За период с 16 июля 1969 г по 7 декабря 1972 г США осуществили 6 успешных экспедиций (из семи); на поверхности Луны побывали 12 американских астронавтов. Из-за финансовых затруднений в связи с затянувшейся войной во Вьетнаме США вынуждены были прекратить работу по программе «Сатурн-V- Аполлон» (вначале было запланировано 10 экспедиций).
Общие затраты на программу составили 24-26 млрд. долл. Стоимость лунного корабля, обеспечивавшего доставку астронавтов на поверхность Луны и возвращение их на орбитальный блок, была равна стоимости 15 таких кораблей, сделанных из золота. Стоимость карата лунного грунта, доставленного астронавтами на Землю, в 3,5 раза была дороже карата бриллианта.
Американская программа, ставшая уже историей, безусловно, является выдающимся научно- техническим достижением, которое умалчивать нельзя. Мы должны были использовать этот опыт для осуществления более совершенных экспедиций на поверхность Луны.
КАК ЭТО НАЧИНАЛОСЬ
С.П.Королев и его соратники понимали, что для дальнейшего совершенствования космических операций при помощи пилотируемых космических кораблей требуется увеличить полезную нагрузку, выводимую на околоземные орбиты. Это можно сделать при помощи либо сверхтяжелых, либо средних ракет-носителей. В последнем случае требовалась стыковка на орбитах. В конце 1961 г. КБ С.П.Королева получило задание на разработку ракеты-носителя Н1, выводящей на околоземную орбиту полезную нагрузку 40-50 т (срок создания — 1962-1965 гг.) и ракеты НII с полезной нагрузкой 60-80 т (срок создания — 1963-1970 гг.). Затем сроки создания этих ракет-носителей неоднократно (по разным причинам) переносились. В том же 1961 г. фирме В.Н.Челомея были поручены работы по ракетно-космическому комплексу, предназначенному для облета Луны. Задача высадки экспедиции на ее поверхность не ставилась в этот момент вообще. С. П. Королев, таким образом, оказался как бы отстраненным от лунной программы. В 1962 г план был пересмотрен еще раз. Цель сосредоточить силы и ресурсы на создание комплекса для пилотируемого облета Луны на базе ракеты-носителя УР500, разрабатываемой ОКБ Челомея. Работы по ракете-носителю Н1 были ограничены разработкой лишь эскизного проекта.
В июле 1962 г. экспертная комиссия под руководством М.В.Келдыша рассмотрела этот проект, разработанный в столь неопределенной обстановке, и дала заключение о необходимости (и возможности) создания РН с массой полезной нагрузки 75 т и стартовой массой всего комплекса 2200 т. Начать летно- конструкторские испытания предполагалось в 1965 г. при условии, что к этому времени будет построена и введена в эксплуатацию стартовая позиция.
Этим же постановлением Академия наук должна была определить целевые задачи и дать предложение о создании космических объектов, выводимых в космос этой ракетой-носителем. Именно в этот период при разработке эскизного проекта произошел разлад между С.П.Королевым и В.П.Глушко. Королев и его соратники отстаивали необходимость применения в ракетных двигателях высокоэнергетичных и нетоксичных компонентов ракетных топлив (жидкий кислород, жидкий водород и углеводородное горючее). В.П.Глушко настаивал на таких высококипящих и токсичных компонентах, как тетраксид азота и несимметричный диметилгидразин, а из криогенных компонентов — жидкий водород и жидкий фтор. От разработки кислородно-керосиновых и кислородно-водородных ЖРД для ракеты-носителя Н1 В.П.Глушко отказался. Сергей Павлович вынужден был обратиться к Генеральному конструктору авиационных двигателей Н.Д.Кузнецову, который взялся за разработку таких ЖРД, хотя это и не соответствовало его прежней деятельности. Н.Д.Кузнецову пришлось создавать в своем ОКБ и на заводе, где изготавливались эти двигатели, стендовую базу и осваивать новые технологии. Нужно отдать должное руководителям Куйбышевского региона, на заводах которого изготавливались ракета-носитель Н1 и двигатели для ее ракетных блоков (секретари обкома КПСС В.Орлов и В.Воротников, председатель совнархоза В.Литвинов). Они сделали все, что было в их силах, для успешного выполнения этих работ.
Только в середине 1964 г. (работы по программе «Сатурн-Аполлон» были уже развернуты широким фронтом) было решено, что высадка экспедиции на поверхность Луны становится важнейшей задачей.
Проработки различных вариантов таких экспедиций уже велись в ОКБ Королева. Первоначально он отдавал предпочтение многопусковым комплексам, собираемым из частей на околоземной орбите. Такая схема лунной экспедиций в какой-то степени перекликалась с работами по программе «Союз», которая уже разрабатывалась в ОКБ. Эта программа предусматривала стыковку двух пилотируемых космических кораблей на околоземной орбите и переход космонавтов из одного корабля в другой через открытый космос. США же, как было сказано, остановились на однопусковой схеме.
Американская программа подтолкнула высшее руководство нашей страны выдать задание на разработку проектов ракет-носителей, обеспечивающих лунную экспедицию одним запуском. Такие задания наряду с фирмой Королева получили и ОКБ, руководимые М.К.Янгелем и В.Н.Челомеем. Их проекты (ракеты-носители Р56 и УР700 соответственно) ориентировались на двигатели Глушко.
В конце 1964 г в ОКБ Королева был разработан предэскизный проект лунного ракетного комплекса Н1- Л3. Он предусматривал высадку на Луну одного космонавта, в то время как на окололунной орбите в лунном орбитальном корабле находился другой, и возвращение их в спускаемом аппарате, входящем в состав лунного орбитального корабля, на Землю. Экспедиция обеспечивалась одним пуском ракеты-носителя Н1. Для этого намечалось увеличить массу полезной нагрузки с 75 до 92 т, а затем до 95 т (и больше). Были предприняты поиски решений, обеспечивающих выведение такой полезной нагрузки без коренной переработки выпущенной технической документации, конструкции ракетных блоков и специализированного технологического оборудования. Предполагалось:
— увеличить стартовую массу с 2200 до 2700 т;
— установить шесть дополнительных ЖРД в центральной части ракетного блока первой ступени (в блоке «А»);
— форсировать ЖРД двигательных установок ракетных блоков первых трех ступеней {блоки «А», «Б», «В») в среднем на 2% путем введения «гибкой» программы регулирования тяги двигателей;
—перейти в дальнейшем на ракетных блоках верхних ступеней на ЖРД, имеющие более высокие удельные тяги за счет использования жидких кислорода и водорода в качестве топлива.
Ракета-носитель Н1 (рис. 7) имела оригинальную компоновочную и конструктивно-силовую схемы.
Во-первых, топливные отсеки ракетных блоков «А», «Б» и «В» содержали подвесные шаровые баки, конструкция которых воспринимала только нагрузки от давления наддува этих баков и гидростатического давления столба жидкости в них, а инерционные нагрузки и тяга двигателей воспринимались несущей конструкцией топливного отсека. Впервые в нашей стране (а может быть, и в мире) в насосах турбонасосного агрегата ЖРД были применены преднасосы. Проработки показали, что при таких компоновочной и конструктивно-силовой схемах топливных отсеков можно сделать массу этих отсеков меньше, чем при несущей конструкции топливных баков, как у «Сатурна-V».
Элементы конструкции баков и отсеков транспортировались с заводов-изготовителей на космодром средствами обычного железнодорожного транспорта. Собранные на заводах-изготовителях ракетные блоки американцы доставляли на космодром на специальных баржах по специально построенному каналу, что, естественно, требовало больших дополнительных расходов.
Во-вторых, ракетные блоки «Л», «Б» и «В» были многодвигательными. Так, ракетный блок «А» состоял из двадцати четырех периферийных и шести центральных ЖРД с номинальной тягой у земли 154 т-с. На ракетном блоке «Б» было установлено 8 ЖРД с высотными соплами с номинальной тягой в пустоте 179 т-с, а на блоке «В» — 4 двигателя с номинальной тягой в пустоте 41 т-с, имевших такую же принципиальную пневмосхему, как у двигателей блока «А».
Размеры одиночного ЖРД блока «А» выбирались из условия минимальных затрат на их разработку и изготовление. Для повышения надежности было предусмотрено резервирование одиночных ЖРД. Так, первая ступень могла совершать полет при двух парах противоположно выключенных периферийных двигателей, вторая ступень — при одной паре, третья ступень — при одном выключенном двигателе.
Для выключения неисправных и противоположно расположенных двигателей предусматривалась специальная система контроля за их работой (КОРД). К сожалению, эта система не успевала реагировать на быстропротекающие процессы (например, те, которые предшествуют взрыву кислородных насосов турбонасосного агрегата). Но такие дефекты должны были устраняться при доводочных испытаниях
