O vytvoření těžké superrakety v SSSR se začalo uvažovat již koncem 1950. let. Nápady a předpoklady pro jeho vývoj byly nashromážděny v královské OKB-1. Mezi možnostmi - mělo se využít konstrukční rezervy z rakety R-7, která vynesla první sovětské satelity a dokonce i vývoj jaderného pohonného systému. Nakonec do roku 1962 odborná komise a později vedení země zvolilo uspořádání s vertikální konstrukcí rakety, která mohla vynést na oběžnou dráhu náklad o hmotnosti až 75 tun (hmotnost nákladu vrženého na Měsíc je 23 tun, Mars - 15 tun). Zároveň se podařilo zavést a vyvinout velké množství unikátních technologií - palubní počítač, nové metody svařování, příhradová křídla, nouzový záchranný systém pro astronauty a mnoho dalšího.
Původně měla raketa vynést na blízkozemní oběžnou dráhu těžkou orbitální stanici s následnou vyhlídkou na sestavení TMK, těžké meziplanetární kosmické lodi pro lety na Mars a Venuši. Později však padlo opožděné rozhodnutí o zařazení SSSR do „měsíčního závodu“ s dodáním člověka na povrch Měsíce. Došlo tak k urychlení programu vzniku rakety N-1 a ta se vlastně proměnila v nosič pro expediční kosmickou loď LZ v komplexu N-1-LZ.
Před rozhodnutím o finálním schématu nosné rakety museli tvůrci vyhodnotit minimálně 60 různých možností, od polybloku po monoblok, jak paralelní, tak sekvenční rozdělení rakety na stupně. Pro každou z těchto variant byly provedeny příslušné komplexní analýzy výhod i nevýhod, včetně studie proveditelnosti projektu.
V průběhu předběžných studií byli tvůrci nuceni opustit víceblokové schéma s paralelním dělením na kroky, ačkoli toto schéma již bylo testováno na R-7 a umožňovalo přepravu hotových prvků nosné rakety (pohon systémy, tanky) z továrny na kosmodrom po železnici . Raketa byla sestavena a testována na místě. Toto schéma bylo zamítnuto kvůli neoptimální kombinaci nákladů na hmotnost a dodatečných hydro-, mechanických, pneumatických a elektrických spojení mezi raketovými bloky. V důsledku toho se dostalo do popředí monoblokové schéma, které zahrnovalo použití raketového motoru na kapalné palivo s předčerpadly, což umožnilo snížit tloušťku stěny (a tím i hmotnost) nádrží, jakož i snížit tlak plnicího plynu.
Projekt rakety N-1 byl v mnoha ohledech neobvyklý, ale jeho hlavními charakteristickými znaky bylo původní schéma s kulovými vnějšími nádržemi a nosným vnějším pláštěm, který byl vyztužen pohonnou soustavou (polomonokok bylo použito schéma letadla) a prstencové umístění raketového motoru na kapalné palivo na každém ze stupňů. Díky tomuto technickému řešení byl ve vztahu k prvnímu stupni rakety při startu a jejím výstupu vzduch z okolní atmosféry vytlačován výfukovými tryskami raketového motoru do vnitřního prostoru pod nádrží. To vedlo k tomu, co vypadalo jako velmi velký proudový motor, který zahrnoval celou spodní stranu konstrukce 1. stupně. I bez vzduchového dodatečného spalování výfuku raketového motoru toto schéma zajistilo raketě výrazné zvýšení tahu, čímž se zvýšila její celková účinnost.
Stupně rakety N-1 byly vzájemně propojeny speciálními přechodovými vazníky, kterými mohly plyny v případě horkého startu motorů dalších stupňů proudit naprosto volně. Řízení rakety přes válcový kanál bylo prováděno pomocí řídicích trysek, do kterých byl přiváděn plyn, vypouštěný tam po turbočerpadlových jednotkách (TNA), podél kanálů rozteče a kurzu, řízení bylo prováděno pomocí nesouladu tahu protilehlých raketových motorů.
Kvůli nemožnosti přepravy stupňů supertěžké rakety po železnici tvůrci navrhli, aby vnější plášť N-1 byl odnímatelný a jeho palivové nádrže byly vyrobeny z plechových přířezů („okvětních lístků“) přímo u samotný kosmodrom. Tento nápad se členům odborné komise zpočátku nevešel do hlavy. Po přijetí předběžného návrhu rakety N-1962 v červenci 1 proto členové komise doporučili další práce na dodávce sestavených raketových stupňů, například pomocí vzducholodě.
Při obhajobě koncepčního návrhu rakety komise představila 2 verze rakety: využívající AT nebo kapalný kyslík jako okysličovadlo. V tomto případě byla varianta s kapalným kyslíkem považována za hlavní, protože raketa využívající palivo AT-UDMH by měla nižší charakteristiky. Z hlediska nákladů se vytvoření motoru na kapalný kyslík zdálo být ekonomičtější. Podle zástupců OKB-1 se přitom v případě nouze na palubě rakety jevila kyslíková varianta bezpečnější než varianta využívající okysličovadlo na bázi AT. Tvůrci rakety vzpomínali na katastrofu R-16, ke které došlo v říjnu 1960 a pracovali na samovznícení toxických složek.
Při vytváření vícemotorové verze rakety N-1 spoléhal Sergej Koroljov především na koncepci zvýšení spolehlivosti celého pohonného systému případným vypínáním vadných raketových motorů za letu. Tento princip našel své uplatnění v systému řízení motoru - KORD, který byl určen k detekci a vypínání vadných motorů.
Koroljov trval na instalaci motorů LRE. Postrádající infrastrukturní a technologické možnosti pro nákladnou a riskantní tvorbu pokročilých vysokoenergetických kyslíko-vodíkových motorů a obhajující použití toxičtějších a výkonnějších heptyl-amylových motorů, se přední konstrukční kancelář Glushko nezabývala motory pro H1, poté byl jejich vývoj svěřen Kuznetsov Design Bureau. Je třeba poznamenat, že specialistům této konstrukční kanceláře se podařilo dosáhnout nejvyšší dokonalosti zdrojů a energie pro motory typu kyslík-petrolej. U všech stupňů nosné rakety se palivo nacházelo v původních kulových nádržích, které byly zavěšeny na plášti nosiče. Motory konstrukční kanceláře Kuzněcov přitom nebyly dostatečně výkonné, což vedlo k tomu, že musely být instalovány ve velkém množství, což nakonec vedlo k řadě negativních efektů.
Soubor konstrukční dokumentace pro N-1 byl hotov do března 1964, práce na letových konstrukčních zkouškách (LKI) měly začít v roce 1965, ale kvůli nedostatku financí a zdrojů na projekt se tak nestalo. O tento projekt byl nedostatek zájmu Ministerstva obrany SSSR, protože nosnost rakety a rozsah úkolů nebyly konkrétně určeny. Pak se Sergej Korolev pokusil o raketu zaujmout politické vedení státu a nabídl použití rakety v lunární misi. Tento návrh byl přijat. 3. srpna 1964 bylo vydáno odpovídající nařízení vlády, datum startu LCI na raketě bylo posunuto na roky 1967-1968.
Pro uskutečnění mise vynesení 2 kosmonautů na oběžnou dráhu Měsíce s přistáním jednoho z nich na povrchu bylo nutné zvýšit nosnost rakety na 90-100 tun. To vyžadovalo řešení, která by nevedla k zásadním změnám v předběžném návrhu. Taková řešení byla nalezena - instalace dalších 6 motorů LRE ve střední části dna bloku "A", změna azimutu startu, snížení výšky referenční oběžné dráhy, zvýšení tankování palivových nádrží o podchlazení paliva a okysličovadla. Díky tomu se nosnost H-1 zvýšila na 95 tun a startovací hmotnost vzrostla na 2800-2900 tun. Předběžný návrh rakety N-1-LZ pro lunární program podepsal Koroljov 25. prosince 1964.
Následující rok doznalo raketové schéma změn, bylo rozhodnuto opustit katapultování. Proudění vzduchu bylo uzavřeno zavedením speciálního ocasního prostoru. Charakteristickým rysem rakety byl její masivní zpětný ráz užitečného zatížení, který byl pro sovětské rakety jedinečný. Fungovalo k tomu celé schéma nosiče, ve kterém rám a nádrže netvořily jeden celek. Současně poměrně malá dispoziční plocha díky použití velkých kulových nádrží vedla ke snížení užitečného zatížení a na druhé straně extrémně vysoký výkon motoru, mimořádně nízká měrná hmotnost nádrží a unikátní konstrukční řešení zvýšil to.
Všechny stupně rakety se nazývaly bloky „A“, „B“, „C“ (v lunární verzi sloužily k uvedení lodi na nízkou oběžnou dráhu Země), bloky „G“ a „D“ byly určeny k urychlení loď od Země a zpomalit na Měsíci. Unikátní schéma rakety N-1, jejíž všechny stupně si byly konstrukčně podobné, umožnilo přenést výsledky zkoušek 2. stupně rakety do 1. stupně. Případné havarijní situace, které nebylo možné na zemi „chytit“, se měly kontrolovat za letu.
21. února 1969 se uskutečnil první start rakety, po kterém následovaly další 3 starty. Všichni byli neúspěšní. Přestože se při některých testech na stolici motory NK-33 ukázaly jako velmi spolehlivé, většina problémů, které se objevily, byla spojena s nimi. Problémy H-1 byly spojeny s točivým momentem, silnými vibracemi, hydrodynamickými rázy (během startu motorů), elektrickým hlukem a dalšími nezapočítanými jevy, které byly způsobeny současným provozem tak velkého počtu motorů ( v první fázi - 30) a velká velikost samotného nosiče .
Tyto potíže se nepodařilo zjistit před zahájením letů, protože z důvodu úspory nebyly vyrobeny drahé pozemní stojany pro provádění požárních a dynamických zkoušek celého nosiče, nebo alespoň jeho montáže 1. stupně. Výsledkem toho bylo testování složitého produktu přímo za letu. Tento poněkud kontroverzní přístup nakonec vedl k sérii nehod nosných raket.
Někteří přičítají neúspěch projektu tomu, že stát od samého počátku neměl definitivně jasnou pozici, jako Kennedyho strategická sázka na lunární misi. Je doložena plachost Chruščovova a poté Brežněvova vedení ohledně efektivních strategií a úkolů kosmonautiky. Takže jeden z vývojářů carské rakety, Sergej Kryukov, poznamenal, že komplex N-1 zemřel ani ne tak kvůli technickým potížím, ale proto, že se stal vyjednávacím čipem ve hře o osobní a politické ambice.
Další průmyslový veterán Vjačeslav Galjajev se domnívá, že určujícím faktorem pro selhání, kromě nedostatku náležité pozornosti ze strany státu, byla banální neschopnost pracovat s tak složitými předměty a zároveň dosáhnout schválení kritérií kvality a spolehlivosti. jako nepřipravenost tehdejší sovětské vědy na tak ambiciózní program. Tak či onak byly v červnu 1974 práce na areálu N1-LZ zastaveny. Nevyřízené položky dostupné v rámci tohoto programu byly zničeny a náklady (ve výši 4–6 miliard rublů v cenách roku 1970) byly jednoduše odepsány.
Zdroje informací:
-http://ria.ru/analytics/20090220/162721270.html
– http://www.buran.ru/htm/gud%2019.htm
-http://www.astronaut.ru/bookcase/article/article04.htm?reload_coolmenus
-http://ru.wikipedia.org/wiki/%CD-1#cite_note-3