Игорь Афанасьев - Неизвестные корабли

Причиной аварии явилась недостаточная отработка двигателей из-за отсутствия вибростенда для испытаний.

Второй старт ракеты H1 (изделие № 5Л, полезная нагрузка — упрощенный корабль Л1) состоялся в четверг, 3 июля 1969 г., ночью. Через 0,4 с после команды «контакт подъема» из-за попадания в насос окислителя металлического предмета взорвался ЖРД № 8 блока «А». При взрыве была перебита бортовая кабельная сеть, повреждены соседние двигатели и начала разрушаться нижняя часть ступени. Возник пожар в хвостовом отсеке, и произошло заваливание ракеты. Вновь сработала САС. Полет продолжался 18 с. ЖРД остальных секторов в эти секунды работали устойчиво. Ракета упала на стартовый стол, взорвалась и разрушила стартовый комплекс.

Причина аварии была выяснена после экспертизы обломков носителя. Еще при стендовой отработке ЖРД выявилась восприимчивость двигателей к попаданию крупных (десятки мм) металлических предметов в насос окислителя. Они повреждают его крыльчатку и разрушают насос, мелкие металлические предметы (стружка, опилки и т. п.), проходящие через насос и сгорающие в газогенераторе, образовывают на лопатках турбины интерметаллидные соединения, разрушающие лопатки. Неметаллические предметы (резина, ветошь и пр.), попавшие на вход турбонасосного агрегата, остановки двигателя не вызывали. У изделия № 5Л фильтров на входе в насосы не было. Кроме того, система промывки огромных баков и трубопроводов H1 еще не была отработана. После установки фильтров на изделии № 8Л аварий подобного рода не должно было быть. Кроме того, это изделие имело мощную фреоновую систему пожаротушения, новые двигатели в многоразовом исполнении и модифицированную систему «КОРД». Ракета значительно потяжелела, но подобные пожары были исключены.

Третий пуск ракеты H1 (изделие № 6Л, нагрузка — макетные ЛОК и ЛК) был осуществлен со второго (неповрежденного) стартового комплекса космодрома Байконур в воскресенье 27 июня 1971 г. Вскоре после старта из-за возникновения неучтенных газодинамических моментов (типа вихрей и встречных потоков) в донной части ракета стала поворачиваться по крену. Скорость и угол поворота постоянно нарастали. На 39-й секунде гироплатформа системы управления РН стала на упоры, а на 48-й секунде из-за больших крутящих моментов началось разрушение блока «Б». Система аварийного спасения была макетная и, естественно, не сработала. На 51-й секунде, когда угол поворота достиг 200°, по команде системы «КОРД» выключились все двигатели первой ступени.

При расследовании причин аварии было установлено, что крутящий момент достиг величины 43 тс. м, и рулевые сопла управления по крену не смогли его парировать. Двигательная установка в этом пуске работала нормально.

Четвертый старт (изделие № 7Л, оснащенное для улучшения управляемости по каналу крена на первой и второй ступенях дополнительными рулевыми ЖРД; полезная нагрузка — штатный ЛОК и макетный ЛК) был проведен в четверг 23 ноября 1972 г. Старт и подъем проходили штатно. На 90-й секунде по циклограмме выключились шесть ЖРД центральной двигательной установки (ЦДУ) блока «А». Далее, предположительно из-за больших нестационарных нагрузок, вызванных гидравлическим ударом в момент резкого выключения ЦДУ, разрушились трубопроводы подачи топлива в ЖРД ЦДУ, и начался пожар. Авария развивалась в течение 1–2 с. Ракета продолжала полет и взорвалась на 107–110 с, когда пожар в хвостовом отсеке достиг критической точки. Незадолго до этого сработала САС.

Как было установлено в ходе расследования, резкое выключение ЖРД приводит к возникновению колебаний столба жидкости в подводящих трубопроводах. Они разрушаются, и большое количество топлива проливается на отключенные, но еще горячие двигатели, а также в отсек с работающими ЖРД. Неизбежны пожар, взрыв… Необходимо либо плавно выключать ЖРД, либо устанавливать демпферы колебаний в подводящих трубопроводах, что и предполагалось сделать в изделии № 8Л.

По мнению многих специалистов, для получения контрольных результатов полета необходимо было предусмотреть по команде с Земли снятие блокировок с системы разделения ступеней, срочно отделять поврежденную первую ступень (блок «А») и запускать ЖРД второй ступени. Первая ступень «недобрала» из-за оставшихся 7 с работы всего 165 м/с, что вполне можно было компенсировать, увеличив время работы последующих ступеней, а также немного снизив высоту орбиты выведения ПН.

К сожалению, работы по проекту Н1-Л3 так и не смогли набрать полного темпа, а после высадки американских астронавтов на Луну интерес руководства СССР к этой программе и вовсе упал. Работы были приостановлены, а впоследствии фактически заморожены. Намеченный на август 1974 г пятый запуск ракеты, H1 (изделие № 8Л) с существенно улучшенными показателями надежности и со штатным комплексом Л3 (последний должен был осуществить полет к Луне по полной программе, но в беспилотном варианте) так и не был осуществлен. Со сменой руководства ЦКБЭМ программа Н1-Л3 была свернута.

После того как программа пилотируемого облета Луны была передана из ОКБ–52 в ОКБ–1, В. Н. Челомей, стремясь наверстать упущенное и составить конкуренцию проекту Н1–Л3 пытался выйти с проектом корабля для посадки на Луну. Этот корабль был рассчитан на ракету — носитель УР–700 грузоподъемностью свыше 130 т, проработка аванпроекта которой велась в филиале № 1 ОКБ–52. На пленарном заседании экспертной комиссии (16.11.1966 г.), рассматривавшей ход работ по программе Н1–Л3, В. Н. Челомей представил предложение по созданию корабля ЛК–700 (см. рис. на последней стр. обложки).

Концепция этого корабля была во многом неожиданна. Стремясь предельно упростить операции, связанные с перестроением корабля, и тем самым увеличить надежность экспедиции, В. Н. Челомей предлагал осуществить прямой полет на Луну. Однако, как показывали расчеты, для этого необходимо было создать ракету — носитель, приблизительно в 1,5 раза превосходящую по грузоподъемности H–1. Над проектом такой ракеты в ОКБ–52 начинали работать практически одновременно с разработкой ракеты — носителя средней грузоподъемности УР–500К («Протон»). Основным требованием к новому носителю была возможность его поблочной перевозки с завода — изготовителя на космодром, где производилась быстрая сборка, проверка и запуск ракеты.

Схема «прямой» экспедиции по проекту УР–700–ЛК–700 практически не отличалась от «прямого» варианта проекта «Нова» — «Аполлон», от которого американцы отказались в конце 1961 г. Она предусматривала выведение на околоземную орбиту космического корабля с разгонным блоком и последующий старт его к Луне. Торможение и выход КК на окололунную орбиту, а также сход с нее и гашение основной скорости выполнялись с помощью специального тормозного блока. На высоте нескольких километров от поверхности Луны тормозной блок сбрасывался, а мягкое прилунение корабля на посадочные опоры осуществлялось дросселированием ЖРД взлетного блока, как это делается в лунном корабле ЛК программы Н1–Л3. ЖРД всех блоков, так же как и двигатели ракеты — носителя УР–700, должны были работать на топливе АТ — НДМГ.