Во второй половине 50-х годов в ОКБ С.П.Королева проводились исследования, направленные на определение облика следующей за "семеркой" ракеты-носителя, способной выводить на орбиту ИСЗ космические аппараты, имеющие массу в десятки тонн. Проработки велись с учетом возможностей научно-технического потенциала страны и существенных ресурсно-финансовых ограничений. В исследованиях рассматривались схемы ракеты с продольным и поперечным делением ступеней, ступени, собранные из пакетов одиночных двигательных блоков и с едиными топливными баками для всех двигателей. Определялись оптимальные размерности двигателей, способы стабилизации ракеты и оптимальная организация производства и технология эксплуатации. В итоге к разработке была принята трехступенчатая ракета с поперечным делением ступеней, построенных по принципу конструктивного подобия с едиными топливными баками для всех двигателей. Решение задачи навигации ракеты с использованием принципов терминального управления позволило производить отключение "заболевшего" двигателя, а стабилизацию ракеты по тангажу и рысканью осуществлять изменением тяги противоположных двигателей. Много внимания было уделено выбору компонентов топлива, поскольку здесь существовали различные точки зрения. После всестороннего сравнения характеристик ракеты, особенностей эксплуатации, устойчивости процессов запуска и режимов работы двигателей , наличия стендовой и производственной базы, стоимости и другихх характеристик компонентов, предпочтение было отдано нетоксичной топливной паре керосин - кислород. Этот вывод поддержали все Главные конструкторы - разработчики систем и комплекса, за исключением Главного конструктора ЖРД В.П.Глушко. К разработке двигателей был привлечен коллектив ОКБавиационных двигателей под руководством Н.Д.Кузнецова. Результаты исследований по созданию новой ракеты послужили базой для выпуска в июне 1960 г. постановления Правительства о создании мощных ракет-носителей, спутников, космических кораблей и освоении космического пространства в 1960-1967 гг. Успехи ОКБ служили гарантией реальности этого постановления. Постановлением предусматривалось провести в 1960-1962 гг. проектно-конструкторские проработки и исследования с целью создания новых космических систем со стартовым весом Pо = 1000 - 2000 тонн для решения: - ряда оборонных задач в околоземном пространстве; ­народно-хозяйственных прикладных задач; - научных проблем исследования и освоения Луны и ближайших к Земле планет Солнечной системы и ряда других задач. Работу предусматривалось выполнить в два этапа: 1 этап (1960-1963 гг.) - выведение полезной нагрузки (Gпг) 40-50 тонн на ОИСЗ и достижение второй космической скорости (V2) нагрузкой 10-20 тонн. 2 этап (1963-1967 гг.) - выведение Gпг = 60-80 тонн и достижение V2 нагрузкой 20-40 тонн. В мае 1962 г., за декаду до объявления президентом Кеннеди национальной задачи США - осуществить до 1970 г. высадку американцев на Луну, вышло постановление Правительства, пересматривающее приоритеты в освоении космоса. Создание Н1 отодвигалось на второй план. Эскизный проект трехступенчатой ракеты был выпущен в сентябре 1962 г. и получил высокую оценку экспертной комиссии. В проекте были представлены экономическое обоснование, организационные и технические мероприятия, обеспечивающие начало летных испытаний в 1965 г. В создании ракетного комплекса участвовало около тысячи предприятий различных ведомств, работавших по техническим заданиям коллективов Главного конструктора ракетной системы С.П.Королева, Главного конструктора двигателей Н.Д.Кузнецова, Главного конструктора систем управления Н.А.Пилюгина, Главного конструктора радиосистем М.С.Рязанского, Главного конструктора гироскопических приборов В.И.Кузнецова, Главного конструктора стартового комплекса В.П.Бармина. Конструкторское сопровождение изготовлени я ракет на заводах осуществлял коллектив Куйбышевского филиала ОКБ-1 под руководством Д.И.Козлова. В создание комплекса большой вклад внесли институты Академии наук СССР и УССР, отраслевые институты оборонной, авиационной, химической и других отраслей промышленности. После смерти С.П.Королева коллектив ОКБ возглавил В.П.Мишин - Главный конструктор ЦКБЭМ (так стало именоваться ОКБ-1). По силовой схеме ракета выполнена в виде внешней оболочки, внутри которой размещены топливные баки, двигатели и другие системы. Ступени соединены между собой переходными фермами, обеспечивающими свободный выход газов при запуске двигателей последу ющей ступени. Блоки ракеты нетранспортабельны, поэтому на заводах-изготовителях изготавливаются транспортабельные части ракеты, а сварка баков, сборка блоков и всей ракеты производится в монтажно-испытательном корпусе космодрома. На базе ракеты Н1 предусматривалось создание самостоятельных ракет: Н11 (2, 3 и 4 ступени Н1) - стартовая масса 700 тонн, и масса Gпг = 20 т, и Н111 (3 и 4 ступени) бтартовая масса 200 тонн, Gпг = 5 тонн. В эскизном проекте были использованы последние достижения отечественной научной мысли, криогенной техники, технологии и машиностроения. Проект требовал от промышленности повышения технологической дисциплины, сокращения технологических допусков на геометрические и физические характеристики материалов, разработки легких высокопрочных и жаростойких материалов и т.д. К марту 1964 г. ОКБ завершило разработку основного комплекта конструкторско-производственной документации. Однако предложенные в проекте мероприятия по обеспечению начала летных испытаний в 1965 г. остались неподкрепленными ресурсами и финансиров анием. К середине 1964 г. соревнование с США в космосе вынудило реализацию экспедиции на Луну рассматривать важнейшей государственной задачей. Постановление о развертывании этих работ вышло лишь в июле 1964 г., но время на создание производственной, экс периментальной и полигонной базы было безвозвратно упущено. В результате выбора наиболее рационального варианта с точки зрения возможности финансирования и обеспечения сроков остановились на Лунной экспедиции из двух человек с высадкой одного из них на поверхность Луны и последующим возвращением обоих на Землю. Потребная масса комплекса на орбите Земли должна составлять 90-93.5 тонн. ОКБ нашло решения, обеспечивающие выведение такой массы носителем Н1 без коренной переделки его конструкции, сохранение производственной оснастки и документации стартового комплекса. Основными из них были снижение орбиты, изменение азимута, увеличение массы топлива и установка дополнительных шести двигателей. Одновременно была выбрана схема полета и принципиальная компоновка головного блока лунного комплекса Л3. Полет комплекса Н1-Л3 осуществлялся по следующей схеме. Носитель Н1 выводит комплекс Л3 на орбиту ИСЗ. Блок Г разгоняет комплекс по траектории Земля - Луна до выработки топлива. После этого блок Д доводит скорость до заданной величины, проводит д ве коррекции и переволит комплекс на орбиту ИСЛ. На ОИСЛ он осуществляет перевод на эллиптическую орбиту, ориентацию и юстировку комплекса. Затем один член экипажа переходит в лунный корабль ЛК, и после этого ЛК с блоком Д отделяется от ЛОК, а блок Д, за тормозив ЛК, уводится от корабля. Блок Е обеспечивает маневр выбора площадки, юстировку и посадку ЛК. После пребывания на Луне от 6 до 24 часов блок производит взлет ЛК с Луны и его стыковку с ЛОКом на ОИСЛ. Далее блок И разгоняет ЛОК к Земле и проводит коррекции его траектории. При подлете к Земле спускаемый аппарат отделяется и со второй космической скоростью "подныривает" в атмосферу, а после гашения скорости спускается на Землю на территории Советского Союза. Общее время экспедиции - 11-12 суток. Лунный комплекс Л3 включал разгонные блоки Г и Д, лунный орбитальный корабль (ЛОК) с ракетным блоком И и лунный посадочный корабль (ЛК) с ракетным блоком Е, которые размещались в головном обтекателе, выполняющем роль силового каркаса и защиты от аэродинамического воздействия. На обтекателе устанавливалась двигательная установка системы аварийного спасения (САС), обеспечивающая увод спускаемого аппарата с экипажем от аварийного носителя. Обтекатель и двигательная установка САС сбрасывались после прохождения максимальных скоростных напоров. ЛОК состоял из спускаемого аппарата (кабины экипажа) фарообразной формы, бытового отсека, на котором располагался отсек с двигателями ориентации и причаливания и агрегатами системы стыковки, и приборно-агрегатного отсека с конической юбкой, в которой размещался блок И. Источником электроэнергии служили кислородно-водородные топливные элементы. Бытовой отсек выполнял и роль шлюзовой камеры при переходе космонавта в ЛК после одевания скафандра "Кречет", который хранился здесь же. ЛК включал герметичную кабину космонавта. Наверху кабины находился отсек с двигателями ориентации и причаливания, а также пассивный узел причаливания, а снизу - блок Е и лунное посадочное устройство (ЛПУ). Электропитание обеспечивалось химическим и аккумуляторами. Система управления, построенная на базе ЦВМ, Позволяла космонавту выбрать место посадки, используя иллюминатор. Четырехопорное ЛПУ было оснащено поглотителями остаточной вертикальной скорости при посадке. К созданию Лунного комплекса были привлечены организации, имевшие опыт разработки систем, аппаратов и агрегатов для космических аппаратов и пилотируемых кораблей. Экспериментальные исследования и отработка создаваемого носителя начались на этапе предэскизного проектирования и продолжались в ходе летных испытаний. Результаты экспериментальных исследований динамических и аэродинамических характеристик послужили основой разработки конструкции корпуса и позволили приступить к созданию алгоритмов управления полетом ракеты. Для этих экспериментов ОКБ создало бо лее 30 моделей, более 35 полноразмерных узлов было испытано для оценки местной прочности наиболее сложных элементов корпуса ракеты. С 1967 г., по мере создания экспериментальной базы, ОКБ совместно с ЦНИИМаш и ОКБМаш приступило к отработке прочности на полноразмерных отсеках ракеты N2И. В 1968 г. применительно к первой летной ракете (N3) отработка прочности была завершена. Новую задачу представляла защита донной части ракеты и верхних полуоболочек баков горючего от теплового и механического воздействия факелов ЖРД, а также теплоизоляция баков и топливных магистралей. Материалы, конструкция и технология их изготовле ния отрабатывались в лабораториях ЦКБЭМ и на предприятиях химической, легкой и оборонной промышленности и строительной индустрии. Агрегаты и аппаратура пневмогидравлических и электротехнических систем ракеты отрабатывались по действовавшим нормативам и специальным программам, подтверждавшим эксплуатационные запасы, а их комплексная отработка проводилась при испытаниях двига телей, экспериментальных установок, стендовых блоков, ракеты N1М и на комплексных стендах системы управления полетом. Особое место при отработке занимала система энергопитания, созданная ВНИИЭМ и КБ "Сатурн" во главе с главными конструкторами А.Г.Иосифьяном и А.М.Люлькой. В отличии от тради ционных электрохимических акумуляторов это была бортовая электростанция. Отработка взаимодействия электротехнических систем проводилась на комплексных стендах системы управления полетом в НИИАП. Системы разделения ступеней, сброса пассивных масс, панелей обтекателя головного блока и систем посадки ЛК отрабатывались на штатной материальной части. С вводом в строй стендов ОКБ-276 приступило к конструкторско-доводочным испытаниям двигателей. В декабре 1967 г. двигатели прошли междуведомственные испытания (МВИ). Контроль качества двигателей осуществлялся "Системой контроля работоспособности двигателей" (КОНРИД), по которой представители партии проходили огневые испытания по расширенной программе, а поставляемые двигатели огневым испытаниям не подвергалис ь. Испытания ракеты N5 показали неэффективность этой системы, и ОКБ-276 с июля 1970 г. приступило к созданию ЖРД многократного запуска со значительно увеличенным ресурсом. МВИ этих двигателей 1-й и 2-й ступеней были завершены в сентябре 1972 г., а 3-й ст упени - в ноябре 1973 г. Начиная с ракеты N7 для стабилизации по крену были установлены рулевые двигатели, созданные в ЦКБЭМ. В августе 1972 г. двигатели выдержали МВИ. Комплексная отработка одиночных двигательных установок 1 и 2 ступеней проводилась на прототипах установок на стенде ОКБ-276. Заключительным этапом наземной отработки ступеней ракеты были огневые испытания стендовых блоков. Летом 1965 г. завод экспериментального машиностроения с участием ЦКБЭМ, завода "Прогресс" и Куйбышевского авиационного завода собрал первый стендовый блок 3-й ступени. Программа огневых испытаний была выполнена в августе 1968 г. В июне 1968 г. заводом "Прогресс", НИИХМ и ЦКБЭМ была завершена программа огневых испытаний стендового блока второй ступени. Выдержали огневые испытания стендовые блоки Г и Д. В ходе летных испытаний огневые стендовые продолжались: в августе 1970 г. и в январе 1974 г. с положительными результатами прошли испытания стендовых блоков под ракету N7 и под ракету N8 (с двигателями многократного запуска). В феврале 1971 г. - испыт ания стендового блока 3-й ступени под ракету N7. В марте 1972 г. в НИИХМ вступила в строй экспериментальная установка ЭУ-87, полностью воспроизводящая конструкцию, динамические и гидравлические характеристики одиночной двигательной установки 1-й ступени. На установке прошла отработку одиночная ДУ с двигателем многократного запуска. Для отработки технологии изготовления транспортабельных частей и сборки из них баков, каркасов и других узлов, проведения конструктивного макетирования, комплексной наземной отработки ракетно-космической системы Н1-Л3, включая стартовый комплекс, и отработку технологии предстартовой подготовки в составе ракет были предусмотрены макетно-технологическая ракета N1М и головной блок N1М. Первоначально планировалось начать летные испытания в 1967 г. и осуществить экспедицию на Луну в конце 1969 - первой половине 1970 г. Но строительство стартового комплекса было выполнено лишь в ноябре 1967 г. а его отработка с комплексом Н1-Л3 за вершилась через год. Система Н1-Л3 получила заключение о допуске к летным испытаниям только в начале 1969 г. Летным испытаниям было подвергнуто 4 ракеты. Каждый пуск проводился после анализа результатов телеметрии, дефектации материальнй части и реализации мероприятий по устранению замечаний, выявленных в предыдущем пуске. Первый пуск был осуществлен 21 февраля 1969 г. Двигатели ракеты проработали 68.67 с. и были выключены вследствии возникшего пожара в дыигательном отсеке первой ступени (за два месяца до этого, 21-27 декабря 1968 г., астронавты Бормал, Ловелл и Ан дерс на корабле "Аполлон-8" выполнили облет Луны). 3 июля 1969 г., при втором пуске, в результате аварии ракеты N5 был разрушен стартовый комплекс, а 24 июля земляне встречали Армстронка, Олдрина и Коллинза - экипаж кораблы "Аполлон-11", осуществивший 21 июля высадку на поверхность Луны. Летные испытания комплекса Н1-Л3 принимали затяжной характер. С опережением отработки носителя проводились летные испытания блоков комплекса Л3 - блока Д, ЛОКа с блоком И (в составе комплекса Л1) и ЛК с блоком Е в составе экспериментального изделия Т2К (соответственно, 24 ноября 1970 г. и 12 августа 1971 г. ). 27 июня 1971 г., при третьем пуске, ракета N6 потеряла устойчивость по крену, и после начала разрушения стыка третьей ступени с головным блоком на 50.1 с. двигатели были выключены. Политический интерес к программе Н1-Л3 падал. Вставал вопрос повышения уровня научно-технических задач программы освоения Луны и дальнейшего использования комплекса Н1-Л3. ЦКБЭМ разработало "Техничекие предложения по созданию копмелкса Н1-Л3М". Комплекс позволял двухпусковой схемой осуществить длительную экспедицию на Луну и обеспечивал экстренное возвращение экипажа на Землю. Предложения предусматривали ускорение отработки Н1. Как отмечалось в решении Совета Главных конструкторов и Ученого совета ЦКБЭМ 15 мая 1972 г. "...Предлжения разработаны во исполнение решения ВПК от 16 марта 1972 г. и плностью соответствуют Техническому заданию АН СССР...". 23 ноября 1972 г. был произведен четвертый пуск комплекса Н1-Л3. Ракета N7, стартовавшая в этом пуске, претерпела значительные изменения, направленные на устранение выявленных недостатков и увеличение массы выводимого полезного груза. Управление полетом осуществлял бортовой комплекс по командам гиростабилизированной платформы разработки НИИАП. В состав двигательных установок введены рулевые двигатели, система пожаротушения, улучшена механическая и тепловая защита приборов и бортовой кабельной се ти и др. Измерительные системы были доукомплектованы вновь созданной малогабаритной радиотелеметрической аппаратурой разработки ОКБ-МЭИ (Главный конструктор А.Ф.Богомолов). Всего на этом изделии было установлено более 13000 датчиков. Ракета пролетела без замечаний 106.93 с., но за 7 с. до расчетного времени разделения первой и второй ступеней произшло практически мгновенное разрушение двигателя N4, которое привело к ликвидации ракеты. Несмотря на то, что все пуски закончились авариями, они позволили в натурных условиях отработать наиболее сложную ступень ракеты, преодолеть атмосферный участок полета. Полные затраты на освоение Луны по программе Н1-Л3 на январь 1973 г. составили 3.6 миллиарда рублей, из них на создание Н1 - 2.4 милиарда рублей. Очередной пуск намечался на четвертый квартал 1974 г. К маю на ракете N8 были реализованы все проектные и конструктивные мероприятия по обеспечению живучести ракеты, вытекающие из анализа предыдущих полетов и дополнительных исследований. Начался монтаж двигателей многократного запуска. Но назначенный в мае 1974 г. руководителем ЦКБЭМ, преобразованного в НПО "Энергия", академик В.П.Глушко работы по теме Н1Л3 прекратил. Постановление Правительства о прекращении работ по этой теме и списанию затрат вышло лишь в феврале 1976 года. Производственный задел ракетных блоков, практически все оборудование технического, стартового и измерительного комплексов было списано и уничтожено. Но, несмотря на столь печальный конец ракеты-носителя Н1, опыт проектно-конструкторских разработок, эксплуатации и обеспечения надежности мощной ракетной системы был в полной мере использован при создании мощной универсальной ракетно-космической транспортной системы "Энергия".