Ракеты-носители. Космодромы. С. Уманский (553620), страница 11
Текст из файла (страница 11)
То есть конструктивно-компоновочная схема и параметры входящих в нее блоков позволяли создать ряд ракет разной размерности, что делало создаваемую ракету-носитель действительно универсальной, и обеспечить более долгую жизнь, чем даже у ракеты Р-7. Однако в связи с развертыванием работ по созданию проекта «Сатурн» вЂ” «Аполлон» в США, направленных на создание комплекса для полета к Луне трех астронавтов и высадки на Луну двух из них, основной упор в работах с РН «Н-1» был сделан на проектирование лунного комплекса с полезной нагрузкой, выводимой на орбиту высотой 220 км, не менее 95 т.
Для решения этой задачи летный вариант ракеты-носителя выполнен в виде трехступенчатой ракеты, собранной по схеме «тандем». Общая длина ракеты без полезной нагрузки равнялась 64,4 м, диаметр максимальный по заднему торцевому шпангоуту хвостового отсека первой ступени более 16 м, диаметр переднего торцевого стыковочного шпангоута третьей ступени 6 м.
Стартовая масса ракеты 2750 — 2820 т, тяга двигательной установки на Земле равна 44200 кН. Длина ракеты с полезной нагрузкой массой 95 т равна 101 м. В качестве компонентов топлива используется переохлажденный кислород плотностью 1,250 т/м«и керосин с плотностью 0,8 т/м"'. Соотношение компонентов 2,52. Первая ступень длиной примерно 31 м состоит из хвостового отсека, двигательной установки, бака горючего, межбакового отсека, бака окислителя и переходника. Масса конструкции ступени 180,8 т.
С. П. Королев разработал двигательную установку первой ступени ракеты, состоящую из 30 ЖРД 8-А52 (11Д111) с тягой на Земле каждого 1470 кН, установленных неподвижно по двум концентрическим окружностям. В наружном ряду, имеющем радиус около 6,7 м с шагом 15' располагаются 24 двигателя, во внутреннем с радиусом 1,8 м и шагом 60' — остальные 6 двигателей. Двигатели имеют закрытую (замкнутую) схему, развивают удельную тягу на Земле 2980 м/с, в пустоте 3180 м/с. Турбина ТНА приводится во вращение «кислым» газом, вырабатываемым в ГГ, работаю- (47 щим с большим избытком окислителя. Двигатели имеют широкие пределы регулирования за счет изменения коэффициента избытка окислителя в ГГ, а следовательно, и изменения числа оборотов ТНА.
Регулирование тяги оппозитно установленных во внешнем ряду двигателей позволяет создавать управляющий момент относительно оси, симметрично которой расположены оппозитные двигатели. Таким образом можно осуГцествить управление по тангажу и рысканию. Управление по каналу крена осуществлялось первоначально до изделия 1КЯ 7 двенадцатью установленными на хвостовом отсеке попарно рулевыми соплами, направленными в разные стороны по касательной к образующей хвостового отсека. С изделия 1ч» 7 для управления по крену использовались рулевые двигатели, имеющие 12 камер тягой по 1245,7 кН каждая, расположенных также попарно соплами в разные стороны, как и рулевые сопла. Тяговооруженность позволяет осуществлять полет при выходе из строя трех двигателей.
При этом система синхронизации двигательной установки должна немедленно отключить три оппозитно расположенные ЖРД во избежание создания момента, опрокидывающего ракету. На переднем торцевом шпангоуте фермы устанавливается вторая ступень ракеты. Соединение с хвостовым отсеком производится с помощью 24 разрывных болтов. В полете бак горючего наддувается до давления 0,8 Н'с/кг для обеспечения необходимого давления компонента на входе в насос горючего. Для наддува используется генераторный газ, температура которого снижается путем балластировки горючим в специальном смесителе. Вторая ступень ракеты «Н-1» состоит из хвостового отсека, двигательной установки, бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего, ферменного переходника между второй и третьей ступенью.
Длина ступени 23 м, масса конструкции второй ступени равна 52,2 т. Двигательная установка состоит из восьми расположенных по кольцу с шагом 45 двигателей 11Д112 с тягой в пустоте 1680 кН каждый. Удельный импульс тяги двигателя в пустоте равна 3250 Н'с/кг. Двигатели являются высотной модификацией двигателей 11Д111. В качестве компонентов топлива используется переохлажденный кислород (1,250 т/м') и керосин.
Двигатели выполнены по закрытой схеме. Масса каждого двигателя без заливки компонентом равна 1,35 т. Давление в камере сгорания у „= 80 кг/см'. Подача компонентов турбонасосная. В качестве рабочего тела турбины используются основные компоненты топлива. Запуск двигателей производится пиростартерами, воспламенение топлива — пнрозажиганием. Двигатели 11Д112 установлены неподвижно. Управляющие моменты в плоскости тангажа и рыскания создаются за счет дросселирования и форсирования оппозитных двигателей. Управление по каналу тя~и крена осугцествляется восемью реактивными двигателями малой тяги, расположенными попарно соплами в разные стороны на раме двигательного отсека с шагом в 90 . Для наддува бака горючего используется генераторный газ. Наддув бака окислителя осуществляется гази- РКК «ЭНЕРГИЯ» ич.
О. П. КОРОЛЕВА фицированным кислородом. Газификация производится в специальном теплообменнике. Бак окислителя второй ступени объемом 300 м" выполнен в виде сферы диаметром 8,4 м. Конструкция бака аналогична конструкции бака окислителя первой ступени. Бак горючего второй ступени объемом 155 м" выполнен в виде сферы радиусом 3,33 м. Наддув бака горючего производится так же, как и на первой ступени. Третья ступень ракеты «Н-1» состоит из хвостового отсека, силового кольца, бака окислителя, межбакового отсека и двигательной установки, включающей четыре двигателя 11В52.
Тяга каждого двигателя равна 450 кН. Длина ступени 23 м, масса конструкции ступени примерно равна 13,7 т. Двигатель 11В52 имеет уделъный импульс тяги 3120 Н с/кг. В качестве компонентов топлива используется переохлажденный кислород Т, = 1,250 т/м" и керосин. Время работы двигателя 288 с. Расход топлива 0,581 тУс. Бак окислителя имеет объем 98,6 м' и выполнен в виде сферы радиусом 2,87 м, Бак горючего третьей ступени имеет обьем 61,6 м' и выполнен в виде сферы радиусом 2,45 м.
Первоначально планировалось начать летные испытания в 1967 г. и осуществить экспедицию на Луну в конце 1969 — первой половине 1970 гг. Но строительство стартового комплекса в основном было выполнено лишь в конце 1967 г., а его отработка с комплексом «Н1 — ЛЗ» завершилась в декабре 1968 года. Таким образом система «Н1 — ЛЗ» получила заключение о допуске к летным испытаниям лишь в начале 1969 г. Летным испытаниям было подвергнуто четыре ракеты.
Каждый пуск проводился после анализа результатов телеметрии, дефектации материальной части и реализации мероприятий по устранению замечаний, выявленных при предыдущем пуске. Первый пуск был осуществлен 21 февраля 1969 года. Двигатели ракеты проработали 68,67 с и были выключены вследствие возникшего пожара в двигательном отсеке первой ступени. За два месяца до этого с 21 по 27 декабря 1968 года астронавты Борман, Ловелл и Андерс на корабле Аполлон-8 выполнили облет Луны. 3 июля 1969 года при втором пуске в результате аварии ракеты был разрушен стартовый комплекс. 24 июля земляне встречали астронавтов Армстронга, Олдрина и Коллинза — экипаж корабля «Аполлон-11», осуществивший 21 июля выход на поверхность Луны.
Летные испытания комплекса «Н1 — ЛЗ» принимали затяжной характер. С опережением отработки носителя проводились летные испытания блоков комплекса «ЛЗ» — блока «Д», ЛОКа с блоком «И» (в составе комплекса Л1) и ЛК с блоком «Е» в составе экспериментального изделия Т2К (24 ноября 1970 года.
и 12 ав1уста 1971 года). 27 июня 1971 года при третьем пуске ракета М 6Л потеряла управляемость по крену и после начавшегося разрушения стыка третьей ступени с головным блоком на 51 секунде двигатели были выключены. НТЕНЕЕ'ТВЕННЫЕ РАКЕТЫ НОГИ ТЕЛИ Политический интерес к программе «Н1 — ЛЗ» палате. мощной ракетной системы был в полной мере использоВстал вопрос повышения уровня научно-техниче- ванприсозданииракеты-носителя«Энергиян скпх задач програмлеы для освоения Луны и датеьнейше- «Почелеу мы не слегюеи па Луну?» — вопрос, который го использования комплекса «Н1 — ЛЗ». задается нашими соотечественниками. Ответ можно ЦКБЭМ разработало «Технические предложения по найти в броеиюрс, написанной академиком В. П.
Миши- созданию комплекса «Н1 — ЛЗМ>. Комплекс позволял ным. Отвечая на поставленный вопрос, Василий Павлодвухпусковой схемой осуществить длительпунт экспе- вич, ставший главныле конструктором после кончины дицию на Луну и обеспечивал экстренное возвращение С. П. Королева в 1966 г., высказался следующим образом: экипажа на Землкь Предложения предусматривсши ус- «Во-первых, США в то время обладали более высоким корвине отработки «Н-1». научно-техническим и экономическиле потенциалом, чем Как отмеча.юсь в решении совместного заседания Со- наша страна.
вета главных конструкторов и Ученого совета ЦКБЭМ Во-вторых, в ГША программа «Сатурн — Аполлон» 15 мая 1972 года, «... предложения разработаны во испол- была общенациональной программой, которая должна пение решения ВПК от 16 марта 1972 года и полностью была восстановить престиж страны. соответствуют Техническому заданию АН СССР..». В-третьих, наряду с программой посадки человека на 23 ноября 1972 года был произведен четвертый запуск Луну у нас разрабатывался в ОКБ В.
Н. Челомея проект комплекса «Н1 — ЛЗн Ракета М 7Л, стартовавшая в этом облета Луны космическим кораблем с двумя космонавтапуске, претерпела значительные изменения, направлен- ми на борту УР-700-ЛК-700. Наличие двух программ ные на устранение выявленных недостатков и увеличе- распыляло силы». ние массы выводимого полезного груза. Управ«ение по летом осуществлял бортовой вычислительный комплекс по командам гиростабилизированной платформы разра ботки Р!ИИАП. В состав двигательных установок введс- ЭПАС (эксперимснтешьный полет «Аполлон» вЂ” «Соны рулевые двигатели, система пожаротушения, улуч- юз») — совместный экспериментальный полет амери- НКК «:>>>С>'ГИЯ им (:. П. КЫНОЛСВЛ Гйловной организацией по созда>цпо лашюй системы массой -100 т на низкис > явило< ь ОКБ-1, пьшс Ракетно-космическая корпорация орбиты искусственного )»» «Энергия» им.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
