Ракета Н-1

Кобелев В.Н., Милованов А.Г. Ракеты-носители

РН Н-1 проектировалась в ОКБ-1 поя руководством С.П Королева. а изготавливалась в Куйбышевском филиале ОКБ-1. руководителем которого являлся Козлов Д.И. После смерти С П Королева конструкторское бюро стало называться Центральным конструкторским бюро экспериментального машиностроения (ЦКБЭМ). которое возглавил Мишин В.П.

Во-первых. следует отметить, что проработки ракеты велись задолго до начала официального проектирования.

Уже в 1961-62. гг отрабатывались отдельные агрегаты и их фрагменты, была определена основная конструктивно-компоновочная схема ракеты, которая не менялась в течение всего периода отладки ракеты Достаточно сказать, что многие конструктивно-компоновочные схемы были отработаны и реализованы в конструкции одной из баллистических ракет Р-9, некоторое время состоявшей на вооружении и продемонстрировавшей хорошие тактико-технические данные, выгодно отличающие ракету Р-9 от американского аналога - ракеты "Титан-1". Недаром все авторы. положительно и отрицательно отзывающиеся о проекте Н-1. не высказали беспокойства о работе второй и третьей ступеней ракеты. считая что эти части системы не под-ведут. т.к. эти ступени были полностью испытаны на огневом стенде НИИХИММАШ Да и вцелом конструктивно-компоновочная схема не вызывала сомнения в  ее работоспособности, и лишь иногда  негативно оценивалась с точки зрении весовой оптимизации конструкции.

С каким же заделом начинались работы по ракете Н-? Во-первых. имелся значительный по тем временам опыт использования кислородно-керосиновых двигателей, обладающих более высокими характеристиками по сравнению с ЖРД, работающими на высококипящих компонентах.

Во-вторых. уже было известно, что неэффективно стремиться получить высокие характеристики несущих. баковых конструкции за счет создания давления наддува при больших диаметрах баков. т.к. определяющими по прочности при пиемлимых давлениях наддува становятся кольцевые напряжения.

В-третьи, использование схемы членения ступеней на отдельные параллельные блоки с целью обеспечения транспортировки этих блоков на полигон приводит к резкому снижению весовых параметров конструкции,. как это имеет место на ракете "Протон".

В-четвертых. большую долю веса занимают системы наддува баков и емкости для хранения компонентов наддува. Поэтому необходимо применить системы наддува, использующие основные компоненты. отказавшись отвспомогательных компонентов.

В-пятых, использование 'холодных" систем разделения ступеней усложняет схему разделения, увеличивает потери энергии при разделении, требует увеличения массы конструкции и топлива.

В-шестых. выяснилось, что дпя ракет, атмосферная часть АУТ которых составляет малую часть от всего активного участка, потери скорости при некотором обоснованном пренебрежении аэродинамической формой не столь велики по сравнению с возможным выигрышем в массе при принятии неудобныхс аэродинамической отношении решений.

И. наконец, уже имеющиеся надежные ЖРД были построены по открытой схеме. в результате чего имели низкую удельную тягу несмотря на относительно высокие давления в камере сгорания, включали сложную многоэлементную систему регулирования и управления с приводом автоматики от сжатого газа или электромагнитов. Последнее явилось следствием традиционного желания посмотреть" на старте. как начал работал двигатель, и при неудовлетворительном мнении прехратить пуск

К чему же следовало идти при решении задачи сверхтяжелой по тем временам ракеты-носителя?

Необходимо было делать ракету с минилальным членением на блоки, агрегаты. А это означало, что блоки первых ступеней. имеющие диаметр не менее 10 м, невозможно транспортировать по железной дороге в собранном виде, и их надо собирать и испытывать на полигоне "По-заводскому". Так как диаметры баковых отсеков очень велики, то нецелесообразно делать их несущим, иначе это потребует сложнейшего оборудования для создании конструкции, обеспечивающей достаточную критическую силу при приемлемой массе, мощного прессового оборудования, автоматизированных станков для механическом обработки после сборки, гальванического и термического оборудования. Целесообразно использовать гладкий бак простейшей формы, позволяющий получить максимальный выигрыш в массе, как емкость при использовании минимального  комплекта технологического оборудсеания на полигоне.

А передачу усилия вдоль ракеты производить с одной стороны через сравнительно короткие межбаковые и хвостовые отсеки, собираемые с помощью болтовых соединений, а с другой стороны через стержневые конструкции в качестве переходных отсеков, обеспечивающих простое "огневое' разделение ступеней и являющиеся более простыми в технологическом отношении по сравнению с оболочечными конструкциями, кроне того, проведение сборочных работ из крупных блоков в условиях полигона могло быть осуществлено лишь при широком использовании болтовых и болт-заклепочных соединении.

Все это. безусловно. увеличивало массу конструкции, поэтому для обеспечения высокой удельной несущей способности элементов использовались новые по тем временам высокопрочные аллюминиевые сплавы В93. В95 для изroтовления элементов конструкции сухих отсеков, фитингов, стрингеров. шпангоутов, сталь 25ХСНВФА для крепежных деталей, применены заклепки высокого сопротивлении срезу со стальным сердечником.

Значительный выигрыш в стартовой массе ракеты может быть получен при использовании переохлажденного кислорода. т. к в этом случае удельный вес компонента может быть увеличен на 20-25% и приблизится к удельному весу высококипящих окислителей. И конечно. трудно обосновать рекомендации по примененио высококипящнх компонентов для ракеты, имеющей на борту более полутора тысяч тонн высокотоксичных продуктов, не только с экологической точки зрени, но и с психологической точки зрения членов экипажа. Ведь в случае аварии на старте даже при наличии надежной системы аварийного спасения просто некуда будет спасаться.

И, наконец, необходимо было создать хотя бы для первой ступени двигатель закрытой схемы на низкокипящих компонентах с тягой на одну камеру не менее 500 т. т.е.в 5-10 раз более мощнее любого имевшегося тогда двигателя на низкокипящих компонентах.  Все эти соображения были использованы при создании ракеть-носителя Н-1. Единственым неопределенным барьером в конструкции ракеты осталась двигательная установка первой ступени. состоящая первоначально из 24-х, а затем из 30 автономных двигателей, дающих на земле тягу 147т каждый.

Конструктивно-компоновочная схема ракеты Н1-/.Первая ступень. //.Вторая ступень. ///.Третья ступень 1,35.Хвостовой отсек. 2.двигатели внешнего ряда. З.двигатели внутреннего ряда. 4,31,46.Бак горючего. 5,34, 15.Межбаковый отсек. 15.Переходная ферма. 7,23,:38.Основняя коническая оболочка хвостового отсека. 8.Рама внешнего ряда двигателей. 9.Задний' теллозаитный экран. 1О.24.39.Внутренняя коническая оболочка рамы двигателей.  11.Аэродинамические решетчатые стабилизаторы. 12,28,41.Основное силовое кольцо. 1З.Силовое кольцо рамы внутреннего ряда двигателей. 14.ЗЗ.Обтекатель расходного трубопровода горючего. 15,29,42.Кронштейн термосата бака оисслителя. 16,З2,44.Рясходный трубопровод горючего. 17,30,43.Бак окислителя. 18.Датчик СОВ(синхронного опорожнения баков). 19.Люк-лаз. 20.ДПК(дренахно-предохранительный клапан) бака окислителя. 22.40. Маршевые двигатели. 26.Теплозащитный экран. 47.Теплозащитный экран бака горючего.

N1 Rocket Launch Failures

В качестве компонентов топлива используется переохлажденный кислород плотностью 1.250 т/м3. окислитель и керосин с плотностью 0.8 т/м3 - горючее. Соотношение компонентов K= 2.52.

Первая ступень длиной =31 м состоит из хвостового отсека, двигательной установки, бака горючего, межбакового отсека, бака окислителя и ферменного переходника. Масса конструкции ступени 180.8 т.

Двигательная установка ракета варианта Л-3 состоит из 30 ЖРД 8А52 (11Д1И) с тягой на Земле каждый 147 т. установленных неподвижно по двум концентрическим окружностям. В наружном ряду, имеющем радиус =6.7 м с шагом 15° располагается 24 двигателя; во внутреннем с радиусом 1.8 м и шагом 60° - остальные 6 двигателей. Двигатели имеют закрытую схему, развивают удельную тягу на Земле - 297 кг*с/кг. в пустоте - 318 кг*с/кг. Турбина THA приводится во вращение "кислым" газом, вырабатываемым в ГГ.работающим с большим избытком окислителя. Двигатели имеют широкие пределы регулирования за счет изменения коэффициента избытка окислителя в ГГ. а следовательно, и изменения числа оборотов THA.

Регулирование тяги оппозитно установленных во внешнем ряду двигателей позволяет создавать управляющий момент относительно оси, симметрично которой расположены оппозитные двигатели. Таким образом можно осуществить управление по тангажу и рысканию. Управление по каналу крена осуществлялось первоначально до изделия №7 двенадцатью установленными на хвостовом отсеке попарно рулевыми соплами, направленными в разные стороны по касательной к образующей хвостового отсека. С изделия №7 для управления по крену использовался рулевой двигатель, имеющий 12 камер тягой по Pp= 1245 кг каждая, расположенных также попарно соплами в разные стороны, как и рулевые сопла.

Тяговооруженность первой субракеты N0 1 = 1.54 позволяет осуществлять полет при выходе из строя 3-х двигателей. При этом система синхронизации двигательной установки должна немедленно отключить три оппозитно расположенные ЖРД во избежание создания момента, опрокидывающего ракету.

Хвостовой отсек имеет длину 7.2 м. Диаметр переднего стыковочного шпангоута 14 м, заднего 17 м (до изделия №7). С изделия №7 диаметр заднего торцевого шпангоута уменьшен до 16 м для снижения газодинамических перегрузок на теплозащиту хвостового отсека.

Отсек состоит из следующих составных частей:

- основной конической оболочки;

- рамы внешнего ряда двигателей;

- теплозащитного экрана внешнего ряда двигателей;

- внутренней конической оболочки;

- рамы внутреннего ряда двигателей;

- теплозащитного экрана внутреннего ряда двигателей.

Основная коническая оболочка служит для передачи на ракету

усилий от 24-х двигателей внешнего ряда. Обшивка оболочки подкреплена тремя промежуточными шпангоутами замкнутого П-образного сечения , 168 стрингерами. Все силовые элементы оболочки выполнены из сплава В95Т . К переднему торцевому шпангоуту оболочки крепится силовое кольцо бака окислителя, а на заднем торцевом шпангоуте установлена рама внешнего ряда двигателей. Внешняя часть рамы образуется оболочкой сложной формы: передняя часть коническая, большее основание конуса направлено назад, а задняя - цилиндрическая ( №7 ) . Оболочка внешней части рамы имеет два промежуточных и задний торцевой шпангоут. Обшивка толщиной 3 мм и стрингеры выполнены из сплава В95Т.

Внутренняя часть рамы образуется конической оболочкой вращения. причем большее основание конуса направлено вперед, оболочка имеет два промежуточных и задний торцевой шпангоуты.

Передние торцы оболочек рамы закреплены на общем переднем торцевом шпангоуте, соединяемом с основной конической оболочкой.

Между двумя передними промежуточными шпангоутами рамы установлено силовое кольцо, на котором крепятся двигатели внешнего ряда.

На заднем промежуточном шпангоуте оболочки внешней части рамы крепится 6 неподвижных решетчатых стабилизатора < W07 ) , обеспечивающие повышение статической устойчивости ракеты и 12 пар двигателей управления по крену.

Между задними торцевыми шпангоутами размещен теплозащитный экран внешнего ряда двигателей, имеющий форму торообразного кольца. Экран выполнен из оболочки из сплава В95Т, на которую с внешней стороны нанесен слой сотопласта, играющий роль теплои-золятора. С наружной стороны на сотопласт закреплен лист из асботекстолита с нанесенной на него фольгой, отполированной для увеличения отражательной способности. Так как двигатели укреплены неподвижно, то легко решается вопрос обеспечения герметичности теплозащитного экрана.

Внутренняя коническая оболочка служит для передачи на ракету 6-ти двигателей внутреннего ряда: оболочка обращена большим

основанием вперед и состоит из обшивки, двух торцевых шпангоутов и стрингерного набора. Материал оболочки - сплав В95Т. Передним торцевым шпангоутом оболочка крепится к силовому кольцу, а на заднем шпангоуте установлено силовое кольцо, на котором размещены через 60° шесть двигателей внутреннего ряда. Силовое кольцо имеет сложное коробчатое сечение, набранное из плоских и