Советские программы пилотируемых полетов к Луне

   
    
   Программа облета Луны: трудный путь
   
    
   В начале 60-х годов после первых впечатляющих успехов нашей страны в космосе, взоры всех, кто имел отношение к освоению космического пространства, обратились к еще более масштабным задачам - достижению Луны и планет Солнечной системы. К тому же идеология «холодной войны», бывшей тогда в самом разгаре, требовала перенесения соревнования между сверхдержавами во все новые и новые области. Космос не стал исключением.
   Выиграв «первый тайм», СССР был намерен сохранить свой приоритет и дальше, да и конструкторская мысль, подстегиваемая недавними успехами, не стояла на месте.
   В ОКБ-1 уже начались работы по проектам пилотируемых полетов к Луне, Марсу, Венере и созданию тяжелого межпланетного корабля (ТМК). Разрабатывалась и новая серия ракет-носителей «Н», которые смогли бы помочь осуществлению этих замыслов.
   По понятным причинам ближайшей целью была избрана Луна, и начались работы над двумя вариантами экспедиций. Первый, облетный; предусматривал достижение орбиты Луны без посадки на ее поверхность и возвращение на Землю экипажа из двух космонавтов. Второй преследовал цель высадки одного космонавта на Луну и возвращение на Землю.
   В это время (с 1962 г.) в США уже приступили к реализации программы «Аполлон», предусматривающей создание мощного носителя «Сатурн-V», облет Луны, а так же посадку на ее поверхность двух астронавтов.
   Как же обстояло дело к тому времени у нас? Программа облета, как более простой вариант достижения приоритета, предлагались двумя главными конструкторами - С.П.Королевым и В.Н.Челомеем. Комплекс, предлагавшийся Королевым и разрабатывавшийся в его ОКБ-1, состоял из кораблей 7К, 9К и 11К и должен был собираться на орбите Земли путем автоматической стыковки этих кораблей. Сначала на околоземную орбиту должен был выводиться корабль 9К (разгонный блок), затем к нему предстояло последовательно пристыковать три корабля 11К (танкер) с горючим и окислителем. После завершения заправки должен был стартовать корабль 7К с экипажем, который после стыковки с заправленным разгонным блоком образовывал облетный корабль. Если все пять запусков проходили успешно, то облетный корабль с экипажем на борту с помощью ЖРД разгонного блока 9К переводился бы на траекторию облета Луны.
   Такая схема была для того времени очень сложной, ведь не летал еще ни один корабль с экипажем, не была отработана система стыковки, без которой осуществить проект было просто нельзя. Правда был у нее и свой плюс - для выведения на околоземную орбиту кораблей использовалась отработанная и достаточно надежная РН «Союз» (Р-7, 11А511). И все же, для облета Луны по этой программе потребовались бы длительные разработки и большой комплекс наземных и летно-конструкторских испытаний.
   Одновременно в ОКБ-1 разработали над созданием серии РН «Н»: «Н-1» - способной вывести на орбиту 40-50 тонн груза (возможный запуск в 1963 г.) и позволяющей вывести пилотируемый космический корабль на траекторию облета Луны и «Н-2» - с полезной нагрузкой 60-80 т (запуск в 1967 г.) для выведения корабля на межпланетную на межпланетную траекторию. Рассматривался вариант использования РН «Н-1» для запуска Лунного корабля, но наметилось значительное отставание в разработке этой ракеты, одной из главных причин которого были разногласия между С.П.Королевым и Главным конструктором ракетных двигателей В.П.Глушко. Последний отказался делать кислородно-керосиновые двигатели для «Н1», считая это невозможным, и предлагал использовать двигатели на высококипящих самовоспламеняющихся компонентах. С.П.Королев же считал, что такие двигатели слишком опасны для пилотируемых полетов из-за высокой токсичности используемого топлива, а, кроме того, его применение резко увеличивало стоимость пусков. В результате Королев был вынужден заказать двигатели для «Н-1» в Куйбышевском авиамоторном КБ (ныне Самарское государственное научно-производственное предприятие СГНПП «Труд»), которым руководил Н.Д.Кузнецов.
   В.Н.Челомей - Главный конструктор ОКБ-52, предлагал свой проект: облет Луны по петлеобразной траектории кораблем ЛК. Причем корабль должен был выводиться на околоземную орбиту и переводиться на траекторию полета к Луне ракетой «Протон» (УР500К) и специальным разгонным блоком, разработанными в том же ОКБ.
   Корабль ЛК должен был состоять из разгонного блока с ЖРД, приборно-агрегатного отсека (ПАО) и возвращаемого аппарата (ВА) конусовидной формы, слегка напоминающей КК США «Джемини». Предполагалось, что корабль будет оснащаться солнечными батареями, раскрывающимися после выхода на орбиту Земли. Первоначально пилотировать корабль должен был один космонавт, позже удалось в той же кабине разместить второго космонавта. Спасение космонавтов на этапе выведения предусматривалось вместе с ВА, который уводился от аварийной РН с помощью твердотопливной аварийной двигательной установки (АДУ) и совершал парашютную посадку по штатной программе.
   3 августа 1964 г. Генеральный конструктор ОКБ-52 В.Н.Челомей даже подписал аванпроект корабля ЛК-1 для облета Луны одним космонавтом по петлеобразной траектории.
   В августе 1964 года руководство страны, почувствовав, что приоритет в космических исследованиях ускользает, рассмотрело вопрос об экспедиции на Луну в ЦК КПСС и Совете Министров СССР. В принятом постановлении «О работах по исследованию Луны и космического пространства» высадка советского космонавта на поверхность Луны в 1967-68 г., т.е. раньше американцев, стала главной задачей советской пилотируемой программы. Осуществление программе облета Луны был поручено В.Н.Челомею, а Королевский проект 7К-9К-11К поддержки не получил. Разработка кораблей 9К и 11К была прекращена, а корабль 7К был переориентирован на орбитальные полеты и получил индекс 7К-ОК (в последствии - «Союз»).
   Во второй половине 1965 г. в Военно-промышленной комиссии Совета Министров СССР возобладало мнение, что В.Н.Челомей со своим проектом «УР500К-ЛК1» не сможет обеспечить приоритет СССР в пилотируемом облете Луны. Создание облетного корабля было поручено ОКБ-1 под руководством С.П.Королева. Для ускорения работ предусматривалось использование РН «УР500К» с Королевским разгонным блоком «Д» в качестве четвертой ступени. Новый проект, названный «УР500К-Л1», С.П.Королев представил 15 декабря 1965г, он был утвержден и стал основной Лунной облетной программой СССР.
   
    
   Программа «УР500К-Л1»
   
    
   Программа полета предусматривала следующие этапы. Космический корабль «7К-Л1» (11Ф91,беспилотный - «Зонд») с экипажем из двух космонавтов - командира и исследователя, выводится РН «Протон» и четвертой ступени-блока «Д» на промежуточную орбиту Земли высотой в апогее ~ 187 км, в перигее ~ 219 км и наклонением 51,5 град. Масса корабля 7К-Л1 с блоком «Д» на орбите ИСЗ достигает 20т. При выведении корабль находится под головным обтекателем, который сбрасывается после прохождения плотных слоев атмосферы. Для спасения космонавтов в случае аварии РН на участке выведения имеется система аварийного спасения (САС), которая с помощью твердотопливных двигателей уводила СА с космонавтами на безопасное расстояние. Примерно через час после старта сбрасывался опорный конус системы аварийного спасения. После этого второй раз включалась двигательная установка блока «Д» и корабль переводился на траекторию облета Луны. Затем блок «Д» отделялся. Масса корабля после этого составляла 5,2-5,3 т. В зависимости от точности выведения на траекторию облета Луны предусматривались коррекции движения корабля. После облета Луны нужно было выполнить еще две коррекции движения для более точного входа в атмосферу Земли. После проведения последней коррекции корабль ориентировался, СА отделялся от ПАО, совершал два погружения в атмосферу, и приземлялся или приводнялся в заданном районе на парашюте с применением двигателей мягкой посадки.
   Необходимо отметить, что в 1965-1966 годах прорабатывался иной вариант пилотируемого облета Луны. Из-за отсутствия статистики о надежности РН «Протон» (ко времени начала летно-конструкторских испытаний корабля 7К-Л1 трехступенчатый вариант этой РН еще ни разу не был запущен) предлагалось корабль выводить на орбиту Земли в беспилотном режиме. Экипажу предстояло в этом случае стартовать на орбиту на корабле 7К-ОК («Союз») с активным стыковочным узлом ракетой «Союз». После стыковки кораблей космонавты должны были перейти в скафандрах «Ястреб» из бытового отсека 7К-ОК в спускаемый аппарат 7К-Л1 через открытый космос и изогнутый тоннель в опорном конусе САС. После этого корабль 7К-ОК должен был автоматически отстыковаться, а корабль 7К-Л1, сбросив СУ с опорным конусом, стартовать к Луне.
   В специальном самолете Ту-104 проводились эксперименты по исследованию возможности перехода двух космонавтов в скафандрах из КК «Союз» в КК 7К-Л1. В результате этих исследований вариант с пересадкой экипажа на орбите Земли был отвергнут.
   Самым важным аспектом в выполнении программы «УР500К-Л1» была надежность РН «Протон», которая в то время не была достаточно высокой. Видимо, именно эта причина помешала выполнению программы облета Луны.
   
    
   Ракета-носитель «Протон» (УР-500К, 8К82К)
   
    
   РН «Протон» разработана в начале 1960-х годов в ОКБ-52 (филиал ЦКБМ, ныне КБ «Салют») под руководством Главного конструктора В.Н.Челомея на основе двухступенчатой МБР УР-500. Были созданы четырех- и трехступенчатые варианты этой РН. Трехступенчатый вариант применялся для выведения на орбиту Земли орбитальных станций «Салют» и «Алмаз», транспортных кораблей снабжения, базового блока и модулей комплекса «Мир» и некоторых типов ИСЗ.
   Четырехступенчатый вариант использовался для запусков на траекторию облета Луны кораблей «7К-Л1» («Зонд»), а также некоторых АМС к Луне, Марсу и Венере и ИСЗ на геостационарную орбиту.
   РН выполнена с поперечным делением ступеней. Первая ступень представляет собой центральный бак с окислителем цилиндрической формы, вокруг которого размещены шесть ракетных блоков, в каждом из которых имеется один однокамерный двигатель РД-253, разработанный в ГДЛ-ОКБ (НПО «Энергомаш») под руководством В.П.Глушко и бак с горючим. Окислитель в ДУ блоков поступает по трубопроводам из общего центрального бака.
   На второй ступени установлены четыре однокамерных двигателя, а на третьей ступени - один такой же двигатель (разработка КБ «Химавтоматика» под руководством С.А.Косберга) и один четырехкамерный рулевой ЖРД тягой 3 тс. Все основные ЖРД работают с дожиганием продуктов газогенерации после турбины в камерах сгорания с высоким уровнем давления, и используют в качестве топлива топлива несимметричный диметилгидразин (НДМГ) и тетраксид азота (АТ).
   В качестве четвертой ступени был использован ракетный блок «Д», разработанный для Лунного ракетного комплекса по программе «Н1-Л3» в королевском ОКБ-1. Его длина - 5,7 м, диаметр - 3,7 м, оснащен одним однокамерным ЖРД 11Д58 (разработчик - КБ «Химмаш») многократного включения с тягой более 5 тс, где в качестве горючего применяется - керосин, а в качестве окислителя - жидкий кислород.
   Весь полет вокруг Луны и возвращение на Землю космонавты должны были совершать в космическом корабле 7К-Л1.
   
    
   Корабль 7К-Л1 («Зонд»)
   
    
   Для ускорения работ по созданию облетного корабля по программе «Л-1», руководством отрасли было решено создавать облетный корабль на основе спроектированного к тому времени пилотируемого космического корабля 7К-ОК («Союз»). Пилотируемый облетный корабль по программе «УР500К-Л1» получил обозначение «7К-Л1»(11Ф91).
   Разработка КК 7К-Л1 началась в ОКБ-1, под руководством Главного конструктора С.П.Королева, а после его смерти под общим руководством Главного конструктора В.П.Мишина, в проектном отделе ОКБ-1 (затем ЦКБЭМ), которым руководил М.К.Тихонравов, а затем К.Д.Бушуев. Ведущим конструктором корабля был Н.Карганян, затем в разное время ведущими конструкторами были А.Ф.Тополь и Ю.П.Семенов, в настоящее время являющийся Генеральным конструктором и Генеральным директором НПО «Энергия».
   Жесткие лимиты, налагаемые РН «Протон» (УР-500К) и 4-й ступенью - разгонным блоком «Д», ограничивали стартовую массу корабля «7К-Л1» 5,5 тоннами. Из-за этого корабль не имел бытового отсека, и состоял из спускаемого аппарата (СА) и приборно-агрегатного отсека (ПАО), который в свою очередь разделялся на переходный отсек (ПхО), приборный отсек (ПО) и агрегатный отсек (АО). Сверху на спускаемом аппарате устанавливался опорный конус системы аварийного спасения (САС).
   Опорный конус массой около 150 кг и длиной 0,53 метра, представлявший из себя часть нижней полусферы БО корабля 7К («Союз»), являлся силовым элементом для двигательной установки САС. За опорный конус САС «тянула» за собой СА корабля. Кроме того, на опорном конусе размещались 3 аккумуляторные батареи и антенны РКО. В центральной части конуса имелся проход для доступа космонавтов к гермолюку СА, через который экипаж корабля должен был совершать посадку в СА на стартовой позиции. Опорный конус сбрасывался на орбите Земли, перед стартом корабля к Луне.
   Спускаемый аппарат (СА) имел сегментально-коническую форму с усиленным теплозащитным экраном, позволявшим совершать вход в атмосферу Земли со второй космической скоростью. Экран сбрасывался перед посадкой на Землю, на высоте нескольких километров. В СА размещался пульт управления кораблем, бортовой вычислитель «Салют-3», научные приборы, фотоаппаратура, система жизнеобеспечения, элементы систем терморегулирования и радиосвязи, парашютная система, объекты биологических исследований, оптический ориентатор, аккумуляторная батарея, состоящая из восьми блоков, для электропитания систем СА после его отделения от ПАО. В СА корабля 7К-Л1 было увеличено, по сравнению с КК «Союз», число газовых двигателей системы управления спуском, путем введения двух дополнительных двигателей по крену тягой по 15 кгс. В тоже время в СА не устанавливалась запасная парашютная система. Снаружи в верхней части СА размещалась остронаправленная параболическая антенна, работающая в дециметровом диапазоне волн, для радиосвязи с Землей.
   Система ориентации и управления корабля оснащена гироплатформой и новыми датчиками солнечно-звездной ориентации, работающими в комплексе с вычислителем «Салют-3». Система позволяла поддерживать ориентацию СБ корабля на Солнце и ориентацию остронаправленной антенны на Землю в сеансах связи.
   СА соединялся с ПАО с помощью ПхО, на котором располагались 10 двигателей системы ориентации тягой по 10 кгс, работающие на перекиси водорода. По диаметру ПхО размещалась многовибраторная антенна командной радиолинии.
   В герметичном ПО размещались буферные аккумуляторные батареи (основная и резервная) системы электропитания, приборы и аппаратура бортовых систем корабля.
   В негерметичном АО размещалась корректирующая тормозная двигательная установка КТДУ-53 (разработана в КБ ОХМ под руководством А.М.Исаева) с одним однокамерным ЖРД многократного включения тягой 411 кгс с рулевыми соплами. Резервного двигателя в КТДУ-53 не было. В качестве горючего использовался несимметричный диметилгидразин (НДМГ), в качестве окислителя - смесь окислов азота в азотной кислоте (АК-27И). Топливо общей массой около 400 кг размещалось в четырех сферических баках в АО. Кроме того, в АО размещались двигатели системы ориентации (4 двигателя тягой по 10 кгс и 2 комплекта по 8 двигателей тягой по 1-1,5 кгс), работающие на однокомпонентном топливе - перекиси водорода. На внешней поверхности АО размещался радиатор-теплообменник системы терморегулирования корабля.
   Снаружи на ПАО размещались две панели трехсекционных солнечных батарей с размахом 9 метров и общей площадью 11 кв. метров. На концевых створках панелей солнечных батарей находились антенны КВ-диапазона для радиосвязи с Землей. У торца ПАО размещалась антенна УКВ-связи и радиотелеметрии.
   В пилотируемом варианте корабля 7К-Л1 должны были устанавливаться дополнительные системы и устройства: два кресла с амортизаторами системы «Казбек», в которых должны были размещаться космонавты, индикатор курса, астроориентатор, фотоаппарат «Салют-1М» с дополнительным длиннофокусным объективом «Таир-33С», кинокамера «16ЛК-К1» Красногорского завода, автоматический фотоаппарат АФА-БАМ, фотоаппарат СКД, индивидуальные дозиметры. В СЖО вводился блок личной гигиены космонавтов. Бортовой вычислитель укомплектовывался долговременным запоминающим устройством «ДЗУ-4». Кроме того, должны были применяться новые буферные аккумуляторные батареи. В последнем запущенном корабле - «Зонд-8» планировалось разместить манекены ФМ-2.
   Космонавты на корабле 7К-Л1 должны были совершать полет в костюмах без спасательных скафандров. Запуск пилотируемого корабля 7К-Л1 с облетом Луны планировалось осуществить в 1967-1968 годах. Этому должны были предшествовать 2-3 полностью успешных полета корабля в беспилотном режиме. Запуск пилотируемого корабля неоднократно откладывался из-за многочисленных аварий РН и отказов систем кораблей во время испытательных полетов в беспилотном режиме. В итоге, в начале 1969 года программа «Л-1» по пилотируемому облету Луны была прекращена, полеты кораблей 7К-Л1 в пилотируемом режиме отменены. Такому решению в немалой степени способствовало то обстоятельство, что приоритет в первом полете человека к Луне Советским Союзом был упущен. В декабре 1968 года американские астронавты на корабле «Аполлон-8» первыми в мире осуществили полет к Луне, совершив 10 витков вокруг нее.
   
    
   Летно-конструкторские испытания корабля «7К-Л1»
   
    
   Программа летно-конструкторских испытаний корабля «7К-Л1» (11Ф91,Зонд) предусматривала 10 беспилотных запусков, затем первый пилотируемый облет Луны, намечавшийся на 26 июня 1968г, затем планировалось еще два беспилотных полета, а 14 запуск должен был быть вновь пилотируемым. Позже график летно-конструкторских испытаний неоднократно менялся. Последний раз пилотируемый запуск переносился на 9 декабря 1968г.
   Летно-конструкторские испытания корабля «Л-1» с разгонным блоком «Д» на ракете-носителе «УР500К» начались 10 марта 1967 года. Целью запуска упрощенного варианта корабля «Л-1», получившего в этот раз название «Космос-146» было испытание блока «Д». Первое включение блока «Д» для довыведения корабля на орбиту Земли прошло успешно, однако из-за неполадок в системе управления блоком второе включение привело к отклонению корабля от расчетной траектории. Апогей был повышен, однако перигей понизился, и корабль на второй день полета затормозился и вошел в атмосферу.
   Второй корабль «Л-1» под названием «Космос-154» стартовал 8 апреля 1967г, но направить его к Луне не удалось. На этот раз из-за отказа в системе управления произошел досрочный сброс блоков малых двигателей, обеспечивающих запуск ДУ блока «Д» и он остался на орбите ИСЗ.
   Вывод на орбиту третьего корабля «Л-1» не состоялся вообще. При его запуске 28 сентября 1967 г. отказал один из шести двигателей первой ступени ракеты-носителя «УР500К» и она была подорвана. Но зато была испытана система аварийного спасения на участке работы 1 ступени при максимальных скоростных напорах.
   Следующая попытка запустить «Л-1» 22 ноября 1967 г. тоже оказалась неудачной. На этот раз не набрал необходимой тяги один из четырех двигателей второй ступени ракеты-носителя. Успешно сработала САС, которая вывела спускаемый аппарат из ракетного комплекса. При спуске на парашюте из-за ложной команды высотомера на большой высоте неожиданно сработали двигатели мягкой посадки.
   И только 2 марта 1968г корабль «Л1» под названием «Зонд-4» был выведен на орбиту, затем с помощью блока «Д» перешел на эллиптическую орбиту с апогеем около 300 тысяч километров. Однако облет Луны опять не удался, корабль направился не в ту сторону. 9 марта при подлете к Земле из-за сбоев в работе звездного датчика не была выполнена необходимая ориентация для входа в атмосферу. СА совершал баллистический спуск в незапланированный район и по командам с Земли был подорван системой самоликвидации над Гвинейским заливом. Во время этого полета экипаж (Попович и Севастьянов), который готовился выполнить облет Луны на корабле «Л-1», находился в Евпатории, откуда осуществлялось управление полетом, в специальном бункере и в течение всего полета вел переговоры с группой управления через «Зонд-4» , используя его в качестве ретранслятора.
   23 апреля 1968 года при запуске следующего корабля «Л-1» после сброса головного обтекателя во время работы 2-й ступени РН произошло замыкание в системе управления кораблем, приведшее к вращению по крену. Сработала САС, и полет был прерван.
   При подготовке к седьмому запуску, намеченному на 21 июля 1968 г., корабль «Л-1» был поврежден лопнувшим баком окислителя блока «Д» от избыточного давления наддува бака. Этот корабль так и не получил сертификат годности к полету.
   Наконец, 15 сентября 1968г корабль «Л-1» («Зонд-5») был успешно выведен на траекторию полета к Луне, произвел фотографирование ее поверхности. На обратном пути из-за ошибки операторов вышла из строя от нагрева гироплатформа, отказал так же и датчик ориентации по звездам и Солнцу. Коррекция траектории производилась с помощью микродвигателей ориентации и датчика Земли, что позволило СА совершить спуск по баллистической траектории в Индийский океан. На борту находились две черепахи.
   Следующий корабль («Зонд-6»), запущенный 10 ноября 1968 г., полностью выполнил программу полета, несмотря на разгерметизацию спускаемого аппарата, которая произошла из-за того, что выбранный тип резины для герметизации стыков, при низких температурах изменил свои свойства. При прохождении атмосферы разгерметизировался и парашютный контейнер, а когда парашют на высоте около 7 км все же раскрылся, произошел его преждевременный отстрел. В результате СА разбился о землю, но черепахи, которые совершили полет на борту корабля, перенесли удар и выжили. Удалось извлечь из искореженного спускаемого аппарата и фотопленки со снимками Луны и Земли, которые были опубликованы.
   21 декабря 1968 г. в США был запущен космический корабль «Аполлон-8» с тремя астронавтами на борту. Они совершили 10 витков вокруг Луны и успешно возвратились на Землю.
   Таким образом, продолжение программы пилотируемого облета Луны «УР500К-Л1» потеряло политический смысл, но прекратить летно-конструкторские испытания уже изготовленных и профинансированных кораблей посчитали нецелесообразным.
   20 января 1969 г. испытания были продолжены, но опять неудачно. Из-за нештатной работы двигателей 2 и 3 ступеней РН «УР500К» с беспилотным кораблем «Л1» была подорвана. Правда, система аварийного спасения успешно возвратила на Землю спускаемый аппарат.
   Следующий старт 8 августа 1969 г. прошел полностью успешно. Корабль «Л1»(«Зонд-7») совершил облет Луны, произвел ее фотографирование и 14 августа после управляемого спуска в атмосфере успешно приземлился южнее Кустаная всего в 50 км от расчетной точки.
   Последний пуск корабля «Л-1» состоялся 20 октября 1970 г. «Зонд-8» успешно облетел Луну, но при возвращении на Землю со стороны Северного полюса из-за отказа датчика Солнца совершил снова баллистический спуск в Индийский океан. Еще два корабля «Л1» полностью оборудованных для пилотируемого полета так и остались на Земле.
   
    
   Программа «Н1-Л3» высадки космонавта на Луну
   
    
   В начале 60-х годов в ОКБ-1 под руководством С.П.Королева велись работы по разработке ТМК (тяжелого межпланетного корабля) для облета Венеры и Марса экипажем из трех космонавтов. Был организован отдел, который на базе этих разработок с 1964г занимался проектом «Н1-Л3», предусматривающим высадку на Луну одного космонавта. С мая 1960 г. для запуска сначала ТМК, а затем и «Л3» разрабатывалась серия ракет-носителей «Н»: «Н-1»- способная вывести на орбиту 40-50 тонн груза с запуском в 1963г и позволяющая вывести пилотируемый космический корабль на траекторию облета Луны и «Н-2» - с полезной нагрузкой 60-80т и запуском в 1967г для запуска марсианского корабля. В связи с тем, что Челомею поручили выполнение программы облета Луны работы по ракете «Н-1» стали не очень срочными, срок первого технологического запуска был перенесен на 1965г, а работы по «Н-2» вообще приостановлены. В апреле 1962г прекратились работы и по «Н-1». Но, по мнению академика В.П. Мишина, в июле 1962г американская программа высадки на Луну по однопусковой схеме подтолкнула экспертную комиссию дать заключение о необходимости создания ракеты-носителя грузоподъемностью более 70 т, и высшее советское руководство выдало задание на разработку проектов такой суперракеты королевскому ОКБ-1(ракета Н-1), янгелевскому ОКБ (ракета Р-56) и челомеевскому ОКБ (ракета УР700). В сентябре 1962 г. обновленный проект ракеты «Н-1» был рассмотрен на экспертной комиссии и принято решение о создании к 1965 г. ракеты грузоподъемностью 75т, а так же стартовой позиции на космодроме Байконур к 1964 г.
   «Н1-Л3» первоначально предусматривал осуществление пилотируемого полета на Луну по трехпусковой схеме. Программой предусматривалось выведение на орбиту Земли двух блоков с помощью двух РН «Н-1» грузоподъемностью 75 тонн, которые после стыковки образовывали лунный корабль. На него с помощью РН «Союз» на специальном корабле доставлялся экипаж, и вся связка должна была совершить прямой перелет на Луну. Стартовавшая с Луны, взлетная часть совершала полет к Земле, а космонавты возвращались в спускаемом аппарате. Прорабатывались и другие варианты Лунных экспедиций.
   3 августа 1964 года вышло постановление ЦК КПСС и СМ СССР «О работах по исследованию Луны и космического пространства», в соответствии с которым программе «Н1-Л3» придавалось приоритетное значение. Вскоре в ОКБ-1 была найдена возможность увеличить грузоподъемность ракеты-носителя «Н-1» до 95 т, что позволяло произвести высадку на Луну по однопусковой схеме. Начались проектные работы, и 25 декабря 1964 года С.П.Королевым был подписан предэскизный проект лунного ракетного комплекса «Н1-Л3». Он предусматривал увеличение грузоподъемности РН «Н-1» до 95 тонн, причем это достигалось без коренной переделки уже имеющегося проекта, что позволяло сократить время и затраты на разработку проекта.
   В этом же году начались работы на Байконуре по созданию стартового комплекса и филиала Куйбышевского завода для сборки РН «Н-1».
   В ракете «Н-1» в качестве топлива использовались кислород и керосин, что облегчало обслуживание на стартовом комплексе, повышало надежность и безопасность ее эксплуатации в пилотируемом режиме. Все это способствовало тому, что королевская ракета-носитель оказалась предпочтительнее челомеевской УР-700 и янгелевской Р-56, которые использовали в качестве топлива очень токсичные диметилгидразин и четырехокись азота. Кроме того, смещение Н.С.Хрущева в октябре 1964 г. изменило расстановку сил в ракетно-космической промышленности. Но только в сентябре 1966 г. экспертная комиссия под председательством президента АН СССР М.В.Келдыша одобрила эскизный проект лунного комплекса «Л-3» и утвердила график его разработки. В феврале 1967 г. после Постановления Совета Министров СССР об ускорении работ по исследованию Луны, предусматривавшее резкое увеличение темпа работ и объема ассигнований работы наконец-то развернулись полным ходом. Были установлены жесткие сроки, обеспечивающие приоритет Советскому Союзу. Они предусматривали проведение летно-конструкторских испытаний ракеты «Н-1» в 3-ем квартале 1967 г., а высадку космонавта на Луну в 3-м квартале 1968 г.
   Таким образом, программа «Н1-Л3» была утверждена и принята к исполнению только в 1966 году, на 5 лет позже, чем в США.
   Программа предусматривала высадку одного космонавта на поверхность Луны по однопусковой схеме. Трехступенчатая ракета-носитель «Н-1» должна была вывести на орбиту ИСЗ Лунный ракетный комплекс (ЛРК), состоящий из Лунного орбитального корабля (ЛОК), лунного корабля (ЛК), тормозного ракетного блока «Д» и разгонного ракетного блока «Г». Посадку на Луну должен был совершать космонавт в Лунном корабле, а второй в Лунном орбитальном корабле в это время находился на орбите ИСЛ. Возвращение на Землю должно было производиться в СА Лунного орбитального корабля.
   Для реализации этой программы была необходима модификация проекта ракеты-носителя «Н-1».
   
    
   Ракета-носитель «Н-1» (11А52)
   
    
   Трехступенчатая РН «Н-1» разрабатывалась в ОКБ-1 (ЦКБЭМ) с 1960 года, под руководством Главных конструкторов С.П.Королева, а затем В.П.Мишина. В конечном варианте РН должна была обеспечить выведение на низкую околоземную орбиту пилотируемого ЛРК «Л-3» массой до 95 тонн.
   РН выполнена с поперечным делением ступеней. 1-я ступень - блок «А» имела 30 однокамерных основных ЖРД «НК-15», 6 из которых размещались по центру, 24 - по периферии, и 6 рулевых сопел управления по крену. РН могла совершать полет при двух отключенных парах противоположно расположенных периферийных ЖРД блока «А». 2-я ступень - блок «Б» имела 8 однокамерных основных ЖРД «НК-15В» с высотными соплами и 4 рулевых сопла управления по крену. РН могла совершать полет с одной отключенной парой ЖРД блока «Б». 3-я ступень - блок «В» имела 4 однокамерных основных ЖРД «НК-19» и 4 рулевых сопла управления по крену, и могла совершать полет при одном отключенном ЖРД.
   Все двигатели были разработаны в Куйбышевском авиационном КБ (ныне Самарское НПО «Труд») под руководством Главного конструктора Н.Д.Кузнецова. В качестве горючего использовался керосин, в качестве окислителя - жидкий кислород. РН оснащалась системой координации одновременной работы двигателей «КОРД», которая, в случае необходимости, отключала неисправные двигатели.
   Для запуска РН «Н-1», а так же для проведения предполетных проверок систем РН и ЛРК был создан специальный стартовый комплекс и другие стартовые сооружения. Он был спроектирован под руководством Главного конструктора В.П.Бармина. Его строительство на космодроме Байконур началось в 1964 году.
   Стартовый комплекс состоял из двух пусковых установок (площадка 110) с 145 метровыми башнями обслуживания, через которые производилась заправка РН, ее термостатирование, электропитание. Через эти башни экипаж должен был садиться в корабль. После окончания заправки РН и посадки экипажа башня обслуживания должна была отводиться в сторону, и ракета оставалась на стартовом столе, удерживаемая за днище 48 пневмомеханическими замками. Вокруг каждой пусковой установки размещались четыре молниеотвода (дивертора) высотой 180 метров. Для отвода газов при запуске РД первой ступени были сделаны три бетонных канала. Всего на площадке 110 было построено более 90 сооружений.
   Кроме того, был построен монтажно-испытательный корпус ракеты-носителя (МИК РН) на площадке 112, куда РН прибывала по железной дороге в разобранном состоянии и монтировалась в горизонтальном положении. Монтажно-испытательный корпус космических объектов (МИК КО) на площадке 2Б, в котором космический корабль проходил предполетные проверки, монтировался с другими блоками лунного ракетного комплекса, закрывался обтекателем и по железной дороге отправлялся на заправочную станцию на площадку 112А, где производилась заправка двигателей лунного ракетного комплекса (ЛРК). Затем, заправленный ЛРК перевозился МИК РН, где к тому времени на транспортно-установочном агрегате (ТУА) уже лежала собранная и проверенная РН «Н-1». Здесь ЛРК с обтекателем и САС монтировался к третьей ступени РН, после чего весь комплекс вывозился на стартовую позицию.
   Испытания правого стартового комплекса с макетами РН «Н-1» и лунного ракетного комплекса «Л-3» начались 25 ноября 1967 г. и продолжались до января 1969 года. Затем началась подготовка к первому запуску летного изделия РН «Н-1».
   Кроме того, для сборки РН «Н-1» и предполетного обслуживания был построен филиал Куйбышевского завода («Прогресс»), дополнительные автомобильные и железные дороги, проложены трубопроводы, линии связи и электропередач.
   
    
   Лунный ракетный комплекс
   
    
   Разработка ЛРК началась в ОКБ-1 в 1964 году под руководством С.П.Королева, впоследствии созданием ЛРК руководил В.П.Мишин. Сам Лунный ракетный комплекс (ЛРК) состоял из лунного орбитального корабля (ЛОК) с блоком двигателей ориентации комплекса (ДОК) и ракетным блоком «И», лунного корабля (ЛК) для посадки на поверхность Луны с ракетным блоком «Е», разгонного ракетного блока «Г» и тормозного ракетного блока «Д».
   
    
   Лунный орбитальный корабль (ЛОК, 11Ф93)
   
    
   Был создан с учетом опыта разработки пилотируемого корабля «Союз» и практически являлся новым кораблем. Ведущим конструктором его был В.Е.Бугров. Корабль состоял из спускаемого аппарата (СА), бытового отсека (БО), приборно-агрегатного отсека (ПАО), блока двигателей ориентации комплекса (ДОК), блока «И» и энергоотсека (ЭО).
   Спускаемый аппарат (СА) длиной 2,19 метра и максимальным диаметром 2,2 метра герметичен и имел сегментально-коническую форму. Он являлся основным местом работы экипажа из двух космонавтов в ходе полета, которые должны были стартовать сидя в креслах «Казбек» и совершать полет в полетных костюмах, без спасательных скафандров. В СА размещались пульт управления системами корабля, СЖО, бортовая ЦВМ «С-530» с системой автоматического управления корабля, системы: связи «Заря-Л3», «Луна-2Р»,»Луна-3 и 4» (закрытые каналы связи), очистки воды «Роса-Л», очистки атмосферы СА «Гранула-Л», дозиметрического контроля «Альфа-3М», телеметрии «Мир-Л3», аппаратура контроля газового состава атмосферы корабля «Газоанализатор», медицинская аппаратура «Эфир-Л», ассенизационное устройство.
   В верхней части СА располагался герметичный люк для перехода космонавтов в БО корабля. Снаружи СА покрыт слоем теплозащиты и экранно-вакуумной теплоизоляцией. Донная часть СА закрывалась усиленным теплозащитным экраном, который сбрасывался перед посадкой СА на Землю, на высоте нескольких километров. На боковой поверхности СА располагались газовые двигатели системы управления спуском (СУС), работающие на перекиси водорода, и обеспечивающие управляемый спуск СА в атмосфере Земли. В СУС входили 2 ГРД управления по рысканию и 2 ГРД управления по тангажу тягой по 7,5 кгс, а также 4 ГРД управления по крену тягой по 15 кгс.
   Бытовой отсек (БО) был размещен впереди СА. Он предназначался для отдыха космонавтов, а также использовался в качестве шлюзовой камеры для выхода в открытый космос с целью перехода в ЛК и обратно в ЛОК. БО длиной 2,26 метра и максимальным диаметром 2,3 метра имел грушевидную форму и состоял из двух полусфер различного диаметра с удлинительной конической вставкой между ними. Верхняя полусфера имела диаметр 2,2 метра и была такой же, как у корабля «Союз». Нижняя полусфера имела диаметр 2,3 метра, так как в ней размещался люк большего диаметра, чем люк на БО корабля «Союз». Всего в БО имелось два гермолюка: нижний - для сообщения со СА, и боковой люк диаметром 80 см для посадки экипажа в корабль на стартовой позиции, а также для выхода космонавта в открытый космос.
   В БО размещался шкаф, в котором находились два скафандра. Скафандр «Орлан» предназначался для пилота ЛОК, скафандр «Кречет-94» - для пилота ЛК. Скафандры были изготовлены на машиностроительном заводе «Звезда». Кроме того, в БО находились запасы продуктов питания и воды, киноаппаратура и фотоаппарат «С-7», системы «Эхо-Л3» и «Селена». Перед иллюминатором, установленном в сферическом блистере, размещался пульт управления, который позволял пилоту ЛОКа управлять кораблем при сближении и стыковке с ЛК. В БО размещалась система разгерметизации и наддува отсека с пультом управления, который позволял вручную регулировать давление атмосферы в БО. Снаружи на БО размещались антенны системы сближения и стыковки «Контакт», антенны радиосвязи и поручни для перемещения космонавта по внешней поверхности отсека.
   Блок двигателей ориентации комплекса (ДОК), массой 800 кг и длиной 1,56 метра, предназначался для ориентации ЛРК на всех этапах полета вплоть до момента старта с лунной орбиты к Земле, и размещался в верхней части БО. На отсеке в 4 блоках было установлено 16 двигателей ориентации комплекса «Л-3» (ДОК) и 8 двигателей причаливания и ориентации ЛОК по оси «Х» (ДПО-Х). Все двигатели были разработаны в ТМКБ «Союз» (МАП) под руководством В.Г.Степанова. В состав двигателей ДОК входили 4 двигателя управления по тангажу и 4 - по рысканию тягой по 10 кгс (по 2 двигателя на каждом блоке), и 8 двигателей по крену тягой по 2,5 кгс (по 4 двигателя на двух блоках). Двигатели ДПО-Х тягой по 20 кгс размещались на двух других блоках (по 4 на каждом блоке). Внутри отсека ДОК размещались 6 сферических баков с топливом массой около 300 кг (НДМГ и АТ) и 4 баллона с газом наддува топливных баков.
   Впереди на отсеке ДОК был установлен активный стыковочный узел типа «Штырь», для стыковки ЛОКа с ЛК после его возвращения с Луны, антенны системы сближения и стыковки «Курс».
   Приборно-агрегатный отсек (ПАО) имел форму цилиндра с максимальным диаметром 2,2 метра и длиной 2,82 метра. ПАО располагался между СА и ЭО и состоял из трех отсеков: герметичного приборного отсека (ПО) и негерметичных переходного отсека (ПхО) и агрегатного отсека (АО).
   На ПхО размещались 4 двигателя причаливания и ориентации по оси «У» (ДПО-У) и 4 двигателя по оси «Z» (ДПО-Z) тягой по 20 кгс (разработчик - ТМКБ «Союз»). Двигатели были размещены в 4 блоках (по 2 двигателя в каждом блоке). Топливо для этих двигателей поступало по трубопроводам из топливных баков, располагавшихся в отсеке ДОК. По диаметру ПхО располагалась многовибраторная антенна командной радиолинии.
   В ПО находились приборы и аппаратура систем радиосвязи, телеметрии, командной радиолинии, ориентации и управления движением корабля.
   ЛОК был оснащен ракетным блоком «И», созданным в КБ «Химмаш» А.М.Исаева. В состав блока «И» входили двухкамерный разгонный двигатель (РД) С5-51 тягой 3388 кгс с рулевыми соплами, однокамерный двигатель сближения и коррекции (ДСК) С5-62 многократного включения (до 35 раз) тягой 417 кгс, и сферический топливный бак диаметром 1,9 метра с герметичной внутренней перегородкой для разделения компонентов топлива (НДМГ и АТ). ДСК предназначался для маневрирования ЛОКа при сближении и стыковке с ЛК, а также для проведения коррекций траектории движения ЛОКа на трассе Луна-Земля. РД обеспечивал разгон ЛОКа с орбиты Луны к Земле. Ракетный блок «И» размещался в АО и ЭО. При этом топливный бак более чем наполовину располагался в АО и занимал почти весь его объем. Снаружи АО размещались радиаторы системы терморегулирования корабля.
   Энергоотсек (ЭО) имел форму усеченного конуса с максимальным диаметром 2,9 метра, высотой 1,3 метра и заканчивался базовым шпангоутом, который стыковался с коническим переходником цилиндрической оболочки, внутри которой, как в стакане, находился ЛК. Кроме ДУ блока «И» в ЭО размещались 16 двигателей ориентации (ДО) ЛОК (разработчик - ТМКБ «Союз»). 4 двигателя тягой по 2 кгс использовались для ориентации ЛОК по тангажу, 4 двигателя тягой также по 2 кгс - по рысканию и 8 ЖРД тягой по 0,5 кгс - по крену. Топливо для этих двигателей (НДМГ и АТ) поступало из бака ракетного блока «И».
   Кроме того, в ЭО размещалась система электропитания корабля, в состав которой входил ЭХГ «Волна-20» и по 2 бака с жидким кислородом и водородом для него. Баки и расположенные между ними топливные батареи ЭХГ закрывались двумя теплоизоляционными кожухами. Максимальный диаметр ЭО по кожухам составлял 3,48 метра. Во время выведения и полета к Луне ЭХГ «Волна-20» обеспечивал электроэнергией весь ЛРК. У базового шпангоута ЭО располагались антенны систем радиосвязи и телеметрии.
   На ПАО предполагалось разместить штангу-манипулятор, с помощью которого космонавт мог перемещаться из БО лунного орбитального корабля в кабину ЛК.
   
    
   Лунный корабль (ЛК,11Ф94)
   
    
   Разработкой лунного корабля руководил Ю.М.Фрумкин. Ведущим конструктором был Е.Вяткин.
   ЛК состоял из двух разделяющихся частей: лунного посадочного агрегата (ЛПА) и лунного взлетного аппарата (ЛВА). При выведении на орбиту Земли в составе ЛРК «Л-3» и до момента отделения от ЛОКа на орбите Луны, ЛК располагался внутри цилиндрической оболочки переходного отсека, которая в верхней части через конический переходник соединялась с энергоотсеком лунного орбитального корабля, а в нижней - с верхним переходником ракетного блока «Д». Начальный вес ЛК составлял около 5,5 т.
   ЛПА предназначался для посадки ЛК на поверхность Луны, и состоял из корпуса в виде ферменной конструкции с максимальным диаметром 2,27 метра и лунного посадочного устройства (ЛПУ) в виде четырех опор. Внутри корпуса ЛПА размещалась двигательная установка ракетного блока «Е», который жестко крепился к нижней части ЛВА. На корпусе ЛПА крепилось ЛПУ. ЛПУ представляло собой 4 стойки круглыми посадочными опорами. Размах по опорам сложенных стоек (ЛК в цилиндрической оболочке) составлял 2,26 метра, размах при раскрытых стойках (после выведения ЛК из оболочки) - 3,75 метра. На стойках устанавливались 4 твердотопливных двигателя, с помощью которых опоры ЛПУ прижимались к поверхности Луны в момент посадки ЛК.
   На ЛПА размещались герметичный навесной приборный отсек (НПО) с посадочным радиолокатором «Планета», размешенным под ним. Радиолокатор имел 4 антенны, лучи которых образовывали в пространстве асимметричную пирамиду. Три боковых луча определяли векторы скорости, а центральный - расстояние до поверхности. Кроме того, на ЛПА крепилась комплексная исследовательская установка (КИУ) массой 105 кг, в состав которой входил операционный манипулятор «ААЛ» массой 59,17 кг и бур с ресурсом работы 60 минут. Кроме того, на ЛПА располагались две откидывающиеся остронаправленные параболические антенны системы радиосвязи, система «Квант-3», три аккумуляторные батареи и трап для спуска космонавта на поверхность Луны и 4 баллона с водой для испарителя.
   Сверху на ЛПА располагался ЛВА, который состоял из кабины, приборного отсека (ПО), отсека двигателей ориентации (ДО) и ракетного блока «Е».
   Кабина представляла собой геометрическую фигуру с размерами 2,3х3,0 метра, составленную из сферических сегментов, и предназначалась для размещения одного космонавта-пилота ЛК в скафандре «Кречет-94», который фиксировался стоя специальным приспособлением перед приборной доской и пультом управления. Азотно-кислородная атмосфера кабины с давлением 560 мм рт. столба с пониженным содержанием азота позволяла космонавту открывать гермошлем для приема воды и пищи. Пульт управления ЛК, созданный в КБ, которым руководил С.А.Бородин, располагался справа от космонавта. С него осуществлялось управление различными системами корабля.
   В передней части кабины имелась полусферическая вогнутость с иллюминатором и коллиматорным устройством, на которое с помощью оптической системы проецировалось место посадки с углом обзора всего 7 градусов, с помощью которых космонавт визуально наблюдал за процессом автоматической посадки ЛК, и мог в случае необходимости перейти на ручное управление, регулируя тягу двигателя ракетного блока «Е» и используя двигатели ориентации. Система управления ЛК, разработанная в НИИ Командных приборов под руководством Н.А.Пилюгина, позволяла выполнить всю программу полета ЛК с посадкой, взлетом и стыковкой в полностью автоматическом режиме и включала в себя кроме прочего бортовую ЦВМ, имеющую три независимых параллельных канала, а так же гироскопические приборы, объединенные в трехосную гиростабилизированную платформу. Ручное управление космонавт должен был осуществлять с помощью специальной пальцевой ручки. Это было сделано из-за того, что в условиях стесненной кабины и избыточном давлении герметизированного скафандра пальцевые суставы имели лучшую подвижность, чем кистевые или локтевые. В верхней части кабины, над вогнутостью располагался еще один иллюминатор, на котором снаружи устанавливался широкоугольный визир. Через этот иллюминатор космонавт наблюдал за ходом стыковки с лунным орбитальным кораблем и мог ориентировать ЛК двигателями ориентации ЛК, управляя ими с помощью пульта управления, размещенного слева от этого иллюминатора.
   На левом борту кабины располагался овальный люк, открывающийся вовнутрь, для выхода космонавта на поверхность Луны. В кабине размещалась СЖО, обеспечивающая азотно-кислородную атмосферу. Для сброса давления перед выходом на поверхность Луны и в открытый космос имелся специальный клапан с ручным приводом, а для восстановления атмосферы имелась система наддува. На задней части кабины, с противоположной стороны от сферической вогнутости, размещался ПО, выполненный в виде короткого цилиндра с выпуклыми эллиптическими днищами, одно из которых было направлено внутрь кабины. ПО герметичен, в нем размещались приборы и аппаратура систем ориентации и управления ЛК, радиосвязи, сближения и стыковки «Контакт» и система электропитания ЛВА с двумя аккумуляторными батареями, установленными снаружи.
   Сверху на кабине располагался отсек ДО высотой 0,68 метра, на котором размещались 4 блока двигателей ориентации ЛК. Внутри отсека находились два топливных бака (в одном - горючее, в другом - окислитель) с запасом топлива более 100 кг и система подачи топлива. В каждом блоке устанавливались 2 ЖРД тягой по 40 кгс и 2 ЖРД тягой по 10 кгс. Двигатели образовывали два независимых контура управления ориентацией ЛК. В каждый контур входило по 8 двигателей: 2 тягой по 40 кгс обеспечивали управление по тангажу, 2 тягой также по 40 кгс - по рысканию, и 4 двигателя тягой по 10 кгс осуществляли управление по крену. Двигатели были разработаны в ТМКБ «Союз» под руководством В.Г.Степанова.
   Сверху на отсеке ДО был установлен пассивный стыковочный узел, представлявший собой плоскую плату диаметром 1,08 метра с 96 стыковочными ячейками. Каждая ячейка имела форму призмы, переходящей в конус и была способна принять и зафиксировать штангу активного стыковочного узла ЛОКа. Вокруг СУ располагался кольцеобразный экран-радиатор системы терморегулирования ЛК, который, кроме того, защищал отсек ДО и кабину корабля от соударения со стыковочным узлом ЛОКа в случае неудачной стыковки. На отсеке ДО размещались также антенны системы сближения и стыковки «Контакт» и система радиосвязи. В качестве антенны метрового диапазона использовалась кольцевая щель между радиатором системы охлаждения и стыковочным узлом.
   Ракетный блок «Е» жестко крепился к нижней части кабины ЛВА. В состав блока «Е» входили основной однокамерный двигатель с широким диапазоном регулирования тяги, резервный двухкамерный двигатель, работающий по упрощенной циклограмме, тороидальный бак с окислителем (азотный тетраксид) и чечевицеобразный бак с горючим (НДМГ) объемом 1,2 куб. м каждый. Тяга каждого двигателя достигала 2050 кгс. Масса ракетного блока «Е» превышала 2 тонны. Основной двигатель обеспечивал с высоты 1-3 км гашение скорости и горизонтальное маневрирование ЛК до нескольких сот метров при посадке на Луну. При этом осуществлялось глубокое дросселирование (уменьшение) тяги двигателя. Кроме того, основной двигатель обеспечивал старт и выведение ЛВА на орбиту Луны. Резервный двигатель предназначался для выведения ЛВА на орбиту Луны при отказе основного двигателя. Для того чтобы газы ЖРД, отраженные от поверхности при взлете, не перевернули ЛВА в центре масс был установлен экран сферической формы для отражения этих газов в нужном направлении. Блок «Е» был разработан в янгелевском КБ «Южное»(г.Днепропетровск) под непосредственным руководством Б.И.Губанова.
   Электрическая и гидравлическая связь ЛПА и ЛВА осуществлялась через специальную кабель-мачту, которая откидывалась на безопасный угол при старте ЛВА.
   Лунный корабль был рассчитан на автономное существование в течении 2 суток. На лунных кораблях (с N9) предполагалось устанавливать солнечную термоэмиссионную энергоустановку (СТЭУ) с солнечными батареями.
   Перед полетом весь ЛК закрывался экранно-вакуумной теплоизоляцией, которая сглаживала углы и в комплексе с водяными испарителями обеспечивала надежную теплозащиту
   ЛК в составе ЛРК размещался внутри цилиндрического переходника, из которого он выталкивался по специальным направляющим, охватывающим ЛК снаружи. Внизу они крепились к ЛК на опорных ногах, а в верхней части опирались на специальные амортизированные подкосы. После выталкивания они отстреливались, а опорные ноги занимали рабочее положение.
   
    
   Ракетный блок «Д» (тормозной)
   
    
   Блок «Д» был разработан в проектном отделе ОКБ-1 под руководством С.С.Крюкова. В составе лунного ракетного комплекса «Л-3» блок «Д» размещался между лунным кораблем и ракетным блоком «Г». Блок «Д» предназначался для проведения коррекций траектории движения ЛРК на трассе полета Земля-Луна, для выдачи тормозного импульса с целью выведения ЛРК на орбиту Луны, а также для торможения ЛК на начальном этапе посадки до высоты 1-3 км.
   Блок «Д» длиной 5,7 метра имел наружную сбрасываемую цилиндрическую оболочку диаметром 3,7 метра, и оснащался одним однокамерным двигателем многократного включения 11Д58 тягой более 5 тс (в дальнейшем планировалось довести тягу до 8,5 тс). В качестве горючего использовался керосин, находившийся в торовом баке, в качестве окислителя - жидкий кислород, который находился в сферическом баке.
   Блок «Д» был испытан и полностью отработан. С 1967 года он использовался в качестве 4-й разгонной ступени РН «Протон» (УР-500К), в частности, при запусках кораблей 7К-Л1 (Зонд).
   
    
   Ракетный блок «Г» (разгонный)
   
    
   Блок «Г» был разработан и создан в Куйбышевском филиале ЦКБЭМ (ныне Самарское ЦСКБ) под руководством Главного конструктора Д.И.Козлова, и предназначался для разгона лунного ракетного комплекса «Л-3» к Луне. В составе ЛРК блок «Г» размещался между блоком «Д» и третьей ступенью РН «Н-1».
   Блок «Г» длиной более 8 метров оснащался однокамерным двигателем, установленным на карданном подвесе, с двумя управляющими соплами по крену. Окислитель (жидкий кислород) находился в сферическом баке с цилиндрической проставкой, горючее (керосин) - в удлиненном тороидальном баке. Для осаждения топлива перед включением двигателя блока «Г» использовались двигатели системы обеспечения запуска (СОЗ), которые после этого сбрасывались.
   
    
   Схема полета
   
    
   Экспедиция на Луну по Королевской программе «Н1-Л3» состояла из следующих этапов.
   РН «Н1» со стартовой массой около 2750 т стартует с космодрома Байконур (1) и после окончания работы ракетных блоков «А», «Б» и «В» выводит на промежуточную околоземную круговую орбиту высотой 220 км. Лунный ракетный комплекс «ЛРК» длиной 30 м, массой 91,5 т с двумя космонавтами в спускаемом аппарате лунного орбитального корабля. Космонавты должны были совершать полет в спортивных костюмах без спасательных скафандров. При выведении ЛРК находился под головным обтекателем массой 17,5 т, длина которого составляла 33 м. После прохождения плотных слоев атмосферы ГО по частям сбрасывается. Для спасения космонавтов, в случае аварии РН на стартовой позиции или во время выведения, использовалась САС, которая с помощью РДТТ должна была обеспечить увод СА лунного орбитального корабля на безопасное от РН расстояние. САС длиной около 10 метров имела массу до 4 тонн. В верхней части САС устанавливался балансировочный груз.
   На орбите ИСЗ, на 480 с после проведения с помощью двигателей ориентации комплекса (ДОК) ориентации ЛРК включается двигатель блока «Г» (2) и комплекс переводится на траекторию полета к Луне. Затем производится отделение отработавшего блока «Г», сброс нижнего и среднего переходников блока «Д». Космонавты приступают к выполнению программы полета, находясь в спускаемом аппарате и бытовом отсеке. В случае необходимости, с помощью двигателей блока «Д» производится одна (3) или несколько коррекций траектории движения ЛРК. При подлете к Луне включается двигатель блока «Д» (4) на торможение и ЛРК переходит орбиту ИСЛ высотой 110 км. После коррекции комплекс переходит на эллиптическую орбиту с минимальной высотой 16 км.
   Затем оба космонавта переходят в БО ЛОКа, герметизируют его, надевают скафандры (пилот ЛОКа - «Орлан», пилот ЛК - «Кречет-94»), затем разгерметизируют БО и используют его в качестве шлюзовой камеры. Пилот ЛК переходит по поверхности БО, СА, ракетного блока «И» к лунному кораблю, размещенному в цилиндрическом переходнике. Для того чтобы космонавт мог попасть в ЛК, в оболочке был установлен люк напротив люка кабины ЛК. Для облегчения перемещения космонавта из БО в кабину ЛК дополнительно к поручням предполагалось использование специального манипулятора, который должен был устанавливаться на ПАО лунного орбитального корабля. В это время пилот ЛОКа в скафандре «Орлан» находился на обрезе люка БО, подстраховывал командира и был готов в любую минуту прийти к нему на помощь.
   После того как пилот ЛК занимал рабочее положение в кабине лунного корабля, производилось выталкивание ЛК из цилиндрической оболочки по специальным направляющим, которые после этого отстреливались от ЛК. Затем производился сброс верхнего переходника блока «Д» и раскрытие посадочных стоек ЛПУ лунного корабля. Пустая цилиндрическая оболочка ЛК отделялась от ЛОК.
   После ориентации ЛК с помощью двигателей ДО, размещенных между СУ и БО, на высоте 16 км. включается двигатель блока «Д» на торможение (6) и ЛК с блоком «Д» устремляется к Луне. Причем ЛК с блоком «Д» на высоте 3-4 км совершает «мертвую петлю» и в это время на высоте 1-3 км производится отделение блока «Д» от ЛК. Этот маневр был необходим, чтобы посадочный радиолокатор ЛК не принял отделившийся блок «Д» за Лунную поверхность и не сработало раньше времени автоматическое включение ракетного блока «Е».
   Блок «Д» падает на поверхность Луны, а пилот ЛК, использую автоматическое и ручное управление двигателями ориентации и регулируя тяге двигателя блока «Е», совершает посадочный маневр и мягкую посадку на поверхность Луны. Вся процедура от момента отделения блока «Д» до посадки занимала немногим более минуты и поэтому возможности по маневрированию лунного корабля над поверхностью для выбора места посадки были ограничены несколькими сотнями метров.
   После посадки лунного корабля, пилот ЛК, отдохнув и проверив системы корабля, открывает люк кабины и, спустившись по трапу, ступает на поверхность Луны. Предохранял космонавта от падения на спину легкий обруч, который космонавт должен был одеть сразу после выхода из ЛК. Автономная СЖО скафандра «Кречет-94» позволяла космонавту находиться на поверхности Луны в течении 4-х часов. За это время космонавт должен был установить на Луне научные приборы и государственный флаг СССР, собрать образцы лунного грунта, провести телевизионный репортаж, фото- и киносъемку района приземления.
   После возвращения космонавта в ЛК космонавт должен был надуть кабину и мог открыть шлем скафандра, чтобы принять пищу. В нужный момент времени космонавт должен включить двигатель блока «Е» и лунный взлетный аппарат (8), отделившись от лунного посадочного устройства, выходит на орбиту. При этом для надежности запускаются сразу оба двигателя ракетного блока «Е», а затем, по результатам диагностики, один двигатель отключается, а другой выводит ЛВА на орбиту Луны.
   Система сближения и стыковки «Контакт» устанавливает связь и определяет взаимное положение ЛК и ЛОКа и управляет автоматической стыковкой. Роль активного корабля выполняет ЛОК, пассивного - ЛК. Пилот ЛОКа во время стыковки находился в БО в скафандре и в случае необходимости может вмешаться в ход стыковки, осуществив переход на ручное управление. При этом он мог использовать радиосистему поиска, иллюминатор в блистере, а так же бортовую ЦВМ. Затем пилот ЛОКа сбрасывает давление в БО и открывает боковой люк. Пилот ЛК выходит из лунной взлетной кабины ЛК в открытый космос и осуществляет обратный переход по наружной поверхности через стыковочный узел и блок ДОК в бытовой отсек ЛОКа, пилот ЛОКа в это время готов придти ему на помощь (10). Затем производится герметизация БО, его наддув воздухом. После того, как давление между СА и БО выравниваются, космонавты снимают скафандры и переходят в спускаемый аппарат, захватив с собой контейнер с образцами. После этого люк между БО и СА закрывается и после проверки его герметичности производится отстрел бытового отсека вместе с ЛК и блоком ДОК, которые после торможения падают на поверхность Луны. Затем космонавты проводят ориентацию ЛОКа с помощью двигателей, расположенных на ПАО и ЭО, включают КДУ ракетного блока «И» и ЛОК переходит на траекторию полета к Земле. (11).
   При необходимости на трассе Луна-Земля, космонавты производят коррекцию движения корабля включением КДУ блока «И» (12).При подлете к Земле СА с двумя космонавтами отделяется (13), совершает управляемый спуск в атмосфере (14) с двойным погружением и, используя парашютную систему и двигатели мягкой посадки, производит приземление на территории СССР. (15).
   
    
   Летно-конструкторские испытания РН «Н-1»(11А52)
   
    
   В ноябре 1967 г стало ясно всем, что сроки, принятые в феврале, нереальны, и летно-конструкторские испытания «Н-1» перенесли на 3-й квартал 1968 г. Но и новый график не выдерживался, не хватало финансирования.
   Только 7 мая 1968 года летный образец РН «Н-1» N3Л был вывезен на стартовую позицию и начались длительные проверки и доработки.
   Первое летно-конструкторское испытание РН «Н-1» N3Л было начато только 21 февраля 1969 г. В 12ч 17м 55с были запущены двигатели первой ступени, и в 12 ч 18м 07с РН оторвалась от стартового стола.
   В составе лунного ракетного комплекса во время первого пуска вместо ЛОКа и ЛК был установлен автоматический корабль «7К-Л1С»(11Ф92), внешне напоминающий «Л-1»,но оснащенный многими системами корабля «Л-3» и мощной фотоаппаратурой. Ведущим конструктором изделия 11Ф92 был Владимир Бугров. В случае успешного запуска, 11Ф92 должен был выйти на орбиту Луны, произвести ее качественные фотосъемки и доставить их на Землю.
   В период с 3 по 10 секунды полета система контроля параметров работы двигателей «КОРД» ошибочно отключила 12-й и 24-й двигатели блока «А», но ракета-носитель продолжила полет с двумя отключенными двигателями. На 66 с из-за сильной вибрации оборвался трубопровод окислителя одного из двигателей. В кислородной среде начался пожар. Ракета могла бы продолжить полет, но на 70-й секунде полета, когда ракета достигла высоты 14 км, система «КОРД» отключила сразу все двигатели блока «А» и ракета упала в степь. По результатам анализа причин аварии было принято решение ввести фреоновую систему пожаротушения с форсункой-распылителем над каждым двигателем.
   Второе испытание «Н-1» N5Л с автоматическим кораблем 11Ф92 и макетом ЛК-11Ф94 в составе лунного ракетного комплекса состоялось 3 июля 1969 г. Это был первый ночной старт «Н-1». В 23 ч 18м 32с РН оторвалась от стартового стола, но когда РН поднялась немного выше молниеотводов (через 0,4 с после прохождения команды «контакт подъема») взорвался восьмой двигатель блока «А». При взрыве была повреждена кабельная сеть и соседние двигатели, возник пожар. Подъем резко замедлился, ракета начала наклоняться и на 18 с полета она упала на стартовый стол, От взрыва разрушился стартовый комплекс и все шесть подземных этажей стартового сооружения. Один из молниеотводов упал, свернувшись спиралью. 145-метровая башня обслуживания сдвинулась с рельсов.
   Система аварийного спасения (САС) сработала надежно, и СА автоматического корабля 11Ф92 приземлился в 2-х км от стартовой позиции.
   Космонавт Анатолий Воронов вспоминает, что в этот раз при подготовке к запуску присутствовали космонавты. Они поднимались на самый верх 105 метровой ракеты, осматривали и изучали лунный ракетный комплекс. Поздно вечером они наблюдали за стартом из гостиницы космонавтов. «Вдруг вспыхнуло, мы успели сбежать вниз и в это время ударной волной выбило все стекла. После падения ракета взорвалась прямо на стартовой площадке...»
   Причиной взрыва явилось попадание постороннего предмета в кислородный насос двигателя N8 за 0.25 с до подъема, разрушившего его крыльчатку. Это повлекло взрыв насоса, а затем и самого двигателя.
   После установки фильтров такое не должно было повториться. На доработку и испытания двигателей КБ Н.Д.Кузнецова потребовалось почти два года.
   Третий пуск «Н1» N6Л был осуществлен с левого стартового комплекса 27 июня 1971г. В качестве полезной нагрузки был установлен лунный ракетный комплекс с макетами ЛОК и ЛК. В 2 ч 15м 7,5с РН оторвалась от стартового стола и начала подъем. В этот раз в программе полета был предусмотрен маневр увода РН от стартового комплекса. После его выполнения из-за возникновения неучтенных газодинамических моментов в донной части ракета стала поворачиваться по крену с постоянным нарастанием вращающего момента. Через 4,5 с угол поворота составил 14 градусов, через 48с - около 200 град. и продолжал увеличиваться.
   От больших перегрузок при вращении на 49 с полета начал разрушаться блок «Б» и от комплекса оторвался головной блок вместе с третьей ступенью, которые упали в 7 км . 1 и 2 ступени продолжили полет. На 51 с «КОРД» отключила все двигатели блока «А», ракета упала в 20 км и взорвалась, образовав воронку 15-метровой глубины.
   По итогам работы комиссии, расследовавшей причину аварии, было принято решение вместо 6 рулевых сопел установить четыре рулевых двигателя тягой по 6 тон на первой и второй ступенях.
   Последнее испытание ракеты-носителя «Н-1» N7Л со штатным ЛОКом и ЛК выполненным в беспилотном варианте, было проведено 23 ноября 1972г. Старт произошел в 9ч 11м 52с. На 90 с полета в соответствии с программой за 3 с до отделения 1-й ступени двигатели начали переходить на режим конечной тяги. Были отключены 6 центральных ЖРД, отработавшие расчетное время. Скорость подъема резко снизилась. От этого возник непредвиденный гидравлический удар, в результате чего ЖРД N4 вошел в резонанс, от которого разрушились топливные трубопроводы, и начался пожар. Ракета взорвалась на 107 с.
   В дальнейшем летно-конструкторские испытания РН «Н-1» не проводились.
   
    
   Летно-конструкторские испытания Лунного корабля и Лунного орбитального корабля
   
    
   Параллельно с испытаниями ракеты-носителя проводились летно-конструкторские испытания лунного корабля на орбите Земли. Это был беспилотный вариант корабля, получивший обозначение Т2К, состоящий из ЛВА без стыковочного агрегата и ЛПУ без опорных ног. Он был выведен на орбиту Земли 24 ноября 1970 г. под названием «Космос-379» с помощью РН «Союз» со специальным обтекателем высотой 192-232 км и после проверок функционирования оборудования и расшифровки телеметрии на четвертые сутки полета был включен двигатель блока «Е», который сымитировал зависание над лунной поверхностью. Апогей увеличился до 1210 км. Затем ЛПУ было отделено от ЛВА, проведено второе включение двигателя блока «Е», имитирующее взлет с поверхности Луны в режиме максимальной тяги и увеличил скорость ЛВА более чем на 1,5 км/с. Апогей в результате увеличился до 14035 км, затем производилась имитация маневров при стыковке с ЛОКом.
   Второе испытание лунного корабля в варианте Т2К началось 26 февраля 1971г под названием «Космос-398» и выполнялось по той же программе, что и предыдущее, но с имитацией нештатных ситуаций. В этот раз апогей лунного корабля достиг 10903 км.
   Третье орбитальное испытание лунного корабля под названием «Космос-434» началось 12 августа 1971г. После двух включений двигателя блока «Е» Т2К вышел на орбиту высотой 186х11804 км. На этом испытания лунного корабля успешно закончились, и была подтверждена его высока надежность.
   Последнее испытание ЛК в автоматическом режиме намечено было провести при четвертом пуске РН «Н-1» 23 ноября 1972 г. На ракете был установлен штатный ЛОК и ЛК оснащенный для автоматического полета. Лунный ракетный комплекс, в случае удачи, должен был выполнить полную программу полета с посадкой на Луну, влетом и стыковкой. К сожалению, из за аварии ракеты-носителя программу испытаний выполнить не удалось.
   Во время этого запуска должно было быть проведено и первое летно-конструкторское испытание штатного ЛОКА (11Ф93) т.к. его испытаний на орбите Земли не производилось. Его упрощенный вариант с индексом Т1К разрабатывался для этой цели в ЦКБЭМ (ОКБ-1) под руководством ведущего конструктора В.Е.Бугрова. Он должен был запускаться с помощью РН «Протон», но эти испытания были отменены. Должен был пройти летно-конструкторские испытания только ДОК из состава корабля «Л-3». Для этого он устанавливался на автоматическом корабле «7К-Л1С» (изделие 11Ф92) при запуске РН «Н1» N3Л. Но и это испытание из-за взрыва ракеты-носителя провести не удалось.
   Несмотря на проведенные испытания, руководство СССР потеряло интерес к этой программе, финансирование сократилось, работы продолжались все более медленными темпами. Была принята «генеральная линия космонавтики на создание долговременных пилотируемых орбитальных станций».
   Желая возродить программу посадки на Луну, в ЦКБЭМ (ОКБ-1) проект был пересмотрен и получил название «Н1-Л3М». Его утвердил Совет главных конструкторов. В соответствии с этим проектом лунная экспедиция могла состояться в конце 1970-х годов.
   В мае 1974 г. преемник Королева В.П.Мишин, возглавлявший ОКБ-1 (ЦКБЭМ), был отстранен от занимаемой должности. 15 мая 1974 г. принято решение о приостановке работ по проекту, а в 1976г программа высадки на Луну была закрыта совсем. Две подготовленные к пускам ракеты «Н1» (ближайший запуск изделия N8Л намечался на август 1974 г.) были уничтожены.
   Одной из главных причин неудачи проекта «Н1-Л3» Главный конструктор ЦКБЭМ (ОКБ-1) В.П.Мишин считает в распылении средств между многими космическими программами (разработка Н-1, УР700 и Р-56 в разных ОКБ, создание кораблей типа 7К (варианты «Союзов»), а так же программы облета УР500К-ЛК1 и УР500К-Л1, работы по автоматическим станциям в КБ Бабакина, множество непрекращающихся военных программ, в том числе программы «Спираль», «Алмаз» и другие. Ограниченное финансирование влекло к экономии на всем, в том числе и на испытательной базе. Из-за ее отсутствия положенные предполетные огневые стендовые испытания собранных ракетных блоков не проводилось.
   Но, видимо, главной причиной неудачи проекта высадки человека на Луну явилась его чисто престижная направленность, а так же позднее начало работ и мизерное финансирование.
   Взамен программы «Н1-Л3М», новый Генеральный конструктор НПО Энергия (ОКБ-1,ЦКБЭМ) В.П.Глушко предложил свою ракету «Энергия» аналогичного класса, способную вывести на орбиту космический корабль многоразового использования. Проиграв гонку к Луне, СССР вновь впрягся в состязание с США, на этот раз по созданию многоразового корабля (с опозданием на 2 года по носителю и на 4 года по многоразовому кораблю). Но это другая история.
   
    
Лунные корабли

Параметры

Корабль/комплекс

Зонд

Лунный ракетный комплекс "Л-3"
 

Космический аппарат (модуль/корабль)

7К-Л1

11Ф91

ЛОК

11Ф93

ЛК

11Ф94

1. Общие сведения

Кол-во запущенных КА

Из них: беспилотных КА

пилотируемых КА

11

11

нет

2

2

нет

5

5

нет

Дата запуска первого КА

10.03.1967

Космос-146

27.06.1971

(авария РН)

24.11.1970

Космос-379

Дата запуска первого пилотируемого КА на орбиту Земли

нет

нет

нет

Дата запуска первого пилотируемого КА к Луне

нет

нет

нет

Дата запуска последнего КА

20.10.1970

Зонд-8

23.11.1972

(авария РН)

23.11.1972

(авария РН)

2. Общие параметры КА (модуля)

Экипаж, чел

2

2

1

Расчетная продолжительность полета, сут

8

  

2

Масса КА, т

5,2-5,5

9,85

5,56

Длина КА, м

5,0

9,89

5,2

Максимальный диаметр КА, м

2,72

3,48

3,34

3,75*

Герметичный объем КА

Общий, куб.м

Свободный куб.м

3.8

2,5

    

Атмосфера КА

азотно-кислород.

азотно-кислород.

азотно-кислород.

Двигательная установка КА:

Обозначение, вид, кол-во двигателей и тяга (кгс)

КТДУ-53 (ЖРД)

1х411

Блок "И"

1х417

1х3388

Блок "Е"

2х2050

Вспомогательные двигательные:

Вид, кол-во двигателей и тяга (кгс)

ГРД

14х10 (ДО)

16х1-1,5 (ДО)

4х7,5 (СУС)

4х15 (СУС)

ЖРД

8х10 (ДОК)

8х2,5 (ДОК)

16х20(ДПО)

8х2 (ДО)

8х0,5 (ДО)

ГРД

4х7,5 (СУС)

4х15 (СУС)

ЖРД

8х40 (ДО)

8х10 (ДО)

Топливо для ЖРД: горючее

окислитель

НДМГ

АК-27И

НДМГ

АТ

НДМГ

АТ

Топливо для ГРД:

перекись водорода

перекись водорода

нет

Бортовая ЭВМ

есть

есть

есть

Система электропитания КА:

Источник электроэнергии, кол-во и емкость (мощность)

АБ

3 шт (конус)

1 шт (СА)

2 шт (ПАО)

СБ - 2 шт

ЭХГ

"Волна-20"

АБ

3 шт (ЛПА)

2 шт (ЛВА)

Ракета-носитель: для КА

для корабля/комплекса

Протон

с 4 ступенью

(блок "Д")

Протон

Союз

Н-1

3. Параметры спускаемого (на Землю) аппарата КА

Спускаемый аппарат

(СА)

Спускаемый аппарат

(СА)

нет

Масса, т

2,9-3,1

2,8

Длина, м

2,19

2,19

-

Максимальный диаметр, м

2,2

2,2

-

Герметичный объем

Общий, куб.м

Свободный, куб.м

3,8

2,5

-

-

Кол-во иллюминаторов, шт

3

3

-

Аэродинамическое качество

0,3

0,3

-

Кол-во и площадь парашютов, кв.м

1х1000

1х1000

-

Двигатели мягкой посадки

есть

есть

-

4. Параметры дополнительного обитаемого отсека КА/взлетного (с Луны) аппарата КА

нет

Бытовой

отсек (БО)

с отсеком ДОК

Лунный

взлетный

аппарат (ЛВА)

Масса, т

-

2,2-2,3

4,6

Длина, м

-

3,82

4,3

Максимальный диаметр, м

-

2,3

3,0

Кол-во иллюминаторов, шт

-

3

2

5. Параметры приборного/ агрегатного/ двигательного / посадочного отсеков КА

Приборно-

агрегатный

отсек (ПАО)

ПАО и ЭО

Лунный

посадочный

агрегат (ЛПА)

Масса. Т

2,2-2,3

4,8-5,0

0,9

Длина, м

2,34

4,12

1,84

Максимальный диаметр, м

2,72

3,48

3,34

3,75*

Примечания:

* - По опорам раскрытых стоек шасси.

 

 

Ракеты-носители

 

Ракета-носитель

Параметры

Протон

УР-500К

8К82

Н-1

11А52

1. Общие параметры РН

Обозначение МО США

SL-12*

SL-13*

SL-15

Обозначение Шелдома

D-1-e*

D-1-H*

G-1

Дата первого запуска

10.03.67*

16.11.68*

21.02.69

Кол-во ступеней

3-4

3

Стартовая масса, т

~690

2750-2820

Общая длина с КА, м

55,2-59,8

105,3

Максимальный диаметр

по корпусу, м

по рулям, м

7,4

17

22

Стартовая тяга РН, тс

902,4

4590

2. Параметры полезной нагрузки РН

ДОС

и ОПС

ЛРК

"Л-3"

и САС

Масса КА, выводимого на орбиту Земли, т

20,5

95

Длина ГО (КА) и САС, м

до 15,95

43,23

Макс. диаметр ГО (КА), м

4,4

5,92

3. Параметры первой ступени РН

6 блоков

и бак

Блок "А"

Стартовая масса, т

~456

1875

Длина, м

20,2

30,09

Максимальный диаметр, м

7,4

17

Сухая масса, т

43,4

125

Масса топлива, т

412,2

1750

Горючее

НДМГ

керосин

Окислитель

АТ

жидкий кислород

Суммарная тяга двигателей ступени на Земле, тс

902,4

4590

Кол-во ДУ на ступени

6

30

Обозначение ДУ

Тяга ДУ на Земле, тс

Тяга ДУ в вакууме, тс

Удельный импульс ДУ:

на Земле, м/с

в вакууме, м/с

Время работы ДУ, с

РД-253

150,4

166,8

2795

3100

130

НК-15

153

 

 

3244

120

4. Параметры второй ступени РН

  

Блок "Б"

Стартовая масса, т

~166

540

Длина, м

~16

20,46

Максимальный диаметр, м

4,15

9,8

Сухая масса, т

13,2

35

Масса топлива, т

152,4

505

Горючее

НДМГ

керосин

Окислитель

АТ

жидкий кислород

Суммарная тяга двигателей в вакууме, тс

240

1424,8

Кол-во ДУ на ступени

4

8

Обозначение ДУ

Тяга ДУ на Земле, тс

Тяга ДУ в вакууме, тс

Удельный импульс ДУ в вакууме, м/с

Время работы ДУ, с

 

60

НК-15В

154

178,1

3391

130

5. Параметры третьей ступени РН

  

Блок "В"

Стартовая масса, т

~53

185

Длина, м

~7

11,51

Максимальный диаметр, м

4,15

7

Сухая масса, т

5,6

10

Масса топлива, т

47,5

175

Горючее

НДМГ

керосин

Окислитель

АТ

жидкий кислород

Суммарная тяга двигателей ступени в вакууме, тс

60

164

Кол-во ДУ на ступени

1

4

Обозначение ДУ

Тяга ДУ в вакууме, тс

Удельный импульс ДУ в вакууме, м/с

Время работы ДУ, с

60

НК-19

41

3450

 

Примечания:

*  - 4-х ступенчатый вариант: SL-12, D-1-e (10.03.67).

   - 3-х ступенчатый вариант: SL-13, D-1H (16.11.68).

   
   

Маринин И.А., Шамсутдинов С.Х.
Земля и Вселенная, 1993, №№ 4,5

Оригинальный текст статьи (по состоянию на 01 февраля 1993 года) предоставлен авторами, размещен с их разрешения и отличается от журнальной версии.

 Назад