КОМПЛЕКС Н1–Л3

Начало работам по комплексу положило Постановление Правительства от 23 июня 1960 года " О создании мощных ракет-носителей, спутников, космических кораблей и освоении космического пространства в 1960-1967 годах".

Для проектных проработок ракеты-носителя (РН) Н1 был принят полезный груз массой 75 т с использованием на всех ступенях ЖРД на компонентах топлива кислород-керосин. Этому значению массы полезного груза соответствовала стартовая масса РН 2200 т, а применение на верхних ступенях в качестве горючего жидкого водорода позволяло увеличить массу полезного груза до 90-100 т при той же стартовой массе.

На базе ступеней РН Н1 можно было создать унифицированный ряд ракет:

• Н11 – с применением II, III и IV ступеней РН Н1 со стартовой массой 700 т и полезным грузом массой 20 т на ОИСЗ высотой 300 км;
• Н111 – с применением III и IV ступеней РН Н1 и II ступени ракеты Р-9А со стартовой массой 200 т и полезным грузом 5 т на ОИСЗ высотой 300 км.

Работы по комплексу Н1 проводились под прямым руководством С.П. Королева, возглавлявшего Совет главных конструкторов. После смерти С.П. Королева в 1966 году руководство работами по Н1-Л3 принял на себя его первый заместитель В.П. Мишин.

3 августа 1964 года выходит Постановление Правительства, в котором впервые было определено, что важнейшей задачей в исследовании космического пространства с помощью ракеты-носителя Н1 является освоение Луны с высадкой экспедиции на ее поверхность и последующим возвращением ее на Землю.

Ракетный комплекс, в состав которого входили РН Н1 и лунная система Л3 для посылки на поверхность Луны с последующим возвращением на Землю экипажа в составе двух человек (с посадкой на Луну одного человека), получила обозначение Н1-Л3.

Состав комплекса

Ракета-носитель Н1 состояла из трех ступеней (блоки А, Б, В), соединенных между собой переходными отсеками ферменного типа и головного блока. Силовая схема представляла собой каркасную оболочку, воспринимающую внешние нагрузки, внутри которой размещались топливные баки (бак горючего впереди), двигатели и другие системы.

В результате проектирования была принята схема ракеты с поперечным делением ступеней при подвесных моноблочных сферических топливных емкостях, с многодвигательными установками на I, II и III ступенях.

Система Л3 состояла из ракетных блоков Г и Д, ЛОК (собственно лунного орбитального корабля и ракетного блока И) и ЛК (собственно лунного корабля и ракетного блока Е), головного обтекателя, защищающего системы от аэродинамического и теплового воздействий при прохождении плотных слоев атмосферы и сбрасываемого при достижении определенных скоростных напоров, а также двигательной установки системы аварийного спасения, обеспечивающей увод спускаемого аппарата ЛОК от аварийной РН.

Ракетно-космический комплекс Н1-Л3 в составе трехступенчатой ракеты Н1 и лунного комплекса Л3 (разрабатывался по лунной пилотируемой программе)

Двигательные установки

В результате проектирования была принята схема ракеты с поперечным делением ступеней при подвесных моноблочных сферических топливных емкостях, с многодвигательными установками на I, II и III ступенях. После проведенного анализа было принято решение о применении двигателей с тягой 150 тс. Выбор двигателей такой размерности объяснялся следующими причинами:

• двигатель такой размерности можно было изготовить и отработать практически на существующей производственной и экспериментальной базах; создание двигателя тягой 600-900 тс потребовало бы новых производственной и экспериментальной баз, что существенно увеличило бы сроки и стоимость ракеты;
• двигатель тягой 150 тс хорошо " привязывался" ко II ступени РН. Эта возможность была реализована, и идентичные двигатели только с увеличенной степенью расширения сопла, были поставлены на II ступень, что уменьшило номенклатуру двигателей;
• так как надежность и работоспособность двигателей зависят от количества проведенных стендовых испытаний (суммарного времени наработки), то при равных экономических затратах большую надежность можно получить, отрабатывая двигатели меньшей тяги;
• при многодвигательной установке возможно резервирование двигателей (при выключении отказавшего), что существенно повышает вероятность выполнения задачи.

Для этой цели на I, II и III ступенях носителя была установлена система контроля работы двигателя " КОРД", которая отключала двигатель при отклонении от нормы его контролируемых параметров. Тяговооруженность РН была принята такой, что при отключении одного двигателя на начальном участке траектории полет продолжался, а на последних участках полета I ступени можно было отключать и большее число двигателей без ущерба для выполнения задачи.

В состав двигательной установки входили:

• I ступень – двигатели НК-15 (вначале 24 двигателя, а затем – 30) тягой на земле по 150 тс, расположенные по кольцу,
• II ступень – восемь таких же двигателей с высотным соплом НК-15В,
• Ш ступень – четыре двигателя НК-19 с высотным соплом;

все двигатели имели замкнутую схему.

Лунный комплекс

Система Л3 состояла из ракетных блоков Г и Д, ЛОК (собственно лунного орбитального корабля и ракетного блока И) и ЛК (собственно лунного корабля и ракетного блока Е), головного обтекателя, защищающего системы от аэродинамического и теплового воздействий при прохождении плотных слоев атмосферы и сбрасываемого при достижении определенных скоростных напоров, а также двигательной установки системы аварийного спасения, обеспечивающей увод спускаемого аппарата ЛОК от аварийной РН.

Полет комплекса Н1-Л3 планировался по следующей схеме:

• вывод системы Л3 ракетой-носителем Н1 на орбиту ИСЗ (время пребывания на орбите ИСЗ до 1 суток);
• разгон системы Л3 блоком Г на траекторию полета «Земля – Луна» (блок Г работает до полной выработки топлива);
• доразгон системы Л3 блоком Д до заданной скорости, проведение двух коррекций и переход системы Л3 (блок Д-ЛК-ЛОК) на орбиту искусственного спутника Луны; время полета к Луне 3, 5 суток, пребывания на орбите ИСЛ – до 4 суток;
• перевод системы Л3 с помощью блока Д с круговой на эллиптическую орбиту, ее ориентация и юстировка;
• переход одного космонавта в ЛК из ЛОК;
• отделение лунной посадочной системы (блок Д и ЛК) от ЛОК;
• разворот и торможение ЛК блоком Д;
• отделение блока Д и его увод;
• торможение с помощью блока Е, маневр, юстировка и посадка ЛК на Луну; время пребывания на Луне – от 6 до 24 ч;
• взлет ЛК с Луны с помощью блока Е и стыковка ЛК с ЛОК на орбите ИСЛ (время пребывания на орбите ИСЛ до 1 суток);
• разгон ЛОК с помощью блока И по траектории «Луна – Земля», проведение коррекций (время полета к Земле 3, 5 суток);
• отделение СА, вход в плотные слои атмосферы Земли со второй космической скоростью, планирующий спуск и посадка на территории СССР.

Общее время экспедиции 11 – 12 суток.

Масса ЛК перед спуском на Луну должна была составлять 5560 кг, включая блок Е массой 2950 кг. Взлетная масса ЛК – 3800 кг. Высота ЛК равнялась 5, 2 м, размер по опорам лунного посадочного аппарата – 5, 4 м.

Лунный орбитальный корабль

Лунный орбитальный корабль состоял из спускаемого аппарата, бытового отсека, на котором был расположен специальный отсек с двигателями ориентации и причаливания и агрегатом системы стыковки, приборно-агрегатного и энергетического отсеков, в которых размещались ракетный блок И и агрегаты системы энергопитания на кислородно-водородных топливных элементах. Бытовой отсек служил одновременно шлюзовой камерой при переходе космонавтов в лунный корабль через открытый космос (после надевания лунного скафандра " Кречет").

1 – спускаемый аппарат; 2 – бытовой отсек; 3 – стыковочный узел; 4 – отсек двигателей ориентации и причаливания; 5 – двигатели причаливания; 6 – агрегатный отсек; 7 – энергетический отсек; 8 – двигатели ориентации; 9 – ракетный блок И; 10 – приборный отсек.

Лунный корабль

Лунный корабль состоял из герметичной кабины космонавта, отсека с двигателями ориентации с пассивным агрегатом стыковки, приборного отсека, лунного посадочного агрегата (ЛПА) и ракетного блока Е. Электропитание ЛК осуществлялось химическими аккумуляторами, устанавливаемыми снаружи на раме ЛПА и в приборном отсеке. Система управления строилась на базе бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) и имела ручную систему управления, позволяющую космонавту самостоятельно выбирать место посадки визуально через специальный иллюминатор. Лунное посадочное устройство было четырехопорной оригинальной конструкцией с сотовыми поглотителями остаточной вертикальной скорости посадки.

1. Лунный посадочный агрегат
2. Ракетный блок Е
3. Кабина космонавта
4. Блоки системы жизнедеятельности
5. Прибор наблюдения при посадке
6. Блок двигателей ориентации
7. Радиатор системы терморегулирования
8. Стыковочный узел
9. Датчик прицеливания
10. Юстировочные датчики
11. Приборный отсек
12. Телевизионная камера
13. Всенаправленные антенны
14. Источники питания
15. Опорная стойка с амортизатором
16. Подкос с амортизатором
17. Посадочный радиолокатор
18. Навесной приборный отсек
19. Слабонаправленные антенны
20. Антенны системы сближения
21. Телевизионные антенны
22. Двигатель прижатия
23. Основной двигатель
24. Отражатель
25. Резервный двигатель

Испытания

Были определены сроки начала летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) – 1966 год, экспедиции – 1967-1968 годы.

Наземная экспериментальная отработка комплекса Н1-Л3 включала:

• отработку прочности, герметичности, испытаний в глубоком вакууме и в условиях невесомости;
• отработку механических и пиротехнических систем разделения и стыковки, пневмогидравлических систем блоков РН и системы Л3, приборов и аппаратуры управляющих и измерительных систем, систем энергопитания, аппаратуры систем жизнеобеспечения;
• проведение высокотемпературных и тепловакуумных испытаний, исследования газодинамических процессов при старте и разделении ступеней;
• стендовую отработку блоков РН, включая отработку термодинамических процессов при заправке баков, хранении, подготовке к пуску;
• комплексную отработку РН совместно со стартовой позицией, включая отработку термодинамических процессов топливных систем наземного комплекса, систем стыковки ракетного и стартового комплексов, технологических процессов подготовки стартового и ракетного комплексов к пуску РН.

Наземная экспериментальная отработка прочности комплекса включала статические, динамические и ударные испытания узлов и агрегатов комплекса.

Комплексная наземная отработка, проверка работоспособности систем двигательных установок и конструкции блоков, температурных, динамических и вибрационных режимов РН Н1 и головного блока проводились на специально дооборудованном сооружении с 1965 по 1974 год.

В это время были проведены холодные испытания блоков Б, В, Г и Д без запуска двигателей, на которых отрабатывались режимы заправки, предстартового наддува, захолаживания, слива и т.д.

Проведены:

• четыре огневых испытания полномасштабного модуля блока В с четырьмя двигателями суммарной тягой около 600 тс) – 2 февраля, 13 апреля, 23 августа 1967 года и 25 ноября 1970 года;
• три огневых испытания полномасштабного модуля блока Б с восемью двигателями суммарной тягой 1200 тс – 23 июня 1968 года, 29 августа 1970 года и 15 декабря 1973 года;
• цикл огневых испытаний на многоразовой установке, воспроизводящей штатные условия работы единичных двигателей блока А;
• огневые испытания модуля блока Г и огневые испытания блока Д.

Все испытания прошли с положительными результатами, по которым все блоки были допущены к летно-конструкторским испытаниям (ЛКИ).

Пуски

Первый пуск ракетно-космического комплекса Н1-Л3 21 февраля 1969 года закончился аварийно. В результате возникших высокочастотных колебаний в газогенераторе двигателя №2 оторвался штуцер отбора давления за турбиной и образовалась течь компонентов, приведшая к пожару в хвостовом отсеке и нарушению в работе системы контроля работы двигателя, которая на 68, 7 секунде выдала ложную команду на выключение двигателей.

Несмотря на аварию, этот пуск подтвердил правильность выбранной динамической схемы, динамики старта, процессов управления РН с помощью рассогласования тяги двигателей, позволил получить опытные данные по нагрузкам на РН и ее прочности, воздействию акустических нагрузок на ракету и стартовую систему и некоторые другие данные, в том числе эксплутационные характеристики в реальных условиях.

Второй пуск комплекса Н1-Л3 был проведен 3 июля 1969 года и также закончился аварийно из-за ненормальной работы двигателя № 8 блока А. Однозначно причина аварии не была установлена. По заключению аварийной комиссии под председательством В.П. Мишина наиболее вероятной причиной аварии было разрушение насоса окислителя двигателя при выходе на главную ступень.

Два года ушло на анализ результатов испытаний, дополнительные расчеты, исследования и экспериментальные работы. В результате были проведены мероприятия, позволившие исключить все предполагаемые причины аварий, повысить надежность двигателей, других систем и агрегатов, а также обезопасить стартовое сооружение. Основными мероприятиями были повышение надежности насоса окислителя; установка перед насосами двигателя фильтров, исключающих попадание в него посторонних предметов; заполнение перед стартом и продувка азотом хвостового отсека блока А в полете и введение фреоновой системы пожаротушения; введение теплозащиты элементов конструкции, приборов и кабелей систем, расположенных в хвостовом отсеке блока А; введение блокировки команды аварийного выключения двигателей (АВД) до 50 секунды полета и аварийный увод РН от старта по сбросу питания и т.п.

Третий запуск ракетно-космической системы Н1-Л3 был проведен 27 июня 1971 года. Все 30 двигателей блока А вышли на режим предварительной и главной ступеней тяги в соответствии со штатной циклограммой и нормально функционировали до их выключения системой управления на 50, 1 секунды, однако, с начала полета наблюдалось ненормальное протекание процесса стабилизации по крену, а рассогласование по углу вращения непрерывно увеличивалось и к 14, 5 секунде достигало 145°. Поскольку команда аварийного выключения двигателей была заблокирована до 50 секунды, то полет до 50, 1 секунды был практически неуправляемым. Наиболее вероятная причина аварии - действие неучтенных ранее возмущающих моментов, превышающих располагаемые управляющие моменты по крену. Для обеспечения управления ракетой по крену менее чем за год были созданы рулевые двигатели, работающие на окислительном генераторном газе и горючем, отбираемых от основных двигателей.

23 ноября 1972 года был произведен четвертый пуск комплекса Н1-Л3. Ракета, стартовавшая в этом пуске, претерпела значительные изменения, направленные на устранение выявленных недостатков и увеличение массы выводимого полезного груза. Управление полетом осуществлял бортовой вычислительный комплекс по командам гиростабилизированной платформы (главный конструктор Н.А. Пилюгин). В состав двигательных установок введены рулевые двигатели, система пожаротушения, улучшена механическая и тепловая защита приборов и бортовой кабельной сети и др. Измерительные системы были доукомплектованы вновь созданной малогабаритной радиотелеметрической аппаратурой (главный конструктор А.Ф. Богомолов). Всего на этой ракете было установлено более 13 000 датчиков.

Ракета пролетела без замечаний 106, 93 секунды, но за 7 секунд до расчетного времени разделения первой и второй ступеней произошло практически мгновенное разрушение насоса окислителя двигателя № 4, которое привело к ликвидации ракеты.

Очередной пуск намечался на четвертый квартал 1974 года. К маю на ракете были реализованы все проектные и конструкторские мероприятия по обеспечению живучести ракеты, вытекающие из анализа предыдущих полетов и дополнительных исследований. Начался монтаж модернизированных многоразовых двигателей. Однако, назначенный в мае 1974 года руководителем НПО " Энергия" академик В.П. Глушко своим приказом, с молчаливого согласия Министерства общего машиностроения, прекратил все работы по комплексу Н1-Л3.

Полные затраты по программе Н1-Л3 к январю 1973 года составили 3, 6 млрд. руб., из них на создание Н1 – 2, 4 млрд. руб. (в ценах тех лет).

Постановление ЦК КПСС и Совмина СССР о прекращении работ по комплексу и списанию затрат вышло только в феврале 1976 года. После этого производственный задел ракетных блоков, практически все оборудование технического, стартового и измерительных комплексов было уничтожено. При этом списаны затраты в сумме 6 млрд. руб. (в ценах 70-х годов), затраченных на тему.

Несмотря на то, что опыт проектно-конструкторских и производственно-технологических разработок, эксплуатации и обеспечения надежности мощной ракетной системы Н1 в полной мере был использован при создании РН " Энергия" и, очевидно, найдет широкое применение в реализации последующих проектов, нельзя не отметить ошибочность прекращения работ по Н1. Позднее, на создание подобной по мощности ракеты ушло еще 13 лет и было затрачено 14, 5 млрд. руб.

РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ " ЭНЕРГИЯ"

Ракета-носитель (РН) " Энергия", создававшаяся как составная часть многоразовой космической системы (МКС) " Энергия – Буран", является универсальным средством выведения сверхтяжелого класса, способным доставлять на орбиты в околоземное космическое пространство крупногабаритные полезные грузы массой до 100 т на внешней подвеске.

Массы полезных грузов, выводимых:

• на низкие орбиты ИСЗ – до 100 т
• на геостационарную орбиту – до 20 т
• на траекторию полета к Луне – до 32 т.

РН " Энергия" обеспечивает всеазимутальность пусков, но за базовые орбиты, определяемые районами падения отработавших ракетных блоков I ступени, приняты орбиты с наклонением 51, 65 и 97°.

В создании комплекса " Энергия – Буран" участвовало 1206 предприятий и организаций почти 100 министерств и ведомств, были задействованы крупнейшие научные и производственные центры России, Украины, Белоруссии и других республик СССР.

Состав комплекса

Двухступенчатая РН " Энергия" выполнена по пакетной схеме с параллельным расположением ступеней и боковым расположением полезного груза, в которой четыре боковых ракетных блока I ступени (блоки А) располагаются вокруг центрального ракетного блока II ступени (блока Ц). РН устанавливается на стартово-стыковочный блок (блок Я), предназначенный для ее стыковки с пусковой установкой (ПУ) стартового комплекса и обеспечения силовых, пневмогидравлических и электрических связей РН с ПУ и комплексом наземного оборудования при подготовке к пуску. Стартово-стыковочный блок служит опорным силовым элементом при сборке и транспортировке РН. После пуска ракеты стартово-стыковочный блок остается на пусковом устройстве и может использоваться повторно.

Двигательные установки

Двигательная установка РН " Энергия" состоит из четырех четырехкамерных кислородно-керосиновых двигателей РД-170 (по одному на каждом из четырех блоков I ступени ракеты) и четырех однокамерных кислородно-водородных двигателей РД-0120 на центральном блоке II ступени, а также пневмогидросхемы, обеспечивающей их функционирование. Двигатели РД-170, специально разработанные для РН " Энергия", обладают рекордными параметрами и не имеют аналогов за рубежом.

Все двигатели начинают работать со старта, причем запуск двигателей второй ступени происходит с некоторым опережением (8 секунд) запуска двигателей первой ступени. За это время система диагностики проводит заключительные проверки и дает " разрешение" на запуск двигателей первой ступени, таким образом исключается старт РН с неисправным двигателем. Широкие диапазоны регулирования тяги двигателей и массового соотношения компонентов топлива, поступающего в камеры, обеспечивают реализацию наиболее оптимальных параметров движения РН и синхронизацию опорожнения топливных баков. РН на активном участке полета управляется и стабилизируется путем отклонения вектора тяги двигателей I и II ступеней в двух плоскостях. Для этого двигатели имеют узлы качания и систему высокоточных рулевых приводов, обеспечивающих качание каждого двигателя II ступени и четырех камер двигателя I ступени. Рулевые приводы развивают тяговые усилия около 50 тс на I ступени и около 33 тс на II ступени и действуют с точностью 1 % от диапазона перемещения приводов.

Система управления

Система автономного управления РН " Энергия" на базе бортового цифрового вычислительного комплекса обеспечивает высокую точность выведения полезного груза в заданную область и широкие возможности РН по выходу из нештатных ситуаций, в том числе и при отказе одного из двигателей РН. Высокая степень автоматизации позволила учесть возможность многих нештатных ситуаций – выход из них заранее заложен в программы. Иными словами пятьсот нештатных ситуаций превратились в штатно-заложенные. В самых сложных нештатных ситуациях автоматика приводит ракету в безопасное состояние, и она останется в нем, пока не будет принято необходимое решение.

При наличии в составе полезного груза элементов, сбрасываемых на активном участке полета, система управления формирует команду на их сброс, исходя из условия обеспечения падения отделяемых элементов в заданном районе. Отделение боковых ракетных блоков от центрального при израсходовании компонентов топлива в одном из блоков происходит по команде системы управления с помощью ракетных двигателей на твердом топливе.

Система пожаро- и взрывопредупреждения предназначена для повышения безопасности работ на стартовой позиции и предупреждения взрыва РН в полете при аварийных утечках водорода и кислорода из центрального блока.

Система аварийной защиты двигателей РН контролирует их параметры в процессе запуска и работы и позволяет произвести выключение аварийного двигателя до его разрушения, а при некоторых условиях – и выключение диаметрально противоположного двигателя, нормально работающего. Все это предупреждает развитие аварии на борту РН и позволяет продолжить управляемый полет.

Ракетные блоки

Особое место среди проектно-конструкторских решений занимает ракетный блок I ступени. В соответствии с тактико-техническим заданием МКС " Энергия – Буран" должна быть многоразовой и использоваться в полете не менее 10 раз. В результате всесторонних исследований была выбрана парашютно-реактивная схема возвращения блока после его отделения от РН. Возвращение и повторное использование блоков – это сложная научно-техническая задача, которую предполагалось решать последовательно, по мере проведения экспериментальной отработки. При первых летных испытаниях блоки А в составе РН не оснащались средствами возвращения, а использовались лишь отдельные системы для их отработки.

Важным фактором, повлиявшим на успешную реализацию программы создания ракетного блока А, стало то, что параллельно с работами НПО " Энергия" по созданию РН " Энергия" в КБ " Южное" (г. Днепропетровск, генеральный конструктор В.Ф. Уткин) разрабатывалась РН среднего класса " Зенит". Ракетные блоки обеих РН должны были быть максимально унифицированными. Унификация предусматривалась по размерам топливных баков, применяемым конструкционным материалам, по двигателю и большинству агрегатов автоматики. Опережающие сроки создания РН " Зенит" сделали возможным во многом распространить на блок А результаты наземной и летной отработки блока I ступени РН " Зенит". Изготовление модульной части блока А осуществлялось " Южмашзаводом" (г. Днепропетровск, директор Л.Д. Кучма). Изготовление хвостового и носового отсеков и сборку блоков А производил Завод экспериментального машиностроения (г. Калининград – сейчас г. Королев – Московской обл., директор А.А. Борисенко).

Самым сложным и трудоемким в РН " Энергия" являлся центральный блок (блок Ц). Огромные размеры, обилие трубопроводов, сварных стыков, кабелей, агрегатов привели к тому, что цикл его изготовления составлял полтора года. Головным заводом по изготовлению центрального блока и сборке РН " Энергия" был определен Куйбышевский завод " Прогресс". Крупногабаритные отсеки центрального блока транспортировались на полигон с завода-изготовителя специально доработанным самолетом 3М-Т, где осуществлялась его окончательная сборка.

Стартовый комплекс

Учитывая многоразовое использование комплекса, было уделено значительное внимание средствам подготовки комплекса к пуску на объектах полигона. Для выполнения программы " Энергия – Буран" было принято решение создать универсальный комплекс стенд–старт (УКСС), дооборудовать и переоборудовать стартовый комплекс (СК), созданный ранее по программе Н1-Л3, создать посадочный комплекс (ПК) ОК, а также предусмотреть запасные аэродромы на территории страны на случай незапланированной посадки ОК.

Кроме этого, для обеспечения доставки и сборки комплекса " Энергия – Буран" были разработаны, изготовлены и смонтированы подъемно-транспортные устройства, реконструированы и построены новые транспортные магистрали.

Испытания

В декабре 1982 года в монтажно-испытательном корпусе была проведена первая сборка " пакета" РН – экспериментальной технологической ракеты, на которой были проведены динамические испытания и примерочные работы с системами наземного оборудования УКСС.

С марта по октябрь 1985 года на УКСС были проведены " холодные" стендовые испытания центрального блока, при которых была отработана технология заправки компонентами топлива, включая заправку переохлажденным жидким водородом. Затем были проведены два огневых испытания блока.

При первом огневом испытании (по программе 20 секунд) через 2, 58 секунды после начала запуска ДУ прошла команда " Автоматическое прекращение подготовки" из-за медленного набора оборотов турбонасосным агрегатом одного из двигателей, одновременно было зафиксировано падение управляющего давления гелия в нескольких магистралях пневматической сети. При последующем осмотре ракеты было выявлено разрушение одной пневмомагистрали (трубки диаметром 20 мм), что потребовало проведения ряда мероприятий по повышению надежности.

Второй огневой запуск ракеты длительностью 390 секунд прошел без замечаний.

Залогом успеха создания РН " Энергия" стал большой объем наземной экспериментальной отработки конструкции, проверка функционирования всех ее систем и агрегатов. Летными испытаниями только подтверждались заданные характеристики. Всего по РН " Энергия" были проведены испытания на 232 экспериментальных установках и 30 прочностных сборках, что соответствовало изготовлению четырех полных комплектов штатной РН.

Пуски

Первый пуск ракеты-носителя был проведен с УКСС 15 мая 1987 года в 21 ч 30 мин по московскому времени. Вместо орбитального корабля " Буран" в качестве полезной нагрузки был использован макет космического аппарата " Скиф-ДМ". Пуск прошел успешно. Изменение всех параметров движения ракеты по времени полностью соответствовало данным предварительного моделирования.

Первый успешный пуск ракеты " Энергия" подтвердил, что создана универсальная РН " Энергия" сверхтяжелого класса, не имеющая по своим возможностям аналогов в мировом ракетостроении.

Второй пуск РН " Энергия", на этот раз с ОК " Буран" намечался на 29 октября 1988 года. Подготовка к запуску проходила успешно, метеоусловия были благоприятными, скорость ветра не превышала 1 м/с. Все команды по циклограмме предстартовой подготовки исполнялись нормально, оставалось отвести от ОК " Буран" переходный стыковочный блок, но за 51 секунду до запуска двигательных установок РН " Энергия" автоматизированная система подготовки пуска выдала команду " Автоматическое прекращение пуска". Государственная комиссия приняла решение отложить старт и слить низкокипящие компоненты топлива из ОК и РН. Анализ показал, что отбой запуска произошел из-за несвоевременного отвода платы системы азимутального наведения (прицеливания) РН и, следовательно, задержки с отводом фермы, на которой она располагалась. После устранения всех замечаний и докладов о готовности к повторному запуску было принято решение о проведении повторной предстартовой подготовки и запуске 15 ноября 1988 года в 6 часов утра московского времени.

Перенос пуска совпал с резким изменением погодных условий: 15 ноября 1988 года они были на грани установленных ограничений на пуск – порывы ветра достигали 20 м/с, что превышало установленные ограничения. Пуск прошел без замечаний. Все системы в полете работали нормально. Корабль был выведен на орбиту с максимальной высотой 263 км и минимальной высотой 251 км. Общее время полета ОК " Буран" составило 206 минуты. Проделав все предпосадочные маневры, он вышел точно на посадочную полосу, приземлился, пробежал 1620 м и остановился посреди посадочной полосы. Боковое отклонение составило всего 3 м, а продольное – 10 м при скорости встречного ветра 17 м/с.

Впервые в мировой практике была проведена полностью автоматическая посадка космического аппарата такого класса.

Возвращение орбитального корабля " Буран" из первого беспилотного полета

Проблемы

При создании РН, построенной по схеме, существенно отличающейся от ранее реализованных, пришлось столкнуться с множеством сложных научно-технических и организационных проблем. Среди проблем, решенных в процессе создания МКС " Энергия – Буран" были:

• разработка схемы РН, на базе которой возможно построение целого ряда РН не только разной грузоподъемности, но и различного типа выводимых на орбиту грузов, в том числе многоразовых орбитальных кораблей;
• создание крупногабаритного с высокой степенью массового совершенства кислородно-водородного блока II ступени (блока Ц), позволяющего его использование в качестве базового при разработке перспективных ракетно-космических комплексов;
• освоение технологии работ с переохлажденным жидким водородом и средств обеспечения безопасности при его крупномасштабном применении, а также использование переохлажденного жидкого кислорода и охлажденного керосина;
• нейтрализация выбросов непрореагировавшего водорода в процессе запуска двигателей II ступени;
• разработка и внедрение новых конструкционных материалов, обладающих повышенными физико-механическими свойствами, новых теплоизоляционных и теплозащитных покрытий, обеспечивающих необходимые тепловые режимы в экстремальных температурных условиях, а также антистатических покрытий с заданными характеристиками проводимости;
• упрочнение алюминиевого сплава при криогенных температурах и создание стенда криогенно-статических испытаний;
• освоение технологии изготовления крупногабаритных вафельных конструкций, топливных баков большого диаметра с внедрением электронно-лучевой сварки, обеспечение чистоты топливных емкостей и неразрушающего контроля качества приклеивания теплоизоляции и теплозащиты;
• определение акустических характеристик без проведения огневых технологических испытаний;
• обеспечение прочности крупногабаритных конструкций РН в условиях существенного перепада температур в процессе стоянки и заправки;
• решение вопросов транспортировки крупногабаритных элементов конструкций РН самолетом-транспортировщиком 3М-Т;
• создание универсального комплекса стенд–старт, обеспечивающего экспериментальную огневую отработку и пуск РН, экспериментальной базы для отработки универсальных РН и их составных частей и разработки экспериментальных установок;
• создание производственной базы на полигоне с оборудованием технического комплекса и автоматизированной системы управления подготовкой и пуском.

Одной из серьезных проблем, которая была успешно решена, являлась проблема электромагнитной совместимости всех радиосистем (бортовых и наземных), работавших на участке выведения. Всего на этом участке было задействовано 419 радиоэлектронных средств.

Перспективы

Опыт создания РН такого класса может быть с большим экономическим эффектом использован в других хозяйственных отраслях. В 1989 году НПО " Энергия" совместно со смежными организациями разработало каталог " Научно-технические достижения по системе " Энергия – Буран" – народному хозяйству", в котором приведены около 600 предложений, реализация которых могла бы дать экономический эффект около 6 млрд. руб. (в ценах 1989 года).

Создание РН " Энергия" открывало перспективу на целый ряд глобальных проектов, представляющих огромную международную значимость. В НПО " Энергия" в период 1987-1993 годы были проведены проектные проработки по космическим комплексам, базирующимся на РН " Энергия", для решения задач:

• восстановления озонового слоя Земли;
• удаления радиоактивных отходов Земли за пределы Солнечной системы;
• освещения приполярных городов;
• создания крупногабаритных космических отражателей для ретрансляции энергии;
• создания солнечного паруса для межпланетных полетов;
• использования ресурсов Луны;
• создания системы экологического контроля и обеспечения стратегической стабильности;
• создания единой международной глобальной информационной системы;
• удаления космического " мусора" с околоземных орбит;
• изучения Галактики с помощью больших космических радиотелескопов.

Однако общий спад и развал российской промышленности самым непосредственным образом отразился на проекте " Энергия – Буран". В 1992 году Российское космическое агентство приняло решение о прекращении работ и консервации созданного задела. К этому времени был полностью собран второй экземпляр орбитального корабля и завершалась сборка третьего корабля с улучшенными техническими характеристиками.