Sevpolitforum.info

Первый пуск советской ракеты Н-1 назначили на 20 февраля 1969 г. Затем перенесли на сутки из-за плохой погоды. Команду на зажигание подали 21 февраля в 12 ч 17 мин 55 с по московскому времени. Вдруг по ложной команде система КОРД выключила исправные ЖРД № 12 и 24 блока "А". Ракета сошла со стартового стола в 12 ч 18 мин 07 с при 28 работающих двигателях из 30.
На 6-й секунде полета из-за повышенной вибрации газогенератора ЖРД № 12 оборвалась трубка датчика замера давления газа после турбины, на 28-й, после начала дросселирования тяги для уменьшения нагрузок при прохождении максимального скоростного напора, оборвалась трубка замера давления горючего перед газогенератором того же ЖРД. "Кислый" газ с температурой 340°С смешался с горючим, образовав пожароопасную смесь. Ее облако все увеличивалось. На 55-й секунде в хвостовом отсеке блока "А" вспыхнул пожар. Об этом свидетельствовало резкое возрастание температуры в районе ЖРД №№ 3, 21, 24, 23, 22. На 69-й секунде бушевавшее пламя пережгло изоляцию кабелей, вызвав срабатывание системы КОРД из-за замыкания цепей телеметрии и системы управления двигателей. Все ЖРД блока "А" были отключены.
Горящая ракета летела под небольшим углом к горизонту. Она не взорвалась, не рассыпалась в воздухе на обломки. Плавно снижаясь, упала в 50 км от старта.
Предположительно, причиной возгорания мог быть прорыв внутри отсека горячих газов, истекающих из сопел ЖРД, через отверстия шпилечного хода в донной теплозащите блока "А", по которым ракета сходит со стартового стола. Отверстия следовало изнутри заглушивать колпачками, но некоторых на месте не оказалось.
Однако принципиальная работоспособность связки из 30 ЖРД блока "А", системы их управления и отключения в полете была успешно подтверждена. Вину за аварию возложили на двигателистов, посчитав основной ее причиной недостаточную отработку ЖРД из-за отсутствия вибростенда для испытаний.
Второй старт Н-1 (экземпляр 5л) состоялся 3 июля 1969г. в 23 ч 18 мин 32 с по московскому времени. За четверть секунды до отрыва от стартового стола из-за попадания в насос окислителя металлического предмета (предположительно - стальной диафрагмы датчика пульсаций давления) взорвался ЖРД № 8 блока "А". Пер*било бортовую кабельную сеть, повредило соседние двигатели и телеметрическое оборудование. Начала разрушаться нижняя часть ступени. Через 0,5 с после команды "контакт подъема" система КОРД начала выключать ЖРД №№ 7,8, 19 и 20; на девятой секунде - двигатель № 21 (противоположный ЖРД № 9). Еще через пару секунд были отключены все двигатели, кроме ЖРД № 18, который продолжал работать.Не успев из-за разрушения силовой кабельной сети отработать команду разворота на курс, ракета, поднимавшаяся практически вертикально, достигла высоты около 200 м, затем также вертикально стала падать на стартовый стол. На 15-й секунде полета сработала система аварийного спасения спускаемого аппарата беспилотного корабля 7К-Л 1С, входившего в состав головного блока ракеты. Единственный работающий ЖРД постепенно разворачивал носитель вокруг оси, и после 23-секундного "полета" ракета почти плашмя упала на старт и взорвалась.
Из-за повреждения стартового комплекса и замедления темпов работ подготовка третьего летного испытания затянулась на два года. Только в воскресенье 27 июня 1971 г. ракета 6л стартовала в 2 ч 15 мин 7 с по московскому времени со второго, недавно построенного, стартового сооружения площадки 110 космодрома Байконур. Все двигатели работали устойчиво. С момента отрыва телеметрия зафиксировала ненормальную работу системы управления по крену: уже к 8-й секунде полета на высоте около 250 м рулевые сопла встали на упоры, так и не сумев парировать возмущение по крену, которое все время увеличивалось и к 15-й секунде достигло 14 град. Скорость и угол поворота постоянно возрастали.
Начиная с 39-й секунды система управления была не в состоянии стабилизировать носитель по осям. На 48-й секунде из-за выхода на закритические углы атаки началось разрушение РН в области стыка блока "В" и головного обтекателя. Головной блок отделился от ракеты и, разрушаясь, упал невдалеке от старта. "Обезглавленный" носитель продолжал неуправляемый полет. На 51-й секунде, когда угол поворота по крену достиг 200 град., по команде от концевых контактов гироплатформы выключились все двигатели блока "А". Продолжая разрушаться в воздухе, ракета летела еще некоторое время и упала в 20 км от старта, оставив на земле воронку диаметром 30 м и глубиной 15 м. Обломки носителя 6л рассеялись по территории в несколько квадратных километров.
Несмотря на то, что основное слабое место Н-1 - ДУ блока "А" - в этом случае себя никак не проявила, авария показала необходимость существенной модификации ракеты еще до поступления новой партии носителей. 7л, подготавливаемая к пуску, значительно отличалась от предшественниц. Были улучшены ее аэродинамические характеристики путем уменьшения площади днища блока "А" и введения заостренных таргротов обтекателей трубопроводов вместо закругленных. Управление полетом осуществляла новая система с гиростабилзированной платформой. Для улучшения управляемости по каналу крена на первой и второй ступенях этого экземпляра вместо выхлопных сопел были установлены рулевые ЖРД. "Кислый" газ после турбин и керосин после насосов отбирались от основных ЖРД и шли в камеру сгорания рулевых двигателей по "гибким шлангам" трубопроводам высокого давления типа сильфонов, и коллекторам.
И вот, 23 ноября 1972 г., через 17 месяцев после неудачной третьей попытки состоялась очередная. Экземпляр 7л стартовал с позиции №2 в 9 ч 11 мин 52 с по московскому времени. Для сторонних наблюдателей вплоть до 107-й секунды полет проходил успешно. Двигатели работали устойчиво, все параметры ракеты были в пределах нормы. Но некоторые причины для беспокойства появились на 104-й секунде. Им даже не успели придать значение: через 3 с в хвостовом отсеке блока "А" сильный взрыв разметал всю периферийную двигательную установку и уничтожил нижнюю часть сферического бака окислителя. Ракета взорвалась и рассыпалась в воздухе на куски.
О причинах катастрофы ракеты 7л до сих пор однозначного ответа нет. По официальной версии ОКБ-1, зафиксированной в заключении аварийной комиссии, все произошло в результате повреждений в хвостовом отсеке блока "А", вызванных разрушением двигателя №4 из-за разгара насоса окислителя (как во втором пуске). ОКБ Кузнецова не согласилось с этими заключениями. По утверждению главного конструктора Куйбышевского (Самарского) научно-производственного предприятия (НПП) " Труд" В.Орлова, авария произошла из-за разрушения трубопровода диаметром 250 мм, подающего кислород к ЖРД №4, вследствие гидравлического удара, вызванного "пушечным" отключением ЦДУ: 6 центральных двигателей Н-1, согласно циклограмме запуска, через 80 - 90 с после старта отключаются для уменьшения перегрузок при выведении и экономии топлива.

ПРЕДЛОЖЕНИЯ ПО РАКЕТЕ Н-I [1962 г.]

Продолжить разработку и изготовление ракеты Н-I, эскизный проект которой разрабатывает ОКБ-1 ГКОТ совместно с другими научно-исследовательскими и проектно-конструкторскими организациями в соответствии с Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 23 июня 1960 г. и Постановлением от 13 мая 1961 г.

Отработку ракеты Н-I целесообразно вести в два этапа.

1-й этап. Отработка II и III ступеней ракеты Н-I с двигателем НК-9 ОКБ-276 ГКАТ (в настоящее время этот двигатель проходит огневые стендовые испытания) с дальнейшим переходом на двигатели НК-15 того же ОКБ и создание на базе этих ступеней самостоятельной ракеты Н-II со стартовым весом порядка 750 т, способной вывести на орбиту вокруг Земли полезную нагрузку весом около 25 т.

Ракета Н-II будет иметь большие возможности военного применения:
как межконтинентальной баллистической трехступенчатой ракеты, управляемой по принципу глобальной ракеты и обеспечивающей поражение с повышенной точностью стрельбы до ±2 км одиночных целей боевыми частями с зарядом 25 Мт;

как глобальной ракеты для одновременного прицельного поражения 6-7 укрупненных целей противника боевыми частями эффективностью 2,2 Мт при точности попадания по дальности ± 5 км и ± 3 км по направлению;

как носителя для выведения на орбиту Земли боевых кораблей и спутников различного назначения.
2-й этап. Отработка I ступени ракеты Н-I и создание трехступенчатой ракеты со стартовым весом около 2100 т, способной вывести на орбиту вокруг Земли полезную нагрузку весом около 80 т.
Ракета Н-II может использоваться:

для создания комплексной системы вооружения, обеспечивающей глобальную разведку и оповещение о запусках ракет противника, определение траектории их движения и наведения для поражения спутниками-истр*бителями ракет противника с ядерными зарядами; это дает возможность проведения опережающего удара до прилета к нам ракет противника или летательных аппаратов с ядерными зарядами;

для создания системы глобальных ракет, находящихся в состоянии максимальной боеготовности, обеспечивающей проведение массированного удара по наиболее важным целям противника;

для создания различного рода боевых космических кораблей и космических аппаратов для научных целей.
Предложенная последовательность удешевит и ускорит отработку ракеты Н-I, так как к началу отработки наиболее трудоемкой и дорогостоящей I ступени верхние ступени и системы управления будут уже отработаны.
Применение двигателя НК-9, разработанного ОКБ-276 ГКАТ для ракеты Р-9М, стендовая отработка которого будет закончена в первой половине этого года, при отработке ракеты на базе II и III ступеней дает возможность начать летные испытания этой ракеты не позднее конца 1963 г.
Создание такой ракеты с двигателем НК-9 позволит отработать (...) так называемую систему защиты, предусмотренную в многодвигательной установке I ступени (24 двигателя НК-15), повысит надежность ее работы в полете и обеспечит нормальный полет ракеты в случае ненормальной работы части двигателей.

Для летных испытаний ракеты Н-II создание нового полигона не требуется, и для этих целей могут быть использованы техническая (МИК) и стартовая позиции ракеты Р-7А (площадки № 1, 51) и кислородный завод в в/ч № 11589.

Проработки, проведенные ОКБ-1, показали, что затраты на создание комплексного оборудования, необходимого для летных испытаний этих ракет, и дополнительные строительные работы составляют около 2 млн р.
При этом техническая позиция этой ракеты в дальнейшем войдет в комплекс для ракеты Н-I, который целесообразно создавать в районе этой площадки.
Это дает возможность начать летные испытания ракеты Н-I уже в конце 1964-начале 1965 г.

АРКК, д. 3408, л. 60-62. Публикуется с сокращениями.

Фрагмент докладной записки СП. Королева на имя Д.Ф. Устинова, Р. Я. Малиновского, Л. В. Смирнова, К. С. Москаленко, А. И. Семенова, И. Д. Сербина, П. В. Дементьева, Е.П. Славского, В. Д. Калмыкова, Б.Е. Бутомы. Документ, отправленный 5 марта 1962 г., содержал предложения по разрабатываемым ОКБ-1 ракетам Р-9А, ГР-1, Р-9М, Н-I и теме "Союз".

Следует обратить внимание на последовательность отработки тяжелого носителя Н-I, предлагаемую в документе (начинать с носителя Н-II — верхних блоков носителя Н-I), которая не была поддержана. Можно предположить, что такая позиция была связана с близостью характеристик ракет Н-II и УР-500 и поэтому приходилось выбирать одну из них. Предпочли ракету УР-500 В.Н. Челомея.

понимаете ли,
лично мне абсолютно пофиг, что там обсуждают, что принято , что не принято. и кто с чем там завязал, или академик с наукой, или проХфеСура со здравым смыслом.
после того как в космос была запущенна "гравицапа" , и ни одна учёная лядь это му не помешала, говорить с этим обществом можно о чём угодно, и как угодно !
и они все, всё молча будут всё проглатывать.
ибо нефиг.
это не академия наук. - это цирк.
и то в цирке порядок и дисциплина, а там обыкновенный бардак/не путать с публичным домом, там тоже дисциплина и порядок/
как то так.

Метеориты отличаются по множеству других признаков.