Н1 (ракета-носитель). Что такое н 1


1 - это... Что такое Н-1?

Общие сведения

Основные характеристики

История запусков

Первая ступень — «Блок А»

Вторая ступень — «Блок Б»

Третья ступень — «Блок В»

Четвертая ступень — «Блок Г»

Пятая ступень — «Блок Д»

Н-1 («Носитель-1»)
Транспортировка ракетно-космического комплекса Н1-Л3 на стартовую площадку
Страна СССР
Назначение ракета-носитель
Разработчик «ОКБ-1» (Королёв С. П., Мишин В. П.)
Изготовитель «Прогресс»
Количество ступеней 5
Длина 105,3 м
Диаметр 17,0 и 15,6 м
Сухая масса 208 т
Стартовая масса Н1: 2 735 т / Н1Ф: 2 950 т
Масса полезной нагрузки
  - на НОО Н1: 90 т / Н1Ф: 100 т
  - на  ГПО[1]  - на  ГСО  - на  ГЛО Н1: 46 т / Н1Ф: 51 тН1: 22 т / Н1Ф: 24 тН1: 33 т / Н1Ф: 36 т
  - на Лунной орбите Н1: 31 т / Н1Ф: 34 т
  - на Луне 5,56 т
Состояние закрыт
Число запусков 4
  - неудачных 4
 
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 x НК-15 / Н1Ф: 30 x 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
Длина 20,5 м
Диаметр от 7,3 до 10,3 м (конус)
Сухая масса 55 т
Стартовая масса 561 т
Маршевые двигатели 8 x НК-15В (НК-43)
Тяга 1432 тс (14 043 кН)
Время работы 120 с
Горючее РГ-1
Окислитель LOX
Длина 11,1 м
Диаметр от 5,5 до 7,6 м (конус)
Сухая масса 14 т
Стартовая масса 189 т
Маршевые двигатели 4 x НК-31 (НК-21)
Тяга 164 тс (1608 кН)
Время работы 370 с
Горючее РГ-1
Окислитель LOX
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
Диаметр 4,1 м
Сухая масса 3,5 т
Стартовая масса 18 т
Маршевый двигатель РД-58
Тяга 8,5 тс (83 кН)
Время работы 600 с (неск.включений)
Горючее РГ-1
Окислитель LOX

H-1, h2 (разг. «царь-ракета»; индекс ГУКОС — 11А52) — советская ракета-носитель сверхтяжёлого класса. Разрабатывалась с середины 1960—х в ОКБ-1 под руководством Сергея Королёва, а после его смерти — под руководством Василия Мишина.

Первоначально предназначалась для вывода на околоземную орбиту тяжёлой (75 т) орбитальной станции с перспективой обеспечения сборки тяжелого межпланетного корабля для полётов к Венере и Марсу. С принятием запоздалого решения по включению СССР в т. н. «лунную гонку», по организации полёта человека на поверхность Луны и возвращения его обратно, программа Н1 была форсирована и стала носителем для экспедиционного космического корабля Л3 в комплексе Н1-Л3 советской лунно-посадочной пилотируемой программы.

Все четыре испытательных запуска Н-1 были неуспешными на этапе работы первой ступени. В 1974 году советская лунно-посадочная пилотируемая лунная программа была фактически закрыта до достижения целевого результата, а несколько позже — в 1976 году — также официально закрыты и работы по Н-1.

Вся пилотируемая лунная программа, включая носитель Н-1, была строго засекречена и стала достоянием гласности только в 1989 году. Техническое наименование Н-1 было производным от слова «носитель». Согласно разным некоторым[каким?] источникам, в случае успеха и обнародования программы, Н-1 должна была получить официальное название Раскат или Наука-1. На Западе ракета-носитель была известна под условными обозначениями SL-15 и G-1e.

Основные характеристики ракеты-носителя

Схематичный чертеж ракеты в развитии от изделия 3Л к 7Л

Носитель Н-1 был выполнен по последовательной схеме расположения и работы ступеней и включал 5 ступеней, на всех из которых использовались кислород-керосиновые двигатели. На установке таких двигателей настаивал С. П. Королёв. Не имея технологических и инфраструктурных возможностей рискованного и затратного создания передовых высокоэнергетичных кислород-водородных двигателей и отстаивая более мощные и токсичные гептил-амиловые двигатели, ведущее по ракетному двигателестроению КБ Глушко отказалось делать двигатели для Н1, и их создание было поручено авиадвигательному КБ Кузнецова, которое добилось наивысшего энергетического и ресурсного совершенства для двигателей кислород-керосинового типа. На всех ступенях топливо хранилось в шаровых баках, подвешенных на несущей оболочке. Двигатели КБ Кузнецова были недостаточно мощными, их приходилось устанавливать в больших количествах, что привело к ряду негативных эффектов.[2]

Ступени именовались блоками «А», «Б», «В» (использовались для выведения корабля Л3 на околоземную орбиту), «Г», «Д» (предназначились для разгона корабля от Земли и торможения у Луны). Таким образом, фактически носитель Н1 как околоземный был 3-ступенчатым, а 43,2-метровый 95-тонный отлётный лунный ракетный комплекс под общим головным обтекателем диаметром 5,9 метра с системой аварийного спасения состоял из 2-х верхних блоков носителя Н1 и корабля Л3, включавшего как модули 9,85-тонный лунный орбитальный корабль ЛОК (11Ф93) и 5,56-тонный лунный корабль ЛК (11Ф94).

На первой ступени (блоке «А») со стартовой массой 1880 (в том числе сухой — 130) тонн, диаметром от 10,3 до 16,9 метров и длиной 30,1 метров вдоль двух концентрических окружностей было установлено 30 (до лунной программы было только 24 по внешней окружности; затем к ним добавились еще 6 по внутренней) двигателей НК-33 на варианте Н1Ф (ранее на Н1 — НК-15) с единичной тягой 171 (ранее — 154) тонн и суммарной 5130 (4615) тонн. На старте до отделения блок «А» должен был отрабатывать 115—125 сек.

На второй ступени (блоке «Б») стартовой массой 561 (в том числе сухой — 55) тонн, диаметром от 7,3 до 10,3 метров и длиной 20,5 метров было установлено 8 двигателей НК-43 (ранее — НК-15) с единичной тягой 179 тонн и суммарной 1432 тонн. Блок «Б» должен был отрабатывать 120 сек.

На третьей ступени (блоке «В») стартовой массой 189 (в том числе сухой — 14) тонн, диаметром от 5,5 до 7,6 метров и длиной 11,1 метров было установлено 4 двигателя НК-31 (ранее — НК-21) с единичной тягой 41 тонн и суммарной 164 тонн. Блок «В» должен был отрабатывать 370 сек.

На четвертой ступени (блоке «Г») стартовой массой 62 (в том числе сухой — 6) тонн, диаметром 4,1 метра был установлен 1 двигатель НК-19 (ранее — НК-9В) с тягой 45,5 тонн. Блок «Г» должен был отрабатывать 443 сек при возможности многократных включений.

На пятой ступени (блоке «Д») стартовой массой 18 (в том числе сухой — 3,5) тонн, диаметром 4,1 метр был установлен 1 двигатель РД-58 с тягой 8,5 тонн. Блок «Д» должен был отрабатывать 600 сек при возможности многократных включений. На основе этой ступени впоследствии был создан разгонный блок ДМ, нашедший широкое применение и после закрытия советской лунной программы.

Сборка и изготовление крупногабаритных ступеней ракеты осуществлялась непосредственно на космодроме Байконур, в специально построенном филиале завода «Прогресс» и огромном монтажно-испытательном корпусе (МИК) на 112 площадке, так как из-за негабаритных размеров ступеней не было возможности транспортировать их на космодром в собранном виде с завода-изготовителя, находящегося в городе Куйбышев. Головной блок готовили на площадке № 2. Сборка РН и головного блока в МИКе пл. 112 производилась в горизонтальном виде, так же, как и вывоз на стартовый стол силами двух тепловозов на установщике, двигавшемся по двум параллельным железнодорожным путям.

Предполагалось, что на основе конструктива Н1 будет эксплуатироваться семейство ракет-носителей, включая форсированную версию Н1Ф и модернизированный до полезного груза в 155—175 тонн вариант на кислород-водородных двигателях Н1М, меньшие по размерам Н11/11А53 (три средние ступени Н1) стартовой массой 700 тонн для полезного груза в 25 тонн и Н111/11А54 (третья и четвертая ступени Н1) стартовой массой 200 тонн для полезного груза в 5 тонн, а в перспективе и бо́льшие носители Н2, Н3, Н4 стартовой массой соответственно 7000, 12000, 18000 тонн (у которых под две нижние ступени Н1 последовательно подставлялись ещё более мощные первые ступени).

Первое время внутренней советской альтернативой лунному носителю Н-1 КБ Королева были нереализованные проекты аналогичных носителей УР-700 КБ Челомея и Р-56 КБ Янгеля.

Несмотря на некоторые менее прогрессивные технические решения (большее число ступеней, большее количество двигателей, большая суммарная тяга и меньший размер их сопел на первой ступени, отказ от использования более высокоэнергетического кислород-водородного топлива на верхних ступенях, меньшая масса полезной нагрузки) советский носитель Н1 был соизмерим с американским носителем Сатурн V.

Н1 изначально также планировался как носитель собираемого на орбите многоцелевого тяжёлого межпланетного корабля (ТМК), а позже как носитель также нереализованных проектов тяжёлого марсохода «Марс-4НМ», межпланетной станции для доставки грунта с Марса «Марс-5НМ», тяжёлых орбитальных станций.

Пуски ракеты-носителя Н1

Было проведено четыре пуска, все неудачные. Хотя на отдельных стендовых испытаниях двигатели показали себя достаточно надёжными, большинство возникавших проблем с носителем было вызвано вибрацией, гидродинамическим ударом (при выключении двигателей), разворачивающим моментом, электрическими помехами и другими неучтёнными эффектами, вызванными одновременной работой такого большого количества двигателей и большой размерностью носителя. Эти трудности было невозможно выявить до полётов ввиду того, что ради экономии средств не были созданы дорогостоящие наземные стенды для динамических и огневых испытаний всего носителя или первой ступени в сборе. Как результат, весьма большие и сложные изделия испытывались сразу в полёте. Такой спорный подход, ранее с переменным успехом применявшийся только к намного меньшим по размерам и несравнимо более простым по устройству баллистическим ракетам, привел к череде аварий.[3]

Все пуски носителя Н-1 производились с площадки № 110 (с двумя стартовыми столами) космодрома Байконур.

Первый пуск ракеты-носителя Н1 (изделие № 3Л) в 12 часов 18 минут 07 секунд с беспилотным кораблем 7К-Л1А/Л1С (11Ф92) «Зонд-М» (прототипом ЛОК) в качестве полезной нагрузки 21 февраля 1969 года закончился аварийно.[4] В результате пожара в хвостовом отсеке (двигатель № 2) и нарушения в работе системы контроля двигателей, эта система на 68,7 секунде выдала ложную команду на выключение всех двигателей, за которым последовал взрыв носителя на высоте 12,2 км. Ракета упала по трассе полёта в 52 километрах от стартовой позиции.

Второй пуск ракеты-носителя Н1 (изделие № 5Л) с беспилотным кораблем 7К-Л1А/7К-Л1С (11Ф92) «Зонд-М» (прототипом ЛОК) и макетом лунного посадочного корабля ЛК (11Ф94) комплекса Л3 был проведён 3 июля 1969 года и также закончился аварийно из-за ненормальной работы периферийного двигателя № 8 блока А. Ракета успела вертикально взлететь на 200 метров — и началось отключение двигателей. За 12 секунд были отключены все двигатели, кроме одного — № 18, этот единственный работающий двигатель начал разворачивать ракету вокруг поперечной оси. На 15-й секунде сработали пороховые двигатели системы аварийного спасения, раскрылись створки обтекателя и спускаемый аппарат, оторванный от носителя успешно улетел, после чего носитель на 23-й секунде полёта плашмя упал на место старта. В результате крупнейшего в истории ракетостроения взрыва стартовый стол был сильно повреждён. По заключению аварийной комиссии под председательством В. П. Мишина, причиной аварии было разрушение насоса окислителя двигателя. На анализ результатов испытаний, дополнительные расчёты, исследования и экспериментальные работы и подготовку второй пусковой установки ушло два года.[5]

Третий пуск ракеты-носителя Н1 (изделие № 6Л) с макетом беспилотного лунного орбитального корабля ЛОК (11Ф93) и макетом лунного посадочного корабля ЛК (11Ф94) комплекса Л3 был проведён 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, однако в результате нерасчетного момента по крену ракету стало поворачивать вокруг продольной оси, рулевые сопла перестали справляться с поворотом, углы превысили допустимые, и ракета начала разрушаться в полете. Первым разрушилось место соединения блока В и головного блока, он упал недалеко от места старта. Поскольку ради гарантий сохранности стартового комплекса команда аварийного выключения двигателей была заблокирована до 50 секунд, ее полет продолжался. Первая и вторая ступени полетели дальше, и после снятия блокировки на 50,1 секунды полета двигатели были выключены аварийной командой от концевых контактов гироприборов. Врезавшись в землю со взрывом, РН образовала в 16,2 км от старта воронку диаметром 45 и глубиной 15 метров. Ракета не долетела до площадки № 31 около пяти километров.

23 ноября 1972 года был произведен ставший последним четвертый пуск ракеты-носителя Н1 (изделие № 7Л) с беспилотным лунным орбитальным кораблем ЛОК (11Ф93) и макетом лунного посадочного корабля ЛК (11Ф94) комплекса Л3. Ракета, стартовавшая в этом пуске, претерпела значительные изменения, направленные на устранение выявленных недостатков и увеличение массы выводимого полезного груза. Управление полётом осуществляла бортовая ЭВМ по командам гироплатформы (главный конструктор Н. А. Пилюгин). В состав двигательных установок введены рулевые двигатели, система пожаротушения. Измерительные системы были доукомплектованы вновь созданной малогабаритной радиотелеметрической аппаратурой. Всего на этой ракете было установлено более 13000 датчиков. Ракета пролетела без замечаний 106,93 секунд до высоты 40 км, 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. Теоретически, энергоресурсов ракеты было достаточно, чтобы преждевременно отделить первую ступень и обеспечить нужные параметры выведения за счет работы верхних ступеней. Однако система управления не предусматривала такой возможности. В заключении комиссии под председательством заместителя Главного конструктора Н1-Л3 Б. А. Дорофеева более вероятной первопричиной аварии носителя было названо возникновение внешнего по отношению к двигателям возмущения типа взрыва-встряски.[источник не указан 427 дней]

Окончание работ

После вновь проведенных больших работ по доведению носителя очередной пуск носителя Н1Ф (изделие № 8Л) со штатными беспилотным лунным орбитальным кораблем 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 проиграна, 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 гг. 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. 2 уже изготовленных экземпляра и ещё 2 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, благодаря их высокому совершенству, 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".

Фотогалерея

  • Ракета Н-1 в сборочном комплексе, видны 30 маршевых двигателей НК-15

  • Две ракеты Н1 на стартовых площадках

  • Изображение Н-1, полученное разведывательным спутником США KH-8 Gambit, 19 сентября 1968

  • Компоновочная схема ступеней

  • Компоновочная схема головной части с комплексом Л3

  • Сравнение носителей Сатурн V (слева) и Н1 (справа) в масштабе

  • Смоделированное сравнение величин носителей в масштабе, Сатурн V (слева), человек (середина) и Н1 (справа)

См. также

Примечания

Ссылки

dic.academic.ru

Н1 - это... Что такое Н1?

Общие сведения

Основные характеристики

История запусков

Первая ступень - «Блок А»

Вторая ступень — «Блок Б»

Третья ступень — «Блок В»

Четвертая ступень — «Блок Г»

Пятая ступень — «Блок Д»

Н1 («Носитель №1»)
Две ракеты Н1 на стартовых столах. Космодром Байконур, 1969 год.
Страна СССР
Назначение ракета-носитель
Разработчик «СКБ-1» (Королёв С.П., Мишин В.П.)
Изготовитель «Прогресс»
Количество ступеней 5
Длина 105.3 м
Диаметр 17 м
Сухая масса 208 т
Стартовая масса Н1: 2 735 т / Н1Ф: 2 950 т
Масса полезной нагрузки
  - на НОО Н1: 90 т / Н1Ф: 100 т
  - на  ГПО[1]  - на  ГСО  - на  ГЛО Н1: 46 т / Н1Ф: 51 тН1: 22 т / Н1Ф: 24 тН1: 33 т / Н1Ф: 36 т
  - на Лунной орбите Н1: 31 т / Н1Ф: 34 т
  - на Луне 5.56 т
Состояние закрыт
Места запуска 101-й стартовый комплекс, Байконур, Казахстан
Число запусков 4
  - неудачных 4
Первый запуск 21 февраля 1969 года
Последний запуск 23 ноября 1972 года
 
Длина 30.1 м
Диаметр от 10.3 до 16.9 м (конус)
Сухая масса 130 т
Стартовая масса 1 880 т
Маршевый двигатель Н1: 30 x НК-15 / Н1Ф: 30 x НК-33
Тяга Н1:    4 615 тс (45 258 кН)Н1Ф: 5 130 тс (50 308 кН)
Удельный импульс Уровень моря: 297 сВакуум: 331 с
Время работы 115-125 с
Горючее RP-1
Окислитель LOX
Длина 20.5 м
Диаметр от 7.3 до 10.3 м (конус)
Сухая масса 55 т
Стартовая масса 561 т
Маршевые двигатели 8 x НК-15В (НК-43)
Тяга 1 432 тс (14 043 кН)
Время работы 120 с
Горючее RP-1
Окислитель LOX
Длина 11.1 м
Диаметр от 5.5 до 7.6 м (конус)
Сухая масса 14 т
Стартовая масса 189 т
Маршевые двигатели 4 x НК-31 (НК-21)
Тяга 164 тс (1 608 кН)
Время работы 370 с
Горючее RP-1
Окислитель LOX
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 RP-1
Окислитель LOX
Диаметр 4.1 м
Сухая масса 3.5 т
Стартовая масса 18 т
Маршевый двигатель РД-58
Тяга 8.5 тс (83 кН)
Время работы 600 с (неск.включений)
Горючее RP-1
Окислитель LOX

h2, 11А52 — советская ракета-носитель сверхтяжёлого класса. Разрабатывалась с середины 1960—х в СКБ-1 под руководством Сергея Королёва, а после его смерти — под руководством Василия Мишина. Первоначально предназначалась для вывода на околоземную орбиту тяжёлой (75 т) орбитальной станции с перспективой обеспечения сборки тяжелого межпланетного корабля для полётов к Венере и Марсу. С принятием запоздалого решения по включению СССР в т. н. «лунную гонку» по организации полёта человека на поверхность Луны и возвращения его обратно Н1 была форсирована и стала носителем для экспедиционного космического корабля Л3 в комплексе Н1-Л3. Все четыре испытательных запуска Н1 были неуспешными на этапе работы первой ступени. В 1974 году советская пилотируемая лунная программа была закрыта, а несколько позже — в 1976 г. — также закрыты и работы по Н1. Вся пилотируемая лунная программа, включая носитель Н1, была строго засекречена и стала достоянием гласности только в 1990 году. Техническое наименование Н1 было производным от слова «носитель». Согласно некоторым источникам, в случае успеха и обнародования программы, Н1 должна была получить официальное название Раскат. На Западе ракета-носитель была известна под условными обозначениями SL-15 и G-1e.

Основные характеристики РН

Носитель Н1 был выполнен по последовательной схеме расположения и работы ступеней и включал 5 ступеней, на всех из которых использовались кислород-керосиновые двигатели. Не имея технологических и инфраструктурных возможностей рискованного и затратного создания передовых высокоэнергетичных кислород-водородных двигателей и отстаивая более мощные и токсичные гептил-амиловые двигатели, ведущее по ракетному двигателестроению КБ Глушко, отказалось делать двигатели для Н1, и их создание было поручено авиадвигательному КБ Кузнецова, которое добилось наивысшего энергетического и ресурсного совершенства для двигателей кислород-керосинового типа. На всех ступенях топливо хранилось в шаровых баках, подвешенных на несущей оболочке.

Первая РН «Н1» с 30-тью двигателями первой ступени.

Ступени именовались блоками «А», «Б», «В» (использовались для выведения корабля Л3 на околоземную орбиту), «Г», «Д» (предназначились для разгона корабля от Земли и торможения у Луны). Таким образом, фактически носитель Н1 как околоземный был 3-ступенчатым, а 43,2-метровый 95-тонный отлётный лунный ракетный комплекс под общим головным обтекателем диаметром 5,9 метра с системой аварийного спасения состоял из 2-х верхних блоков носителя Н1 и корабля Л3, включавшего как модули 9,85-тонный лунный орбитальный корабль (7К-ЛОК, 11Ф93) и 5,56-тонный лунный посадочный корабль (Т2К-ЛК, 11Ф94).

На первой ступени (блоке «А») со стартовой массой 1880 (в том числе сухой — 130) тонн, диаметром от 10,3 до 16,9 метров и длиной 30,1 метров вдоль двух концентрических окружностей было установлено 30 (до лунной программы было только 24 по внешней окружности; затем к ним добавились еще 6 по внутренней) двигателей НК-33 на варианте Н1Ф (ранее на Н1 — НК-15) с единичной тягой 171 (ранее — 154) тонн и суммарной 5130 (4615) тонн. На старте до отделения блок «А» должен был отрабатывать 115—125 сек.

На второй ступени (блоке «Б») стартовой массой 561 (в том числе сухой — 55) тонн, диаметром от 7,3 до 10,3 метров и длиной 20,5 метров было установлено 8 двигателей НК-43 (ранее — НК-15В) с единичной тягой 179 тонн и суммарной 1432 тонн. Блок «Б» должен был отрабатывать 120 сек.

На третьей ступени (блоке «В») стартовой массой 189 (в том числе сухой — 14) тонн, диаметром от 5,5 до 7,6 метров и длиной 11,1 метров было установлено 4 двигателя НК-31 (ранее — НК-21) с единичной тягой 41 тонн и суммарной 164 тонн. Блок «В» должен был отрабатывать 370 сек.

На четвертой ступени (блоке «Г») стартовой массой 62 (в том числе сухой — 6) тонн, диаметром 4,1 метра был установлен 1 двигатель НК-19 (ранее — НК-9В) с тягой 45,5 тонн. Блок «Г» должен был отрабатывать 443 сек при возможности многократных включений.

На пятой ступени (блоке «Д») стартовой массой 18 (в том числе сухой — 3,5) тонн, диаметром 4,1 метр был установлен 1 двигатель РД-58 с тягой 8,5 тонн. Блок «Д» должен был отрабатывать 600 сек при возможности многократных включений.

Сборка ступеней ракеты и корабля осуществлялась непосредственно на космодроме Байконур, в специально построенном огромном монтажно-испытательном корпусе (МИК) на 112 площадке, так как из-за негабаритных размеров ступеней не было возможности транспортировать их на космодром в собранном виде с завода-изготовителя «Прогресс», находящегося в городе Куйбышев. Сборка в МИКе производилась в горизонтальном виде, так же как и вывоз на стартовый стол силами двух тепловозов на платформе, двигавшейся по двум параллельным железнодорожным путям.

Предполагалось, что на основе конструктива Н1 будет эксплуатироваться семейство ракет-носителей, включая форсированную версию Н1Ф и модернизированный до полезного груза в 155—175 тонн вариант на кислород-водородных двигателях Н1М, меньшие по размерам Н11/11А53 (три средние ступени Н1) стартовой массой 700 тонн для полезного груза в 25 тонн и Н111/11А54 (третья и четвертая ступени Н1) стартовой массой 200 тонн для полезного груза в 5 тонн, а в перспективе и бо́льшие носители Н2, Н3, Н4 стартовой массой соответственно 7000, 12000, 18000 тонн (у которых под две нижние ступени Н1 последовательно подставлялись ещё более мощные первые ступени).

Сравнение носителей Сатурн V (слева) и Н1 (справа) в масштабе

Первое время внутренней советской альтернативой лунному носителю Н-1 КБ Королева были нереализованные проекты аналогичных носителей УР-700 КБ Челомея и Р-56 КБ Янгеля.

В реальности, несмотря на некоторые менее прогрессивные технические решения (большее число ступеней, большее количество двигателей, большая суммарная тяга и меньший размер их сопел на первой ступени, неиспользование более высокоэнергетичного кислород-водородного топлива на верхних ступенях, меньшая масса полезной нагрузки) советский носитель Н1 был аналогичен и соизмерим с американским носителем Сатурн V.

Запуски носителя Н1

Хотя на отдельных стендовых испытаниях двигатели показали себя достаточно надёжными, большинство возникавших проблем с носителем было вызвано вибрацией, гидродинамическим ударом (при выключении двигателей), разворачивающим моментом и другими неучтёнными эффектами, вызванными одновременной работой такого большого количества двигателей и большой размерностью носителя, что было невозможно выявить до полётов ввиду того, что в целях экономии средств не были созданы дорогостоящие наземные стенды для динамических и огневых тестов всего носителя или первой ступени в сборке.

Все запуски носителя Н1 производились с площадки № 110 (с двумя стартовыми столами) космодрома Байконур.

Первый пуск носителя Н1 (изделие 3Л) с беспилотным кораблем «Зонд-М (7К-Л1С, 11Ф92)» в качестве полезной нагрузки 21 февраля 1969 года закончился аварийно. В результате пожара в хвостовом отсеке (двигатель № 2) и нарушения в работе системы контроля двигателей, эта система на 68,7 с выдала ложную команду на выключение всех двигателей, за которым последовал подрыв носителя на высоте 12,2 км.

Второй пуск носителя Н1 (изделие 5Л) с беспилотным кораблем «Зонд-М (7К-Л1С, 11Ф92)» и макетом лунного посадочного корабля (Т2К-ЛК, 11Ф94) комплекса Л3 был проведён 3 июля 1969 года и также закончился аварийно из-за ненормальной работы двигателя № 8 блока А и выключения всех двигателей на 23 с полета, после чего носитель упал на место старта. В результате крупнейшего в истории ракетостроения взрыва один стартовый стол был полностью разрушен, а второй — серьёзно повреждён. По заключению аварийной комиссии под председательством В. П. Мишина причиной аварии было разрушение насоса окислителя двигателя. На анализ результатов испытаний, дополнительные расчёты, исследования и экспериментальные работы и восстановление стартовых столов ушло два года.

Третий запуск носителя Н1 (изделие 6Л) с макетом беспилотного лунного орбитального корабля (7К-ЛОК, 11Ф93) и макетом лунного посадочного корабля (Т2К-ЛК, 11Ф94) комплекса Л3 был проведён 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, однако в результате нерасчетного разворачивающего момента при манёвре увода от стартового стола уже со старта ракета набрала крен и продолжала неуправляемый полет, не обеспечивавший выведение на орбиту. Поскольку ради гарантий сохранности стартового компплекса команда аварийного выключения двигателей была заблокирована до 50 с, их выключение системой контроля и подрыв потерявшего головную часть и начавшего разрушаться носителя произведены на 51 с и высоте 1 км. Для обеспечения управления ракетой по крену менее чем за год были созданы боковые рулевые двигатели, работающие на окислительном генераторном газе и горючем, отбираемых от основных двигателей.

23 ноября 1972 года был произведен ставший последним четвертый пуск носителя Н1 (изделие 7Л) с беспилотным лунным орбитальным кораблем (7К-ЛОК, 11Ф93) и макетом лунного посадочного корабля (Т2К-ЛК, 11Ф94) комплекса Л3. Ракета, стартовавшая в этом пуске, претерпела значительные изменения, направленные на устранение выявленных недостатков и увеличение массы выводимого полезного груза, и получила название Н1Ф. Управление полётом осуществляла бортовая ЭВМ по командам гироплатформы (главный конструктор Н. А. Пилюгин). В состав двигательных установок введены рулевые двигатели, система пожаротушения. Измерительные системы были доукомплектованы вновь созданной малогабаритной радиотелеметрической аппаратурой. Всего на этой ракете было установлено более 13 000 датчиков. Ракета пролетела без замечаний 106,93 с до высоты 40 км, но за 7 с до расчетного времени разделения первой и второй ступеней произошло практически мгновенное разрушение насоса окислителя двигателя № 4, которое привело к ликвидации ракеты, так как система управления не предусматривала досрочного отделения первой ступени, хотя теоретически энергоресурсов ракеты было достаточно, чтобы произвести довыведение на орбиту за счет большей продолжительности работы верхних ступеней.

После вновь проведенных больших работ по доведению носителя очередной пуск носителя Н1Ф (изделие 8Л) со штатными беспилотным лунным орбитальным кораблем (7К-ЛОК, 11Ф93) и лунным посадочным кораблем (Т2К-ЛК, 11Ф94) комплекса Л3 намечался на август 1974 года, когда в автоматическоми 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 проиграна, 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 советской лунной базы в 1980-х гг, 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. 2 уже изготовленных экземпляра и ещё 2 задела носителей Н1Ф были уничтожены, а 150 изготовленных двигателей НК-33 и НК-44 в КБ Кузнецова удалось сохранить до конца XX века, когда, благодаря их высокому совершенству, часть из них, а также лицензия на производство, были проданы американской компании «Аэроджет» и использованы в американской и японской ракетах-носителях.

В 1976 году начались работы по программе «Энергия—Буран», использующей принципиально новый сверхтяжёлый носитель «Энергия», на базе которого рассматривались, но не были реализованы новые проекты для пилотируемых полётов на Луну «Вулкан»-"Звезда" и «Вулкан»-"ЛЭК".

См. также

Ссылки

  1. ↑ Данные получены на основании сравнения с другими ракетами-носителяи и требуют уточнения.

Дополнительные ссылки

Советская и российская ракетно-космическая техника

dic.academic.ru

Достаточность капитала

            Для чего предприятию нужен капитал? Главным образом он выполняет две функции: во-первых, страховую, так как именно с помощью капитала погашаются обязательства перед кредиторами в случае банкротства, во-вторых, регулирующую, потому как капитал определяет масштабы активов и пассивов операций фирмы. Поэтому показатель «достаточность капитала» в общем виде отражает степень надежности предприятия. Важно понимать, что принцип «чем больше, тем лучше» при определении капитала не применим – чрезмерная капитализация компания также считается не лучшим (и уж точно не самым дешевым) способом привлечь деньги.

 

Подходы в определении банковского капитала

 

            Основные подходы, которых должен придерживаться руководитель при оценке достаточности капитала, исходят из функций самого капитала:

 

  • С точки зрения организации бизнеса капитал является достаточным, если покрывает все издержки, связанные с запланированным развитием, и еще имеет некоторый запас для непредвиденных издержек.

 

  • С точки зрения компенсации потерь капитал является достаточным, если позволяет покрыть потери, связанные с невозвратом активов (актуально для банков и МФО).

 

  • С точки зрения организационного роста капитал достаточен, если позволяет в любой момент приобрести необходимые для развития фирмы активы (например, передовое оборудование).

 

  • С точки зрения репутации капитал достаточен при выполнении двух условий: он соответствует ожиданиям и представлениям, сложившимся о компании в обществе, и превышает минимально допустимый лимит, установленный органами надзора.

 

  • С точки зрения риска капитал достаточен, если покрывает объем запланированных операций.

 

При оценке руководитель может придерживаться одного из этих подходов (определяя таким образом для себя приоритетную функцию), однако, в этом случае представление о достаточности будет исключительно субъективным. Вывод, что капитал объективно достаточен, делается лишь при одновременном выполнении всех описанных выше условий.

 

Что такое норматив Н1?

 

Норматив Н1 – это показатель, определяющий минимальный размер собственных средств банка, необходимых для покрытия рисков разного рода (операционного, кредитного). Норматив Н1 считается так:

 

 

где K – это размер капитала компании, А – объем активов (общий), взвешенных по риску, а корректоры Р – это суммы резервов, созданных под обесценивание ценных бумаг, потери по ссудам и расчетам с дебиторами соответственно.

 

Как видно из формулы, Н1 показывает, какая доля собственного капитала приходится на один рубль основных активов, взвешенных по риску (о том, как производится взвешивание, речь пойдет дальше). ЦБ установлена планка в районе 10 (для организаций с уставным капиталом более 180 млн. рублей) и 11 копеек (менее 180 млн) – если коммерческий банк пренебрегает этим требованием, то оказывается в «красной зоне». Такие организации находятся под особо тщательным надзором регулятора. Снижение же показателя Н1 чаще всего есть следствие излишней агрессивной политики в сфере увеличения активов и большого количества операций с рискованными активами.

 

К слову, планка достаточности в России установлена весьма высоко – в развитых странах норма показателя Н1 колеблется от 4 до 8%.

 

Несколько слов о взвешивании активов

 

Схема ЦБ предлагает делить все активы компании на 5 основных категорий:

 

 

Виды активов градированы по степени риска. Так, к первой группе (средства на счетах Банка России) регулятор предлагает применять коэффициент 0%, далее распределение происходит так:

 

 

  • Средства в зарубежных банках – 20%.

 

  • Кредиты российским банкам – 70%.

 

  • Ссуды простым заемщикам – 100%.

 

Зная такую специфику расчета, мы можем рассмотреть пример нахождения Н1:

 

Капитал банка «Надежный» составляет 200 млн. рублей. Основные активы - 2500 млн. рублей (2,5 млрд), из которых 1700 млн – это ссуды заемщикам, 300 млн – средства в зарубежных банках, 300 млн – вложения в государственные ценные бумаги, 200 млн – средства на счетах ЦБ. Необходимо рассчитать достаточность капитала.

 

Все данные есть – их подставляем в формулу:

 

 

Расчет показал, что капитал достаточен. Если бы считались невзвешенные активы, был бы сделан вывод о недостаточности капитала, так как показатель Н1 составил бы всего 8%.

 

Ситуация в России

 

Напряженная политическая обстановка и низкие темпы экономического роста сделали свое дело – российские банки больше не пользуются доверием у иностранных и отечественных инвесторов. Например, определять при расчете взвешенных активов средства, размещенные в зарубежных банках, с коэффициентом 0.2 на данный момент не является правильным ходом – очевидно, риск значительно выше. Санкции Евросоюза и США ограничили доступ российских банков к финансовым рынкам, снизив таким образом ликвидность их ценных бумаг и лишив возможности диверсифицировать риски. Все это позволяет экспертам судить о кризисе банковской сферы в России и определять перспективы ее развития как «негативные», в то время как несведущие граждане продолжают бравировать тем, что любые санкции им по плечу.

 

Взглянем на таблицу рейтингов банков S&P, где приведена статистика стран по показателю RAC (коэффициент капитала, скорректированный по степени риска):

 

 

Из диаграммы видно, что Россия уступает по среднему значению RAC не только 100 крупнейшим банкам (это значение на 2014 год составляет 7,7%), но и таким развивающимся странам, как Турция, Бразилия и Казахстан, что говорит о слабой защищенности российских банков от рисков разного рода.

 

utmagazine.ru

Что такое h2?

Тег h2 является основным заголовком страниц отражающим ее содержание. Размещается как можно ближе к верху страницы. Заголовок должен отображать содержание статьи, возможно включение ключевых слов страницы отображающих ее тематику. Для каждой отдельно взятой страницы заголовок должен быть уникальным.

Размер заголовка должен составлять от 2 до 6 слов

Пример не оптимального заполнения Н1:

<h2>Home</h2> - Короткий заголовок, не отображает суть страницы

<h2>Установка и изготовление пластиковых окон, стеклопакетов и теплопакетов, ремонт оконных конструкций. Онлайн-калькулятор расчета стоимости. </h2> - Длинный заголовок, разбит на предложения, не отображает суть страницы.

Пример оптимального заполнения Н1:

<h2>Ремонт, установка, изготовление стеклопакетов и пластиковых окон</h2> - В данном примере мы оптимально совмещаем запросы в одно предложение, а также отражаем суть страницы

Описание исправление ошибки на примере:

Вносим произвольный сайт http://audit.megaindex.ru/

Открываем вкладку "Н1", видим Н1 “Установка и изготовление пластиковых окон, стеклопакетов и теплопакетов, ремонт оконных конструкций. Онлайн-калькулятор расчета стоимости. - Длинный заголовок, разбит на предложения, не отображает суть страницы.“. Колонка уровень проблему отображает значение «7».

При наведении на данное значение мы видим, что 2 балла присвоено за то что заголовок Н1 длинный (Количество слов более 6).

Еще 1 балл присвоен за то что Н1 не уникален — имеется Дубль (кликнув на Н1 можем перейти на страницу где указаны все имеющиеся дубли данного Н1).

Также присвоено 4 балла за то, что на странице несколько заголовков Н1.

Исправляем проблему уменьшив длину Н1 до 6 слов, и сделав текст заголовка уникальным для каждой страницы, а также оставив один заголовок на странице.

Оставить комментарии по дополнению описания или задать вопросы можно на официальном блоге проекта www.blog-mi.ru .

audit.megaindex.ru

Н1 (РН) - это... Что такое Н1 (РН)?

Общие сведения

Основные характеристики

История запусков

Первая ступень - «Блок А»

Вторая ступень — «Блок Б»

Третья ступень — «Блок В»

Четвертая ступень — «Блок Г»

Пятая ступень — «Блок Д»

Н1 («Носитель №1»)
Две ракеты Н1 на стартовых столах. Космодром Байконур, 1969 год.
Страна СССР
Назначение ракета-носитель
Разработчик «СКБ-1» (Королёв С.П., Мишин В.П.)
Изготовитель «Прогресс»
Количество ступеней 5
Длина 105.3 м
Диаметр 17 м
Сухая масса 208 т
Стартовая масса Н1: 2 735 т / Н1Ф: 2 950 т
Масса полезной нагрузки
  - на НОО Н1: 90 т / Н1Ф: 100 т
  - на  ГПО[1]  - на  ГСО  - на  ГЛО Н1: 46 т / Н1Ф: 51 тН1: 22 т / Н1Ф: 24 тН1: 33 т / Н1Ф: 36 т
  - на Лунной орбите Н1: 31 т / Н1Ф: 34 т
  - на Луне 5.56 т
Состояние закрыт
Места запуска 101-й стартовый комплекс, Байконур, Казахстан
Число запусков 4
  - неудачных 4
Первый запуск 21 февраля 1969 года
Последний запуск 23 ноября 1972 года
 
Длина 30.1 м
Диаметр от 10.3 до 16.9 м (конус)
Сухая масса 130 т
Стартовая масса 1 880 т
Маршевый двигатель Н1: 30 x НК-15 / Н1Ф: 30 x НК-33
Тяга Н1:    4 615 тс (45 258 кН)Н1Ф: 5 130 тс (50 308 кН)
Удельный импульс Уровень моря: 297 сВакуум: 331 с
Время работы 115-125 с
Горючее RP-1
Окислитель LOX
Длина 20.5 м
Диаметр от 7.3 до 10.3 м (конус)
Сухая масса 55 т
Стартовая масса 561 т
Маршевые двигатели 8 x НК-15В (НК-43)
Тяга 1 432 тс (14 043 кН)
Время работы 120 с
Горючее RP-1
Окислитель LOX
Длина 11.1 м
Диаметр от 5.5 до 7.6 м (конус)
Сухая масса 14 т
Стартовая масса 189 т
Маршевые двигатели 4 x НК-31 (НК-21)
Тяга 164 тс (1 608 кН)
Время работы 370 с
Горючее RP-1
Окислитель LOX
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 RP-1
Окислитель LOX
Диаметр 4.1 м
Сухая масса 3.5 т
Стартовая масса 18 т
Маршевый двигатель РД-58
Тяга 8.5 тс (83 кН)
Время работы 600 с (неск.включений)
Горючее RP-1
Окислитель LOX

h2, 11А52 — советская ракета-носитель сверхтяжёлого класса. Разрабатывалась с середины 1960—х в СКБ-1 под руководством Сергея Королёва, а после его смерти — под руководством Василия Мишина. Первоначально предназначалась для вывода на околоземную орбиту тяжёлой (75 т) орбитальной станции с перспективой обеспечения сборки тяжелого межпланетного корабля для полётов к Венере и Марсу. С принятием запоздалого решения по включению СССР в т. н. «лунную гонку» по организации полёта человека на поверхность Луны и возвращения его обратно Н1 была форсирована и стала носителем для экспедиционного космического корабля Л3 в комплексе Н1-Л3. Все четыре испытательных запуска Н1 были неуспешными на этапе работы первой ступени. В 1974 году советская пилотируемая лунная программа была закрыта, а несколько позже — в 1976 г. — также закрыты и работы по Н1. Вся пилотируемая лунная программа, включая носитель Н1, была строго засекречена и стала достоянием гласности только в 1990 году. Техническое наименование Н1 было производным от слова «носитель». Согласно некоторым источникам, в случае успеха и обнародования программы, Н1 должна была получить официальное название Раскат. На Западе ракета-носитель была известна под условными обозначениями SL-15 и G-1e.

Основные характеристики РН

Носитель Н1 был выполнен по последовательной схеме расположения и работы ступеней и включал 5 ступеней, на всех из которых использовались кислород-керосиновые двигатели. Не имея технологических и инфраструктурных возможностей рискованного и затратного создания передовых высокоэнергетичных кислород-водородных двигателей и отстаивая более мощные и токсичные гептил-амиловые двигатели, ведущее по ракетному двигателестроению КБ Глушко, отказалось делать двигатели для Н1, и их создание было поручено авиадвигательному КБ Кузнецова, которое добилось наивысшего энергетического и ресурсного совершенства для двигателей кислород-керосинового типа. На всех ступенях топливо хранилось в шаровых баках, подвешенных на несущей оболочке.

Первая РН «Н1» с 30-тью двигателями первой ступени.

Ступени именовались блоками «А», «Б», «В» (использовались для выведения корабля Л3 на околоземную орбиту), «Г», «Д» (предназначились для разгона корабля от Земли и торможения у Луны). Таким образом, фактически носитель Н1 как околоземный был 3-ступенчатым, а 43,2-метровый 95-тонный отлётный лунный ракетный комплекс под общим головным обтекателем диаметром 5,9 метра с системой аварийного спасения состоял из 2-х верхних блоков носителя Н1 и корабля Л3, включавшего как модули 9,85-тонный лунный орбитальный корабль (7К-ЛОК, 11Ф93) и 5,56-тонный лунный посадочный корабль (Т2К-ЛК, 11Ф94).

На первой ступени (блоке «А») со стартовой массой 1880 (в том числе сухой — 130) тонн, диаметром от 10,3 до 16,9 метров и длиной 30,1 метров вдоль двух концентрических окружностей было установлено 30 (до лунной программы было только 24 по внешней окружности; затем к ним добавились еще 6 по внутренней) двигателей НК-33 на варианте Н1Ф (ранее на Н1 — НК-15) с единичной тягой 171 (ранее — 154) тонн и суммарной 5130 (4615) тонн. На старте до отделения блок «А» должен был отрабатывать 115—125 сек.

На второй ступени (блоке «Б») стартовой массой 561 (в том числе сухой — 55) тонн, диаметром от 7,3 до 10,3 метров и длиной 20,5 метров было установлено 8 двигателей НК-43 (ранее — НК-15В) с единичной тягой 179 тонн и суммарной 1432 тонн. Блок «Б» должен был отрабатывать 120 сек.

На третьей ступени (блоке «В») стартовой массой 189 (в том числе сухой — 14) тонн, диаметром от 5,5 до 7,6 метров и длиной 11,1 метров было установлено 4 двигателя НК-31 (ранее — НК-21) с единичной тягой 41 тонн и суммарной 164 тонн. Блок «В» должен был отрабатывать 370 сек.

На четвертой ступени (блоке «Г») стартовой массой 62 (в том числе сухой — 6) тонн, диаметром 4,1 метра был установлен 1 двигатель НК-19 (ранее — НК-9В) с тягой 45,5 тонн. Блок «Г» должен был отрабатывать 443 сек при возможности многократных включений.

На пятой ступени (блоке «Д») стартовой массой 18 (в том числе сухой — 3,5) тонн, диаметром 4,1 метр был установлен 1 двигатель РД-58 с тягой 8,5 тонн. Блок «Д» должен был отрабатывать 600 сек при возможности многократных включений.

Сборка ступеней ракеты и корабля осуществлялась непосредственно на космодроме Байконур, в специально построенном огромном монтажно-испытательном корпусе (МИК) на 112 площадке, так как из-за негабаритных размеров ступеней не было возможности транспортировать их на космодром в собранном виде с завода-изготовителя «Прогресс», находящегося в городе Куйбышев. Сборка в МИКе производилась в горизонтальном виде, так же как и вывоз на стартовый стол силами двух тепловозов на платформе, двигавшейся по двум параллельным железнодорожным путям.

Предполагалось, что на основе конструктива Н1 будет эксплуатироваться семейство ракет-носителей, включая форсированную версию Н1Ф и модернизированный до полезного груза в 155—175 тонн вариант на кислород-водородных двигателях Н1М, меньшие по размерам Н11/11А53 (три средние ступени Н1) стартовой массой 700 тонн для полезного груза в 25 тонн и Н111/11А54 (третья и четвертая ступени Н1) стартовой массой 200 тонн для полезного груза в 5 тонн, а в перспективе и бо́льшие носители Н2, Н3, Н4 стартовой массой соответственно 7000, 12000, 18000 тонн (у которых под две нижние ступени Н1 последовательно подставлялись ещё более мощные первые ступени).

Сравнение носителей Сатурн V (слева) и Н1 (справа) в масштабе

Первое время внутренней советской альтернативой лунному носителю Н-1 КБ Королева были нереализованные проекты аналогичных носителей УР-700 КБ Челомея и Р-56 КБ Янгеля.

В реальности, несмотря на некоторые менее прогрессивные технические решения (большее число ступеней, большее количество двигателей, большая суммарная тяга и меньший размер их сопел на первой ступени, неиспользование более высокоэнергетичного кислород-водородного топлива на верхних ступенях, меньшая масса полезной нагрузки) советский носитель Н1 был аналогичен и соизмерим с американским носителем Сатурн V.

Запуски носителя Н1

Хотя на отдельных стендовых испытаниях двигатели показали себя достаточно надёжными, большинство возникавших проблем с носителем было вызвано вибрацией, гидродинамическим ударом (при выключении двигателей), разворачивающим моментом и другими неучтёнными эффектами, вызванными одновременной работой такого большого количества двигателей и большой размерностью носителя, что было невозможно выявить до полётов ввиду того, что в целях экономии средств не были созданы дорогостоящие наземные стенды для динамических и огневых тестов всего носителя или первой ступени в сборке.

Все запуски носителя Н1 производились с площадки № 110 (с двумя стартовыми столами) космодрома Байконур.

Первый пуск носителя Н1 (изделие 3Л) с беспилотным кораблем «Зонд-М (7К-Л1С, 11Ф92)» в качестве полезной нагрузки 21 февраля 1969 года закончился аварийно. В результате пожара в хвостовом отсеке (двигатель № 2) и нарушения в работе системы контроля двигателей, эта система на 68,7 с выдала ложную команду на выключение всех двигателей, за которым последовал подрыв носителя на высоте 12,2 км.

Второй пуск носителя Н1 (изделие 5Л) с беспилотным кораблем «Зонд-М (7К-Л1С, 11Ф92)» и макетом лунного посадочного корабля (Т2К-ЛК, 11Ф94) комплекса Л3 был проведён 3 июля 1969 года и также закончился аварийно из-за ненормальной работы двигателя № 8 блока А и выключения всех двигателей на 23 с полета, после чего носитель упал на место старта. В результате крупнейшего в истории ракетостроения взрыва один стартовый стол был полностью разрушен, а второй — серьёзно повреждён. По заключению аварийной комиссии под председательством В. П. Мишина причиной аварии было разрушение насоса окислителя двигателя. На анализ результатов испытаний, дополнительные расчёты, исследования и экспериментальные работы и восстановление стартовых столов ушло два года.

Третий запуск носителя Н1 (изделие 6Л) с макетом беспилотного лунного орбитального корабля (7К-ЛОК, 11Ф93) и макетом лунного посадочного корабля (Т2К-ЛК, 11Ф94) комплекса Л3 был проведён 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, однако в результате нерасчетного разворачивающего момента при манёвре увода от стартового стола уже со старта ракета набрала крен и продолжала неуправляемый полет, не обеспечивавший выведение на орбиту. Поскольку ради гарантий сохранности стартового компплекса команда аварийного выключения двигателей была заблокирована до 50 с, их выключение системой контроля и подрыв потерявшего головную часть и начавшего разрушаться носителя произведены на 51 с и высоте 1 км. Для обеспечения управления ракетой по крену менее чем за год были созданы боковые рулевые двигатели, работающие на окислительном генераторном газе и горючем, отбираемых от основных двигателей.

23 ноября 1972 года был произведен ставший последним четвертый пуск носителя Н1 (изделие 7Л) с беспилотным лунным орбитальным кораблем (7К-ЛОК, 11Ф93) и макетом лунного посадочного корабля (Т2К-ЛК, 11Ф94) комплекса Л3. Ракета, стартовавшая в этом пуске, претерпела значительные изменения, направленные на устранение выявленных недостатков и увеличение массы выводимого полезного груза, и получила название Н1Ф. Управление полётом осуществляла бортовая ЭВМ по командам гироплатформы (главный конструктор Н. А. Пилюгин). В состав двигательных установок введены рулевые двигатели, система пожаротушения. Измерительные системы были доукомплектованы вновь созданной малогабаритной радиотелеметрической аппаратурой. Всего на этой ракете было установлено более 13 000 датчиков. Ракета пролетела без замечаний 106,93 с до высоты 40 км, но за 7 с до расчетного времени разделения первой и второй ступеней произошло практически мгновенное разрушение насоса окислителя двигателя № 4, которое привело к ликвидации ракеты, так как система управления не предусматривала досрочного отделения первой ступени, хотя теоретически энергоресурсов ракеты было достаточно, чтобы произвести довыведение на орбиту за счет большей продолжительности работы верхних ступеней.

После вновь проведенных больших работ по доведению носителя очередной пуск носителя Н1Ф (изделие 8Л) со штатными беспилотным лунным орбитальным кораблем (7К-ЛОК, 11Ф93) и лунным посадочным кораблем (Т2К-ЛК, 11Ф94) комплекса Л3 намечался на август 1974 года, когда в автоматическоми 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 проиграна, 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 советской лунной базы в 1980-х гг, 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. 2 уже изготовленных экземпляра и ещё 2 задела носителей Н1Ф были уничтожены, а 150 изготовленных двигателей НК-33 и НК-44 в КБ Кузнецова удалось сохранить до конца XX века, когда, благодаря их высокому совершенству, часть из них, а также лицензия на производство, были проданы американской компании «Аэроджет» и использованы в американской и японской ракетах-носителях.

В 1976 году начались работы по программе «Энергия—Буран», использующей принципиально новый сверхтяжёлый носитель «Энергия», на базе которого рассматривались, но не были реализованы новые проекты для пилотируемых полётов на Луну «Вулкан»-"Звезда" и «Вулкан»-"ЛЭК".

См. также

Ссылки

  1. ↑ Данные получены на основании сравнения с другими ракетами-носителяи и требуют уточнения.

Дополнительные ссылки

Советская и российская ракетно-космическая техника

dic.academic.ru

Н-1 (РН) - это... Что такое Н-1 (РН)?

Общие сведения

Основные характеристики

История запусков

Первая ступень - «Блок А»

Вторая ступень — «Блок Б»

Третья ступень — «Блок В»

Четвертая ступень — «Блок Г»

Пятая ступень — «Блок Д»

Н1 («Носитель №1»)
Две ракеты Н1 на стартовых столах. Космодром Байконур, 1969 год.
Страна СССР
Назначение ракета-носитель
Разработчик «СКБ-1» (Королёв С.П., Мишин В.П.)
Изготовитель «Прогресс»
Количество ступеней 5
Длина 105.3 м
Диаметр 17 м
Сухая масса 208 т
Стартовая масса Н1: 2 735 т / Н1Ф: 2 950 т
Масса полезной нагрузки
  - на НОО Н1: 90 т / Н1Ф: 100 т
  - на  ГПО[1]  - на  ГСО  - на  ГЛО Н1: 46 т / Н1Ф: 51 тН1: 22 т / Н1Ф: 24 тН1: 33 т / Н1Ф: 36 т
  - на Лунной орбите Н1: 31 т / Н1Ф: 34 т
  - на Луне 5.56 т
Состояние закрыт
Места запуска 101-й стартовый комплекс, Байконур, Казахстан
Число запусков 4
  - неудачных 4
Первый запуск 21 февраля 1969 года
Последний запуск 23 ноября 1972 года
 
Длина 30.1 м
Диаметр от 10.3 до 16.9 м (конус)
Сухая масса 130 т
Стартовая масса 1 880 т
Маршевый двигатель Н1: 30 x НК-15 / Н1Ф: 30 x НК-33
Тяга Н1:    4 615 тс (45 258 кН)Н1Ф: 5 130 тс (50 308 кН)
Удельный импульс Уровень моря: 297 сВакуум: 331 с
Время работы 115-125 с
Горючее RP-1
Окислитель LOX
Длина 20.5 м
Диаметр от 7.3 до 10.3 м (конус)
Сухая масса 55 т
Стартовая масса 561 т
Маршевые двигатели 8 x НК-15В (НК-43)
Тяга 1 432 тс (14 043 кН)
Время работы 120 с
Горючее RP-1
Окислитель LOX
Длина 11.1 м
Диаметр от 5.5 до 7.6 м (конус)
Сухая масса 14 т
Стартовая масса 189 т
Маршевые двигатели 4 x НК-31 (НК-21)
Тяга 164 тс (1 608 кН)
Время работы 370 с
Горючее RP-1
Окислитель LOX
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 RP-1
Окислитель LOX
Диаметр 4.1 м
Сухая масса 3.5 т
Стартовая масса 18 т
Маршевый двигатель РД-58
Тяга 8.5 тс (83 кН)
Время работы 600 с (неск.включений)
Горючее RP-1
Окислитель LOX

h2, 11А52 — советская ракета-носитель сверхтяжёлого класса. Разрабатывалась с середины 1960—х в СКБ-1 под руководством Сергея Королёва, а после его смерти — под руководством Василия Мишина. Первоначально предназначалась для вывода на околоземную орбиту тяжёлой (75 т) орбитальной станции с перспективой обеспечения сборки тяжелого межпланетного корабля для полётов к Венере и Марсу. С принятием запоздалого решения по включению СССР в т. н. «лунную гонку» по организации полёта человека на поверхность Луны и возвращения его обратно Н1 была форсирована и стала носителем для экспедиционного космического корабля Л3 в комплексе Н1-Л3. Все четыре испытательных запуска Н1 были неуспешными на этапе работы первой ступени. В 1974 году советская пилотируемая лунная программа была закрыта, а несколько позже — в 1976 г. — также закрыты и работы по Н1. Вся пилотируемая лунная программа, включая носитель Н1, была строго засекречена и стала достоянием гласности только в 1990 году. Техническое наименование Н1 было производным от слова «носитель». Согласно некоторым источникам, в случае успеха и обнародования программы, Н1 должна была получить официальное название Раскат. На Западе ракета-носитель была известна под условными обозначениями SL-15 и G-1e.

Основные характеристики РН

Носитель Н1 был выполнен по последовательной схеме расположения и работы ступеней и включал 5 ступеней, на всех из которых использовались кислород-керосиновые двигатели. Не имея технологических и инфраструктурных возможностей рискованного и затратного создания передовых высокоэнергетичных кислород-водородных двигателей и отстаивая более мощные и токсичные гептил-амиловые двигатели, ведущее по ракетному двигателестроению КБ Глушко, отказалось делать двигатели для Н1, и их создание было поручено авиадвигательному КБ Кузнецова, которое добилось наивысшего энергетического и ресурсного совершенства для двигателей кислород-керосинового типа. На всех ступенях топливо хранилось в шаровых баках, подвешенных на несущей оболочке.

Первая РН «Н1» с 30-тью двигателями первой ступени.

Ступени именовались блоками «А», «Б», «В» (использовались для выведения корабля Л3 на околоземную орбиту), «Г», «Д» (предназначились для разгона корабля от Земли и торможения у Луны). Таким образом, фактически носитель Н1 как околоземный был 3-ступенчатым, а 43,2-метровый 95-тонный отлётный лунный ракетный комплекс под общим головным обтекателем диаметром 5,9 метра с системой аварийного спасения состоял из 2-х верхних блоков носителя Н1 и корабля Л3, включавшего как модули 9,85-тонный лунный орбитальный корабль (7К-ЛОК, 11Ф93) и 5,56-тонный лунный посадочный корабль (Т2К-ЛК, 11Ф94).

На первой ступени (блоке «А») со стартовой массой 1880 (в том числе сухой — 130) тонн, диаметром от 10,3 до 16,9 метров и длиной 30,1 метров вдоль двух концентрических окружностей было установлено 30 (до лунной программы было только 24 по внешней окружности; затем к ним добавились еще 6 по внутренней) двигателей НК-33 на варианте Н1Ф (ранее на Н1 — НК-15) с единичной тягой 171 (ранее — 154) тонн и суммарной 5130 (4615) тонн. На старте до отделения блок «А» должен был отрабатывать 115—125 сек.

На второй ступени (блоке «Б») стартовой массой 561 (в том числе сухой — 55) тонн, диаметром от 7,3 до 10,3 метров и длиной 20,5 метров было установлено 8 двигателей НК-43 (ранее — НК-15В) с единичной тягой 179 тонн и суммарной 1432 тонн. Блок «Б» должен был отрабатывать 120 сек.

На третьей ступени (блоке «В») стартовой массой 189 (в том числе сухой — 14) тонн, диаметром от 5,5 до 7,6 метров и длиной 11,1 метров было установлено 4 двигателя НК-31 (ранее — НК-21) с единичной тягой 41 тонн и суммарной 164 тонн. Блок «В» должен был отрабатывать 370 сек.

На четвертой ступени (блоке «Г») стартовой массой 62 (в том числе сухой — 6) тонн, диаметром 4,1 метра был установлен 1 двигатель НК-19 (ранее — НК-9В) с тягой 45,5 тонн. Блок «Г» должен был отрабатывать 443 сек при возможности многократных включений.

На пятой ступени (блоке «Д») стартовой массой 18 (в том числе сухой — 3,5) тонн, диаметром 4,1 метр был установлен 1 двигатель РД-58 с тягой 8,5 тонн. Блок «Д» должен был отрабатывать 600 сек при возможности многократных включений.

Сборка ступеней ракеты и корабля осуществлялась непосредственно на космодроме Байконур, в специально построенном огромном монтажно-испытательном корпусе (МИК) на 112 площадке, так как из-за негабаритных размеров ступеней не было возможности транспортировать их на космодром в собранном виде с завода-изготовителя «Прогресс», находящегося в городе Куйбышев. Сборка в МИКе производилась в горизонтальном виде, так же как и вывоз на стартовый стол силами двух тепловозов на платформе, двигавшейся по двум параллельным железнодорожным путям.

Предполагалось, что на основе конструктива Н1 будет эксплуатироваться семейство ракет-носителей, включая форсированную версию Н1Ф и модернизированный до полезного груза в 155—175 тонн вариант на кислород-водородных двигателях Н1М, меньшие по размерам Н11/11А53 (три средние ступени Н1) стартовой массой 700 тонн для полезного груза в 25 тонн и Н111/11А54 (третья и четвертая ступени Н1) стартовой массой 200 тонн для полезного груза в 5 тонн, а в перспективе и бо́льшие носители Н2, Н3, Н4 стартовой массой соответственно 7000, 12000, 18000 тонн (у которых под две нижние ступени Н1 последовательно подставлялись ещё более мощные первые ступени).

Сравнение носителей Сатурн V (слева) и Н1 (справа) в масштабе

Первое время внутренней советской альтернативой лунному носителю Н-1 КБ Королева были нереализованные проекты аналогичных носителей УР-700 КБ Челомея и Р-56 КБ Янгеля.

В реальности, несмотря на некоторые менее прогрессивные технические решения (большее число ступеней, большее количество двигателей, большая суммарная тяга и меньший размер их сопел на первой ступени, неиспользование более высокоэнергетичного кислород-водородного топлива на верхних ступенях, меньшая масса полезной нагрузки) советский носитель Н1 был аналогичен и соизмерим с американским носителем Сатурн V.

Запуски носителя Н1

Хотя на отдельных стендовых испытаниях двигатели показали себя достаточно надёжными, большинство возникавших проблем с носителем было вызвано вибрацией, гидродинамическим ударом (при выключении двигателей), разворачивающим моментом и другими неучтёнными эффектами, вызванными одновременной работой такого большого количества двигателей и большой размерностью носителя, что было невозможно выявить до полётов ввиду того, что в целях экономии средств не были созданы дорогостоящие наземные стенды для динамических и огневых тестов всего носителя или первой ступени в сборке.

Все запуски носителя Н1 производились с площадки № 110 (с двумя стартовыми столами) космодрома Байконур.

Первый пуск носителя Н1 (изделие 3Л) с беспилотным кораблем «Зонд-М (7К-Л1С, 11Ф92)» в качестве полезной нагрузки 21 февраля 1969 года закончился аварийно. В результате пожара в хвостовом отсеке (двигатель № 2) и нарушения в работе системы контроля двигателей, эта система на 68,7 с выдала ложную команду на выключение всех двигателей, за которым последовал подрыв носителя на высоте 12,2 км.

Второй пуск носителя Н1 (изделие 5Л) с беспилотным кораблем «Зонд-М (7К-Л1С, 11Ф92)» и макетом лунного посадочного корабля (Т2К-ЛК, 11Ф94) комплекса Л3 был проведён 3 июля 1969 года и также закончился аварийно из-за ненормальной работы двигателя № 8 блока А и выключения всех двигателей на 23 с полета, после чего носитель упал на место старта. В результате крупнейшего в истории ракетостроения взрыва один стартовый стол был полностью разрушен, а второй — серьёзно повреждён. По заключению аварийной комиссии под председательством В. П. Мишина причиной аварии было разрушение насоса окислителя двигателя. На анализ результатов испытаний, дополнительные расчёты, исследования и экспериментальные работы и восстановление стартовых столов ушло два года.

Третий запуск носителя Н1 (изделие 6Л) с макетом беспилотного лунного орбитального корабля (7К-ЛОК, 11Ф93) и макетом лунного посадочного корабля (Т2К-ЛК, 11Ф94) комплекса Л3 был проведён 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, однако в результате нерасчетного разворачивающего момента при манёвре увода от стартового стола уже со старта ракета набрала крен и продолжала неуправляемый полет, не обеспечивавший выведение на орбиту. Поскольку ради гарантий сохранности стартового компплекса команда аварийного выключения двигателей была заблокирована до 50 с, их выключение системой контроля и подрыв потерявшего головную часть и начавшего разрушаться носителя произведены на 51 с и высоте 1 км. Для обеспечения управления ракетой по крену менее чем за год были созданы боковые рулевые двигатели, работающие на окислительном генераторном газе и горючем, отбираемых от основных двигателей.

23 ноября 1972 года был произведен ставший последним четвертый пуск носителя Н1 (изделие 7Л) с беспилотным лунным орбитальным кораблем (7К-ЛОК, 11Ф93) и макетом лунного посадочного корабля (Т2К-ЛК, 11Ф94) комплекса Л3. Ракета, стартовавшая в этом пуске, претерпела значительные изменения, направленные на устранение выявленных недостатков и увеличение массы выводимого полезного груза, и получила название Н1Ф. Управление полётом осуществляла бортовая ЭВМ по командам гироплатформы (главный конструктор Н. А. Пилюгин). В состав двигательных установок введены рулевые двигатели, система пожаротушения. Измерительные системы были доукомплектованы вновь созданной малогабаритной радиотелеметрической аппаратурой. Всего на этой ракете было установлено более 13 000 датчиков. Ракета пролетела без замечаний 106,93 с до высоты 40 км, но за 7 с до расчетного времени разделения первой и второй ступеней произошло практически мгновенное разрушение насоса окислителя двигателя № 4, которое привело к ликвидации ракеты, так как система управления не предусматривала досрочного отделения первой ступени, хотя теоретически энергоресурсов ракеты было достаточно, чтобы произвести довыведение на орбиту за счет большей продолжительности работы верхних ступеней.

После вновь проведенных больших работ по доведению носителя очередной пуск носителя Н1Ф (изделие 8Л) со штатными беспилотным лунным орбитальным кораблем (7К-ЛОК, 11Ф93) и лунным посадочным кораблем (Т2К-ЛК, 11Ф94) комплекса Л3 намечался на август 1974 года, когда в автоматическоми 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 проиграна, 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 советской лунной базы в 1980-х гг, 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. 2 уже изготовленных экземпляра и ещё 2 задела носителей Н1Ф были уничтожены, а 150 изготовленных двигателей НК-33 и НК-44 в КБ Кузнецова удалось сохранить до конца XX века, когда, благодаря их высокому совершенству, часть из них, а также лицензия на производство, были проданы американской компании «Аэроджет» и использованы в американской и японской ракетах-носителях.

В 1976 году начались работы по программе «Энергия—Буран», использующей принципиально новый сверхтяжёлый носитель «Энергия», на базе которого рассматривались, но не были реализованы новые проекты для пилотируемых полётов на Луну «Вулкан»-"Звезда" и «Вулкан»-"ЛЭК".

См. также

Ссылки

  1. ↑ Данные получены на основании сравнения с другими ракетами-носителяи и требуют уточнения.

Дополнительные ссылки

Советская и российская ракетно-космическая техника

dic.academic.ru

Н1 (ракета-носитель) - это... Что такое Н1 (ракета-носитель)?

Общие сведения

Основные характеристики

История запусков

Первая ступень - «Блок А»

Вторая ступень — «Блок Б»

Третья ступень — «Блок В»

Четвертая ступень — «Блок Г»

Пятая ступень — «Блок Д»

Н1 («Носитель №1»)
Две ракеты Н1 на стартовых столах. Космодром Байконур, 1969 год.
Страна СССР
Назначение ракета-носитель
Разработчик «СКБ-1» (Королёв С.П., Мишин В.П.)
Изготовитель «Прогресс»
Количество ступеней 5
Длина 105.3 м
Диаметр 17 м
Сухая масса 208 т
Стартовая масса Н1: 2 735 т / Н1Ф: 2 950 т
Масса полезной нагрузки
  - на НОО Н1: 90 т / Н1Ф: 100 т
  - на  ГПО[1]  - на  ГСО  - на  ГЛО Н1: 46 т / Н1Ф: 51 тН1: 22 т / Н1Ф: 24 тН1: 33 т / Н1Ф: 36 т
  - на Лунной орбите Н1: 31 т / Н1Ф: 34 т
  - на Луне 5.56 т
Состояние закрыт
Места запуска 101-й стартовый комплекс, Байконур, Казахстан
Число запусков 4
  - неудачных 4
Первый запуск 21 февраля 1969 года
Последний запуск 23 ноября 1972 года
 
Длина 30.1 м
Диаметр от 10.3 до 16.9 м (конус)
Сухая масса 130 т
Стартовая масса 1 880 т
Маршевый двигатель Н1: 30 x НК-15 / Н1Ф: 30 x НК-33
Тяга Н1:    4 615 тс (45 258 кН)Н1Ф: 5 130 тс (50 308 кН)
Удельный импульс Уровень моря: 297 сВакуум: 331 с
Время работы 115-125 с
Горючее RP-1
Окислитель LOX
Длина 20.5 м
Диаметр от 7.3 до 10.3 м (конус)
Сухая масса 55 т
Стартовая масса 561 т
Маршевые двигатели 8 x НК-15В (НК-43)
Тяга 1 432 тс (14 043 кН)
Время работы 120 с
Горючее RP-1
Окислитель LOX
Длина 11.1 м
Диаметр от 5.5 до 7.6 м (конус)
Сухая масса 14 т
Стартовая масса 189 т
Маршевые двигатели 4 x НК-31 (НК-21)
Тяга 164 тс (1 608 кН)
Время работы 370 с
Горючее RP-1
Окислитель LOX
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 RP-1
Окислитель LOX
Диаметр 4.1 м
Сухая масса 3.5 т
Стартовая масса 18 т
Маршевый двигатель РД-58
Тяга 8.5 тс (83 кН)
Время работы 600 с (неск.включений)
Горючее RP-1
Окислитель LOX

h2, 11А52 — советская ракета-носитель сверхтяжёлого класса. Разрабатывалась с середины 1960—х в СКБ-1 под руководством Сергея Королёва, а после его смерти — под руководством Василия Мишина. Первоначально предназначалась для вывода на околоземную орбиту тяжёлой (75 т) орбитальной станции с перспективой обеспечения сборки тяжелого межпланетного корабля для полётов к Венере и Марсу. С принятием запоздалого решения по включению СССР в т. н. «лунную гонку» по организации полёта человека на поверхность Луны и возвращения его обратно Н1 была форсирована и стала носителем для экспедиционного космического корабля Л3 в комплексе Н1-Л3. Все четыре испытательных запуска Н1 были неуспешными на этапе работы первой ступени. В 1974 году советская пилотируемая лунная программа была закрыта, а несколько позже — в 1976 г. — также закрыты и работы по Н1. Вся пилотируемая лунная программа, включая носитель Н1, была строго засекречена и стала достоянием гласности только в 1990 году. Техническое наименование Н1 было производным от слова «носитель». Согласно некоторым источникам, в случае успеха и обнародования программы, Н1 должна была получить официальное название Раскат. На Западе ракета-носитель была известна под условными обозначениями SL-15 и G-1e.

Основные характеристики РН

Носитель Н1 был выполнен по последовательной схеме расположения и работы ступеней и включал 5 ступеней, на всех из которых использовались кислород-керосиновые двигатели. Не имея технологических и инфраструктурных возможностей рискованного и затратного создания передовых высокоэнергетичных кислород-водородных двигателей и отстаивая более мощные и токсичные гептил-амиловые двигатели, ведущее по ракетному двигателестроению КБ Глушко, отказалось делать двигатели для Н1, и их создание было поручено авиадвигательному КБ Кузнецова, которое добилось наивысшего энергетического и ресурсного совершенства для двигателей кислород-керосинового типа. На всех ступенях топливо хранилось в шаровых баках, подвешенных на несущей оболочке.

Первая РН «Н1» с 30-тью двигателями первой ступени.

Ступени именовались блоками «А», «Б», «В» (использовались для выведения корабля Л3 на околоземную орбиту), «Г», «Д» (предназначились для разгона корабля от Земли и торможения у Луны). Таким образом, фактически носитель Н1 как околоземный был 3-ступенчатым, а 43,2-метровый 95-тонный отлётный лунный ракетный комплекс под общим головным обтекателем диаметром 5,9 метра с системой аварийного спасения состоял из 2-х верхних блоков носителя Н1 и корабля Л3, включавшего как модули 9,85-тонный лунный орбитальный корабль (7К-ЛОК, 11Ф93) и 5,56-тонный лунный посадочный корабль (Т2К-ЛК, 11Ф94).

На первой ступени (блоке «А») со стартовой массой 1880 (в том числе сухой — 130) тонн, диаметром от 10,3 до 16,9 метров и длиной 30,1 метров вдоль двух концентрических окружностей было установлено 30 (до лунной программы было только 24 по внешней окружности; затем к ним добавились еще 6 по внутренней) двигателей НК-33 на варианте Н1Ф (ранее на Н1 — НК-15) с единичной тягой 171 (ранее — 154) тонн и суммарной 5130 (4615) тонн. На старте до отделения блок «А» должен был отрабатывать 115—125 сек.

На второй ступени (блоке «Б») стартовой массой 561 (в том числе сухой — 55) тонн, диаметром от 7,3 до 10,3 метров и длиной 20,5 метров было установлено 8 двигателей НК-43 (ранее — НК-15В) с единичной тягой 179 тонн и суммарной 1432 тонн. Блок «Б» должен был отрабатывать 120 сек.

На третьей ступени (блоке «В») стартовой массой 189 (в том числе сухой — 14) тонн, диаметром от 5,5 до 7,6 метров и длиной 11,1 метров было установлено 4 двигателя НК-31 (ранее — НК-21) с единичной тягой 41 тонн и суммарной 164 тонн. Блок «В» должен был отрабатывать 370 сек.

На четвертой ступени (блоке «Г») стартовой массой 62 (в том числе сухой — 6) тонн, диаметром 4,1 метра был установлен 1 двигатель НК-19 (ранее — НК-9В) с тягой 45,5 тонн. Блок «Г» должен был отрабатывать 443 сек при возможности многократных включений.

На пятой ступени (блоке «Д») стартовой массой 18 (в том числе сухой — 3,5) тонн, диаметром 4,1 метр был установлен 1 двигатель РД-58 с тягой 8,5 тонн. Блок «Д» должен был отрабатывать 600 сек при возможности многократных включений.

Сборка ступеней ракеты и корабля осуществлялась непосредственно на космодроме Байконур, в специально построенном огромном монтажно-испытательном корпусе (МИК) на 112 площадке, так как из-за негабаритных размеров ступеней не было возможности транспортировать их на космодром в собранном виде с завода-изготовителя «Прогресс», находящегося в городе Куйбышев. Сборка в МИКе производилась в горизонтальном виде, так же как и вывоз на стартовый стол силами двух тепловозов на платформе, двигавшейся по двум параллельным железнодорожным путям.

Предполагалось, что на основе конструктива Н1 будет эксплуатироваться семейство ракет-носителей, включая форсированную версию Н1Ф и модернизированный до полезного груза в 155—175 тонн вариант на кислород-водородных двигателях Н1М, меньшие по размерам Н11/11А53 (три средние ступени Н1) стартовой массой 700 тонн для полезного груза в 25 тонн и Н111/11А54 (третья и четвертая ступени Н1) стартовой массой 200 тонн для полезного груза в 5 тонн, а в перспективе и бо́льшие носители Н2, Н3, Н4 стартовой массой соответственно 7000, 12000, 18000 тонн (у которых под две нижние ступени Н1 последовательно подставлялись ещё более мощные первые ступени).

Сравнение носителей Сатурн V (слева) и Н1 (справа) в масштабе

Первое время внутренней советской альтернативой лунному носителю Н-1 КБ Королева были нереализованные проекты аналогичных носителей УР-700 КБ Челомея и Р-56 КБ Янгеля.

В реальности, несмотря на некоторые менее прогрессивные технические решения (большее число ступеней, большее количество двигателей, большая суммарная тяга и меньший размер их сопел на первой ступени, неиспользование более высокоэнергетичного кислород-водородного топлива на верхних ступенях, меньшая масса полезной нагрузки) советский носитель Н1 был аналогичен и соизмерим с американским носителем Сатурн V.

Запуски носителя Н1

Хотя на отдельных стендовых испытаниях двигатели показали себя достаточно надёжными, большинство возникавших проблем с носителем было вызвано вибрацией, гидродинамическим ударом (при выключении двигателей), разворачивающим моментом и другими неучтёнными эффектами, вызванными одновременной работой такого большого количества двигателей и большой размерностью носителя, что было невозможно выявить до полётов ввиду того, что в целях экономии средств не были созданы дорогостоящие наземные стенды для динамических и огневых тестов всего носителя или первой ступени в сборке.

Все запуски носителя Н1 производились с площадки № 110 (с двумя стартовыми столами) космодрома Байконур.

Первый пуск носителя Н1 (изделие 3Л) с беспилотным кораблем «Зонд-М (7К-Л1С, 11Ф92)» в качестве полезной нагрузки 21 февраля 1969 года закончился аварийно. В результате пожара в хвостовом отсеке (двигатель № 2) и нарушения в работе системы контроля двигателей, эта система на 68,7 с выдала ложную команду на выключение всех двигателей, за которым последовал подрыв носителя на высоте 12,2 км.

Второй пуск носителя Н1 (изделие 5Л) с беспилотным кораблем «Зонд-М (7К-Л1С, 11Ф92)» и макетом лунного посадочного корабля (Т2К-ЛК, 11Ф94) комплекса Л3 был проведён 3 июля 1969 года и также закончился аварийно из-за ненормальной работы двигателя № 8 блока А и выключения всех двигателей на 23 с полета, после чего носитель упал на место старта. В результате крупнейшего в истории ракетостроения взрыва один стартовый стол был полностью разрушен, а второй — серьёзно повреждён. По заключению аварийной комиссии под председательством В. П. Мишина причиной аварии было разрушение насоса окислителя двигателя. На анализ результатов испытаний, дополнительные расчёты, исследования и экспериментальные работы и восстановление стартовых столов ушло два года.

Третий запуск носителя Н1 (изделие 6Л) с макетом беспилотного лунного орбитального корабля (7К-ЛОК, 11Ф93) и макетом лунного посадочного корабля (Т2К-ЛК, 11Ф94) комплекса Л3 был проведён 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, однако в результате нерасчетного разворачивающего момента при манёвре увода от стартового стола уже со старта ракета набрала крен и продолжала неуправляемый полет, не обеспечивавший выведение на орбиту. Поскольку ради гарантий сохранности стартового компплекса команда аварийного выключения двигателей была заблокирована до 50 с, их выключение системой контроля и подрыв потерявшего головную часть и начавшего разрушаться носителя произведены на 51 с и высоте 1 км. Для обеспечения управления ракетой по крену менее чем за год были созданы боковые рулевые двигатели, работающие на окислительном генераторном газе и горючем, отбираемых от основных двигателей.

23 ноября 1972 года был произведен ставший последним четвертый пуск носителя Н1 (изделие 7Л) с беспилотным лунным орбитальным кораблем (7К-ЛОК, 11Ф93) и макетом лунного посадочного корабля (Т2К-ЛК, 11Ф94) комплекса Л3. Ракета, стартовавшая в этом пуске, претерпела значительные изменения, направленные на устранение выявленных недостатков и увеличение массы выводимого полезного груза, и получила название Н1Ф. Управление полётом осуществляла бортовая ЭВМ по командам гироплатформы (главный конструктор Н. А. Пилюгин). В состав двигательных установок введены рулевые двигатели, система пожаротушения. Измерительные системы были доукомплектованы вновь созданной малогабаритной радиотелеметрической аппаратурой. Всего на этой ракете было установлено более 13 000 датчиков. Ракета пролетела без замечаний 106,93 с до высоты 40 км, но за 7 с до расчетного времени разделения первой и второй ступеней произошло практически мгновенное разрушение насоса окислителя двигателя № 4, которое привело к ликвидации ракеты, так как система управления не предусматривала досрочного отделения первой ступени, хотя теоретически энергоресурсов ракеты было достаточно, чтобы произвести довыведение на орбиту за счет большей продолжительности работы верхних ступеней.

После вновь проведенных больших работ по доведению носителя очередной пуск носителя Н1Ф (изделие 8Л) со штатными беспилотным лунным орбитальным кораблем (7К-ЛОК, 11Ф93) и лунным посадочным кораблем (Т2К-ЛК, 11Ф94) комплекса Л3 намечался на август 1974 года, когда в автоматическоми 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 проиграна, 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 советской лунной базы в 1980-х гг, 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. 2 уже изготовленных экземпляра и ещё 2 задела носителей Н1Ф были уничтожены, а 150 изготовленных двигателей НК-33 и НК-44 в КБ Кузнецова удалось сохранить до конца XX века, когда, благодаря их высокому совершенству, часть из них, а также лицензия на производство, были проданы американской компании «Аэроджет» и использованы в американской и японской ракетах-носителях.

В 1976 году начались работы по программе «Энергия—Буран», использующей принципиально новый сверхтяжёлый носитель «Энергия», на базе которого рассматривались, но не были реализованы новые проекты для пилотируемых полётов на Луну «Вулкан»-"Звезда" и «Вулкан»-"ЛЭК".

См. также

Ссылки

  1. ↑ Данные получены на основании сравнения с другими ракетами-носителяи и требуют уточнения.

Дополнительные ссылки

Советская и российская ракетно-космическая техника

dic.academic.ru