Владимир Молодцов - Пилотируемые космические полеты

К моменту завершения разработки эскизного проекта С. П. Королев окончательно разругался с главным конструктором ракетных двигателей В. П. Глушко. Последний отказался делать кислородно-керосиновые двигатели для Н-1 и предлагал использовать свои двигатели на высококипящих, самовоспламеняющихся, но токсичных компонентах топлива АТ и НДМГ. В. П. Глушко также разработал двигатель для первой ступени РД253 с тягой 150 тонн и давлением в камере сгорания 150 атмосфер, а также его высотный вариант для второй ступени Н1 – РД254. Однако по удельному импульсу РД253 уступал НК15: 285 (316) и 296 (331) секунд соответственно. Использование двигателей на несимметричном диметилгидразине с меньшим удельным импульсом, естественно, снижало массу выводимой полезной нагрузки при том же стартовом весе носителя, а это не устраивало С. П. Королева, не говоря уже об их токсичности. История подтвердила правоту С. П. Королева в вопросе выбора компонентов для ракеты космического назначения. Когда В. П. Глушко, уже, будучи Генеральным конструктором НПО «Энергия», приступил к созданию многоразовой космической системы «Буран», то для первой ступени он выбрал кислородно-керосиновый двигатель РД170, разработанный под его же руководством в КБ «Энергомаш» (бывшее ОКБ456).

Ракета Н1 имела оригинальную конструкцию со сферическими подвесными топливными баками и несущей внешней оболочкой, а также с кольцевым расположением ЖРД на каждой ступени. Причем все ступени ракеты были геометрически подобными. Кстати именно С. П. Королев еще при создании ракеты Р2 отказался от такой схемы в пользу несущих топливных баков, что давало выигрыш по массе. Возвращаясь к несущей оболочке, он проигрывал по массе полезного груза, но на это у Королева были свои основания. Он планировал создать целое семейство ракет большой грузоподъемности серии «Н» со стартовыми массами в 7000 (Н2), 12000 (Н3) и 18000 (Н4) тонн, подставляя под уже разработанную ракету новую более мощную первую ступень. То есть ради туманной перспективы ухудшались характеристики разрабатываемого носителя. Для сравнения отношение веса заправленной ступени и сухой массы первой ступени S1C ракеты-носителя «Сатурн-5» составляло 17, а у Н1 по данным эскизного проекта – всего лишь 11.

Несмотря на отсутствие конкретных заданий в ОКБ1 долгое время велись проработки по носителю Н2, при этом его стартовый вес непрерывно возрастал от 3700 тонн при полезной нагрузке в 185 тонн до 11000 тонн при массе полезного груза 350 тонн. Некоторые из промежуточных вариантов имели индекс Н10. Чтобы обеспечить такую грузоподъемность мощность ДУ первой ступени должна быть колоссальной. При классическом построении ДУ должна была состоять из 100 двигателей типа НК15, но с доведением тяги до 175 тонн. Цифра совершенно невероятная. И даже при наличии двигателя с тягой 700 тонн их требовалось порядка 25. Поэтому рассматривались и экзотические варианты с применением на первой ступени наряду с ЖРД и турбореактивных двигателей, которые отличает высокий удельный импульс за счет использования атмосферного кислорода. Ракетные ступени таких размеров невозможно было перевезти даже на небольшие расстояния из монтажно-испытательного корпуса на стартовую позицию, поэтому ее надо было собирать прямо на старте, что при жутких климатических условиях пыльного Байконура стало бы величайшей авантюрой. Да и доставка на космодром полезного груза массой несколько сот тонн выглядит задачей практически неразрешимой. Таким образом, попытка С. П. Королева построить универсальную ракету-носитель, позволяющую выводить полезную нагрузку от единиц до нескольких сот тонн, завела его в тупик. Да и сегодня, спустя 40 лет после начала космической эры, каждая ракета-носитель занимает свою нишу по грузоподъемности. А увеличение массы полезного груза, выводимого той же ракетой, достигается путем установки дополнительных стартовых ускорителей.

Вопрос транспортировки встал и при создании Н1, так как ракетные ступени таких размеров невозможно было провезти по железной дороге. В результате в 5 километрах от стартовой позиции (площадка 110) был построен завод – монтажно-испытательный корпус (площадка 112), на котором производилась сварка и сборка ступеней Н1 из отдельных элементов, изготовленных на куйбышевском заводе «Прогресс» и доставленных по железной дороге. Для обеспечения жильем рабочих рядом с заводом построили небольшой город (площадка 113).

На первом этапе отработки Н1 предлагалось создать ракету-носитель Н11 на базе второй и третьей ступеней (блоки Б и В) ступеней ракеты-носителя Н1. При стартовой массе 750 тонн ракета Н11 была бы способна вывести на околоземную орбиту полезный груз массой около 25 тонн. Причем поначалу ракета оснащалась двигателями НК9 с последующей заменой их на двигатели НК15. Одновременно ракету Н11 можно было использовать как МБР, способную доставить боеголовку с ядерным зарядом мощностью 25 Мт, как глобальную ракету с ядерным зарядом мощностью 2,2 Мт и как носитель для выведения на орбиту Земли боевых кораблей и спутников различного назначения.

Впоследствии С. П. Королев неоднократно выходил с предложением создать на базе ступеней ракеты-носителя Н1 унифицированный ряд ракет:

• Н11 (11А53) с применением 2, 3 и 4 ступеней (блоки Б, В и Г) ракеты Н1 со стартовой массой 700 тонн и полезным грузом массой 20 тонн на околоземной орбите;

• Н111 (11А54) с применением 3 и 4 ступеней (блоки В и Г) ракеты Н1 и второй ступени ракеты Р9А со стартовой массой 200 тонн и полезным грузом массой 5 тонн.

Однако ракета Н11 не нашла поддержки, поскольку в ОКБ52 уже шла разработка ракеты УР500К с такой же грузоподъемностью. Ну а ракета Н111 была ничем не лучше «семерки», тем более что та уже была сделана, отработана и выпускалась серийно.

В эскизном проекте были рассмотрены и перспективы повышения грузоподъемности Н1 за счет применения на верхних ступенях водорода в качестве топлива. Замена керосина на водород только на третьей ступени позволило бы увеличить массу полезного груза на 15 тонн. В случае применения водорода на второй и третьей ступенях масса полезного груза возрастала уже на 25 тонн и составляла около 100 тонн. Для расчета принимались проектные параметры двигателя, создававшегося в ОКБ165 под руководством А. М. Люльки. Его удельный импульс должен был составить 445 единиц.

Еще большего увеличения грузоподъемности можно было получить, установив на третьей ступени ядерный ракетный двигатель с тягой 30-40 тонн. При применении в качестве рабочего тела водорода удельный импульс достигал 900 единиц, а прибавка в массе полезного груза составила бы 60 тонн.

В случае создания на базе первой ступени Н1 двухступенчатого носителя НII при использовании на второй ступени ЯРД, проекты которого прорабатывались в ОКБ670 М. М. Бондарюка и ОКБ456 В. П. Глушко, вес полезного груза возрастал на 125 тонн и составлял уже 200 тонн.