в мире. Однако технические проблемы, которые так и не удалось решить, не позволили ей совершить ни одного успешного полета.

25 ноября 1967 года макет Н-1 установили на стартовой площадке космодрома Байконур. После чего, в течение 17 дней, проводились его электрические испытания. Первый готовый к полету носитель установили на той же площадке 7 мая 1968 года. Однако его возвратили в сборочный цех после того, как в конструкции первой ступени были обнаружены трещины. После ремонта его снова установили на стартовой площадке. Это произошло в ноябре 1968 года. Но в итоге его все же заменили другим макетом для проведения дальнейших испытаний и подготовки к запуску.

Наконец, в середине января 1969 года, Н-1 под номером 3Л перевезли на стартовую площадку и подготовили к первому испытательному полету. Это испытание было невероятной авантюрой, поскольку в отчаянной попытке попасть на Луну большой кластер двигателей первой ступени никогда не испытывался на групповое взаимодействие (почему?). Поскольку лунный модуль еще не был готов к этому моменту, полезной нагрузкой для пуска являлась модифицированная версия окололунного космического корабля. После четырех недель подготовки Н-1 была готова к старту. За несколько часов до запуска главный конструктор проекта Василий Мишин, который занял этот пост после смерти Королева в 1966 году, отправился на стартовую площадку во время заправки ракеты топливом. Он разбил бутылку шампанского о ее корпус.

Примечания

Комментарии
  1. Данные получены на основании сравнения с другими ракетами-носителями.
Источники
  1. , с. 307.
  2. Первушин, А. И. Битва за звёзды. Космическое противостояние. — М.: АСТ, 2003. — С. 302. — 831 с. — ISBN 5-17-014587-X.
  3. Уманский, С. П. Ракеты-носители. Космодромы. — М.: Рестарт+, 2001. — С. 42—48. — 216 с. — ISBN 5-94141-002-6.
  4. ↑ журнал «Двигатель». — 2012, №1. — С. 32—33. — 80 с.
  5. , Глава 3. Ракетно-космические комплексы.
  6. Lardier, Christian, and Stefan Barensky. The launch bases. The Soyuz Launch Vehicle. Springer, New York, NY, 2013. 187—204.
  7. Грек, Александр. . Популярная механика (31 августа 2007). Дата обращения: 2 февраля 2017.
  8. Б.И.Рабинович. . ИКИ РАН. Дата обращения: 4 апреля 2019.
  9. Петренко, Станислав; Иванов, Александр. . Научно-технический журнал «Двигатель» (1999). Дата обращения: 2 февраля 2017.
  10. : «Чаще всего нападали на наше предложение о введении предполетных огневых технологических испытаний отдельных ступеней лунного комплекса, без чего институт считал невозможным решить целевую задачу».

Проекты сверхтяжелых ракет Китая

В марте 2021 года Роскосмос и CNSA (Китайское национальное космическое управление) договорились о сотрудничестве в области создания Международной научной лунной станции (МНЛС). У России появился новый, мощный и богатый союзник, который не испытывает недостатка в финансировании своей космической программы. Но как обстоят у него дела по технической части?

Для освоения Луны в Китае создается несколько сверхтяжелых ракет, которые во многих деталях компоновки повторяют упоминавшиеся нами проекты пакетных супертяжей СТК-50 и СТК-75, отличаясь от них большими размерами и стартовой массой:

  • Аналог СТК-50 — керосиновый триблок, который пока не имеет официального названия. Ракета состоит из блоков диаметром 5 метров, имеет стартовую массу около 2000 тонн и полезную нагрузку около 70 тонн, а в качестве ракетных двигателей на каждом блоке применяются семь керосиновых РД замкнутой схемы YF-100К — это форсированная версия РД YF-100, которые уже используются в составе тяжелой ракеты CZ-5 (Чанчжен-5). На верхней ступени применяются два РД YF-100М с высотными соплами. Общее число однотипных маршевых РД — 23. Это отрезервированный супертяж с потенциально высокой надёжностью, превосходящий по своим характеристиками американский триблок Falcon Heavy и проект СТК-50. Время начала испытаний — 2025 год.
     
  • Аналог СТК-75 — керосиновый пятиблок с примерно теми же характеристиками. Диаметр блоков составляет 3.8 метра (можно перевозить по железной дороге) и каждый из них оборудуется четырьмя РД YF-77. Общее число РД, с учетом верхней ступени — 22.

А еще есть суперпроект — модульный пятиблок CZ-9 (Чанчжен-9). Интересно, что боковые блоки CZ-9 строятся на паре мощных двухкамерных керосиновых РД YF-130, т.е. они резервируются по той же схеме попарного отделения, что и в обсуждавшемся нами пятиблоке СТК-75. Центральный блок CZ-9 тоже керосиновый, он оборудуется четырьмя РД YF-130.

Ракета CZ-9 имеет модульную конструкцию и будет запускаться в трех вариантах компоновки:

CZ-9 CZ-9A CZ-9B
компоновка пятиблок триблок моноблок
стартовая масса 4737 2861 1964
YF-130 12 8 4
YF-90 2 2 2
YF-79 4 4 4
стартовая тяга 5873 3915 2447
ПН на НОО 140 100 50
ПН к Луне 50 35 15
массовое совершенство 3% 3.5% 2.5%

Три варианта сверхтяжелой РН CZ-9 (CNSA)

Начало испытаний CZ-9 намечено на 2028 год, но пока не оговаривается, в каком именно варианте компоновки.

Проект российской сверхтяжелой ракеты — один год спустя

С тех пор многое поменялось. Прежде всего, еще летом 2020 года процесс создания российской сверхтяжелой ракеты забуксовал из-за дороговизны проекта и неясности вопроса об итоговых тратах на создание лунной базы. Официально о приостановке проекта было объявлено после успешного запуска тяжелой ракеты-носителя «Ангара» в декабре 2020 года. И тогда же под приостановку было подведено решение совета РАН по космосу о том, что для супертяжа нужны прорывные, а не существующие технологии. В качестве примера таких технологий можно привести давно обсуждающийся переход с керосинового на метановое горючее:Метановые ракетные двигатели и многоразовые космолеты
Но поскольку готовых метановых ракетных двигателей и прочих прорывных технологий у России пока нет (их надо создать), то предлагалось перенести создание сверхтяжелой ракеты на 30-е годы.


РН СТК «Енисей», топливо кислород-керосин

Интересно, что работа над официально объявленным «устаревшим» керосиновым «Енисеем» продолжается. Ведутся работы по созданию его бокового ускорителя, который в составе ракеты «Союз-5» («Сункар») планируется запустить с коcмодрома Байконур в 2023 году. «Сункар» — это составная часть совместной российско-казахстанской космической программы. А центральный блок «Енисея», который пока еще только проектируется, вырос в длину относительно боковых блоков и теперь его предполагается собирать на космодроме их двух частей. После этой модернизации полезная нагрузка (ПН) «Енисея» увеличилась со 103 до 125 тонн. Масса ПН, выводимой на орбиту Луны с помощью разгонно-тормозного блока (РТБ) осталась прежней — 27 тонн. При этом сроки первого испытательного запуска сверхтяжелого семиблока — в 2028 году пока остаются прежними.

Постараемся разобраться в хитросплетениях российской космической политики c ее явно затянувшимися колебаниями из стороны в сторону. В этой статье мы дадим расчеты надежности выведения с учетом резервирования РД и сравним проект «Енисея» с альтернативным проектом сверхтяжелого пятиблока, нереализованным советским проектом Н-1Ф и его вариантом на основе современных ракетных двигателей РД-180.

Видео выведения Н-1Ф

Сокращения:
РН — ракета-носитель
РД — ракетный двигатель
ДУ — двигательная установка
ПН — полезная нагрузка
СТК — сверхтяжелого класса
ВБР — вероятность безаварийной работы
САЗ — система аварийной защиты
АВД — аварийное выключение двигателя
КОРД — контроль ракетных двигателей
ГО — головной обтекатель
КГЧ — космическая головная часть
РТБ — разгонно-тормозной блок
НОО — низкая околоземная орбита
ОИСЛ — орбита искусственного спутника Луны
ЭБУ — электронный блок управления
ТНА — турбонасосный агрегат

С другими материалами Автомалиновки по освоению космоса можно познакомиться здесь:Беспилотный космический грузовик от ГРЦ Макеева — проект КОРОНААвтомобили будущего сегодня и какими они будут: электромобиль-планетоходАмериканское прошлое и российское будущее космодрома «Морской старт»Космические гонки XX и XXI века, часть 1: полет ГагаринаКосмические гонки XX и XXI века, часть 2: несбывшаяся мечта КоролеваКосмические гонки XX и XXI века, часть 3: лунные автоматы СССРКосмические гонки XX и XXI века, часть 4: лунные экспедиции АмерикиКосмические гонки XX и XXI века, часть 5: время крылатых гигантовКосмические гонки XX и XXI века, часть 6: возвращение на ЛунуКосмические гонки XX и XXI века, часть 7: сверхтяжелые ракеты РоссииКосмические гонки XX и XXI века, часть 8: частный космос Илона МаскаПервый автомобиль на Луне — Лунный РоверМетановые ракетные двигатели и многоразовые космолетыПолеты звездных кораблей в Бока-ЧикаПолет «Старшипа» к Марсу с возвращением на десятом километреЯдерные электромобили: межпланетные буксиры XXI векаКитай собирает модульную космическую станцию на околоземной орбитеЛунная станция Чанъэ-5 — предвестник будущей пилотируемой экспедицииРакета-носитель «Ангара» приходит на смену советскому «Протону»

Окончание работ

После вновь проведённых больших работ по доведению носителя очередной пуск носителя Н1 (изделие № 8Л) со штатными беспилотным лунным орбитальным кораблём 7К-ЛОК (11Ф93) и лунным посадочным кораблем Т2К-ЛК (11Ф94) комплекса Л3 намечался на август 1974 года, когда в автоматическом режиме должна была быть выполнена вся программа полёта к Луне и обратно. Затем через год должен был стартовать носитель (изделие № 9Л) с беспилотным кораблем Л3, посадочный корабль-модуль ЛК которого оставался бы на лунной поверхности как резерв для скорого следующего старта носителя (изделие № 10Л) с первой советской пилотируемой экспедицией на Луну. После этого планировалось ещё до 5 стартов носителя с пилотируемыми кораблями.

Однако «лунная гонка» была СССР прекращена, и, несмотря на разработанные технические предложения по лунной орбитальной станции Л4 и новому комплексу Н1Ф-Л3М для обеспечения сначала долговременных экспедиций на Луну к 1979 году, а затем и сооружения на её поверхности в 1980-х годах советской лунной базы «Звезда», назначенный вместо В. П. Мишина в мае 1974 года генеральным конструктором советской космической программы и руководителем НПО «Энергия» академик В. П. Глушко не стал отстаивать развитие пилотируемой лунной программы и её носитель Н1, и своим приказом, с молчаливого согласия Политбюро и Министерства общего машиностроения, прекратил все работы сначала по программе, а затем и по носителю. Два уже изготовленных экземпляра и ещё два задела носителей Н1Ф были уничтожены, а 150 изготовленных двигателей НК-33 и НК-43 (высотный аналог НК-33) в КБ Кузнецова удалось сохранить до конца XX века, когда часть из них, а также лицензия на производство, были проданы американской компании «Аэроджет» и планировались к использованию в разрабатываемых ракетах-носителях.

В 1976 году начались работы по программе «Энергия — Буран», использующей принципиально новый сверхтяжёлый носитель «Энергия», на базе которого рассматривался, но не был реализован новый проект для пилотируемых полётов на Луну «Вулкан»—ЛЭК.

Резервирование РД в тандемной РН СТК

В связи с взрывоопасностью ракетных двигателей возникает вопрос — можно ли сократить число РД в многодвигательной установке сверхтяжелой ракеты? И увеличить таким образом надежность ДУ? Да, вполне — достаточно заменить однокамерные 150-250 тонные РД на более мощные многокамерные РД. Для этого у России есть двухкамерный РД-180 с земной тягой 390 тонн. Всего 12 таких РД заменяют 30 НК-33, имеющих земную тягу по 154 тонны. Вдобавок, РД-180 обладают более высоким удельным импульсом, который сокращает расход ракетного топлива.


Ракетный двигатель РД-180
12 РД-180 на первой ступени РН Н-1

Замена НК-33 желательна еще и потому, что эти РД не производится с 70-х годов и их запас расходуется на запуски ракет Союз-2.1в. Выведение 100-тонной ПН обеспечивается при одном одиночном отказе РД-180 и отключении симметрично расположенного РД-180, т.е. на 10 работающих РД-180 из 12 установленных на первой ступени. В дальнейшем мы увидим, каким образом уменьшение числа РД в тандемной РН СТК влияет на оценку ее ВБР.

Резервирование РД в пакетной РН СТК


Резервирование РД в РН СТК-75

Еще один вопрос — можно ли модернизировать пакетную РН СТК с одним сверхмощным РД на каждый блок так, чтобы обеспечить резервирование РД? И это тоже возможно — для пакетного пятиблока, обсуждавшегося нами в статье «Сверхтяжелые ракеты России»:

  • 4 боковых блока с четырехкамерными РД-171МВ,
  • 1 центральный блок с двухкамерным РД-180МВ,
  • верхняя ступень с РД-0124МС

Модернизация сверхтяжелого пятиблока заключается в замене одного мощного РД парой менее мощных РД:

  • 4 боковых блока с двумя двухкамерными РД-180МВ,
  • 1 центральный блок с двумя однокамерными РД-191,
  • верхняя ступень с РД-0124МС

РН СТК стартует со всеми работающими РД нижних ступеней. При отказе одного из РД-180 в боковом блоке отключается также один РД-180 в симметрично расположенном боковом блоке, подобно тому, как это делается в тандемной ракете Н-1.


Ракетный двигатель РД-191

Выведение продолжается в режиме пятиблока до тех пор, пока не исчерпается топливо в двух боковых блоках со всеми работающими РД — эти опустевшие блоки отделяются и выведение продолжается в режиме триблока. После отделения двух оставшихся боковых блоков выведение продолжает центральный блок, а по завершению его работы — верхняя ступень.

Если выведение идет в штатном режиме при всех работающих РД-180, то отделение всех четырех боковых блоков происходит одновременно. При отказе одного из РД-191 на центральном блоке выведение проводится на оставшемся РД-191. А резервирование РД-0124МС верхней ступени обеспечивается его способностью работать в половинном двухкамерном режиме.

Таким образом, мы получаем полностью отрезервированную пакетную РН. Потеря тяги при отключении РД частично компенсируется большей тягой пары РД-180 (780 тонн) по сравнению с одиночным РД-171 (740 тонн) и способностью РД-180 работать в форсированном 105% режиме. Поэтому при отказе любого одного РД обеспечивается выведение на низкую орбиту космической головной части (КГЧ) весом до 75 тонн. А при возможности довыведения с помощью ДУ КГЧ для компенсации нехватки орбитальной скорости — до 88 тонн.