Проект ракеты-носителя на базе Р-7 с использованием на I ступени шести блоков с ЖРД и на II ступени — центрального блока с ЯРД

Ракетно-космический комплекс Н1-Л3

Созданию ракеты Н1 с ЖРД предшествовали исследования по возможности разработки ракет с двигателями на основе использования ядерной энергии. В соответствии с Постановлением Правительства от 30 июня 1958 года в ОКБ-1 был разработан эскизный проект, утвержденный С.П. Королевым 30 декабря 1959 года, в котором была показана возможность создания ракет с ядерным двигателем.
Для разработки ЯРД были подключены ОКБ-456 (В.П. Глушко) ГКОТ и ОКБ-670 (М.М. Бондарюк) ГКАТ. ЯРД представлял собой ракетный двигатель, имеющий ядерный реактор в цилиндрическом корпусе с подогревом рабочего тела до 3000 К, снабженный четырьмя соплами. В качестве рабочего тела в ЯРД ОКБ-456 предлагало использовать аммиак, а ОКБ-670 — смесь аммиака со спиртом. Удельный импульс тяги ЯРД при указанных выше условиях должен был составить не менее 430 кгс·с/кг. ОКБ-1 разработало три варианта ракет с ЯРД.
По первому варианту предлагалась схема ракеты ЯХР-2 длиной 48 м, подобная ракете Р-7, но с шестью боковыми ракетными блоками I ступени, оснащенными 36 двигателями Н.Д. Кузнецова, и II ступенью (центр) с ЯРД, развивающим тягу в пустоте 140-170 тс, который начинал работать в космосе перед отделением боковых ракетных блоков. Стартовая масса ракеты первого варианта должна была составить 850-880 т, масса полезного груза, выводимого на орбиту ИСЗ, 35-40 т.
Второй вариант ракеты представлял собой одноступенчатую МБР со стартовой массой 87 т и массой полезного груза 2,6 т (с ЯРД ОКБ-456) и стартовой массой 100 т и массой полезного груза 4 т (с ЯРД ОКБ-670) при одинаковой дальности стрельбы 14 000 км. С экологической точки зрения вариант МБР выглядел достаточно несовершенным, хотя и планировалось объединить стартовое сооружение с искусственным водоемом.
Третий вариант ракеты представлял собой "суперракету" со стартовой массой 2000 т и массой полезного груза до 150 т. Первая и вторая ступени выполнялись в виде "пакетов" из конических ракетных блоков, которые должны были иметь на первой ступени большое количество ЖРД НК-9 тягой по 52 тс. Вторая ступень включала четыре ЯРД суммарной тягой 850 тс, удельным импульсом тяги в пустоте до 550 кгс·с/кг при использовании другого рабочего тела при температуре нагрева до 3500 К. Жидкий водород в качестве рабочего тела в ЯРД в то время еще не предлагался. Перспективность использования жидкого водорода в смеси с метаном в качестве рабочего тела в ЯРД была показана в дополнении к указанному выше ЭП "О возможных характеристиках космических ракет с использованием водорода", утвержденном С.П, Королевым 9 сентября 1960 года. Однако в результате дальнейших проработок была показана целесообразность создания тяжелых ракет-носителей с использованием на всех ступенях жидкостных ракетных двигателей на освоенных компонентах топлива с применением в последующем водорода в качестве горючего и только в перспективе — ядерных двигательных установок.

Постановлением Правительства от 23 июня 1960 года "О создании мощных ракет-носителей, спутников, космических кораблей и освоении космического пространства в 1960-1967 гг." предусматривалось проведение в 1960-1962 гг проектно-конструкторской проработки и необходимого объема исследований в целях создания в ближайшие годы новой космической ракетной системы со стартовой массой 1000-2000 т, обеспечивающей вывод на орбиту вокруг Земли тяжелого межпланетного космического корабля массой 60-80 т, мощных жидкостных ракетных двигателей с высокими характеристиками, ЖРД на жидком водороде, ядерных и электрореактивных двигателей, высокоточных систем автономного и радиотехнического управления, систем космической радиосвязи и т.п.
Постановлением Правительства от 13 мая 1961 года "О пересмотре планов по космическим объектам в направлении выполнения задач оборонного значения" был определен срок создания ракеты Н1 в 1965 году, однако Постановлением от 16 апреля 1962 года "О важнейших разработках межконтинентальных баллистических и глобальных ракет и ракет-носителей космических объектов" проектирование ракеты-носителя Н1 было ограничено разработкой в 1962 году эскизного проекта с необходимым экономическим обоснованием стоимости ее создания.
К этой работе были привлечены: по двигателям — ОКБ-456 (В.П. Глушко), ОКБ-276 (Н.Д. Кузнецов) и ОКБ-165 (А.М. Люлька); по системам управления — НИИ-885 (Н.А. Пилюгин), НИИ-944 (В. И. Кузнецов); по наземному комплексу — ГСКБ "Спецмаш" (В.П. Бармин); по измерительному комплексу — НИИ-4 МО (А.И. Соколов); по системе опорожнения баков и регулирования соотношения компонентов топлива — ОКБ-12 (А.С. Абрамов); по аэродинамическим исследованиям — НИИ-88 (Ю.А. Мозжорин), ЦАГИ (В.М. Мясищев) и НИИ-1 (В.Я. Лихушин); по технологии изготовления — Институт сварки им. Патона Академии наук УССР (Б.Е. Патон), НИТИ-40 (Я.В. Колупаев), завод "Прогресс" (А.Я. Линьков); по технологии и методике экспериментальной отработки и дооборудованию стендов — НИИ-229 (Г.М. Табаков) и др.
При выборе стартовой массы РН Н1 последовательно были рассмотрены многоступенчатые ракеты-носители со стартовой массой от 900 до 2500 т с одновременной оценкой технических возможностей их создания и подготовленности промышленности страны к их производству. Расчеты показали, что большинство задач как военного, так и космического назначения решаются РН с полезным грузом массой 70-100 т, выводимым на круговую орбиту Земли высотой 300 км.

<

/table> Для проектных проработок РН Н1 был принят полезный груз массой 75 т с использованием на всех ступенях ЖРД на компонентах топлива кислород- керосин. Этому значению массы полезного груза соответствовала стартовая масса РН 2200 т, и было учтено, что применение на верхних ступенях в качестве горючего водорода позволит увеличить массу полезного груза до 90-100 т при той же стартовой массе. Исследования, проведенные технологическими службами заводов-изготовителей и технологическими институтами страны, показали не только техническую возможность создания такой РН с минимальными затратами средств и сроков, но и готовность промышленности к ее производству. Одновременно были определены возможности экспериментальной и стендовой отработки агрегатов РН и блоков II и III ступеней на существующей экспериментальной базе НИИ-229 с минимальными доработками. Пуски РН предусматривались с космодрома Байконур, для чего необходимо было создать технические и стартовые сооружения.
В процессе проектирования были рассмотрены различные компоновочные схемы с поперечным и продольным делением ступеней, с несущими и не несущими баками, в результате чего была принята схема ракеты с поперечным делением ступеней при подвесных моноблочных сферических топливных емкостях, с многодвигательными установками на I, II и III ступенях. Выбор количества двигателей в составе двигательной установки является одной из принципиальных проблем при создании ракеты-носителя. После проведенного анализа было принято решение о применении двигателей с тягой 150 тс по следующим причинам:
■ двигатель такой размерности можно было изготовить и отработать практически на существующей производственно-технической и экспериментальной базах; создание двигателя тягой 600-900 тс потребовало бы новых производственных и экспериментальных баз, что значительно увеличило бы сроки и стоимость разработки ракеты; это тогда считалось недопустимым;
■ двигатель тягой 150 тс хорошо "привязывался" ко II ступени ракеты-носителя. Эта возможность была использована, и идентичные двигатели, только с увеличенной степенью расширения сопла, были поставлены на II ступень, что уменьшило номенклатуру двигателей;
■ так как надежность и работоспособность двигателей зависят от количества проведенных стендовых испытаний (суммарного времени наработки), то при равных экономических затратах большую надежность можно получить, отрабатывая двигатели меньшей тяги;
■ при многодвигательной установке возможно резервирование двигателей (при выключении отказавшего), что существенно повышает вероятность выполнения задачи. Для этой цели на I, II и III ступенях носителя была установлена система контроля работы двигателя "КОРД", которая отключала двигатель при отклонении его контролируемых параметров от нормы. Тяговооруженность РН была принята такой, что при отключении одного двигателя на начальном участке траектории полет продолжался, а на последних участках полета I ступени можно было отключать и большее число двигателей без ущерба для выполнения задачи. Забегая несколько вперед, следует отметить, что из-за ограниченности сроков разработки ракетного комплекса на летные испытания РН вышла с низким уровнем надежности единичного двигателя, а система "КОРД" имела недостаточную систему алгоритмов выявления предаварийного состояния двигателей и невысокую помехозащищенность аппаратуры (это привело к выдаче ложного сигнала на выключение двигателей при первом пуске РН), а перед началом летных испытаний прошла недостаточный объем отработки в сопряжении с другими системами ракеты (например, с системой энергопитания).
В ОКБ-1 и других организациях были проведены специальные исследования по обоснованию выбора компонентов топлива с анализом целесообразности применения их для РН Н1. Анализ показал значительное уменьшение массы полезного груза (при постоянной стартовой массе) в случае перехода на высококипящие компоненты топлива, что обусловливается более низкими значениями удельного импульса тяги и увеличением массы топлива баков и газов наддува из-за более высокой упругости паров этих компонентов, Сравнение разных топлив показало, что жидкий кислород — керосин значительно дешевле АТ+НДМГ, а стоимость единовременных затрат на капитальные вложения и отработку двигателей более чем в два раза меньше для кислорода и керосина, при этом стоимость компонентов жидкий кислород — керосин, обеспечивающих пуск РН, в восемь раз меньше, чем для АТ+НДМГ.
Замкнутая схема ЖРД (дожигание генераторного газа в камере сгорания) обеспечивает тепловое самовоспламенение компонентов и существенно влияет на устойчивость внутрикамерных процессов. Это подтвердил опыт создания ЖРД замкнутой схемы в ОКБ-1 под руководством М.В. Мельникова и ЖРД НК-9 в ОКБ-276 (Н,Д. Кузнецов). Ракета-носитель Н1 состояла из трех ступеней (блоки А, Б, В), соединенных между собой переходными отсеками ферменного типа и головного блока. Силовая схема представляла собой каркасную оболочку, воспринимающую внешние нагрузки, внутри которой размещались топливные баки (бак горючего впереди), двигатели и другие системы. В состав двигательной установки I ступени входили 24 двигателя НК-15 (11Д51) тягой на земле по 150 тс, расположенные по кольцу, II ступени — восемь таких же двигателей с высотным соплом НК-15В (11Д52), III ступени — четыре двигателя НК-19 (11Д53) с высотным соплом; все двигатели имели замкнутую схему. Приборы системы управления, телеметрии и других систем располагались в специальных отсеках на соответствующих ступенях. На стартовое устройство РН устанавливалась опорными пятами, расположенными по периферии торца I ступени. Принятая аэродинамическая компоновка позволяла свести к минимуму потребные управляющие моменты и использовать на РН для управления по тангажу и крену принцип рассогласования тяги противоположных двигателей. Из-за невозможности транспортирования целых отсеков ракеты существующими транспортными средствами принято их членение на транспортабельные элементы. На базе ступеней РН Н1 можно было создать унифицированный ряд ракет: Н11 с применением II, III и IV ступеней РН Н1 со стартовой массой 700 т и полезным грузом массой 20 т на орбите ИСЗ высотой 300 км и Н111 с применением III и IV ступеней РН Н1 и II ступени ракеты Р-9А со стартовой массой 200 т и полезным грузом массой 5 т на орбите ИСЗ высотой 300 км, которые могли решать широкий круг боевых и космических задач.
Работы по комплексу Н1 проводились под прямым руководством С.П. Королева, возглавлявшего Совет главных конструкторов, и его первого заместителя В.П. Мишина.

Ракетно-космический комплекс Н1-Л3 в составе трехступенчатой ракеты Н1 и лунного комплекса Л3 (разрабатывался по лунной пилотируемой программе) Основные характеристики РКК Н1-Л3 (7Л) Масса выводимого полезного груза на орбиту Земли (Нкр= 200 км), т Стартовая масса, т Масса топлива, т: кислорода керосина Суммарная тяга двигателей на земле, тс 90 2820 1730 680 4615

В качестве I ступени ракеты Н1 использовался блок А. Максимальный диаметр блока 16.8 м (по стабилизаторам 22,3 м). высота 30,1 м В качестве II ступени ракеты Н1 использовался блок Б. Максимальный диаметр блока около 10,3 м, высота 20,5 м В качестве III ступени ракеты Н1 использовался блок В. Максимальный диаметр блока около 7,6 м, высота по стыкам 11,5 м

Над проектированием комплекса Н1 работали К.Д. Бушуев, С.С. Крюков, М.К. Тихонравов (проектные и расчетно-теоретические работы); С.О. Охапкин (конструкция и прочность); Б.Е. Черток (система управления); М.В. Мельников (двигательные установки); Л.А. Воскресенский, Я.И. Трегуб (испытания и средства испытаний); А.П. Абрамов (наземный комплекс); а также Я.П. Коляко, П.Ф. Шульгин, П.А. Ершов, С.Ф. Пармузин, А.Ф. Кулябин, С.С. Лавров, В.В. Симакин, РФ. Аппазов, В.Ф. Гладкий, В.А. Удальцов, В.А. Калашников, Э.Б. Бродский, И.И. Райков, Э.И. Корженевский, П.И. Ермолаев, И.Л. Минюк и многие сотрудники ОКБ-1.
Проектные материалы по ракете Н1 (всего 29 томов и 8 приложений) в начале июля 1962 года были рассмотрены экспертной комиссией под председательством Президента Академии наук СССР М.В. Келдыша, в состав которой входили видные ученые, руководители различных министерств и ведомств, научно-исследовательских организаций и промышленных предприятий. Комиссия отметила, что обоснование возможности создания РН Н1 выполнено на высоком научно-техническом уровне и отвечает требованиям, предъявляемым к эскизным проектам РН и межпланетных ракет, и может быть положено в основу для разработки рабочей документации.
Вместе с тем члены комиссии М.С. Рязанский, В.П. Бармин, А.Г. Мрыкин и некоторые другие высказались о необходимости привлечь ОКБ-456 к разработке двигателей для РН. Но все попытки это сделать оказались безуспешными. По взаимному согласию разработку двигателей поручили ОКБ-276, которое не имело достаточного теоретического багажа и опыта разработки ЖРД при практически полном отсутствии экспериментальной и стендовой баз для этого. Результат этого шага (отказ В.П. Глушко от разработки двигателей и подключение новой организации) сказался значительно позднее как по технике дела, так и, особенно, по срокам проведения работ.
В рекомендациях комиссии указывалось, что первоочередной задачей создания РН Н1 является ее боевое использование, хотя в ходе дальнейших работ задачи боевого применения выпали из поля зрения и главное назначение ракеты Н1 было определено как носителя космических объектов и в первую очередь — для посылки экспедиции на Луну и ее возвращения на Землю. В значительной степени на выбор такого решения повлияло сообщение о работах, проводимых в США по лунной пилотируемой программе ("Сатурн — Аполлон").
В Постановлении от 24 сентября 1962 года было указано начать летные испытания РН Н1 в 1965 году и определены основные этапы работ и сроки их выполнения;
■ стендовая отработка автономных двигателей III ступени — 1964 год, II и I ступеней -1965 год;
■ стендовая отработка двигателей в составе блоков и установок — с 1964 года по I квартал 1965 года;
■ изготовление двух комплектов агрегатов наземного оборудования — 1964 год;
■ подготовка стартовой и технической площадок для обеспечения первых пусков РН -1964 год;
■ отработка и отладка комплекса наземного оборудования совместно с РН — 1965 год;
■ окончание строительства стартовой позиции и сдача ее в эксплуатацию — 1965 год.
В ходе разработки конструкторской документации (1963 — 1 квартал 1964 г.) были впервые решены такие научно-технические и производственные проблемы, как изготовление крупногабаритных сварных конструкций топливных емкостей, теплоизоляция баков при криогенных температурах компонентов, использование новых металлических и неметаллических материалов, сварка больших толщин материалов, сборка крупногабаритных отсеков, разработка средств разделения и отделения блоков, хвостовых отсеков, головного обтекателя и т.п.
В разработке технической документации принимали участие: С.О. Охапкин (руководитель), Э.И. Корженевский, Б.Е. Гуцков, Г.А. Фадеев, Л.Б. Григорян, В.В. Симакин, А.Д. Гулько и др.
Разработка конструкции ракеты Н1 потребовала нового подхода к прочностным расчетам узлов и агрегатов: необходимо было разработать новые критерии прочности с учетом специфики нагрузок на РН, решить проблемы статической и динамической прочности РН, определяемой ее жесткостными характеристиками.
В работах по прочности ракеты Н1 под руководством С.О. Охапкина принимали участие: О.И. Малюгин, А.С. Авдонин, К.С. Колесников, Н.А. Павлов, М.А. Вавулин, Л.И. Маненок, К.И. Кудрявцев, А.А. Гришанин, Л.А. Фирсова и др.
В это же время на предприятии разрабатывалась, отрабатывалась и изготавливалась большая номенклатура арматуры как для штатных образцов РН, так и для экспериментальных установок, что потребовало создания самостоятельного отдела 41 (А.Н. Вольцифер) со своей экспериментальной базой и специализированного арматурно-двигательного производства с уникальным оборудованием. В АДП работали: В.Д. Вачнадзе, В.И. Житомирский, Б.М. Бочаров, А.А. Борисенко, Г.А. Куликов. Большой вклад внесли А.Н. Вольцифер, Ю.П. Ильин, В.Ф. Нефедов, С.Л. Макин, Н.И. Кофанов, Г.И. Брыков и др.
В декабре 1962 года ОКБ-1 представило в ГКОТ согласованные с главными конструкторами "Исходные данные и основные технические требования на проектирование стартового комплекса для ракеты Н1". 13 ноября 1963 года Комиссия ВСНХ СССР своим решением одобрила межведомственный график разработки проектной документации по комплексу сооружений, необходимых для летной отработки РН Н1, исключив само строительство и материально-техническое обеспечение.
Постановлением Правительства от 24 декабря 1963 года определены изготовители и поставщики агрегатов и систем стартовой позиции и комплекса специального наземного 1 технологического оборудования. В то же время предложения Министерства обороны СССР, о необходимых ассигнованиях утверждены не были, а выделенных на 1965 год в размере одной трети от требуемых средств на строительно-монтажные работы было явно недостаточно.

Ракета-носитель Н1 в монтажно-испытательном корпусе космодрома Лунный комплекс, включающий ракетные блоки Г и Д, лунный корабль с ракетным блоком Е и лунный орбитальный корабль с ракетным блоком И

Работами по созданию полигонного комплекса в ОКБ-1 руководили М.И. Самохин и А.Н. Иванников. Большой вклад в создание наземного комплекса внесли сотрудники ОКБ-1 А.П. Абрамов, А.Г. Дементеев, В.С. Овчинников, Е.В. Чарнко, Б.А. Дорофеев, А.И. Беда, П.А. Новожилов, А.В. Пучинин и многие другие. Работы по созданию и строительству полигона находились под пристальным вниманием С.П. Королева. К началу 1964 года общее отставание работ от предусмотренных сроков составило 1-2 года и было настолько ощутимым, что Постановлением от 19 июня 1964 года срок начала ЛКИ перенесен на 1966 год. В Постановлении от 3 августа 1964 года впервые было определено, что важнейшей задачей в исследовании космического пространства с помощью ракеты-носителя Н1 является освоение Луны с высадкой экспедиций на ее поверхность и последующим возвращением их на Землю.
После выхода этого Постановления С.П. Королев провел частичную реорганизацию и, в частности, создал проектный отдел 93 (И.С. Прудников) с задачей проектирования лунного и лунного орбитального кораблей, подчинив его К.Д. Бушуеву. Проектирование РН и комплекса Н1-Л3 в целом продолжал вести отдел 3 (Я.П. Коляко) под руководством С.С. Крюкова.
Ракетный комплекс, в состав которого входили РН Н1 и лунная система для посылки на поверхность Луны с последующим возвращением на Землю экипажа в составе двух человек (посадка на Луну предусматривала одного человека), получил обозначение Н1-Л3. Основными разработчиками лунной системы Л3 были:
■ ОКБ-1 — головная организация по системе в целом, разработке ракетных блоков Г и Д, двигателей для блока Д и разработке лунного и лунного орбитального кораблей;
■ ОКБ-276 (Н.Д. Кузнецов) — по разработке двигателя блока Г;
■ ОКБ-586 (М.К. Янгель) — по разработке ракетного блока Е лунного корабля и двигателя этого блока;
■ ОКБ-2 (А.М. Исаев) — по разработке двигательной установки (баки, ПГ системы и двигатель) блока И лунного орбитального корабля;
■ НИИ-944 (В.И. Кузнецов) — по разработке системы управления системы Л3;
■ НИИ АП (Н.А. Пилюгин) — по разработке систем управления движением лунного и лунного орбитального кораблей;
■ НИИ-885 (М.С. Рязанский) — по радиоизмерительному комплексу;
■ ГСКБ "Спецмаш" (В.П. Бармин) — по комплексу наземного оборудования системы Л3. Началу работ предшествовали исследования по выбору принципиальной схемы лунной системы Л3, ее основных характеристик, применяемых компонентов топлива, а также характеристик РН, обеспечивающих решение задачи. После выбора принципиальной схемы системы Л3 основное внимание при проектировании было уделено выбору компонентов топлива блоков и их двигателей с учетом энергетических характеристик, накопленного опыта разработки, заданной надежности и сроков создания.
Были определены сроки начала ЛКИ — 1966 год, экспедиции — 1967-1968 гг.
Работы по созданию водородных двигателей, проводившиеся ОКБ-2 и заводом "Сатурн" (А.М. Люлька), находились на начальной стадии, отсутствовала стендовая испытательная база. Готовность этих двигателей в заданные сроки не обеспечивалась. Для блока Г наиболее оптимальным оказался двигатель на компонентах кислород — керосин тягой 40 тс, используемый на блоке В РН, для блока Д — двигатель на компонентах кислород — керосин тягой 8,5 тс, разрабатываемый ОКБ-1 для ракеты ГР-1 (8К713). Поскольку для малых запасов топлива энергетические характеристики низкокипящих и высококипящих окислителей практически равны, а к ракетным блокам лунного и лунного орбитального кораблей предъявляются требования высокой эксплуатационной надежности при длительном пребывании в космосе с учетом их многократных запусков, были выбраны двигатели на АТ+НДМГ тягой до 800 кгс для ЛОК и тягой 2 тс с дросселированием тяги до 800 кгс для ЛК (оба с дублированием).
Система Л3 состояла из разгонных ракетных блоков Г и Д, ЛОК (собственно корабль и ракетный блок И) и ЛК (собственно корабль и ракетный блок Е), головного обтекателя (силовой каркас при наземной эксплуатации и защита системы от аэродинамического и теплового воздействия при прохождении плотных слоев атмосферы), сбрасываемого при достижении определенных скоростных напоров, двигательной установки системы аварийного спасения, обеспечивающей увод спускаемого аппарата ЛОК от аварийной РН. Лунный орбитальный корабль состоял из спускаемого аппарата, бытового отсека, на котором был расположен специальный отсек с двигателями ориентации и причаливания и агрегатом системы стыковки, приборно-агрегатного отсека цилиндрической формы и энергетического отсека конической формы, в которых размещались ракетный блок И и агрегаты системы энергопитания на кислородно-водородных топливных элементах. Бытовой отсек служил одновременно шлюзовой камерой при переходе космонавтов в лунный корабль через открытый космос (после надевания лунного скафандра "Кречет"). Лунный корабль состоял из герметичной кабины космонавта, отсека с двигателями ориентации с пассивным плоским ячеистым агрегатом стыковки, приборного отсека, лунного посадочного агрегата и ракетного блока Е. Электропитание ЛК осуществлялось химическими аккумуляторами, устанавливаемыми снаружи на раме ЛПА и приборном отсеке. Система управления строилась на базе БЦВМ и имела ручную систему управления, позволяющую космонавту самостоятельно выбирать место посадки визуально через специальный иллюминатор. Лунное посадочное устройство было четырехопорной оригинальной конструкции с сотовыми поглотителями остаточной вертикальной скорости посадки.

Лунный орбитальный корабль 1. Спускаемый аппарат 2. Бытовой отсек 3. Стыковочный узел 4. Отсек двигателей ориентации и причаливания 5. Двигатели причаливания 6. Агрегатный отсек 7. Энергетический отсек 8. Двигатели ориентации 9. Ракетный блок И 10. Приборный отсек

Основные характеристики ЛОК Экипаж, чел. Максимальное время полета, сут Масса корабля на орбите ИСЛ, кг Масса корабля при старте к Земле, кг Масса спускаемого аппарата, кг Блок И Разгонный двигатель (двухкамерный): тяга, кгс удельный импульс тяги, кгс·с/кг Сближающе-корректирующий двигатель: тяга, кгс удельный импульс тяги, кгс·с/кг Запас топлива, кг: АТ (окислитель) НДМГ (горючее) Габариты, мм: длина максимальный диаметр корпуса 2 13 9850 7530 2804 3388 314 417 296 2032 1120 10 060 2930

Основные исходные по условиям посадки ЛК на поверхность Луны, сформулированные С.П. Королевым

Масса ЛК перед спуском на Луну составляла 5560 кг, включая блок Е массой 2950 кг. ДУ блока Е имела основной двигатель с регулируемой тягой и резервный двигатель. Взлетная масса ЛК составляла 3800 кг. Высота ЛК равнялась 5,2 м, размер по опорам лунного посадочного аппарата — 5,4 м.
В создании ЛОК и ЛК принимали участие И.С. Прудников, К.П. Феоктистов, Е.Ф. Рязанов, В.А. Тимченко, В.А. Овсянников, Б.В. Чернятьев, Ю.М. Фрумкин, Ю.М. Лабутин, П.И. Гадалин, Э.Н. Родман, Б.И. Сотников, В.Л. Пенчук, В.М. Филин, Н.П. Голунский, Н.А. Павлов, К.М. Хомяков, Н.В. Фоломеев, М.П. Герасимов, Г.В. Баканов, А.Г. Решетин, Л.А. Горшков, В.Ф. Садовый, В.Н. Бобков, В.Е. Миненко, Н.П. Белоусов, К.С. Шустин, В.Н. Дудников, А.А. Калашьян, О.И. Козюпа, Б.Г. Супрун, В.Г. Осипов, А.И. Буянов.
Полет комплекса Н1-Л3 планировался по следующей схеме:
■ вывод системы Л3 ракетой-носителем Н1 на орбиту ИСЗ (время пребывания на орбите ИСЗ до 1 суток);
■ разгон системы Л3 блоком Г на траекторию полета Земля — Луна (блок Г работает до полной выработки топлива);
■ доразгон системы Л3 блоком Д до заданной скорости, проведение двух коррекций и переход системы Л3 (блок Д — ЛК — ЛОК) на орбиту искусственного спутника Луны; время полета к Луне 3,5 суток, пребывания на орбите ИСЛ — до 4 суток;
■ перевод системы Л3 с помощью блока Д с круговой на эллиптическую орбиту, ее ориентация и юстировка;
■ переход одного космонавта в ЛК из ЛОК;
■ отделение лунной посадочной системы (блок Д и ЛК) от ЛОК;
■ разворот и торможение ЛК блоком Д;
■ отделение блока Д и его увод;
■ торможение с помощью блока Е, маневр, юстировка и посадка ЛК на Луну; время пребывания на Луне от 6 до 24 ч;
■ взлет ЛК с Луны с помощью блока Е и стыковка ЛК с ЛОК на орбите ИСЛ (время пребывания на орбите ИСЛ до 1 суток);
■ разгон ЛОК с помощью блока И по траектории Луна — Земля, проведение коррекций (время полета к Земле 3,5 суток);
■ отделение СА, вход в плотные слои атмосферы Земли со второй космической скоростью, планирующий спуск и посадка на территории СССР.
Общее время экспедиции 11-12 суток.

Лунный корабль 1. Лунный посадочный агрегат 2. Ракетный блок Е 3. Кабина космонавта 4. Блоки системы жизнедеятельности 5. Прибор наблюдения при посадке 6. Блок двигателей ориентации 7. Радиатор системы терморегулирования 8. Стыковочный узел 9. Датчик прицеливания 10. Юстировочные датчики 11. Приборный отсек 12. Телевизионная камера 13. Всенаправленные антенны 14. Источники питания 15. Опорная стойка с амортизатором 16. Подкос с амортизатором 17. Посадочный радиолокатор 18. Навесной приборный отсек 19. Слабонаправленные антенны 20. Антенны системы сближения 21. Телевизионные антенны 22. Двигатель прижатия 23. Основной двигатель 24. Отражатель 25. Резервный двигатель

В декабре 1964 года был разработан проект лунной системы Л3, содержащий исходные данные для разработки рабочих чертежей ракетных блоков Г и Д, ЛОК и ЛК. Проект был рассмотрен и одобрен комиссией под председательством Президента Академии наук СССР М.В. Келдыша, а 10 февраля 1965 года был утвержден план создания лунной системы Л3.
Планом предусматривалось: выдача и согласование технических заданий на разработку основных систем и агрегатов (февраль 1965 года); разработка эскизного проекта системы Л3 в целом (август 1965 года); разработка рабочей документации (апрель-июнь 1965 года); изготовление экспериментальных установок, систем и образцов ракеты (макетно-технологического образца — II квартал 1966 года и первого летного образца — IV квартал 1966 года); создание комплекса наземного оборудования (II квартал 1966 года); экспериментальная отработка агрегатов и блоков (1966 год); летно-конструкторские испытания комплекса Н1-Л3 (1966 год).
В 1965 году С.П. Королев энергично проводит этот план в жизнь, внимательно следит за ходом работ, принимает ряд принципиальных технических решений по проекту комплекса. После его смерти руководство работами по Н1-Л3 принял на себя В.П. Мишин, что стало центральным направлением его деятельности. В проекте Н1-Л3 требовалось уточнить ряд аэродинамических характеристик ракетного комплекса, создать динамически подобные модели, распределить работы между НИИ-944 и НИИ-885 по системам управления и радиокомплексу, наметить программу экспериментальной отработки блоков и систем комплекса Л3, связанную с поведением жидкости при длительном пребывании в невесомости и т.п. Были разработаны нормы вибропрочности и виброустойчивости аппаратуры и агрегатов комплекса, определено влияние акустического поля давления, возникающего при работе всех двигателей I ступени, на прочность конструкции, а также характеристики демпферов и решен ряд других проблем, требующих экспериментального подтверждения на установках и ракете. Наибольшие трудности возникли при работах по двигателям I и II ступеней ракеты-носителя в связи с задержками производства и отсутствием необходимой экспериментальной базы. В результате исследований было установлено, что для проведения экспедиции на Луну в составе двух космонавтов с высадкой на ее поверхность одного из них и возвращением их на Землю при одном пуске ракеты-носителя Н1 необходимо выводить на орбиту ИСЗ полезный груз массой не менее 95 т.

Лунный орбитальный корабль на монтажном стенде Лунный корабль в цехе Отработка посадки лунного корабля в стендовых условиях на специальном макете

В связи с этим были предприняты поиски решений, обеспечивающих выведение названной массы полезного груза без коренной его переработки, сохранение в максимальной степени документации, оснастки и т.п.
Основными мероприятиями, принятыми к реализации полета комплекса Н1-Л3, были: выбор трассы запуска с наклонением 52°; снижение высоты орбиты с 300 до 220 км, увеличение рабочего запаса топлива за счет введения вставок в экваториальной части баков, термостатирование горючего до температуры минус (15-20)°С и переохлаждение кислорода до минус 191°С; установка дополнительных шести двигателей в центральной части блока А и форсирование тяги двигательных установок I, II и III ступеней в среднем на 2%; установка четырех решетчатых стабилизаторов на хвостовом отсеке блока А и т.д. В результате стартовая масса РН возросла до 2800 т. Работы по двигателю 11Д58 блока Д шли напряженно, но сомнений в обеспечении надежности и заданных сроков не вызывали, что было подтверждено дальнейшим ходом работ. Он обеспечивал 7-кратный запуск при длительном пребывании в условиях космического пространства и невесомости.
К системе управления ракеты-носителя предъявлялись жесткие требования по рациональному использованию энергетических возможностей РН, а сложность динамической схемы потребовала теоретических и экспериментальных исследований по оценкам динамических характеристик РН и способов обеспечения устойчивости движения ее как жидконаполненного упругого объекта. Движение РН совершалось не по жесткой, наперед заданной траектории, а по эластичной, наиболее оптимальной в энергетическом отношении. Изменение режимов работы отдельных двигателей по тяге достигалось за счет изменения малых расходов горючего в газогенераторе путем перестройки работы регулятора относительно маломощными электрогидравлическими рулевыми приводами системы РКС. В поиск путей решения динамики движения ракеты большой вклад внесли: Г.С. Ветров, Г.Н. Дегтяренко, И.М. Рапопорт, О.Н. Воропаев, Е.Ф. Лебедев, Л.И. Алексеев и др.
Для управления по крену использовались специальные управляющие сопла, работающие на газогенераторном газе основных двигателей. Система управления РН в первоначальном варианте строилась с использованием, в основном, аналоговых и релейных схем в составе бортовых приборов, а затем (с ракеты 7Л) появилась возможность создать систему управления на базе бортовой цифровой вычислительной машины. Это позволило полнее использовать энергетические возможности РН и улучшить точностные показатели. Система управления разрабатывалась в НИИ АП по заданию ОКБ-1.
Принципы построения двигательных установок определялись наличием глубоко переохлажденных компонентов топлива, автономностью подключения двигателей к топливным бакам, идентичностью построения пневмогидравлических систем различных блоков, внедрением резервирования. Это позволило облегчить совместную отработку одиночных двигателей с системами РН, унифицировать элементы пневмогидравлических систем и уменьшить их количество.
В работах по созданию двигательных установок участвовали П.Ф. Шульгин, П.А. Ершов, Н.Н. Тупицын, Н.А. Задумин, Г.Я. Александров, Г.Г. Подобедов, В.Г. Хаспеков, В.М. Протопопов, И.И. Райков и др.
Для оценки правильности функционирования систем и агрегатов, определения причин и мест отказов на РН Н1 имелась система бортовых телеметрических измерений, включая системы измерения медленноменяющихся параметров (типа РТС-9), быстроменяющихся параметров (типа БРС-4) и автономные регистраторы (типа АРГ-4), в создании которой участвовали сотрудники: Е.В. Шабаров, Э.Б. Бродский, Н.П. Голунский, В.В. Воршев, Я.И. Трегуб, В.А. Паликин и др.
Наземная экспериментальная отработка комплекса Н1-Л3 включала: отработку прочности, герметичности, испытаний в глубоком вакууме и в условиях невесомости; отработку механических и пиротехнических систем разделения и стыковки, пневмо-гидравлических систем блоков РН и системы Л3, приборов и аппаратуры управляющих и измерительных систем, систем энергопитания, арматуры, систем жизнеобеспечения; проведение высокотемпературных и тепловакуумных испытаний, исследования газодинамических процессов при старте и разделении ступеней; стендовую отработку блоков РН, включая отработку термодинамических процессов при заправке баков, хранении, подготовке к пуску; комплексную отработку РН совместно со стартовой позицией, включая отработку термодинамических процессов топливных систем наземного комплекса, систем стыковки ракетного и стартового комплексов, технологических процессов подготовки стартового и ракетного комплексов к пуску РН.
Наземная экспериментальная отработка прочности комплекса включала статические, динамические и ударные испытания узлов и агрегатов комплекса. Испытание крупногабаритных сборок проводилось на базе НИИ-88, динамические и ударные испытания узлов и агрегатов — на экспериментальной базе ОКБ-1, оснащенной испытательными механическими, гидравлическими и вибрационными стендами и стендами для испытаний на удар. Все испытания были проведены до начала ЛКИ с выдачей соответствующих заключений.
Узлы и агрегаты, требующие отработки герметичности, тепловой защиты и теплоизоляции, проходили испытания на экспериментальной базе ОКБ-1 и НИИ-229, оснащенной термо- и барокамерами с различной глубиной вакуума и высокотемпературными установками требуемых тепловых параметров. Экспериментальная отработка системы сброса хвостовых отсеков, разделения головного обтекателя и его сброса проводилась в НИИХСМ (В.С. Лыжков), здесь отрабатывалось лунное посадочное устройство, исследованы и отработаны газодинамические процессы старта РН на моделях масштаба 1:10. Отработка систем разделения блоков РН проводилась на технической позиции в МИК РН. Отработка систем разделения ЛК и ЛОК в штатных и аварийных ситуациях, систем стыковки, отделения блока Д и разделения его элементов в полном объеме была проведена на производственных площадях ЗЭМ. Экспериментальная отработка пневмогидравлических систем ДУ подтвердила их надежную работу при длительном пребывании в условиях невесомости.

Космический аппарат Т2К для отработки функционирования систем лунного корабля в условиях космического пространства на околоземной орбите 1. Посадочный радиолокатор 2. Каркас 3. Ракетный блок Е 4. Блоки системы жизнедеятельности 5. Система САФ 6. Прибор наблюдения 7. Кабина космонавта 8. Блок двигателей ориентации 9. Радиатор системы терморегулирования 10. Стыковочный узел 11. Ионные датчики 12. Телевизионная камера 13. Приборный отсек 14. Всенаправленные антенны 15. Антенна системы РКО 16. Навесной приборный отсек 17. Отражатель 18. Резервный двигатель 19. Бак окислителя 20. Бак горючего 21. Кабель-мачта 22. Пневмосистема 23. Слабонаправленные антенны 24. Астровизир 25. Антенны системы сближения 26. Антенна системы телеметрии 27. Источники питания 28. Баллоны системы СТР 29. Баллон системы СОГС 30. Основной двигатель

Запуск космического аппарата Т2К на орбиту ИСЗ

Блок Д успешно прошел испытания в условиях космоса по программе Л1: запуски космических аппаратов "Зонд-4" (2 марта 1968 года), "Зонд-5" (16 сентября 1968 года) и Зонд-6" (10 ноября 1968 года). Работоспособность бортовых систем лунного корабля с макетным блоком была успешно проверена в полете на околоземной орбите на беспилотном лунном корабле Т2К без ЛПУ, который был запущен ракетой-носителем "Союз" 24 ноября 1970 года ("Космос-379"), 26 февраля 1971 года ("Космос-398") и 12 августа 1971 года ("Космос-434").
Комплексная наземная отработка, проверка работоспособности систем двигательных установок и конструкции блоков, температурных, динамических и вибрационных режимов РН Н1 и головного блока проводились на специально дооборудованном сооружении № 2 в НИИ-229 с 1965 по 1974 год. В это время были проведены холодные испытания блоков Б, В, Г и Д без запуска двигателей, на которых отрабатывались режимы заправки, предстартового наддува, захолаживания, слива и др. Проведены: четыре огневых испытания ЭУ-16 № 2 — 13 апреля 1967 года, № 3 — 2 февраля 1967 года, № 2А — 23 августа 1967 года, № 5 — 25 ноября 1970 года (полномасштабный модуль блока В с четырьмя двигателями суммарной тягой около 600 тс); три огневых испытания ЭУ-15 № 1 — 23 июня 1968 года, № 1А — 29 августа 1970 года, № 1Б — 15 декабря 1973 года [полномасштабный модуль блока Б с восемью двигателями суммарной тягой 1200 тс); цикл огневых испытаний на многоразовой установке (ЭУ-87), воспроизводящей штатные условия работы единичных двигателей установок блоков А; огневые испытания ФЭУ-15 (модуль блока Г) и огневые испытания блока Д. Все испытания прошли с положительными результатами, по которым все блоки были допущены к ЛКИ.
В комплексных огневых испытаниях участвовали Л.А. Воскресенский, Е.В. Шабаров, Б.А. Дорофеев, Э.Б. Бродский, А.С. Мазо, В.Д. Семенов, Г.Г. Табаков, Б.В. Фалеев, Н.А Омельницкий, А.И. Филин и др.; в аэродинамических испытаниях — А.Ф. Кулябин, А.Ф. Тюрикова, Г.И. Борисов и др.; в отработке пневмогидросистем — Б.Е. Гуцков, П.А. Ершов, В.М. Протопопов, А.А. Ржанов, Н.А. Задумин и др.

Ракетно-космический комплекс Н1-Л3 в пути на стартовый комплекс Ракетно-космический комплекс Н1-Л3 около пускового устройства стартовой позиции Установка ракетно-космического комплекса Н1-Л3 на пусковое устройство

Для комплексной отработки конструкции и технологии изготовления РН (в том числе и прочностных требований), ее испытаний, стыковки с головным блоком, отработки сопряжения и методики эксплуатации совместно с наземным оборудованием СК и службами космодрома, отработки взаимодействия персонала и методов управления на всех этапах подготовки РН был создан электрически, пневматически и гидравлически действующий образец ракеты-носителя Н1. Образец просуществовал с 1966 года по I квартал 1975 года и претерпел за это время четыре модификации, которые были связаны с изменениями в процессе создания и модернизации ракеты-носителя Н1. Летно-конструкторские испытания ракеты Н1 с упрощенным головным блоком системы Л3 (с беспилотным кораблем 7К-Л1С вместо ЛОК и ЛК) начались в феврале 1969 года. К началу ЛКИ были проведены экспериментальная отработка узлов и агрегатов, стендовые испытания блоков Б и В, испытания с макетным образцом ракеты 1М на технической и стартовой позициях. Испытаниями руководили заместители технического руководителя Б.Н. Филин и П.К. Кошкин, руководители испытаний Б.М. Сербии, В.П. Шинкин и В.С. Васичкин, доводкой изделия Н1 — главный конструктор Б.А. Дорофеев и заместитель главного конструктора Г.Н. Дегтяренко.
Первый пуск ракетно-космического комплекса Н1-Л3 (№ 3Л) с правого старта 21 февраля 1969 года закончился аварийно. В результате возникших высокочастотных колебаний в газогенераторе двигателя № 2 оторвался штуцер отбора давления за турбиной и образовалась течь компонентов, приведшая к пожару в хвостовом отсеке, нарушению БКС системы контроля работы двигателей, которая на 68,7 с выдала ложную команду на выключение двигателей. Несмотря на аварию этот пуск подтвердил правильность выбранных динамической схемы, динамики старта, процессов управления РН с помощью рассогласования тяги двигателей, позволил получить опытные данные по нагрузкам на РН и ее прочности, воздействию акустических нагрузок на ракету и стартовую систему и некоторые другие данные, в том числе эксплуатационные характеристики в реальных условиях.
Второй пуск комплекса Н1-Л3 (№ 5Л) был проведен 3 июля 1969 года и также закончился аварийно из-за ненормальной работы двигателя № 8 блока А. Однозначно причина аварии не была установлена. По заключению аварийной комиссии под председательством В.П. Мишина наиболее вероятной причиной аварии было разрушение насоса окислителя двигателя при выходе на главную ступень.
Эти аварии послужили причиной обращения Главнокомандующего ракетных войск Маршала Советского Союза Н.И. Крылова к министру общего машиностроения С.А. Афанасьеву в декабре 1969 года с письмом, в котором говорилось, что "Результаты анализа двух аварийных пусков комплекса Н1-Л3, а также статистика пусков других сложных ракетно-космических комплексов показывают, что существующая методика отработки ракетно-космических комплексов не обеспечивает высокого уровня их надежносги при выходе на ЛИ. Существующая методика наземной отработки РКК, в основном, аналогична методике отработки боевых ракет, которые, как правило, значительно проще РКК типа Н1-Л3. В то же время в процессе ЛИ боевых ракет расходуется несколько десятков изделий (от 20 до 60) для их отработки до требуемого уровня надежности. При проведении ЛКИ тяжелых РКК отсутствует возможность длительной летной отработки с большим расходом ракет-носителей. Ввиду этого представляется целесообразным изменить принятый объем и характер наземной отработки этих комплексов к моменту выхода на ЛИ. По нашему мнению, новые методы наземной отработки тяжелых РКК должны строиться на основе многоразовости действия и больших запасов по ресурсу комплектующих систем и агрегатов; проведения предполетных огневых испытаний двигателей и ракетных блоков без последующей переборки с целью выявления производственных дефектов и прохождения периода приработки".
По результатам анализа испытаний, расчетов, исследований и экспериментальных работ, на что ушло два года, были выработаны мероприятия, позволившие исключить аварийные случаи по всем предполагаемым причинам, повысить надежность двигателей и других систем и агрегатов и обезопасить стартовое сооружение. Основными мероприятиями были повышение надежности насоса окислителя (увеличение зазоров, уменьшение нагрузки на подшипник); улучшение качества изготовления и сборки ТНА; установка перед насосами двигателя фильтров, исключающих попадание в него посторонних предметов; заполнение перед стартом и продувка азотом хвостового отсека блока А в полете и введение фреоновой системы пожаротушения; введение в конструкцию теплозащиты элементов конструкции, приборов и кабелей систем, расположенных в хвостовом отсеке блока А, изменение расположения приборов в нем в целях повышения их живучести; введение блокировки команды АВД до 50 с полета и аварийный увод РН от старта по сбросу питания и т.п.

Проведенные летные испытания показали неэффективность принятой системы контроля качества двигателей (КОНРИД). Поэтому с июля 1970 года ОКБ-276 приступило к созданию по вновь выданному ЦКБЭМ техническому заданию качественно новых двигателей многократного запуска, обеспечивающих более чем трехкратный ресурс и устанавливаемых на ракету без переборки после огневых стендовых испытаний.

Подготовка ракетно-космического комплекса Н1-Л3 на стартовом устройстве к пуску Две ракеты Н1 на стартовом комплексе Полет ракетно-космического комплекса Н1-Л3 (изделие11А52№6Л)

Третий запуск ракетно-космической системы Н1-Л3 (№ 6Л) был проведен 27 июня 1971 года с левого старта. Все 30 двигателей блока А вышли на режим предварительной и главной ступеней тяги в соответствии со штатной циклограммой и нормально функционировали до их выключения системой управления на 50,1 с, однако с начала полета наблюдалось ненормальное протекание процесса стабилизации по крену, а рассогласование по углу вращения непрерывно увеличивалось и к 14,5 с достигало 145°. Поскольку команда АВД была заблокирована до 50 с, то полет до 50,1 с был практически неуправляемым.
Наиболее вероятная причина аварии — потеря управляемости по крену из-за действия неучтенных ранее возмущающих моментов, превышающих располагаемые управляющие моменты органов крена. Выявленный дополнительный момент крена возник при всех работающих двигателях из-за мощного вихревого потока воздуха в заданной области ракеты, усугубившегося несимметричностью обтекания выступающих за днище ракеты деталей двигателей.
Для обеспечения управления ракетой по крену менее чем за год под руководством М.В. Мельникова и Б.А. Соколова были созданы рулевые двигатели 11Д121, работающие на окислительном генераторном газе и горючем, отбираемых от основных двигателей.
23 ноября 1972 года был произведен четвертый пуск комплекса Н1-Л3. Ракета № 7Л, стартовавшая в этом пуске, претерпела значительные изменения, направленные на устранение выявленных недостатков и увеличение массы выводимого полезного груза. Управление полетом осуществлял бортовой вычислительный комплекс по командам гиростабилизированной платформы разработки НИИ АП. В состав двигательных установок введены рулевые двигатели, система пожаротушения, улучшена механическая и тепловая защита приборов и бортовой кабельной сети и др. Измерительные системы были доукомплектованы вновь созданной малогабаритной радиотелеметрической аппаратурой разработки ОКБ-МЭИ (главный конструктор А.Ф. Богомолов). Всего на этой ракете было установлено более 13 000 датчиков.
Ракета пролетела без замечаний 106,93 с , но за 7 с до расчетного времени разделения первой и второй ступеней произошло практически мгновенное разрушение насоса окислителя двигателя № 4, которое привело к ликвидации ракеты.
Очередной пуск намечался на четвертый квартал 1974 года. К маю на ракете № 8Л были реализованы все проектные и конструктивные мероприятия по обеспечению живучести ракеты, вытекающие из анализа предыдущих полетов и дополнительных исследований. Начался монтаж модернизированных двигателей, Однако назначенный в мае 1974 года руководитель ЦКБЭМ, преобразованного в НПО "Энергия", академик В.П. Глушко своим приказом с молчаливого согласия Министерства общего машиностроения (С.А. Афанасьев), Академии наук СССР (М.В. Келдыш), Военно-промышленной комиссии Совмина (Л.В. Смирнов) и ЦК КПСС (Д.Ф. Устинов) прекратил все работы по комплексу Н1-Л3. Это решение лишило страну возможности запуска тяжелых кораблей, и приоритет в этом направлении перешел к США, которые к этому времени широко развернули работы по созданию системы "Спейс Шаттл".

Полные затраты на освоение Луны по программме Н1-Л3 к январю 1973 года составили 3,6 млрд. руб., из них на создание Н1 — 2,4 млрд. руб. (в ценах тех лет).
Постановление ЦК КПСС и Совмина СССР о прекращении работ по комплексу и списании затрат вышло только в феврале 1976 года. После этого производственный задел ракетных блоков, практически все оборудование технического, стартового и измерительных комплексов было уничтожено. При этом списаны затраты в сумме 6 млрд. руб. (в ценах 70-х годов), затраченных на тему.
Несмотря на то, что опыт проектно-конструкторских и производственно-технологических разработок, эксплуатации и обеспечения надежности мощной ракетной системы Н1 в полной мере был использован при создании ракеты-носителя "Энергия" и, очевидно, найдет широкое применение в реализации последующих проектов, нельзя не отметить ошибочность прекращения работ по Н1, выразившуюся в том, что для создания подобной по мощности ракеты ушло еще 13 лет и было затрачено 14,5 млрд. руб. И главное, большое количество коллективов конструкторских, научно-исследовательских организаций и заводов утратили эмоциональный заряд энтузиазма и чувство преданности идеям освоения космоса, которые являются одними из определяющих при достижении, на первый взгляд, совершеннно недосягаемых фантастических целей.
Между тем две партии модернизированных двигателей для ракет Н1 (8Л и 9Л) ОКБ-276 законсервировало и сохранило, а в 1995 году часть этих двигателей успешно выдержала огневые стендовые испытания в США и США изъявили желание приобрести эти двигатели.

Б.А.Дорофеев	В.В. Симакин	А.Д. Гулько	Б.Е. Гуцков
М.В. Краюшкин	Л.Б. Вильницкий	С.Г. Чижиков	В.А. Калашников
А.А. Ржанов	А.С. Кашо	Н.П. Голунский	А.Н. Иванников

Группа участников работ по созданию рам космического комплекса Н1-Л3. В первом ряду А.Я. Швецова, Н.А. Задумин, П.И. Мелешин, Э.И. Михеева, С.С. Крюков, А.А. Решетина, И.С. Прудников, Е.П. Фролова, П.Ф. Шульгин; во втором ряду А.А. Ржанов, А.И. Нечаев, В.П. Залепукин, А.П. Фокин, В.С. Ануфриев, В.И. Фрумсон, В.Ф. Садовый, А.И. Шелуха, А.Г. Решетин. В.А. Борисов, П.И. Ермолаев, В.А. Удальцов, М.С. Хомяков, С.Ф. Пармузин; в третьем ряду В. Н. Прокофьев, Ю.А. Михеев; А.А. Рябов, И.П. Фирсов, В.С. Голов, А.П. Фролов; И.Л. Минюк

Группа расчетчиков отдела 3 (начальник отдела Я.П.Коляко). В первом ряду В.А. Балашов, В.М. Исаев, И.Г Куприна, П.М. Воробьев; во втором ряду Л.С. Николаева, Е.П. Фролова, Э.Н. Бутузов, Э.И. Михеева, Т.А. Балыкова; в третьем ряду А.И. Нечаев, Р.В. Горбенко, В.И. Бодриков, А.П. Александрова, Ю.И. Марчуков

Группа конструкторов, участвовавших в подготовке к пуску комплекса Н1-Л3 №7Л, у домика С.П. Королева: И.Д. Хриенко, Д.Ф. Пасынков, М.В. Рожков, А.Л. Ермак, Ю.Г Гололобов, В.В. Королев, И.А. Мордвинников, Э.Б. Бродский, Б.Е. Гуцков, А.С. Кашо, О.Г. Соколов, Б.А. Дорофеев, Е.П. Зверев, В.М. Абрамов, Б.В. Сахаров

Группа телеметристов: в первом ряду Т.Н. Геворгян, И.Г. Пронина, З.А. Аксенова, Л.Н. Петухова, В.И. Сковорода-Лузин, В.П. Боткин; во втором ряду Е.П. Жлуков, С.А. Бураго, В.И. Нечаев, С.Я. Бурсак, Б.А. Павин, К.П. Семагин; в третьем ряду В.В. Балаклейцев, Б.М. Музычук, В.Д. Сороколетов, В.П. Ильинов, В.И. Лобачев, В.А. Смирнов, Б.М. Попов, В.Д. Семенов, П.В. Медков

Группа участников подготовки ракетно-космического комплекса Н1-Л3 в МИКе космических объектов. В первом ряду А.Д. Шатский, Б.Н. Филин, В.Е. Бугров, В.И. Кожухов, Ю.И. Лыгин, В.М. Ключарев, Ф.А. Беляев, А.П. Собко, В.Е. Гальперин; во втором ряду Е.И. Зыков, В.Н. Керносов, В.И. Писаренко, Е.И. Ковтуненко, Л.М. Александров, Ф.А. Куприянов, В.П. Шинкин, Б.В. Шагов, А.А. Васильев, Н.А. Ашихменов, Е.Б. Наумов, В.В. Ерпылев, А.Д. Фролов, И.С. Ефремов, Г.В. Вишняков, Ю.А. Воробьев, Б.Е. Волков

Группа разработчиков систем наземного комплекса: в первом ряду В.Г. Смирнов, С.И. Бисовко, Л.А. Жаринова, Л.М. Новикова, П.С. Дьяков, А.Ф. Аксенова, Б.И. Карманов, Б.А. Швецов, В.А. Коблов, В.Ф. Чистяков; во втором ряду А.Ю. Кричевский, А.В. Пуртов, И.А. Новиков, Н.А. Романчиков, В.В. Скобликов. В.А. Семашко, Ю.Ф. Лукшин