Владимир Молодцов - Пилотируемые космические полеты

Чтобы вывести лунный ракетный комплекс Л3 на околоземную орбиту при однопусковой схеметребовалось увеличить грузоподъемность Н1 как минимум до 90 тонн. Этого удалось достичь за счет форсирования тяги двигателей НК15 до 154 тонн и увеличения их количества на первой ступени до 30 за счет вставки шести таких же двигателей в центральной части днища. С увеличенной заправкой топливом стартовая масса Н1 достигла 2750 тонн при массе полезного груза 92 тонны. Впоследствии потребовалось увеличить выводимую полезную нагрузку до 95 тонн, для чего увеличили объем топливных баков за счет цилиндрических вставок, изменили наклонение опорной орбиты с 65 до 51,8, применили переохлажденный кислород и форсировали двигатели всех трех ступеней на 2. При этом стартовая масса ракеты-носителя Н1 возросла до 2820 тонн. Понимая, что изменение конструкции носителя повлечет за собой переделку технологической оснастки на заводе «Прогресс» и, как следствие, задержку в изготовление ракет Н1, С. П. Королев предлагал на первом этапе использовать Н1 с 24 двигателями на первой ступени и грузоподъемностью в 75 тонн для вывода корабля на окололунную орбиту, а уж потом перейти на вариант с 30 двигателями на первой ступени. Правда, это предложение не прошло.

Как уже говорилось, первые три ступени ракеты Н1 (11А52) были геометрически подобными и представляли собой усеченный конус. Первая ступень (блок А) при стартовой массе 1880 тонн имела сухую массу 130 тонн. Максимальный диаметр ступени составлял 16,9 метров, а минимальный 10,3 метра, высота – 30,1 метра. На первой ступени были установлены 30 двигателей НК15(11Д51) конструкции Н. Д. Кузнецова (24 двигателя по окружности и 6 в центре), которые развивали суммарную тягу 4615 тонн. Управление полетом осуществлялось за счет дросселирования тяги двигателей.

Вторая ступень (блок Б) имела массу в заправленном состоянии 560,7 тонны при сухой массе 55,7 тонны. Максимальный диаметр ступени составлял 10,3 метра, а минимальный 7,3 метра, высота – 20,5 метра. На этой ступени были установлены 8 двигателей НК15В(11Д52) с высотным соплом, развивающими тягу 179 тонн каждый при удельном импульсе 347 секунд.

Третья ступень (блок В) имела массу в заправленном состоянии 188,7 тонны при сухой массе 13,7 тонны. Максимальный диаметр ступени составлял 7,6 метра, а минимальный 5,5 метра, высота – 11,1 метра. На этой ступени были установлены 4 двигателя НК9В или НК19(11Д53) с высотным соплом, развивающими тягу по 41 тонне каждый при удельном импульсе 347 секунд.

В целом, три ступени ракеты-носителя Н1, обеспечивающие выведение лунного ракетного комплекса на околоземную орбиту, также представляли собой усеченный конус общей высотой 62 метра. Общая высота ракетного комплекса Н1-Л3 на старте, включая систему аварийного спасения, составляла 105,3 метра. В системе управления, разработанной под руководством Н. А. Пилюгина, были применены БЦВМ.

Как уже говорилось, сварка баков из готовых лепестков, изготовление ракетных ступеней и сборка ракеты производились в монтажно-испытательном корпусе на площадке №112. Как и все предыдущие ракеты Н1 собиралась в горизонтальном положении. Перевозка собранной ракеты и установка ее на стартовый стол, расположенный в 5 км от технической позиции, осуществлялись с помощью специального транспортно-установочного агрегата. Размеры этой повозки были таковы, что для ее перемещения использовались два мощных тепловоза, едущих по параллельным железнодорожным линиям. Стартовый комплекс Н1 на площадке №110, разработанный в ГСКБ «Спецмаш» под руководством В. П. Бармина, состоял из двух расположенных рядом стартовых позиций. Однако система заправки у них была одна, что не позволяло осуществлять параллельные пуски ракет. Интервал между двумя пусками с разных стартовых столов составлял примерно 2 недели, а с одного и того же – 1,5-2 месяца. Это тем более удивительно, что техническое задание на старт выдавалось еще в ту пору, когда лунная экспедиция задумывалась в трехпусковом варианте. В этом вопросе, впрочем, как и во многих других в проекте Н1Л3, не сходились концы с концами.

Лунный ракетный комплекс состоял из лунного орбитального корабля (ЛОК), лунного корабля (ЛК), разгонного ракетного блока Г и тормозного ракетного блока Д. Блок Гбыл оснащен одним двигателем НК9В или НК19 (как на третьей ступени) с тягой в 41 тонну и удельным импульсом 347 секунд. Масса заправленного блока Г составляла 61,8 тонны, пустого – 6 тонн, его диаметр – 4,1 метра. Весь лунный ракетный комплекс на участке выведения был закрыт головным обтекателем с максимальным диаметром 5,9 метра.

На блоке Дмассой 18,2 тонны (сухая масса 3,5 тонны) был установлен двигатель 11Д58 тягой 8,5 тонн и удельном импульсе 349 секунд, разработанный в ОКБ1 еще для глобальной ракеты ГР1. Первоначально предполагалось оснастить блоки Г и Д кислородно-водородными двигателями, разрабатываемыми в ОКБ2 (А. М. Исаев) и ОКБ165 (А. М. Люлька). Но эти работы находились в начальной стадии, и пришлось применить то же топливо, что и на первых трех ступенях Н1.

Лунный орбитальный корабль ( ЛОКили 11Ф93) при стартовой массе 9850 кг внешне был похож на «Союз» и состоял из спускаемого аппарата от корабля «Союз» (масса – 2800 кг) с креслами для двух космонавтов, бытового отсека, на котором был расположен специальный отсек с двигателями ориентации и причаливания и агрегатом стыковки, приборно-агрегатного отсека цилиндрической формы и ракетного блока Ис двигательной установкой, включающей двухкамерный разгонный двигатель тягой 3388 кг (удельный импульс 314 секунд) и сближающе-корректирующий двигатель тягой 417 кг, работающих на самовоспламеняющихся компонентах АТ и НДМГ. Оба двигателя были разработаны в КБ Химмаш под руководством А. М. Исаева. Бытовой отсек служил одновременно шлюзовой камерой при переходе космонавта в скафандре «Кречет» через открытый космос в лунный корабль. В системе энергопитания впервые в отечественной практике были применены кислородно-водородные топливные элементы. Для обеспечения встречи на окололунной орбите ЛОК и ЛК были оборудованы радиотехнической системой измерения параметров взаимного сближения «Контакт», разработанной в ОКБ МЭИ под руководством А. Ф. Богомолова. Спасение космонавтов при аварии ракеты на старте обеспечивалось системой аварийного спасения. Вход в атмосферу, снижение и посадка спускаемого аппарата происходили абсолютно аналогично кораблю 7КЛ1, то есть с двойным погружением в атмосферу.

Лунный корабль ( ЛКили 11Ф94) состоял из герметичной кабины космонавта, отсека с двигателями ориентации и пассивным плоским ячеистым агрегатом стыковки, лунного четырехопорного посадочного агрегата и ракетного блока Е, разработанного в КБ «Южное» (бывшее ОКБ586) под руководством М. К. Янгеля. Непосредственно работы по блоку Е в Днепропетровске возглавлял будущий главный конструктор ракеты-носителя «Энергия» Б. И. Губанов. Двигательная установка блока Е состояла из основного и резервного двухкамерного двигателей, также разработанных в КБ «Южное». Тяга резервного и основного двигателей на взлете составляла 2000 кг. На участке горизонтального маневрирования тяга основного двигателя дросселировалась в пределах от 540 до 1200 кг. Резервный двигатель мог работать только при взлете или при аварии в процессе снижения.