Уже три десятилетия отделяют нас от драматической истории советского лунного носителя Н–1, но интерес к выяснению истинных причин аварийных пусков этой мощной ракеты не утрачен до сих пор. Ведь прогресс ракетно–космической техники не остановим, и кто знает, не будут ли повторены невыясненные просчеты при создании в будущем новых мощных РН космических аппаратов? 
   В этом смысле особенно интересны два (из четырех проведенных — всех аварийных) пуска Н–1: первый — №3Л, при котором сразу же были отключены два периферийных двигателя, и третий — №6Л, когда работали все двигатели первой ступени.
   “…Огневые струи 30 двигателей складывались в общий огневой факел так, что вокруг продольной оси ракеты создавался непредвиденный теоретиками и никакими расчетами возмущающий крутящий момент. Органы управления были не в силах справиться с этим возмущением, и ракета №6Л потеряла устойчивость”, — так описывает возникшую ситуацию академик РАН Б.Е.Черток [1], назначенный министром Минобщемаша С.А.Афанасьевым техническим руководителем последнего, четвертого пуска Н–1. И далее: “Истинный возмущающий момент удалось определить моделированием с помощью электронных машин. При этом в качестве исходных данных закладывались не расчеты газодинамиков, а данные телеметрических измерений, реально полученные в полете”. В результате было показано, что “фактический возмущающий момент в несколько раз превышает максимально возможный управляющий момент, который развивали по крену управляющие сопла при их предельном отклонении”.
   Таким образом, во всем виновата закрутка струй, вытекающих из сопел ЖРД, вокруг продольной оси. Но тогда уместен следующий вопрос. Как же так, в первом пуске не работали всего лишь два двигателя, стало быть, возмущающий момент по крену должен отличаться от аналогичного момента в третьем пуске на какой–нибудь десяток процентов, но никак не в несколько раз? В чем же дело, откуда появился этот мощный момент по крену у ракеты №6Л?
   Попытка объяснить кажущийся парадокс была предпринята известным специалистом по динамике РН и КА профессором Б.И.Рабиновичем [2] в докладе “О возмущениях по крену при совместной работе нескольких ЖРД”, прочитанном 23 октября прошлого года на семинаре ИКИ РАН по механике, управлению и информатике. Борис Исаакович, используя простые математические модели, показал теоретически, что при непрерывной цепочке работающих ЖРД устойчивой является форма равновесия системы струй, обладающая винтовой симметрией (наподобие “Радиобашни Шухова” в Москве, на Шаболовке). С другой стороны, в случае цепочки двигателей с разрывами (неработающие ЖРД на противоположных концах диаметра) устойчивой оказывается симметричная форма равновесия системы струй двигателей.
   Вследствие большого диаметра окружности, вдоль которой размещены ЖРД, в случае винтовой симметрии возникает мощный возмущающий момент по крену (практически отсутствующий при симметричной форме равновесия струй). Несложные расчеты показывают: достаточно повернуть на 0.1° все струи ЖРД Н–1 от вертикали в направлении дуги окружности, как возникает возмущающий момент по крену порядка 50 тс·м.
   Следует отметить, что в свое время рассматривалась и альтернативная возможность объяснить возникновение возмущающего момента по крену, исходя из несимметричных упругих деформаций элементов крепления каждого из ЖРД. Однако эта гипотеза вступила в противоречие с результатами специально проведенных экспериментов.
   Газодинамическая гипотеза возникновения возмущающего момента получила солидное обоснование в экспериментальных исследованиях, выполненных в 70–е годы на крупномасштабной модели (1:50) в уникальной гиперзвуковой поршневой трубе У–11. Об этих исследованиях недавно впервые публично рассказал старший научный сотрудник, член AIAA В.В.Кислых (ЦНИИмаш) [3].
   В этих экспериментах для создания основного потока использовалась система подачи холодного воздуха под давлением 200 атм, создававшая давление воздуха вокруг модели до 50 атм. Моделирующий газ струй при температурах и давлениях порядка 4000 К и 2500 атм соответственно обеспечивался технологией многоступенчатого сжатия. Натурные условия моделировались для отдельных точек траектории полета Н–1 с соблюдением необходимых критериев подобия. В ходе уникальных экспериментов продолжительностью в десятые доли секунды удалось согласовать полученный крутящий момент с замеренным в ходе телеметрии (~42 тс·м). Был подтвержден вывод о газодинамической природе крутящего момента. Он обусловлен асимметрией, в т.ч. конструктивной, обтекания втягиваемым в задонное (между двумя кольцами двигателей) пространство воздухом выступающих над донной защитой сопел двигателей и патрубков сброса газа из ТНА. В первом пуске втягивание воздушного потока было существенно ослаблено, так как была разомкнута плотная компоновка работающих периферийных двигателей (как уже упоминалось, два из них были отключены).
   По–видимому, оба подхода (теоретический и экспериментальный), дополняющих друг друга, позволяют дать достаточно обоснованное объяснение сложных газодинамических явлений, наблюдавшихся при пусках Н–1 №3Л и №6Л.
   Остается напомнить, что последний пуск Н–1 №7Л был произведен с более мощными управляющими двигателями, что позволило парировать возмущение по крену. Однако и этот пуск, к сожалению, оказался аварийным из–за взрыва одного из двигателей и последовавшего за этим разрушения ракеты.

   Источники:
1. Б.Е.Черток. Ракеты и люди. Лунная гонка. М.: Машиностроение, 1999.
2. Б.И.Рабинович. “О возмущениях по крену при совместной работе нескольких ЖРД…”, доклад 23.10.1999 г. на семинаре ИКИ РАН по механике, управлению и информатике (http: // iki.cosmos.ru /seminar/).
3. В.В.Кислых. “Загадка вращения ракеты Н–1…”, доклад на XXIV академических чтениях по космонавтике (январь 2000 г.).