Это советская тяжёлая ракета. Про японский носитель и другие значения см. N-1
Н-1, Н1 (индекс ГУКОС — 11А52) — советская ракета-носитель сверхтяжёлого класса. Разрабатывалась с начала 1960-х годов 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 тяжёлого межпланетного корабля для полётов к Венере и Марсу. С принятием решения по включению СССР в так называемую «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 неудачными на этапе работы первой ступени. В 1974 году советская лунно-посадочная пилотируемая 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 общественности только в 1989 году.
Техническое наименование Н-1 было производным от «Носитель-1», по другим данным — от слова «Наука-1». На Западе ракета-носитель была известна под условными обозначениями SL-15 и G-1e.
История создания В КБ С. П. Королёва проработки тяжёлой ракеты-носителя велись одновременно с развитием других космических аппаратов, и к концу 1961 года эскизный проект был готов. В 1961–1962 годах отрабатывались отдельные агрегаты и их части, была определена основная конструктивно-компоновочная схема ракеты.
В ходе проектирования возникли серьёзные разногласия между Королёвым (решительно избравшим перспективную в будущем схему кислородно-керосиновых двигателей) и главным конструктором ОКБ-456 В. Глушко (предлагавшим использовать более отлаженные двигатели на смеси АТ+НДМГ). 10 ноября 1961 года он направил личное письмо Королёву, указав, что уложиться в поставленный руководством срок таким образом будет значительно проще. Письмо заканчивалось словами:
Поскольку Королёв настаивал на своём, Глушко обратился инстанциями выше: к Председателю ВПК Д. Ф. Устинову, Председателю ГКОТ Л. В. Смирнову, Главкому РВСН К. С. Москаленко, директору ГИПХ В. С. Шпаку, начальнику ГУРВО А. И. Семёнову, главным конструкторам В. П. Бармину и М. К. Янгелю, направив им копии своего письма к Королёву от 10 ноября с просьбой содействовать принятию решения по выбору топлива. Позднее, 25 по 29 ноября 1961 года, Глушко обращался к Президенту АН СССР М. В. Келдышу и другим.
Однако эти обращения не возымели эффекта, и Государственная экспертная комиссия с 2 по 16 июля 1962 года, опираясь на авторитет Королёва, приняла защиту эскизного проекта Н1, выполненного ОКБ-1 (29 основных томов и 8 томов приложений к ним), в варианте с кислородно-керосиновыми двигателями.
Постановлением от 24 сентября 1962 года было установлено начать лётные испытания РН Н-1 в 1965 году.
В литературе, кроме названия Н-1, встречаются также «Раскат», «Наука»Александр Железняков. Ракета-носитель Н-1 () // 100 лучших ракет СССР и России. Первая энциклопедия отечественной ракетной техники. — : Яуза, 2016. — С. 45., индекс ГРАУ 11А52Christian Lardier, Stefan Barensky. The launch bases. The Soyuz Launch Vehicle. — NY: Springer, 2013. — P. 187—204..
Основные характеристики ракеты-носителя
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 двигатели на токсичных высококипящих компонентах, ведущее по ракетному двигателестроению КБ Глушко отказалось делать двигатели для Н-1, 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 (керосиновые баки 4-й и 5-й ступеней — торовые). Двигатели КБ Кузнецова были недостаточно мощными, их приходилось устанавливать в больших количествах, что привело к ряду негативных эффектов.
Ступени именовались блоками «А», «Б», «В» (использовались для выведения корабля Л3 на околоземную орбиту), «Г», «Д» (предназначались для разгона корабля от Земли и торможения у Луны). Таким образом, Н-1 как носитель для вывода на низкую околоземную орбиту фактически был 3-ступенчатым, а 43,2-метровый 95-тонный отлётный лунный ракетный комплекс под общим головным обтекателем диаметром 5,9 м с системой аварийного спасения состоял из 2 верхних блоков носителя Н-1 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) т, диаметром от 10,3 до 16,9 м и длиной 30,1 м вдоль двух концентрических окружностей было установлено 30 (до лунной программы было только 24 по внешней окружности; затем к ним добавились ещё 6 по внутренней) двигателей НК-33 на варианте Н1Ф (ранее на Н1 — НК-15) с единичной тягой 171 (ранее — 154) тс и суммарной 5130 (4615) тс. Это количество двигателей у Н-1 оставалось рекорднымChris Gebhardt. SpaceX successfully debuts Falcon Heavy in demonstration launch from KSC (). NASA (5 February 2018). вплоть до появления ракеты-носителя Starship. На старте до отделения блок «А» должен был отрабатывать 115-125 с.
На второй ступени (блоке «Б») стартовой массой 561 (в том числе сухой — 55) т, диаметром от 7,3 до 10,3 м и длиной 20,5 м было установлено 8 двигателей НК-43 (ранее — НК-15) с единичной тягой 179 тс и суммарной 1432 тс. Блок «Б» должен был отрабатывать 120 с.
На третьей ступени (блоке «В») стартовой массой 189 (в том числе сухой — 14) т, диаметром от 5,5 до 7,6 м и длиной 11,1 м было установлено 4 двигателя НК-31 (ранее — НК-21) с единичной тягой 41 тс и суммарной 164 тс. Блок «В» должен был отрабатывать 370 с.
На четвёртой ступени (блоке «Г») стартовой массой 62 (в том числе сухой — 6) т, диаметром 4,1 м был установлен 1 двигатель НК-19 (ранее — НК-9В) с тягой 45,5 тс. Блок «Г» должен был отрабатывать 443 с при возможности многократных включений.
На пятой ступени (блоке «Д») стартовой массой 18 (в том числе сухой — 3,5) т, диаметром 4,1 м был установлен 1 двигатель РД-58 с тягой 8,5 тс. Блок «Д» должен был отрабатывать 600 с 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-й 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 Н-1 будет эксплуатироваться семейство ракет-носителей, включая форсированную версию Н1Ф и модернизированный до полезного груза в 155-175 т вариант на кислород-водородных двигателях Н1М, меньшие по размерам Н11/11А53 (три средние ступени Н-1) стартовой массой 700 т для полезного груза в 25 т и Н111/11А54 (третья и четвёртая ступени Н1) стартовой массой 200 т для полезного груза в 5 т, а в перспективе и бо́льшие носители Н2, Н3, Н4 стартовой массой соответственно 7000, , (у которых под две нижние ступени Н1 последовательно подставлялись ещё более мощные первые ступени).
Первое время внутренней советской альтернативой лунному носителю Н-1 КБ Королёва 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, бо́льшая 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 Н-1 был соизмерим с американским носителем Сатурн V.
Н-1 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 Было проведено четыре испытательных пуска Н-1. Все они окончились неудачей на этапе работы первой ступени. Хотя на стендовых испытаниях отдельные двигатели показали себя достаточно надёжными, большинство возникавших проблем с носителем было вызвано автоколебаниями ракеты, гидродинамическим ударом, разворачивающим моментом, электрическими помехами и другими неучтёнными эффектами, вызванными одновременной работой такого большого количества двигателей, сложностью коммуникаций и большим размером ракеты. Эти проблемы были выявлены на этапе лётных испытаний, а не на стендах, поскольку из-за нехватки средств наземные стенды для динамических и огневых испытаний всего носителя или первой ступени в сборе не строились. Такой спорный подход, ранее с переменным успехом применявшийся к намного меньшим по размерам и несравнимо более простым по устройству баллистическим ракетам, привёл к череде аварий.
Все пуски носителя Н-1 производились с площадки № 110 (с двумя стартовыми столами) космодрома Байконур.
Первый пуск Изделие № 3Л. Пуск произведён в 12 часов 18 минут 07 секунд 21 февраля 1969 года, с беспилотным кораблем 7К-Л1А/Л1С (11Ф92) «Зонд-М» (прототипом ЛОК) в качестве полезной нагрузки, закончился аварийно. Через несколько секунд после старта в результате кратковременного скачка напряжения, вызванного подрывом пиропатронов, система управления КОРД (контроль ракетных двигателей) выключила двигатель № 12. После этого КОРД выключил противоположный двигатель № 24, чтобы тяга осталась симметричной. Через 6 секунд продольные колебания корпуса ракеты привели к разрыву линии подачи окислителя, а через 25 секунд — к разрыву топливопровода. Когда топливо и окислитель соприкоснулись, произошло возгорание. Огонь повредил проводку, возникла электрическая дуга. Датчики КОРД интерпретировали дугу как проблему с давлением в турбонасосах, и КОРД выдал команду отключить всю первую ступень на 68-й с запуска. Эта команда была также передана второй и третьей ступеням, что привело к запрету принятия сигналов ручного управления с земли, за которым последовал взрыв носителя на высоте 12,2 километров. Ракета упала по трассе полёта в 52 километрах от стартовой позиции.
Второй пуск