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.
Проект корабля ЛК-700 для посадки на Луну
(ОКБ-52)
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.
Два космонавта корабля ЛК–700 находились в возвращаемом аппарате, напоминающем ВА, разработанный для облетной программы УР–500К — ЛК–1.
После выполнения задач полета, связанных с пребыванием экипажа на Луне, осуществлялось отделение посадочных приспособлений и запуск ЖРД взлетного блока с работой его на полной тяге. После старта с Луны корабль ЛК700 мог либо сначала выйти на окололунную орбиту, а потом стартовать с нее к Земле (один вариант проекта), либо сразу же выходить на траекторию полета к Земле (второй вариант). После проведения с помощью ЖРД взлетного блока коррекции траектории полета перед подлетом к Земле должно было производиться отделение ВА с последующим входом в атмосферу, управляемым спуском и парашютной посадкой.
Опираясь на разработки, сделанные в ОКБ–52, В. Н. Челомей пытался убедить руководство отраслью в том, что при финансовой поддержке, используя задел, созданный в предыдущих работах, его ОКБ сможет быстро реализовать программу и обеспечить приоритет СССР в высадке на Луну. В этом его поддерживали В. П. Глушко и некоторые главные конструкторы. Однако экспертная комиссия сочла такое заявление слишком смелым и разрешила только проведение эскизного проектирования комплекса УР–700–ЛК–700. Разработка корабля и носителя, выполняемая в рамках обычных научно — исследовательских работ, продолжалась до начала семидесятых годов, когда программа освоения Луны была переориентирована с пилотируемых на беспилотные полеты.
В. Н. Челомей предлагал после этого довольно амбициозный проект корабля МК–700 для полета к Марсу, рассчитанный на запуск с помощью сверхмощной РН УР–700М грузоподъемностью 240 т. Однако уже при разработке предложений по этой программе стало ясно, что эффект воздействия первого полета человека на Марс на общественное мнение будет непропорционально мал по сравнению с материальными затратами, положенными в основу полета. Проект дальнейшего развития не получил.
Проект лунного ракетно-космического комплекса Н1-Л3М
(ЦКБЭМ)
Видя, с какой неохотой руководство отраслью продолжает финансирование не оправдавшего его престижных надежд проекта Н1-Л3, для развития «лунной темы» ОКБ-1 по предложению В. П. Мишина разрабатывает улучшенный вариант лунного ракетно-космического комплекса Н1-ЛЗМ, для чего предполагалось форсировать носитель H1 и создать новый корабль для экспедиции на Луну по двухпусковой схеме. По расчетам проектантов получалось, что при финансировании, не выходящем за рамки обычного финансирования стандартной программы Н1-Л3, к 1978–1980 гг. в СССР появлялась возможность постепенного развития необходимой инфраструктуры для создания лунной базы и проведения лунных экспедиций средней продолжительности (до 3 месяцев).
Одной из самых больших трудностей проекта Н1-Л3 признавалась недостаточная надежность стыковки ЛОКа со взлетевшим с лунной поверхности кораблем ЛК из-за малых возможностей радиоэлектронных систем кораблей, слабого знания условий навигации вблизи Луны и невозможности оказания космонавтам всесторонней поддержки с Земли, как это делается при стыковке кораблей на орбите ИСЗ. Требовались новые решения.
Так как грузоподъемность даже форсированного варианта H1 не позволяла в кратчайший срок реализовать прямую экспедицию на Луну, было решено разработать модифицированный вариант, при котором тормозной блок и лунный корабль запускаются на околоземную орбиту при отдельных пусках H1, а затем индивидуально, с помощью собственных РБ, выводятся на траекторию полета к Луне. При раздельном старте с околоземной орбиты отпадает необходимость создания одного мощного РБ. Стыковка производятся после их выхода на окололунную орбиту. При этом стыковка ЛК и тормозного блока происходит в первый период экспедиции. Т. е. еще до посадки на лунную поверхность. В случае невозможности стыковки лунный корабль с помощью собственной ДУ без особого риска стартует с окололунной орбиты по направлению к Земле. При успешном осуществлении стыковки тормозной блок используется для схода корабля с окололунной орбиты и гашения большей части скорости. Мягкая посадка производится с помощью ДУ и посадочных опор корабля. В дальнейшем схема полета напоминала схему экспедиции, предлагаемой ЦКБМ по проекту УР700-ЛК700.
