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Als 1961 der Wettlauf zum Mond begann, sah es zuerst aus als hätten die Russen
alle Trümpfe in Ihrer Hand. Ihre Trägerraketen konnten mehr Nutzlast transportieren und Sie hatten eine Reihe von Erstleistungen
erbracht. Russen schickten 1957 den ersten Satelliten und das erste Lebewesen in den Weltraum, 1959 die erste Sonde zum Mond und
machten 1960 die ersten Aufnahmen der Mondrückseite. 1961 umrundete schließlich Gagarin als erster Mensch die Erde.
Trotzdem gewannen die USA den Wettlauf zum Mond. Das russische Mondprogramm scheiterte auch wegen der Trägerrakete N-1 Herkules, die nicht erfolgreich war.
Im Westen wurde die Rakete nach der Sheldon Buchstaben Nominierung G-1 genannt, mit der Öffnung der SU Anfang der neunziger Jahre wurde ihr wahrer Name "Nositjel1" der kurz N-1 (für russisch Trägerrakete 1) bekannt. Intern verwandten die Sowjets damals ein System ohne Benennung. Namen wie im Westen (Atlas, Thor, Titan, Saturn...) sind in Russland, wo man keine Öffentlichkeit hat der man Rechenschaft für die aufgewendeten Gelder ablegen muss, unüblich. stattdessen gibt es dort für Produkte sogenannte "Erzeugniscodes". Für die N-1 war es der Code "11A52" zusätzlich gab es für ganze Raketen oft eine Kurzbezeichnung. Hier bekam die Rakete die Abkürzung N-1 für "Nositjel-1" (Trägerrakete 1). Dies unterschied sie von den bislang verwandten militärischen Raketen die mit "R-" anfingen für "Raketa" (Rakete).
Am 12.4.1961 startete mit Juri Gagarin der erste Mensch ins Weltall und der Schock auf amerikanischer Seite war groß. Es galt nun der Öffentlichkeit ein Programm zu präsentieren, das so angelegt war, das die Sowjets nicht im Vorteil waren. Man bat Wernher von Braun ein Memorandum für Kennedy zu erstellen und in diesem skizzierte er alle möglichen bemannten Projekte in der Raumfahrt die man durchführen könnte, von dem Flug mehrerer Männer (Gemini) über eine Raumstation (Skylab) bis zu einem Mondumflug und einer Mondlandung. Er favorisierte eine Mondlandung, da bei dieser die Sicherheit bestand, das die Sowjets keinen Vorteil hatten. Dazu wären Trägerraketen nötig gewesen, die 20 mal leistungsfähiger als die damals verfügbaren waren. Es war zudem unwahrscheinlich dass die Sowjets schon an einem Mondprogramm arbeiteten, während man dies für kleinere Programme nicht ausschließen konnte.
So wurde das Mondprogramm der USA in die Wege geleitet. Es war ein Poltisches Ziel und kein wissenschaftliches und man stellte dafür enorme Summen zur Verfügung. Auch die Sowjetunion verfolgte ein Mondprogramm, auch wenn sie es nie offiziell zugab. Allerdings war es auf die Landung von 2 Kosmonauten ausgelegt und die Nutzlast für die Rakete geringer als auf amerikanischer Seite. Daneben versuchte man mit der Proton den Amerikanern bei einer bemannten Mondumfliegung zuvorzukommen. Dazu wäre ein modifiziertes Sojus Raumschiff zum Mond gestartet, hätte diesen aber nur umrundet ohne in eine Bahn einzuschwenken oder zu landen. Es gab somit zwei konkurrierende Mondprogramme bei den Russen.
Ein Grund warum die Sowjets den Amerikanern anfangs voraus waren, war das sie die Technik der A-4 die beiden Staaten als Ausgang diente, weit aus weniger verbessert hatten als die Amerikaner. So arbeitete der Gasgenerator der Trägerrakete von Sputnik wie bei der A-4 noch mit H2O2 als Gas liefernden Stoff und auch der Schub jeder Brennkammer wurde kaum gesteigert. Man verwendete nur in jedem Triebwerk vier Brennkammern und fünf Triebwerke mit 20 Brennkammern ergaben am Schluss die Rakete.Dazu kamen weitere 12 Verniertriebwerke. Man konzentrierte sich auf die Entwicklung neuer Raketen durch Bündelung, während die USA viel Zeit und Geld in größere und modernere Triebwerke investierten.
Demgegenüber konnten die Amerikaner bei der Atlas den Schub gegenüber der A-4 um den Faktor 3 steigern und verwendeten nur 3 Triebwerke. Von der Triebwerksentwicklung waren die Amerikanischen Raketen also weiter fortgeschritten und der Unterschied zu den großen Triebwerken, die nötig für eine Mondrakete waren, war geringer. Dafür hatten sie länger zur Entwicklung der Triebwerke gebraucht, wodurch die Sowjets imstande waren den ersten Satelliten Sputnik zu starten.
Die N-1 ging auf einen Entwurf Koroljows aus dem Jahr 1956 für eine 70 t Rakete, wie sie für eine Raumstation benötigt
wurde. Am 23.6.1960 wurde das Programm konkretisiert und es sollte bis 1963! eine N-1 mit 40-50 t Nutzlast und eine N-2 mit einer
nuklearen Oberstufe sollte bis 1967 entwickelt werden. Geplant war ein stufenweiser Ausbau der N-1 mit leistungsfähigeren Oberstufen
die Wasserstoff nutzten, elektrischen und nuklearen Oberstufen bis auf 70 t Nutzlast. Das Programm war sehr ehrgeizig. Die
Zeitvorgaben waren nicht zu halten und so wurde 1962 die Zeitvorgabe für die N-1 auf 1965 angepasst und die N-2 sollte von 1963-1970
entwickelt werden. Mitte der sechziger Jahre wurden die Pläne für die N-2 begraben und die N-1 mit reinem chemischen Antrieb sollte
die gleiche Nutzlast erreichen.
Die Abkürzung N kommt von Nositjel (Träger) im Gegensatz zu den Abkürzungen R von Raketa (Rakete), wie sie bei militärischen Typen üblich war. Die "Sputnik Trägerrakete hatte in Russland z.B. die Abkürzung "R-7". Wäre man damals an die Entwicklung gegangen, so hätten die Russen eine realistische Chance gehabt die Amerikaner zu schlagen. Doch damals galt es zuerst kurzfristige Erfolge mit den Wostok und später Woschod Kapseln zu erlangen.
Bei der N-1 Mondrakete beschloss man in der SU das Prinzip des Bündelns beizubehalten und entwickelte eine Rakete mit nicht weniger als 30 Triebwerke in der ersten Stufe (bei der Saturn 5 waren es nur 5). Man erkennt in der Konzeption der Rakete auch die Handschrift Koroljows, des russischen Chefkonstrukteurs. Seine Auslegung bestand aus einer Bündelung vieler Triebwerke und der bewährten Kombination von flüssigem Sauerstoff (LOX) und Kerosin. Sein Konkurrent Gluschko, der die Proton entwickelte, favorisierte dagegen stärkere Triebwerke mit 600 t Schub und die Kombination von lagerfähigen Treibstoffen in der Grundstufe und Wasserstoff / Sauerstoff in den Oberstufen, um die Startmasse kleiner zu halten. Koroljow überwarf sich so mit Gluschko, dem führenden Triebwerkskonstrukteur der UdSSR. Hierbei gab es persönliche Gründe (Gluschko wurde 1937 vom Geheimdienst NKWD zu Denunziationen bewegt die zur Verhaftung Koroljows führten) aber auch eine Rivalität zwischen den beiden führenden Raketenentwicklern der Sowjetunion und ihren Konstruktionsbüros.
Gluschko favorisierte die im Jahre 1960erstmals in der SU in größeren Mengen synthetisierte Verbindung UDMH (Unsymmetrisches Dimethylhydrazin) als Verbrennungsträger und Stickstofftetroxid als Oxidator. Er argumentierte dass diese Verbindung zum einen mehr Energie als Kerosin/Sauerstoff lieferte, zum anderen die Verbrennungstemperaturen um 200-580 Grad niedriger lagen. Dies verringerte die Anforderungen an die Triebwerke. Zudem waren beide Substanzen bei Normaltemperaturen flüssig, so dass man eine Rakete lange zeit betankt lassen konnte. Aus diesem Grund setzte sich Ab Anfang der sechziger Jahre dieser Treibstoff bei militärischen Raketen sehr schnell durch. Koroljow wollte einen bewährten Treibstoff und sah in der Tatsache dass beide Substanzen sich spontan bei Kontakt entzünden als einen Risikofaktor bei einer so großen Rakete. Er blieb bei der Kombination Kerosin mit flüssigem Sauerstoff welche seit etwa 10 Jahren in verschiedenen Typen eingesetzt wurde und deren Handhabung und Probleme man daher genau kannte. Gluschko bestand auf dieser Kombination genauso, wie Koroljow auf Kerosin/Sauerstoff aus Gründen der Betriebssicherheit bestand. So war keine Einigung möglich. In der Folge entwickelte Gluschko eine Reihe von Antrieben die zahlreiche Interkontinentalraketen antrieben und auch Trägerraketen wurden.
Doch Koroljow war Raketenbauer, aber kein Triebwerksspezialist. Er musste sich mit der Nummer 2 den Russland zu bieten
hatte zusammen tun. Dies war Nikolai Kusnezow, der die Triebwerke NK-15 für die erste Stufe entwickeln sollte. Um den Auftrag
bewarben sich auch Alexej Issavew und Ljuka. Kusnezow war allerdings Entwickler von Flugzeugtriebwerken und nicht
Raketentriebwerken. Die Konstrukteure von Kusnezow hatten die Triebwerke des Typs NK-9 entwickelt, beim Wettbewerb für die
Interkontinentalrakete GR-9, eine Interkontinentalrakete der zweiten Generation jedoch gegenüber dem Triebwerk RD-111 von Gluschko
unterlegen. Nun propagierte Kusnezow diese Triebwerke für die zweite und dritte Stufe der N-1 als Antrieb. Die GR-9 erreichte zwar
keine Bedeutung als Interkontinentalrakete wurde jedoch genutzt um die NK-9 Triebwerke in größere Höhen zu bringen und diese so im
Flug zu erproben.
Auf Basis dieses NK-9 mit etwa 39 t Schub entwickelte man das Triebwerk NK-15 mit 150 t Schub. Gluschko präsentierte sein Triebwerk RD-250 mit 889 kN (89 t Schub) als Gegenentwurf. Der Entwurf von Kusnezow wurde akzeptiert. Das Triebwerk RD-250 wurde dann in der Tsyklon eingesetzt und seine Weiterentwicklung, das RD-253 treibt bis heute die Proton an.
150 t Schub erscheinen viel. doch für eine Rakete für 70 t Nutzlast würde man etwa 20 Triebwerke mit diesem Schub in der ersten Stufe benötigen. Die Saturn 5 setzte dagegen Triebwerke mit 700 t Schub ein und kam so mit 5 Triebwerken aus. So sah man in der ersten Stufe eine Schubreserve von 25 Prozent vor und entwickelte ein Steuersystem namens KORD, welches bei einer Fehlfunktion automatisch das gegenüberliegende Triebwerk mit abschaltete. der erste Entwurf sah so 24 Triebwerke in der ersten Stufe vor, die ringförmig an der Außenseite angeordnet waren. Wie bei der Saturn 5 war die N-1 nur ein Entwurf einer ganzen Raketenfamilie. Verwandte man nur die zweite und dritte Stufe sowie eine Stufe des Mondlandekomplexes L-3 so entstand daraus die 700 t schwere N-11 mit einer Nutzlast von 20 t. Verwandte man nur die dritte Stufe und eine Stufe von L-3 so ergab dies die Rakete N-111 mit einer Startmasse von 200 t und einer Nutzlast von 5 t.
Damit die Strukturmasse gering blieb und das Volumen der Rakete nicht zu groß wurde sollte der Treibstoff in kugelförmigen Tanks untergebracht werden. Da man erheblich mehr Sauerstoff als Kerosin brauchte war der Kerosintank kleiner und über dem Sauerstofftank angebracht. Verkleidet hatte jede Stufe so die Form eines Kegelstumpfes und die gesamte Rakete sah wie ein Kegel aus.
Als am 14.1.1966 das Mondlandeteam eine Nutzlast von 95 t, anstatt den projektierten 75 t verlangte, musste das Design des Trägers geändert werden. Nun kamen zu den ringförmig angeordneten 24 Triebwerken 6 weitere Triebwerke im Zentrum. Das erhöht zwar die Komplexizität der ersten Stufe, aber durch den höheren Schub ergab sich so eine Schubreserve von 60 %. Das führt zu geringeren Gravitationsverlusten (die Übergangsbahn in 200 km Höhe wird schneller erreicht) auf Kosten einer höheren Ausfallwahrscheinlichkeit. Um die Belastung für die Astronauten am Schluss, wenn der Treibstoff fast aufgebraucht ist, also die Stufe viel leichter ist zu reduzieren wurden die inneren 6 Triebwerke nach 105 Sekunden abgeschaltet. In der Summe muss die Hinzunahme der 6 Triebwerke in etwa den gleichen Effekt gehabt haben wie eine um 150 t vergrößerte Stufenmasse. (Berechnung des Autors).
Die Verwendung von Wasserstoff als Treibstoff zumindest in den Oberstufen, wie man es bei der Saturn V betrieb wurde nie erwogen. Dieser Treibstoff hat einen spezifischen Impuls der um etwa 30 % höher lag als bei Kerosin/Sauerstoff, was es möglich machte, dass die Saturn V bei gleicher Startmasse und nur konventioneller Technik (geringeren Brennkammerdrücken, schwerer Konstruktion, niedrigerer Wirkungsgrad) als die N-1 trotzdem etwa 35 % mehr Nutzlast bei gleicher Startmasse transportieren konnte. Erst in den achtziger Jahren wurde bei der Energija diese Kombination eingesetzt und bei diesem Einsatz blieb es auch. Die Oberstufe der indischen GSLV verwendet aber ein Lizenz nachgebautes sowjetisches Triebwerk mit diesem Treibstoff.
Es gab schon 1956 ein Programm der SU für eine Langzeiterforschung des Weltraums. Dies sah bis 1970 nur eine unbemannte Erforschung von Mond und Planeten voraus mit einer Nutzlast von 12 t. Der Wettlauf im Weltraum änderte dieses Programm. Am 13.5.1961, nur 12 Tage vor der berühmten "Mond-Rede" von J.F. Kennedy wurde in der UdSSR in der Direktive Nr. 715-296 ein Programm zur Monderforschung verabschiedet. Es war aber immer noch längerfristig orientiert und sah zwei Phasen vor. Zuerst sollte man den Mond bemannt nur umrunden und später erst auf ihm landen. Dazu sollten zwei Raumschiffe zum Einsatz kommen und zwei Trägerraketen.
Gluschko entwickelte parallel zur N-1 die Proton als Trägerrakete für ein Raumschiff welches den Mond umrunden sollte und später die Triebwerke RD-180 der Zenit und der Energija. Die UR-500, wie die Proton intern hieß, war ursprünglich als eine überschwere Interkontinentalrakete konzipiert worden. Sie wurde jedoch dann zum Träger von Planetensonden und später auch Raumstationen. Gedacht war an den Start einer modifizierten Wostok Kapsel, ähnlich wie man die Wostok als Woschod dem Westen als neue Raumkapsel verkaufte. Dieses Programm trug noch die Handschrift Chruschtschows bei dem es weniger auf eine dauerhafte Erforschung des Weltraums ankam als vielmehr auf schnelle Erfolge und dieses Programm versprach rasche Erfolge.
Am 13.4.1962 bekräftigte das Politbüro die Pläne und ordnete den Bau des LK-1 und der UR-500 an. Von der Mondrakete
N-1 und dem Mondlandekomplex L-3 war damals noch nicht die Rede, obwohl inzwischen die USA seit einem Jahr an dem Apollo Programm
arbeiteten und die Entwicklung der Saturn V begonnen hatte. Bei der Triebwerksentwicklung hatten die USA sogar einen noch größeren
Vorsprung, denn die begann schon im Jahre 1959.
Erst als man erkannte dass die Amerikaner rasche Fortschritte vermelden konnten, auch weil man für Apollo enorme Mittel bereitstellte kam das Umdenken. Am 3.8.1964 gab es einen ZK Beschluss 655-288 in dem man nun endlich dem Mondprogramm den Vorrang gewährte. Nun schlug das Pendel aber zur anderen Seite aus. Anstatt sich nun vollständig auf das N-1/L-3 Programm zu konzentrieren vergab man weitere Aufträge für die Entwicklung zweier weiterer Raketen: der UR-700 und der R-56 die als alternative Träger anstatt der N-1 in Frage kamen. Die UR-700 hätte bei einer Startmasse von 4823 t eine Nutzlast von 151 t in einen Erdorbit befördert und die R-56 hätte eine Nutzlast von 40 t gehabt. Beide basierten auf dem Triebwerk RD-270, welches mit 6713 kN Schub erheblich stärker als das NK-15 Triebwerk war und in der Größenklasse eines F-1 Triebwerks anzusiedeln ist.
Während die Amerikaner ein Mondprogramm hatten, wurde in der UdSSR also an einer Mondlandung (mit der N-1) und einer bemannten Mondumrundung (mit der Proton) gearbeitet. Es wurden zwei Raumschiffe und 3 überschwere und eine schwere Trägerrakete entwickelt. Dabei hatte man schon jetzt Zeit vergeudet. Boris Tschertok, einer von Koroljows Stellvertretern meinte dazu 1998 in einem Interview: "Wir wurden immer kritisiert, dass wir in der Sowjetunion keine Demokratie gehabt hätten. Beim Entwurf von neuen Flugzeugen und Raketen hatten wir jedoch faktisch einen Überschuss an Demokratie und Freiheit. Während die Amerikaner bei der Entwicklung der Saturn V die gesamte Leitung in eine Hand legten, arbeiteten wir bei der Schaffung schwerer Raketen dezentralisiert und zerstritten. Damit beschäftigten sich die Kollektive Koroljows, Tschelomejs und Jangels, wo es doch nur notwendig war eine Rakete zu bauen. Natürlich war jeder der Meinung, dass sein Projekt das beste wäre. Paradoxerweise gab es unter den Bedingungen der kommunistischen Diktatur mehr technologische Freiheit als in den USA".
Die N-1 und ihre Triebwerke waren vor der Saturn V projektiert und die Entwicklung begonnen worden. Seitdem verlief die Entwicklung aber auf Sparflamme. Koroljow sah die Gefahr und legte am 25.12.1964 ein modifiziertes Konzept vor:
Die N-1 sollte nun einen sehr einfachen Mondlander für nur zwei Kosmonauten (davon landet einer auf dem Mond) transportieren. Trotzdem musste dazu die Nutzlast erhöht werden, denn die N-1 war ja zuerst als Trägerrakete für eine 70 t Raumstation konzipiert worden. Die N-1 hätte den L-3 in eine 220 km hohe Erdbahn befördert. Dort hätte der L-3 mit zwei eigenen Raketenstufen dann eine Bahn zum Mond eingeschlagen.
Die neue Nutzlast die L-3 erforderte betrug nun 95 t (die Saturn 5 hatte eine Nutzlast von 130 t für den Erdorbit). Man sollte dies durch folgende Maßnahmen erreichen:
Damit kam Koroljow durch und sein Konzept wurde favorisiert. Doch erst am 16.11.1966 wurde die Entwicklung der UR-700 und R-56 wurde eingestellt. Diese Raketen wurden als Konzeptstudien jedoch weiter verfolgt. Weiterhin propagiert wurde auch das Programm der Mondumrundung. Ende 1964 begannen die Sowjets erst richtig mit der Entwicklung der N-1, zu einem Zeitpunkt als die Entwicklung der Saturn 5 schon in vollem Gange war und ihr Vorläufer Saturn 1 schon ihre Tests absolvierte.
Zu diesem Zeitpunkt glaubte Koroljow nicht vor einer bemannten Mondumrundung vor 1969, also zu einem Zeitpunkt den
Kennedy für die Mondlandung genannt hatte. Er hielt das UR-500 Projekt für überflüssig zumal die Mittel knapp waren. Als Koroljow im
Januar 1966 bei einer Operation starb verlor auch die Entwicklung der Herkules eine wesentliche Stütze. Sein Nachfolger wurde
Wassili Mischin. Es dauerte jedoch ein halbes Jahr bis er als Chefkonstrukteur berufen wurde - Eine Zeit in der das Projekt
führerlos war. Mischin schaffte es, dass man die Konkurrenzprojekte UR-700 und R-56 einstellte, jedoch wurde das L1 Projekt
(Mondumrundung mit einer Sojus Kapsel) weiter geführt. Es wurde erst eingestellt als die Amerikaner mit Apollo 8 an Weihnachten 1968
den Mond umrundeten.
Um Zeit und vor allem Geld zu sparen gab es eine sehr ungewöhnliche Strategie bei der Umsetzung der N-1. Zum einen wurde die Rakete erst am Startplatz in Baikonur zusammengebaut. Die USA bauten die Stufen dagegen beim Hersteller jeder Stufe zusammen und transportierten sie mit Schiff oder Flugzeug zum Startplatz. Die ersten beiden Stufen der N-1 wären jedoch zu breit für jeden Eisenbahntunnel und zu groß für jedes Flugzeug gewesen und anders als per Bahn oder Flugzeug ist Baikonur nicht zu erreichen. Man verzichtete auch auf Teststände für die erste Stufe. Normalerweise erfolgt die Erprobung einer Rakete in mehreren Stufen :
Bei der N-1 ging man andere Wege. Ein Teststand für die erste Stufe wurde nie gebaut. Man glaubte die Daten aus den Ergebnissen der zweiten Stufe bekommen zu können, da die zweite Stufe dieselben Triebwerke wie die erste verwandte. Stattdessen sollte die N-1 vollständig im Flug erprobt werden wobei 12 Teststarts vorgesehen waren. Mindestens 5 nacheinander erfolgreiche Flüge waren notwendig, vor dem ersten bemannten Flug. Wassili Mischin, sowjetischer Triebwerkskonstrukteur bezeichnete dies als einen der Fehler des N-1 Programms. Natürlich ist ein Teststand teuer. Ein Teststand für die erste Stufe der N-1 musste Lasten von 4700 t aufnehmen, die von der Rakete innerhalb einiger Sekunden aufgebaut werden. Wäre dies z.B. eine Konstruktion wie bei einer Brücke so entspräche dies 470 Lastern à 10 t die gleichzeitig auf der Brücke sind.
Anderseits kann man Tests im Teststand wiederholen, mehr Daten gewinnen als durch Telemetrie bei einem Flug übertragen werden können und man kann die Stufe nach den Tests inspizieren oder bei Problemen abschalten und dann nach der Ursache des Problems suchen. Im Saturn Programm konnte man so nach Explosionen in Bodentests fehlerhafte Schweißnähte ausfindig machen und diese Probleme beseitigen. Vor allem kann man sehr viele Versuche durchführen, solange bis man weiss, dass die Stufe erfolgreich fliegen wird.
Dem Mangel an Mitteln und Möglichkeiten zur Erprobung stand ein utopischer Flugplan gegenüber. Nach einem Dekret von Breschnew vom Februar 1967 sollte die Flugerprobung der N-1 im 3 Quartal 1967 beginnen und die Mondlandung im dritten Quartal 1969 erfolgen. Dafür wurden 2 nicht flugfähige Modellraketen zur Erprobung der Bodeneinrichtungen und des Startablaufes und 12 Flugexemplare genehmigt. Die Modelraketen waren notwendig geworden, weil es sowohl bei der N-1 wie auch bei den Bodenanlagen während der Entwicklung zahlreiche Modifikationen gab und man mit diesen Raketen die Konformität überprüfen konnte.
Wie sich bei den Versuchen zeigte, war Kusnezov mit den Triebwerken überfordert. Schon früh in dem Projekt musste man den Brennkammerdruck von 150 auf 80 Bar absenken. Trotzdem zeigten die Triebwerke NK-15 der ersten und zweiten Stufe bei Tests eine erschreckend niedrige Zuverlässigkeit. Gluschko bezeichnete sie als "faule Triebwerke" und versuchte durchzusetzen, dass man auf sein RD-270 umschwenkte. Doch man konnte nun nicht mehr wechseln. Nach den ersten zwei Fehlstarts beschloss man die Triebwerke von Grund auf neu zu konstruieren. Die Triebwerke NK-33 und NK-43 welche aus den ursprünglichen Triebwerken entstanden sollten in den folgenden Flügen eingesetzt werden und die geforderte Sicherheit bei sehr guten Leistungswerten erreichen.
Schon im November 1967 musste man den Beginn der Flugerprobung um 1 Jahr auf das dritte Quartal 1968 verschieben. Noch immer hoffte man den Amerikanern zuvorzukommen. Allerdings wäre dazu eine Katastrophe bei den Amerikanern nötig gewesen, denn zu diesem Zeitpunkte hatte schon die Saturn V ihren Erststart und auch das Apollo Raumschiff wurde bemannt auf einer Saturn IB mit Apollo 7 im Oktober 1967 erprobt.
Das erste flugfähige Exemplar der N-1 wurde im Frühjahr 1968 fertig gestellt. Nun forderte die sowjetische Führung den Beginn der bemannten Testflüge Mitte 1969 und die Landung auf dem Mond für 1970. Nachdem sie auf der Startrampe aufgerichtet wurde fotografierte am 28.8.1968 ein KH-8 Gambit die N-1 aus dem Schattenwurf konnte man die Größe auf 335 Fuß (102,1 m) und den Basisdurchmesser auf 55 Fuß (16,74 m abschätzen - recht nahe an den wirklichen Dimensionen von 105 m Höhe und 15,90 m Durchmesser)
Die Entwicklung des NK-15 erfolgte erst 1962, wesentlich später als die Entwicklung des F-1 der Saturn V. Ab 1963/64
gab es eine 1:2 Attrappe und erst zwischen Oktober und Dezember 1967 durchlief es die Testphase. Zu diesem Zeitpunkt waren die UdSSR
schon weit hinter den Amerikanern, die erste Saturn V hatte ihren Erstflug am 9.11.1967. Später verfuhr man mit den Triebwerken wie
bei der Serienbauweise von anderen Gütern: Anstatt jedes zu testen wurde aus einer Charge eines herausgegriffen und intensiven Tests
unterzogen welche die Einsatzbedingungen übertreffen und bis zur Zerstörung gingen. Die anderen Triebwerke einer Charge wurden bei
erfolgreichen Tests als qualifiziert angesehen, ansonsten die ganze Charge verworfen. Insgesamt war das gesamte NK-15
Entwicklungsprogramm von Zeitdruck und Kostenproblemen geprägt, was auch zu dem Einsatz unausgereifter Triebwerke führte.
Nachdem man bei den ersten beiden Flügen sah, dass die NK-15 und das Steuersystem KORD nicht den Vorgaben genügten entwickelte Kusnezov ab Juli 1970 auf Basis der NK-15 das NK-33 Triebwerk. Es war ein Triebwerk der zweiten Generation und nicht einfach nur ein verbessertes NK-15. Ziel war ein erheblich zuverlässigeres Triebwerk mit wesentlich längerer Sollbetriebszeit. Anders als das NK-15 war das NK-33 bis zu fünfzehnmal wiederzündbar. Es war so möglich jedes Triebwerk vor dem Start zu erproben. Auch hier näherte man sich der Saturn V an, bei dem das F-1 Triebwerk wiederzündbar war und ausgelegt für die mehrfache Sollbetriebszeit, obwohl es bei der Saturn V nur einmal gezündet werden musste und lediglich 150 Sekunden lang brannte.
Analog verbesserte man auch die Triebwerke NK-19 der dritten Stufe und entwickelte aus Ihnen die Triebwerke NK-43. Die
Erprobung der NK-33 und NK-39 (Version des NK-33 für die zweite Stufe mit Anpassungen an den Betrieb in großer Höhe) fanden bis zum
September 1972 statt und bei den NK-39 war die Erprobung erst im November 1973 abgeschlossen. Zu diesem Zeitpunkt war das Apollo
Programm schon beendet. Weitere Tests der NK-33 und NK-43 fanden bis 1975 statt.
Geplant war eine Version der Mondrakete, welche die geforderten 95 t Nutzlast in einen Erdorbit transportieren konnte. Für heutige Verhältnisse wurde enorm viel getestet. Von den Triebwerken NK-15 / NK-15V die in der Mondrakete in den ersten beiden Stufen eingesetzt wurden nicht weniger als 199 Entwicklungsexemplare und 382 Serienexemplare gebaut. Diese absolvierten 832 Tests mit einer Gesamtbrenndauer von 86000 Sekunden. Zum Vergleich die F-1 Triebwerke der Saturn V absolvierten sogar 2471 Tests bis zum ersten Flug und die Haupttriebwerke des Space Shuttle 730 Tests. Die Endung "V" für die Triebwerke der zweiten Stufe zeigt, dass diese für den Betrieb im Vakuum optimiert waren und eine viel längere Glockendüse hatten, als die NK-15 der ersten Stufe. Ansonsten waren die Triebwerke der ersten und zweiten Stufe identisch.
Dasselbe galt für dritte und vierte Stufe. Auch hier waren die Triebwerke identisch. Auch hier setzte die dritte Stufe 4 Triebwerke und die vierte nur eines ein. Technisch gesehen wurde der Mondlandekomplex L-3 zu dem die vierte Stufe schon gehörte von einem anderen Konstruktionsbüro entwickelt. Dieses griff für die fünfte Stufe auf ein Triebwerk des Typ RD-58 zurück, also keines der NK Serie von Kusnetzov.
Die erste Version der Mondrakete setzte folgende Triebwerke ein:
Für spätere Versionen der Mondrakete wurden die moderneren Varianten NK-33 (Erststufe) und NK-43 (Zweitstufe) entwickelt. Diese kamen nicht mehr zum Einsatz. Ab Exemplar 8 sollten die NK-33 und NK-43 die NK-15 ersetzen. Die 250 Triebwerke die dafür gebaut wurden absolvierten sogar 677 Tests mit 108.000 Sekunden Brenndauer. Dabei gab es 35 Probleme. Wobei die letzten 246 Tests des NK-33 und die letzten 86 des NK-43 ohne Probleme verliefen. Die Triebwerke sind also ausgereift, leider wurde das Mondprogramm eingestellt, bevor ein NK-33 / NK-43 Triebwerk in einer Mondrakete eingesetzt werden konnte. Das NK-33 hat einen Schub von 1746 kN am Boden bei einem spezifischen Impuls von 3247 m/s im Vakuum. (NK-15: 1510 kN Bodenschub und 3119 m/s spezifischer Impuls). Das NK-43 einen Vakuumschub von 1790 kN und einen spezifischen Impuls von 3404 m/s. (NK-15V: 1648 kN Schub und spezifischer Impuls 3393 m/s). Eine Neuerung beim NK-33 gegenüber dem NK-15 aber auch anderen Triebwerken dieser Größenklasse war die Möglichkeit der Schubregulierung und die Fähigkeit bei sehr unterschiedlichen Mischungsverhältnissen zu arbeiten. Das NK-33 kann bis auf 2040 kN im Schub gesteigert werden und mit sich ändernden Mischungsverhältnissen von 20% bei den Treibstoffen auskommen. Es ist auch auf 70% des Nennschubs drosselbar. Damit wäre zum einen das vorzeitige abschalten von sechs Triebwerken zu Brennschluss der ersten Stufe nicht mehr notwendig und zum anderen erlaubt es die Fähigkeit mit wechselnden Mischungsverhältnissen auszukommen, die Treibstoffe vollständig zu verbrauchen. Eine derartige Technik wurde in der Saturn S-I und S-IVB Stufe eingesetzt, war aber für die N-1 zumindest bei der ersten Generation nicht geplant.
Das NK-43 ist anders als das NK-15V wiederzündbar. Die Triebwerke können bis zu 16.000 Sekunden (oder maximal 17 Zündungen) ohne Überholung betrieben werden und haben eine Lebensdauer von maximal 25.000 Sekunden oder 25 Zündungen. Diese hohe Lebensdauer erlaubt es auch ein Triebwerk ausgiebig zu testen bevor man es in die Rakete einbaute. Viel spricht also dafür, dass man die Triebwerksprobleme mit dieser zweiten Generation gelöst hatte.
Sowohl NK-15 wie auch NK-33 verbrannten Sauerstoff und Kerosin im Verhältnis von 2.80:1. Im Gasgenerator wurde das Arbeitsgas für die Turbine erzeugt indem der Sauerstoff im Überschuss verbrannt wurde. Die Leistung der Turbine und damit des Triebwerks konnte variiert werden indem man den Sauerstoffüberschuss variierte. Bei dem NK-33 betrug das Regelungsverhältnis 50 bis 105 Prozent des Nominalschubs. Eine Erhöhung bis auf 135 Prozent des Nominalschubs ist möglich, wenn man Abstriche an der Gesamtbrenndauer macht.
Ein Teil des Arbeitsgas diente nach Passage der Turbine zur Lageregelung der Rakete um die Rollachse indem es durch 8 Düsen freigesetzt wurde. Andere Teile des Arbeitsgases wurden mit Kerosin versetzt, damit abgekühlt und dienten zur Druckbeaufschlagung des Kerosintanks. Der überwiegende Teil wurde jedoch in die Brennkammer mit dem Treibstoff eingespritzt und diente so zur Druckerhöhung. Das Triebwerk verwandte als eines der ersten russischen Triebwerk also einen geschlossenen Kreislauf. Anders als bei vielen anderen russischen Treibwerken gab es auch nur eine Brennkammer pro Turbine.
Die Triebwerke der Herkules mussten an der Grenze des technisch möglichen arbeiten. Das lag daran dass man auf Wasserstoff als Treibstoff verzichtet hatte. Dieser Treibstoff war damals noch technisches Neuland und bereitete besondere Probleme wegen seiner niedrigen Temperatur. Durch die Verwendung von Wasserstoff bei der Saturn V in den oberen 2 Stufen konnte diese bei gleicher Startmasse jedoch erheblich mehr Nutzlast als die Herkules transportieren, obwohl Wernher von Braun bewusst bei allen Triebwerken konventionelle Ansätze wählte, der Sicherheit wegen.
Die Triebwerke der N-1 mussten dagegen das Maximum an Leistung herausholen, was man aus der Treibstoffmischung Kerosin/Sauerstoff gewinnen kann. So gab es einen geschlossenen Kreislauf, der die Treibstoffausnützung verbesserte. Das Mischungsverhältnis Sauerstoff zu Kerosin ist hoch (höhere Brennkammertemperaturen) und der Brennkammerdruck ist hoch. In der Tat gibt es bis heute kein Triebwerk für diese Treibstoffkombination mit einem höheren spezifischem Impuls - der wichtigsten Kenngröße für ein Triebwerk. In vielen Designmerkmalen ähneln die späteren NK-33/43 Triebwerke mehr dem Space Shuttle Triebwerk als dem F-1 der Saturn. Trotzdem ist die Treibstoffkombination der Wasserstoff unterlegen und die N-1 beförderte eine geringere Nutzlast als die Saturn V.
| Größe | NK-15 | NK-15V | NK-33 | NK-43 |
|---|---|---|---|---|
| eingesetzt in | 1 Stufe | 2 Stufe | 1 Stufe | 2 Stufe |
| interner Produktcode | 11D52 | 11D52V | 11D111 | 11D112 |
| Entwicklungszeitraum | 1962-1972 | 1962-1972 | 1970-1974 | 1969-1974 |
| Einsatz | N-1 Flug 1-7 | N-1 Flug 1-7 | N-1F Flug 8ff | N-1F Flug 8ff |
| Höhe | 2.70 m | 2.34 m | 3.71 m | |
| Breite | 1.50 m | 2.00 m | 1.50 m | 2.50 m |
| Gewicht | 1247 kg | 1345 kg | 1340 kg | 1396 kg |
| Schub Boden | 1510 kN | 1510 kN | ||
| Schub Vakuum | 1544 kN | 1648 kN | 1680 kN | 1755 kN |
| spez. Impuls Boden | 2913 m/s | 2923 m/s | . | |
| spez. Impuls Vakuum | 3118 m/s | 3393 m/s | 3247 m/s | 3404 m/s |
| Brennkammerdruck | 78.5 Bar | 78.5 Bar | 145.7 Bar | 145.7 Bar |
Sehr deutlich bei Gegenüberstellung der technischen Daten sieht man wie nicht nur die Zuverlässigkeit sondern auch Schub und Energieausbeute gesteigert wurden. Für das NK-43 wird eine Zuverlässigkeit von 99.85 % angegeben. Gilt diese auch für das NK-33 so wäre ein Ausfall eines der 30 Triebwerke der ersten beiden Stufen nur zu 5.6% wahrscheinlich. Bei vielen anderen Raketen ist man zufrieden wenn ein Triebwerk eine Zuverlässigkeit von 99 % hat. Dieser Wert ist zum Beispiel für die Ariane 5 die Designvorgabe.
Russland baute insgesamt 208 NK-33 und 42 NK-43 Triebwerke. Davon waren 107 für den Flugeinsatz vorgesehene Serienexemplare. Der Rest wurde für Tests gebaut.
Das Triebwerk der dritten Stufe taucht unter verschiedenen Bezeichnungen in der Literatur auf. Der Hersteller Energija bezeichnet es als NK-19. Am häufigsten findet man die Bezeichnung NK-9V in der Literatur, da es aus dem NK-9 entwickelt wurde, nur angepasst an den Betrieb im Vakuum. Andere Quellen bezeichnen es als NK-21. Der eindeutige Produktcode lautet 11D53. Es durchlief ebenfalls eine Steigerung und wurde zum NK-39 weiterentwickelt. Das NK-9V hat einen Schub von 402 kN. Warum man für die dritte Stufe vier Triebwerke des Typs NK-9V einsetzte anstatt einem einzelnen NK-15V welches den gleichen Schub besäße wie die vier NK-9V, wurde nie erläutert. Das NK-9V lehnt sich in seiner Technologie an das NK-15 an, nur mit dem Unterschied dass der Schub viermal geringer ist. Das NK-9V ist eine für den Vakuumbetrieb modifizierte Variante des NK-9, welches schon für die R-9 als Antrieb vorgeschlagen wurde.
Gegenüber dem NK-9V wurde das NK-39 in der Zuverlässigkeit und Fehleranfälligkeit verbessert. Die Performance konnte nur wenig gesteigert werden. Das NK-39 war für die N1-F vorgesehen. Für Block G (vierte Stufe), die erste Stufe des "Mondkomplexes" L3 war eine Variation des NK-9V vorgesehen, welches anders als in der dritten Stufe schwenkbar aufgehängt war. Auch dieses Triebwerk wurde als NK-19 bezeichnet. Sein Nachfolger war das NK-31. Auch hier ist der Produktcode 11D54 wohl das bessere Identifizierungsmerkmal. Die Triebwerke der Oberstufen teilten viele Eigenschaften mit denen der ersten beiden Stufen wie der geschlossene Kreislauf, ein hohes Schub:Masse Verhältnis und eine gute Treibstoffausnutzung. Gegenüber den Triebwerken in der ersten Stufe war die Mischung etwas reicher an Kerosin (2.6:1 anstatt 2.8:1).
| Größe | NK-9V | NK-19 | NK-39 | NK-31 |
|---|---|---|---|---|
| eingesetzt in | dritter Stufe | vierter Stufe | dritter Stufe | vierter Stufe |
| interner Produktcode | 11D53 | 11D54 | 11D113 | 11D114 |
| Entwicklungszeitraum | 1959-1972 | 1959-1972 | 1970-1974 | 1969-1974 |
| Einsatz | N-1 Flug 1-6 | N-1 Flug 1-6 | N-1F Flug 7ff | N-1F Flug 7ff |
| Breite | 1.30 m | 1.40 m | ||
| Gewicht | 700 kg | 631 kg | 722 kg | |
| Schub Vakuum | 392 kN | 402 kN | 408 kN | |
| spez. Impuls Vakuum | 3335 m/s | 3453 m/s | 3463 m/s | |
| Brennkammerdruck | 98 Bar | 98 Bar |
Die N-1 besteht aus 3 Stufen, die allesamt mit der Treibstoffkombination LOX / Kerosin angetrieben werden. Sie transportierten den Block L-3 in eine Erdumlaufbahn. Block L-3 verfügte über 2 weitere Stufen, eine zum Verlassen der Erdumlaufbahn und eine zum einschwenken in eine Mondumlaufbahn und die Landung auf dem Mond. Manche Autoren zählen eine oder beide Stufen von Block L auch zur N-1. In der Entwicklung handelte es sich jedoch um getrennte Projekte, wie die Apollo Raumfähre und die Saturn getrennte Projekte waren und Apollo auch ein Servicemodul mit einem Triebwerk hatte. Anders als die Saturn trug die N-1 ihre Nutzlast jedoch nur in einen niedrigen Erdorbit.
Technisch gesehen muss man zwei Versionen unterscheiden. Wie schon bei der Triebwerksentwicklung erwähnt gab es von jedem Typ ein modernere, zuverlässigere Ausführung. Daher sah man zwei Linien vor, um nicht noch mehr Zeit zu verlieren. Zuerst war geplant nach zwei nicht flugfähigen Testmustern (1L und 2L) 5 Flugexemplare mit den NK-15/NK-9 Triebwerken zu bauen. Zumindest die ersten Raketen dieser Serie hatten nur eine Nutzlast von 70 t. Diese erhielten die Bezeichnung 3L bis 7L. Das 8.te Exemplar wäre das erste der endgültigen Version, der N1F gewesen. Neben den neueren Triebwerken gab es bei diesen Triebwerken auch andere konstruktive Änderungen die weiter unter beschrieben sind. Diese Versionen sollten 95-97 t Nutzlast erreichen. Keine einzige N-1F flog jedoch. Die ersten 3 Fehlstarts führten dazu, dass man das Exemplar 7L umbaute und einige der konstruktiven Änderungen der N-1F schon übernahm, aber noch die alten NK-15 Triebwerke verwendete.
Auffällig ist die streng spitzkegelförmige Form der Rakete. In Größe war Sie mit der Saturn vergleichbar. Sie war 105 m mit Fluchtturm und Mondlander hoch und hatte an der Basis eine Breite von 16.685 m. Die Startmasse von 2778 t war etwas kleiner als die der Saturn 5 von 2870 t.
Alle drei Stufen waren von spitzkegelförmiger Gestalt, alle Treibstofftanks waren kugelförmig. Diese Entscheidung wurde recht früh gefällt, schon 1962 um die Probleme der Konstruktion noch größerer Zylindrischer Tanks mit einem gemeinsamen Zwischenboden zu vermeiden. Die kugelförmigen Tanks boten ein gutes Verhältnis von Oberfläche:Volumen und der Zwischentankraum konnte strukturell verstärkt werden um die Lasten besser aufzunehmen. Dafür war das Voll/Leermasseverhältnis kein besonders hohes. Da die LOX Tanks fast doppelt so groß wie die Kerosintanks sind hatten die Stufen die Form eines Kegelstumpfs, da der untere Tank einen größeren Durchmesser als der obere hat.
Verbunden waren die Stufen durch einen Gitterrohradapter. Die gesamte Konstruktion wurde aus Aluminium gefertigt. Bei der N-1 aus den Legierungen W95T (Zugfestigkeit 500N/mm²) und D16T (Zugfestigkeit 420 N/mm²). einzelne Teile mit besonders hohen Anforderungen an das Material wurden aus Stahl gefertigt so die Gitterrohradapter und die Oberseiten der Kerosintanks, da sie der Hitze der Triebwerke der oberen Stufe ausgesetzt sind, wenn diese zünden während die Stufe noch mit der Unterstufe verbunden ist.
Zur Stufenbennung: Ich spreche nicht russisch. Daher tue ich mich schwer mit der Übersetzung der Bezeichnungen. Das Grundproblem ist das das kyrillische Alphabet nicht 1:1 in das lateinische übersetzt werden kann und so die Buchstaben nach Lautähnlichkeit übersetzt werden. Das hat eine folge. So wird man russische Bezeichnungen die ins englische übersetzt wurden (und wenn es etwas zum Mond Programm gibt das nicht in deutsch ist, dann ist es in englisch) nicht 1:1 übernehmen können weil dann die Übersetzung in die englische Lautsprache erfolgte z.B. deutsch "Sojus", englisch "Soyuz" oder deutsch "Zyklon", englisch "Tsiklon". Hier betrifft es eigentlich nur die stufen die auf russisch блок also "Block" heißen. Sie wurden bei der N-1 nach dem Alphabet durchnummeriert. Also Stufe A, Stufe B .... bis Stufe E. Sehr oft findet man die Halbübersetzung mit Stufe + russischer Buchstabe im lateinischen Alphabet das wäre dann Block A,B,W,G,D. Die Unkenntnis der meisten Autoren führt aber zur Übernahme der englischen Schreibweise, was aus dritten Stufe einen Block V macht. Da vor allem Block D auch noch bei der Proton auftaucht habe ich beide Bezeichnungen im Text verwendet.
Die erste Stufe Block A bestand aus 30 Triebwerken des Typs NK-15. 24 Triebwerke waren im Kreis mit einem Durchmesser
von 13.40 m an der Außenseite um 6 zentral angeordnete Triebwerke angeordnet. Der Abstand im Kreis betrug 15 Grad. Die inneren 6
Triebwerke saßen im 60 Grad Abstand in einem Kreis mit einem Durchmesser von 4.8 m. Alle Triebwerke saßen in zwei Rahmen, einem äußeren
und einem inneren, jeweils in einer Kegelhalbschale ausgeführt. Die Triebwerke waren nicht schwenkbar. Umgeben war das Schubgerüst
von einem Wärmeschutz in Torusform mit einem Astbestbelag.
Die Lageregelung in der Rollachse erfolgte durch 8 Düsen jeweils in 2 Paaren im 90 Grad Abstand um die Rakete angeordnet. Durch sie wurde das Abgas der Turbine expandiert. In der Nick- und Gierachse war eine Lageregelung durch Schubsenkung von Triebwerken im Außenbereich vorgesehen. Ab Flug 7 und bei der N-1F gab es 8 eigene Triebwerke für die Rollachse mit einem Schub von jeweils 12.4 kN. Sie verbrannten einen Teil des Treibstoffs.
Die Rakete ruhte auf 24 Stützen die sich zwischen innerem und äußeren Triebwerksring befanden. Das Heckteil hat eine Länge von 7 m und einen oberen Durchmesser von 14 m. er untere Durchmesser lag bei 16.875 m bei den ersten 6 Raketen und 15.9 m bei dem Flug 7 und der N-1F. Die Reduktion erfolgte um die Belastung des Hitzeschutzschildes zu verringern. Man achte bei der obigen Abbildungen einmal auf die Menschen unter Block A. Dann wird die einem die Größe erst richtig klar.
Über dem Heckteil mit den Triebwerken befindet sich der kugelförmige Sauerstofftank. Dieser hat einen Durchmesser von
12.80 m und ein Volumen von 1100 m². Er nimmt maximal 1255, typisch sind 1.250 t Sauerstoff auf. Der Sauerstofftank ist unversteift und an 48 Stellen am Äquator
mit der äußeren Struktur verbunden. Die äußere Struktur besteht aus einem Gerüst von 7 Stringern und 168 Querspanten, belegt mit
einer 3 mm dicken Verkleidung aus Aluminium. Aus dem Sauerstofftank führen am Pol 15 Leitungen von jeweils 250 mm Durchmesser zu den
Triebwerken. Jeweils 2 Triebwerke teilen sich eine Leitung. Über die Außenseite des Tanks führen 6 Leitungen von jeweils 270 mm
Durchmesser durch die das Kerosin nach unten geleitet wird. Hier teilen sich jeweils 5 Triebwerke eine Leitung. Beide Tanks wurden
während des Fluges mit einem Druck von 8 Bar beaufschlagt. Der Sauerstoff durch das Erhitzen von Sauerstoff und der Kerosintank
durch das (durch Einspritzen von Kerosin) abgekühlte Generatorgas.
Zwischen den beiden Äquators der Tanks liegt die Zwischentanksektion aus 7 Stringern und 168 Querspanten. Die Höhe beträgt 13 m, der unterer Durchmesser 13.85 m. Der Kerosintank von 10.90 m Durchmesser und einem Volumen von 680 m² nimmt 564 t Kerosin auf. Er ist am Äquator mit einem Ring in der Verspantung verankert. Die dicke des Tanks variiert. Die untere Kugelschale ist verhältnismäßig dünn, die obere dagegen dicker und am oberen Ende mit einem Wärmeschutzschild bedeckt um eine Explosion des Tanks durch die auftreffenden Flammen der zweiten Stufe zu vermeiden.
Block A war konzipiert mit einem Schubüberschuss von 25%. Die Beschleunigung der Rakete betrug somit 1.54 G. Bis zu 3 Triebwerke konnten innerhalb der ersten 90 Sekunden ausfallen. In diesem Fall schaltete das Steuerungssystem KORD das achsensymmetrisch dazu zugehörige Triebwerk automatisch ab. Nach 90 Sekunden wurden die mittleren 6 Triebwerke ausgeschaltet um die Beschleunigung zu senken. Die Brenndauer von Block A betrug lediglich 120 Sekunden, der Startschub 46200 kN. Block A hatte bei einer Masse von 1880 t betankt. Es waren 1250 t Sauerstoff und 500 t Kerosin an Bord, die Leermasse betrug 130 t. Die Höhe betrug 30.09 m, wobei sich die Stufe auf 11.0 m verjüngte.
Block B, die zweite Stufe bestand aus 8 Triebwerken des Typs NK-15V. Die Stufe wog voll betankt 560.7 t, leer 52.2 t
und führte 145 t Kerosin und 360 t Sauerstoff mit sich. Der Gesamtschub erreichte 14000 kN. Die Brennzeit betrug 120 sec. Die Stufe
war 20.46 m lang bei einem Durchmesser von 10.3 m an der Basis und 7.59 m an der Spitze.
Verbunden war die zweite Stufe mit der ersten durch einen Gitterrohradapter. Die Rohre von 200 mm Durchmesser und 3 mm Wandstärke waren an 24 Punkten von Block A und Block B befestigt und mündeten in einen zentralen Ring. Anders als die Stufen bestanden sie aus Chromnickelstahl El712.
Die 8 Triebwerke NK-15V sitzen auf einem Ring mit einem Durchmesser von 10 m in einem Abstand von 45 Grad. Im wesentlichen ist Block B genauso wie Block A aufgebaut. Auch hier finden wir einen äußeren Ring in dem die Triebwerke sitzen, umgeben von einem Wärmeschutzschild. Nur fehlt der innere Triebwerksring des Blocks A und die Stufe ruht nicht auf Blöcken im inneren sondern dem äußeren Schubgerüst.
Die Zündung des Gasgenerators und des Triebwerks erfolgte pyrotechnisch und wurde noch ausgelöst während Block A brannte, kurz bevor der Schub abfiel. Durch Sprengbolzen wurde dann die zweite Stufe vom Gitterrohradapter abgetrennt. KORD konnte den Ausfall eines Triebwerks abfangen. Ebenso wie bei der ersten Stufe schaltete es dazu das gegenüberliegende Triebwerk ab. Alle Triebwerke waren nicht schwenkbar eingebaut. Die Regelung um die Rollachse wurde durch das Generatorabgas durchgeführt, die Regelung in der Nick und Gierachse durch Schubregelung der Triebwerke.
Der Sauerstofftank der zweiten Stufe hat einen Durchmesser von 8.40 m bei einem Volumen von 300 m³. Er hängt an 48 Stellen am Außengerüst. Dieses aus 2 Spanten und 96 Stringern hat eine Länge von 6.60 m. Es ist mit einer 3 mm dicken Aluminiumschicht überzogen. Der obere Kerosintank hat einen Durchmesser von 6,66 m und ein Volumen von 155 m². Auch hier führen 4 Rohre um den Sauerstofftank herum. Der Sauerstofftank hat 8 Leitungen und jede führt direkt zu jeweils einem Triebwerk, beim Kerosintank teilen sich zwei Triebwerke eine der 4 Treibstoffleitungen.
Block W (Block C), die dritte Stufe wurde mit 4 Triebwerken NK-9V mit je 402 kN Schub ausgestattet. Sie wog voll 188.7 t und
leer 13.7 t und führte 125 t LOX und 50 t Kerosin mit sich. Bei einem spezifischen Impuls von 3462 m/s im Vakuum betrug die
Brennzeit 375 sec, der Schub 1608 kN. Der Durchmesser der 11.51 m langen Stufe verjüngte sich von 7.59 m auf 5.46 m an der
Spitze.
Die Triebwerke waren wie bei Block A+B fest eingebaut. Es fanden hier dieselben Konstruktionsprinzipien wie bei Block A+B Anwendung. Die Rollsteuerung erfolgte durch 4 Düsen im 90 Grad Abstand um die Stufe. Nach dem 4.40 m langen Heckteil welches die 4 Triebwerke im 90 Grad Abstand aufnahm, folgte der Sauerstofftank von 2.87 m Durchmesser und 98.6 m³ Volumen. Er ist in der Mitte an 48 Stellen mit der aus 72 Stringern bestehenden Zwischentanksektion verbunden. Sie hat eine Länge von 7 m und mit 2-2.2 mm dicken Aluminiumblechen belegt.
Der 2.45 m durchmessende Kerosintank mit einem Volumen von 61.6 m³ war an einem Ring an der Zwischentanksektion befestigt. Die 4 Treibstoffleitungen sollten ab der Nr. 8 durch den Sauerstofftank führen, bei den ersten 7 Raketen verliefen sie jedoch noch über die Außenseite.
Daran schloss sich die 30.2 m lange und an der Basis 4.1 m breite Nutzlastverkleidung an. Sie wog 17 t und umhüllte die beiden Stufen des Mondlandekomplexes L3 (Block G (vierte Stufe) und D), den Mondlander und das Sojus Raumschiff. Es folgte ein Fluchtturm, das Rettungssystem SAS. Nach Ausbrennen der ersten Stufe wurde SAS abgesprengt und zog dabei die Nutzlasthülle von der Rakete weg.
Organisatorisch gesehen gehörte Block G (vierte Stufe) nicht zur N-1 sondern zum Mondlander. Die N-1 war nur eine Rakete für den Erdorbit mit einer Nutzlast von 70-97 t. Erst Block G (vierte Stufe) transportierte die Nutzlast zum Mond.
Die vierte Stufe Block G (vierte Stufe) hatte nur ein Triebwerk NK-19. Das NK-19 glich in seiner Konstruktion dem NK-9V, war jedoch anders als dieses schwenkbar aufgehängt. Block G (vierte Stufe) selbst war 9.1 m hoch und anders als die unteren Stufen von zylindrischer Gestalt mit einem durchgängigen Durchmesser von 4.10 m. Die Masse betrug für 61.8 t, leer 6.8. Er verbrannte Sauerstoff und Kerosin, wobei der Kerosintank das Triebwerk torusförmig umgab und der Sauerstofftank sich darüber befand. Die Brenndauer betrug 443 Sekunden. Man erkennt an der abweichenden Konstruktion, dass trotz des gleichen Triebwerks wie bei Block W (Block C) diese Stufe nicht von Mischin konzipiert wurde.
Über Block G (vierte Stufe) befand sich der Block D. Er hatte die Aufgabe ein Sojus Raumschiff mit angekoppeltem Mondlander in einen Mondorbit zu bringen und nach der Rückkehr des Kosmonauten vom Mond das Sojus Raumschiff wieder zurück zur Erde zu bringen. Block D wurde von einem Triebwerk RD-58 mit 83.4 kN Schub angetrieben. Wie die bisherigen Stufen wurde auch hier Sauerstoff/Kerosin verwendet. Block D war mehrfach wiederzündbar und die Treibstoffe hätten bei einer Mondmission mindestens 7.5 Tage Dauer verflüssigt bleiben müssen. Block D hat ebenfalls einen torusförmigen Kerosintank und einen zylindrischen Sauerstofftank. Die Länge betrug 5.70 m bei einer Breite von 2.9 m. Die Startmasse lag bei 18.2 t bei einer Leermasse von 3.5 t.
Block D wurde im Rahmen der Kosmos Missionen getestet und bei der Proton Trägerrakete als vierte Stufe eingesetzt. Er war das einzige System der N-1 das flugerprobt war.
Die N-1 war die erste sowjetische Rakete welche eine interne Steuerung besaß. Bislang folgte jede Rakete dem Radiolenkverfahren, dabei folgt sie einem Funksignal, dass den Flugpfad vorgibt. Die N-1 besaß dagegen eine Plattform mit Kreiseln, welche die genaue Lage im Raum und die momentane Geschwindigkeit angaben.
Die Entwicklung des Steuerungssystems gestaltete sich schwierig. So wurde es zuerst von Koroljows OKB-1 entwickelt. Da forderte Nikolai Piljugin den Auftrag für das System, so dass die Entwicklung von vorne beginnen musste. Stufe 1+2 hatten zudem das Sicherheitssystem KORD in der Zwischentanksektion integriert, welches die Aufgabe hatte fehlerhafte Triebwerke zu ermitteln und das gegenüberliegende zur Erhaltung der Schubsynchronität abzuschalten.
N-1 "Herkules"Erststart: 21.2.1969
Stufe 1: Block A
Stufe 2: Block-B
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Stufe 3: Block V
Stufe $: Block G (vierte Stufe)
Stufe %: Block D
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Geplant war die hier beschriebene N-1 als erste Ausführung für die ersten Testflüge. Ihr sollte die N-1F folgen. Die N-1F erreichte die volle geplante Nutzlast von 95-97 t (manche Quellen sprechen sogar von 105 t). Dies wurde vor allem durch die verbesserten Triebwerke NK-33 und NK-43 erreicht. Auch die Masse der N-1F war mit 2950 t um etwa 200 t größer. Die N-1F wurde von 1970-1974 entwickelt.
Die erste N-1F wäre Exemplar Nr. 8 (8L) gewesen. Nach der Ernennung Gluschko zum Leiter des Programms wurde das Programm jedoch eingestellt. Bis dahin wurden zumindest 2 N-1F (8L und 9L) fertig gestellt. 10L soll je nach Quellenlage im Bau gewesen sein oder sogar fertig gestellt worden sein.
Die Abbildung unten zeigt einen Vergleich der N1 (links), der N1F (rechts) und der modifizierten N1 für den Flug 7L.
N-1FNutzlast: 97.000 kg in einen 220 km hohen 51.6° geneigten Orbit
Stufe 1: Block A
Stufe 2: Block-B
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Stufe 3: Block V
Vollmasse: 210100 kg Leermasse: 13.700 kg Brennzeit: 370 Sekunden Spezifischer Impuls: 3462 m/s (Vakuum) Schub: 1608 kN (Vakuum) 4 Triebwerke NK-39V mit je 402 kN Schub (Vakuum) Breite maximal: 6.40 m, Breite min: 4.80 m Höhe 14.10 m Stufe 3: Block G (vierte Stufe)
Stufe 3: Block D
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Die N-1 wurde in Baikonur montiert, anders als in den USA üblich wurden keine kompletten Stufen angeliefert sondern
Einzelteile. Dies war auch für Russland eine neue Vorgehensweise. Bei der Sojus oder Proton wurden komplette Stufen oder zumindest
(bei der Proton Erststufe) ganze Subgruppen wie Tanks angeliefert. Doch da Zpüge auch Tunnel passieren müssen ist so die maximale Breite von Einzelteilen 4,15 m. Die Tanks der Stufen bis auf
Block D waren aber breiter. Bei der Proton hatte man das Problem noch lösen können indem man einen Teil der Tanks in 6 Außenblocks transferierte, sodass der Zentraltank unter 4,15 m Durchmesser blieb.
Das war bei der N1 nicht möglich. So wurde die Rakete beim Herstellerwerk in Samara erst montiert, dann wieder in Einzelteile zerlegt und diese in die kasachische Steppe transportiert um dort erneut
zusammengebaut zu werden,
Damit man sich eine Vorstellung machen kann: Eine N-1 wurde in nicht weniger als 165 Waggons per Bahn angeliefert. Für eine Sojus reichten 8 Waggons (je einer für die vier Booster, Zentralstufe, Oberstufe, Nutzlast und Nutzlastverkleidung). Für die Montage wurde ein riesiges Gebäude erreichtet: Mit 240 m Länge, 190 m Breite und 30-60 m Höhe ist es ungefähr genauso groß wie das VAB für die Saturnraketen (160 m hoch, 218 m lang und 158 m breit). Wie alle anderen russischen Träger wurde die horizontal integriert. Im Westen ist zumindest bei Trägerraketen die vertikale Integration verbreiteter.
Mit vier Dieselloks wurde die leere Rakete, aber betanktem L3 Komplex auf einem mobilen Starttisch zum Startkomplex 110N gefahren. Dieser bestand aus zwei 500 m voneinander entfernten Rampen. Die westlichere davon wurde "linker Start" und die östliche "rechter Start" genannt. Jeder Komplex bestand aus einer 30 m großen Abschussplattform die in der Mitte eine kreisrunde Öffnung für die Flammen der Triebwerke hatte. vom 42 m tiefen Flammenschacht führten drei mit Wasser gefüllte Umlenkschächte im Abstand von 120 Grad weg. Eine sechsteilige Pyramide teilte die Flammen auf. Die Rakete wurde von einem 16 m durchmessenden Stützring an 24 Stellen gehalten und ruhte auf 24 Standflächen. 48 Sprengbolzen öffneten den Stützring beim Start.
Die Rakete wurde horizontal angeliefert und erst am Startplatz vertikal aufgerichtet. Danach hatte man durch einen 145 m hohen Startturm mit 13 in der Höhe verschiebbaren Plattformen Zugang zu der Rakete. Neben dem Startturm befanden sich zwei Masten als Blitzableiter von jeweils 180 m Höhe. Als erste Plattform wurde der rechte Start Anfang 1967 fertig gestellt. Der linke Start folgte im November 1968. Nach dem Ende der N-1 wurde der Startkomplex für die Starts der Energija umgebaut. Zeitweise war ein Umbau für den Einsatz der Zenit erwogen worden.
Zu den Bodenanlagen muss man auch die Modellraketen 1M1 und 1M2 zählen. Sie dienten der Erprobung der Bodenmannschaften, der Tests der Konformität von Bodenanlagen und Rakete (Elektrische Verbindungen, Betankung etc). 1M1 wurde 1966 fertig gestellt und bis 1975 mehrfach umgebaut. 1M2 wurde nach dem zweiten Teststart verschrottet. Die Bodenanlagen waren die ersten Indizien für die Trägerrakete. Am 28.2.1966 bekam Präsident Johnson eine erste Präsentation, dass eine neue Startanlage (in der Durchnummerierung Complex J genannt entstand) und sie von der Größe her für Träger mit bis zu 10 Millionen Pfund Schub (44450 kN, die N-1 hatte 45300 kN) ausgelegt war.
Es gab auch Teststände für Block B, G und D. Bei Block A wurden jedoch nur einzelne Triebwerke getestet. Für Block B sind 3 Testläufe mit 8 Triebwerken dokumentiert, die am 23.6.1968, 29.8.1970, und 15.12.1973 stattfanden. Für Block W (Block C) sind keine Tests überliefert worden.
Die Entwicklung der N-1 verzögerte sich immer mehr, und schon vor dem ersten Start war klar, das man nicht die Amerikaner schlagen würde können. Auch wies Block A durch die fehlenden Tests nach Angaben der Konstrukteure eine zu geringe Zuverlässigkeit auf. Man hoffte dies jedoch im Laufe der Entwicklung in den Griff zu bekommen. Nötig um den Wettlauf zu gewinnen, war ein Rückschlag im amerikanischen Mondprogramm.
Im Februar 1967 begann man bei PROGRESS mit dem Bau der N-1. Als erstes wurde am 25.11.1967 die Attrappe 1M1 aufgestellt damit Tests durchgeführt. Am 7.3.1968 traf das erste Flugexemplar "3L" am Startkomplex 110 rechts ein.
Die erste N-1 sollte schon im Mai 1968 gestartet werden, doch zeigten sich Risse in der ersten Stufe und die Rakete musste zurück in die Montagehalle. Wie andere sowjetische Raketen wurde die Rakete horizontal montiert und transportiert und erst an der Startrampe vertikal aufgerichtet. Eventuell war diese Vorgehensweise bei einer so großen Rakete nicht die ideale. Die politische Führung drängte zu einem Flug vor dem Apollo 11 unternehmen. So machte man die Rakete überhastet fertig zum Start. Im November 1968 baute man die 3L und die Attrappe 1M1 gleichzeitig an beiden Türmen auf um die Arbeiten zu beschleunigen.
Am 23.1.1969 begann die Startkampagne für die 3L. Nicht weniger als 2300 Techniker und Ingenieure arbeiteten in 3 Schichten um die Rakete baldmöglichst startfertig zu machen. Alleine für die Betankung mit dem Sauerstoff brauchte man 50 Tankwagen. Der Start war für den 20.sten Februar 1969 vorgesehen, musste aber um 24 Stunden wegen schlechtem Wetter verschoben werden.
Um 12:17:55 Moskauer Zeit am 21.2.1969 wurde die Zündsequenz gestartet und um 12:18:07 hob die Rakete ab - um 68.6
Sekunden später ihre Mission beendet zu haben. Es zeigte sich schon vorher ein Feuer im Heck der Rakete, aber zu diesem Zeitpunkt
stellte KORD alle Triebwerke ab. Die Rakete fiel aus 14 km Höhe zur Erde und Schlug 45 km neben dem Startplatz auf.
Eine Auswertung ergab ein verschwommenes Bild. Zum einen hatte KORD schon 0.37 Sekunden vor dem Abheben eine Fehlfunktion in Triebwerk 12 bemerkt und Triebwerk 24 abgeschaltet. Dies wurde als ein Fehler von KORD betrachtet, allerdings gab es in Triebwerk 12 in der Folge anormale Werte, so erreichten die Schwingungen beim Gasgenerator 450 G, während es sonst 150 G waren. Nach 8 Sekunden wurde ein Röhrchen zur Messung des Gasdrucks zerstört und nach 27.3 Sekunden sanken die Betriebsparameter. Dies sprach anfangs dafür, dass KORD nicht fehlerhaft Nr.12 (und in Folge Nr.24) abschaltete. Man kam bei Auswertung der Telemetrie aber dann zu dem Schluss, dass es beim Hochlaufen der Triebwerke zu Vibrationen kam welche die vorgegebenen Grenzwerte bei Triebwerk 12 überschritten, aber nur kurzzeitig vorkamen bis die Triebwerke hochgelaufen waren. Die Geschwindigkeit der Rotationsrate der Turbopumpe in Triebwerk 12 stieg rascher an als vorgegeben. Die drei anderen Parameter des Triebwerks die aufgezeichnet wurden (Druck in Temperatur und Gasgenerator und Temperatur der Brennkammer) waren aber im normalen Bereich. Damit war das Triebwerk funktionsfähig.
Ursächlich für den Fehlstart war aber ein Feuer das nach 54.5 Sekunden im Bereich der Triebwerke 3, 21-24 festgestellt wurde. Es zeigte sich in den Messungen durch einen Anstieg der Temperatur. Nach 68.67 Sekunden hatte das Feuer den Kabelbaum erreicht. Die Isolation brannte durch und der Strom mit einer Frequenz von 1000 Hz konnte auf die Datenleitungen übergehen. Er induszierte eine Spannung von 25 V, höher als die 15 V Betriebsspannung und überging so KOORD und löste das Abschaltsignal aus. Das Signal wurde auch an KOORD von Block B bis G weitergegeben und löste den Fluchtturm aus.
Ursache sollen Metallteile gewesen welche die Lager der Turbinenschaufeln zerstörten wodurch es zur Zerstörung der Turbinen kam und zur Freisetzung von Treibstoff der dann Feuer fing. Seltsamerweise machte sich niemand Gedanken darüber, warum von der Rakete Metallteile in die Treibstoffleitungen gelangten, noch baute man Filter in die Treibstoffleitungen ein. Es gab aber auch andere Vermutungen, so könnten die Vibrationen der Triebwerke zu dem Bruch der Leitungen geführt haben. Mindestens zwei Leitungen brachen. Eine nach 25 s im Bereich von Triebwerk 28 wo 340 Grad heißes sauerstoffreiches Gasgeneratorgas ausströmte. Das vermischte sich später mit einem weiteren Leck in einer zweiten Leitung und führte zu dem Brand.
Die nächste Rakete 4L wurde danach umgebaut um mehr Nutzlast zu transportieren und später verschrottet. Das nächste Flugexemplar war dann 5L. Der Zeitdruck, den es gab weil man doch noch hoffte den Wettlauf zu gewinnen, führte dazu, dass man bei 5L die beim Fehlstart von 3L gefundenen Fehler zu korrigieren, ohne nach der tieferen Fehlerursache zu suchen.
Die Verbesserungen waren folgende:
Das grundlegende Problem, das aber Vibrationen im Flug etwas zum Bruch führten. Dies hätte man nur durch einen Vibrationsteststand auf der Erde feststellen können. Einen solchen gab es nicht. So konnte beim nächsten Start irgendwo anders etwas brechen.
Der zweite Start fand am 3.7.1969, nur zwei Wochen vor dem Start von Apollo 11 statt. um 23:18:32 Moskauer Zeit hob die
Rakete ab. Doch nun war alles noch schlimmer. Die Rakete hob langsamer ab als normal und schwankte. Brennende Teile lösten sich ab.
Nach 10 Sekunden in 200 m Höhe schalteten sich alle Triebwerke ab und die Rakete fiel zurück auf die Startrampe. Der gesamte
Startkomplex mit 150 m Höhe wurde zerstört, die folgenden Reparaturarbeiten brachten das Programm für 18 Monate zum Stillstand.
(2600 t Treibstoff haben die Explosivkraft einer kleinen Atombombe).
Eine Untersuchung ergab dass -0.22 Sekunden vor dem Lösen der Halteklammern Triebwerk 8 ausfiel. KORD reagierte nicht schnell genug, daher kam es zwischen -0.2 und +0.25 Sekunden folgende Ereignisse:
KORD reagierte nach 0.6 Sekunden und schaltete Triebwerk Nr. 7 und 8 und 19 und 20 ab. Erst nach 8.76 Sekunden wurde Triebwerk 21 abgeschaltet (das Nr.9 gegenüberliegt), aber Nr. 9 wurde nicht abgeschaltet. Nach 9.3 Sekunden kam es zu einer Störung der Hauptstromversorgung. Als Folge davon schaltete KORD nach 10.3 Sekunden alle Triebwerke bis auf Nr. 18 ab. Die Rakete verlor an Höhe, dies führte nach 14.5 Sekunden zum Ansprechen des Rettungssystem SAS. Nach 23 Sekunden stürzte die Rakete auf die Startrampe und explodierte.
Es zeigte sich dass die Leitungen nicht ausreichend gesäubert worden waren. Kleine Metallteilchen zerstörten die Oxidatorpumpe von Triebwerk 8. Die explodierende Pumpe beschädigte die umliegenden Triebwerke und die Stromversorgung und Telemetriekanäle. Das der Unfall so katastrophal verlief lag daran, dass die Rakete nach dem Abheben senkrecht aufstieg, anstatt eine geneigte Aufstiegsbahn sofort nach dem passieren des Turms einzuschlagen.
Die zerstörte Rampe wurde kurz nach dem Fehlstart von einem US Aufklärungssatelliten fotografiert. Damit wussten die USA, dass die Russen den Wettlauf zum Mond verloren hatten.
Flug 6LDer Neubau der rechten Startanlage begann im August 1969 und dauerte drei Jahre. Nun hatte die Sowjetische Führung schon weitgehend das Interesse am Mondprogramm verloren und man hatte Zeit die Fehler zu beheben. Die nächste Trägerrakete 6L lag über ein Jahr in der Montagehalle bis sie die Startfreigabe bekam. Diesmal führte man keinen Mondkomplex mehr mit sondern nur Dummys welche den Massen angeglichen waren. Das Rettungssystem entfiel nun auch.
Die 6L bekam nun die Filter in den Rohrleitungen um Metallteile aufzufangen und man änderte das Flugprogramm derart, dass die Rakete sofort nach dem Abheben aus der Vertikalen schwenkte um in Falle eines frühzeitigen Triebwerksausfalls nicht auf die Startrampe zurück zu fallen. Der Start war zuerst für den 23.6.1971 festgesetzt. Starke Regenfälle zwangen zur Verschiebung des Starts um 3 Tage.
Am 27.6.1971 um 2:15:07 Moskauer Zeit hob die dritte N-1 ab. Sofort nach dem Abheben wurde das neue Sicherheitsmanöver zum Wegschwenken von der Startrampe durchgeführt. Doch die Trägerrakete geriet immer mehr in Schieflage. Nach 46.8 Sekunden brach durch die aerodynamische Belastung der Kopfteil mit dem Mondlander ab, nach 50.9 Sekunden wurden die Triebwerke abgeschaltet und die Rakete schlug 20 km von der Startrampe entfernt auf.
Eine Auswertung der Telemetrie zeigte sehr bald die Ursache der Havarie : Man hatte die aerodynamischen Belastungen völlig überschätzt. Das neue Kippmanöver war zwar nicht ursächlich schuld an dem Verlust der Rakete, aber ohne es wäre es wahrscheinlich nicht dazu gekommen. Es zeigte sich anders als bei den ersten beiden Flügen ein grundsätzlicher Designfehler in der Rakete.
Die Telemetrie zeigte, dass die Steuerdüsen an der Rollachse nicht die Rakete stabilisieren konnten. 7.5 Sekunden nach dem Start waren sie am Vollanschlag 45 Grad zu ihrer normalen Ausrichtung geneigt. Nach 14.5 Sekunden reichte ihr Moment nicht mehr aus um die Rakete weiter zu stabilisieren, die nun schon eine Querlage von 14 Grad erreicht hatte. Nach 39 Sekunden gab es erste Störungen bei den Navigationskreisel der Rakete, sie fingen an zu blockieren. Damit fiel die Steuerung aus. 47.8 Sekunden nach dem Start zerbrach die Verbindung zwischen Nutzlast und Block W (Block C) und 50.9 Sekunden lösten die Endkontakte der Navigationskreisel die Abschaltung der Triebwerke aus.
Der Verlust von 6L wog wesentlich schwerer als die ersten beiden Fehlstarts. Bei diesen war die Ursache eventuell die
Eile der Startvorbereitungen (metallische Fremdkörper befinden sich normalerweise nicht in den Treibstoffleitungen) und zum Teil
auch das unausgereifte KORD System. Doch bei 6L zeigte sich, dass man die Momente die auf die Rakete einwirken völlig falsch
eingeschätzt hatte. Das betraf einen wesentlichen Teil der Raketenkonstruktion und es erweckte den Eindruck als hätte man nicht die
Belastung die auf die Rakete einwirken bestimmt. Welche Überraschung mochte nun noch kommen ?
Wieder war eine Pause von über einem Jahr unumgänglich. Die Rakete 7L war die letzte der N-1 Serie. Die folgende N-1F war noch nicht in einem Stadium, dass ein Start absehbar war. Das Warten auf die N-1F hätte das Programm aber um weitere 30 Monate verzögert. Die 7L bekam daher einige Verbesserungen die für die N-1F vorgesehen waren, vor allem aber wurde die Aerodynamik verbessert.
Windkanalversucher ergaben das die Gasdynamik in Bodennähe erheblich höher war als vorher angenommen. Es gab daher zwei wichtige konstruktive Änderungen. Zum einen wurden die Düsen durch Triebwerke von 12.4 kN Schub ersetzt. Der Unterschied ist folgender: Bei den alten Düsen wurde einfach das heiße Gas nach Passage der Turbine nach außen entlassen. Die Schubkraft ist gering. Nun gab es eigene Triebwerke für diesen Zweck mit erheblich höheren Schubleistungen und damit höheren Momenten.
Die Aerodynamik wurde verbessert. Dazu wurde als erstes der Heckteil zylindrisch anstatt kegelförmig gestaltet wodurch der Durchmesser um 1 m auf 15.8 m verringert wurde. Weiterhin wurde der Hitzeschutz für die Triebwerke verstärkt und Treibstoffleitungen endeten und in einer spitzen aerodynamischen Verkleidung anstatt mit stumpfen Enden. Die 7L sah nun schon fast wie die N-1F aus.
KORD und das Aufstiegsprogramm wurden überarbeitet und die Anzahl der Telemetriemessungen um 700 auf 13000 erweitert. Ein neues moderneres Telemetriesystem wurde eingebaut, welches trotz der weiteren Kanäle erheblich leichter als das vorhergehende war.
Am 23.11.1972 um 9:11:52 startete die letzte N-1 Nr. 7L. An Bord war ein Mondraumschiff vom Typ LOK und ein Mockup des Mondlander LK. Beim zweiten Tagstart schien es als verliefe alles nach Plan, doch nach 107 Sekunden, nur 13 Sekunden vor Brennschluss von Block A explodierte die Rakete in 40 km Höhe.
Ursache war eine Explosion der Oxidatorpumpe von Triebwerk Nr. 4 nach 104 Sekunden welche zu einer Explosion der Rakete nach 106.93 Sekunden führte. Was die Ursache war, darüber stritten die Konstrukteure. Das ZKBEM, wo die Rakete gebaut wurde sah eine Parallele zu der Explosion von Triebwerken bei den Flügen 3L und 5L, womit wieder einmal die Triebwerke von Kusnezov schuld waren. Dagegen wehrte sich das Kombinat von Kusnezov. Nach Ansicht von W. Orlow, Chefkonstrukteur war ursächlich das Abschalten der 6 inneren Triebwerke verantwortlich. Die dabei erzeugte Druckwelle im hydraulischen System war viel stärker als erwartet und beschädigte eine der 250 mm dicken Sauerstoffleitungen, die dann zur Explosion der Pumpe führte.
Es zeigte sich nun dass die Vorgehensweise auf einen Teststand für den Block A zu verzichten falsch war. Es ist ein Unterschied ob ein Triebwerk ruhig in einem Teststand brennt oder 30 Stück nebeneinander in einer Konstruktion, die gerade so leicht ist, wie es möglich ist. Vibrationen verstärken sich, Resonanzfrequenzen werden angeregt. Auch bei der Saturn gab es einige spektakuläre Explosionen in den Testständen als sich herausstellte das Schweißnähte und Heliumflaschen nicht den Belastungen im Flug gewachsen waren.
Erstaunlicherweise stellte die Führungsriege das Mondprogramm nicht nach der Landung von Apollo 11 ein. Selbst als die 7L den vierten Fehlstart in Folge hatte hielt man am Programm fest, obgleich zum gleichen Zeitpunkt die Vorbereitungen zu der Apollo 17 Mission liefen, also man in jedem Fall nach dem Abschluss des Apollo Programms landen würde. Allerdings war die Kosmonautengruppe für die Mondlandung schon Ende 1969 aufgelöst worden.
Mischin gelang es die politische Führung zu überzeugen die N1 nicht fallen zu lassen. Stattdessen präsentierte man ein langfristiges Programm für die Erforschung des Mondes mit einer Station auf dem Mond. Kosmonauten würden sich dann längere Zeit auf dem Mond aufhalten und nicht nur 1-2 Tage wie bei Apollo. Würde man die Finanzierung der N1 beibehalten, könnte man bis 1978-1980 an die Umsetzung eines solchen Programms denken. Es wäre auch möglich somit das Gesicht zu wahren, denn eine bemannte Mondstation planten die USA nicht. Das bot auch die Chance das Gesicht zu wahren. Im Prinzip hätte man es so argumentiert: Die USA haben mit einem enormen Aufwand ein Programm gestartet um als erstes einen Menschen auf dem Mond zu landen. Die Sowjets mögen zwar nicht die ersten sein, aber ihr Programm hat nicht den Zweck Erster zu sein sondern den Mond richtig zu erforschen.
Für eine größere Station wäre allerdings eine N1F zu schwach gewesen. Man dachte über verschiedene Optionen nach wie die N1FM (mit vergrößerter erster Stufe) welche die Nutzlast um etwa 10 % gesteigert hätte, wie auch an den Ersatz des Block G (vierte Stufe) durch eine Stufe angetrieben mit dem Triebwerk KWD-1. Das KWD-1 war das erste in der Sowjetunion entwickelte Triebwerk welches mit Flüssigwasserstoff als Verbrennungsträger nutzte. Vom Schub vergleichbar mit dem RL-10 verfügte es jedoch über einen hervorragenden spezifischen Impuls von etwa 4620 m/s. Mit einer solchen Stufe hätte eine N-1F etwa 47 t zum Mond befördern können. Andere Optionen war die Aufteilung der Mission in zwei Flüge und ein Rendezvous zur Ankopplung.
Zuerst einmal ging es daran die N-1F zu testen. Die Flüge der Exemplare 8L und 9L waren für den Herbst 1974 vorgesehen. Am 15.5.1974 erschien bei einer routinemäßigen Sitzung der Leitung der Minister für allgemeinen Maschinenbau Afanasjew, postierte Gluschko neben sich und verkündete: "Guten Morgen Genossen. Das Politbüro hat beschlossen Wassili Pawlowitsch Mischin von der Leitung eurer Organisation zu entbinden und der neue Chefkonstrukteur, das war er schon vorher, ist Walentin Petrowitsch Gluschko. Eure Organisation heißt ab sofort 'Wissenschaftlich - Technische Vereinigung ENERGIJA'. Ich wünsche guten Erfolg". Sagte es und verschwand wieder.
Gluschko wollte zwar ein Mondprogramm, jedoch nicht die N-1. Er hatte ja schon im Vorfeld gegen die Technik opponiert. Innerhalb kürzester Zeit wurden alle Arbeiten eingestellt. Teile wurden verschrottet oder anders verwendet (Garagen aus Nutzlasthüllen, Sandkästen aus Hitzeschutzschilden). Bis dahin waren 7 Stufen der Exemplare 8L-10L fertig gestellt worden. Gluschko wollte eine eigene Trägerrakete namens "´Vulkan" einsetzen. Dieses 4700 t Monster wäre durch Clusterung kleinerer Stufen entstanden. Es sollte 200 t in einen Erdorbit befördern. Ab Oktober 1974 wurden alle Arbeiten an der N-1F eingestellt. Was sich Gluschko dabei dachte ist bis heute nicht geklärt worden. Auch wenn die N1-F nicht eine Rakete war an der er beteiligt war und deren Konstruktion ihm nicht behagte, so musste ihm doch klar sein, dass er nun nicht die Mittel bekommen würde eine völlig neue Rakete zu entwickeln. Vom ganzen Mondprogramm war nur noch die N1-F übrig geblieben. Die Arbeiten an den Mondlander und der Kapsel im Orbit wurden schon eingestellt, die Arbeiten an einer Mondbasis noch nicht begonnen worden. So verwundert es nicht, dass im Februar 1976 der Regierungsbeschluss erging, alle Arbeiten an einem Mondprojekt einzustellen. Gluschko fiel aber weich : Er sollte im Anschluss die Trägerrakete Energija entwickeln. Dabei gab es einen Sinneswandel. Die Triebwerke RD-170 der Energija, die in modifizierter Form als RD-171 die Zenit antrieben und viermal mehr Schub hatten als die NK-15 verwandten nun die Treibstoffkombination, welche Gluschko so vehement abgelehnt hatte : Kerosin mit Sauerstoff.
Nun es sind sicher mehrere Gründe verantwortlich für das Scheitern der N1. Der Entwicklungssprung der von der Sputnik Trägerrakete zu der N1 nötig war, war für die Sowjets schlussendlich zu groß gewesen. Man versuchte bei dem bewährten Konzept der extremen Bündelung und den bekannten Treibstoffen bleiben. Demgegenüber wagte Wernher von Braun den Bau solch schubstarker Antriebe wie dem F1 Triebwerk oder die Entwicklung des J-2 Triebwerkes das mit Wasserstoff arbeitete. Dabei dürften natürlich auch die Entwicklungskosten eine Rolle gespielt haben. Man darf nicht vergessen, das sich zwar die USA ein 25 Mrd. USD Unternehmen wie Apollo leisten konnten, für die weitaus schwächere Sowjetwirtschaft dies eine viel größere Belastung bedeutete. So suchte man nach Wegen die Entwicklungskosten zu senken.
In den USA entstand als Zwischenstufe die Saturn 1. Diese sollte die Bündelung von bis zu 8 Triebwerken erproben. Dazu kam der Einsatz des H-2 Triebwerks, das zwar kleiner als das F-1 war, aber nach demselben Prinzip funktionierte. Die Saturn 1B testete zudem die Drittstufe der Saturn 5 und qualifizierte das J-1 Triebwerk. Die Sowjets hatten mit der Proton einen ähnlichen Träger. Auch er verwandte stärkere Triebwerke als die Semjorka, mit der Sputnik und Gagarin in den Weltraum flogen. Doch nichts von der Technologie konnte man für die Herkules übernehmen: Die Proton stammte von Gluschko und arbeitete mit Stickstofftetroxid und Hydrazin. Koroljow dagegen wollte Triebwerke, die mit LOX und Kerosin arbeiteten. Daher setzte die N1 keinerlei erprobte Technik ein, während die Triebwerke der zweiten und dritten Stufe der Saturn 5 schon flugerprobt waren.
Die Fehlstarts hatten ihre wesentliche Ursache darin das man die 30 Triebwerke der ersten Stufe nicht in den Griff bekam. Natürlich war auch der Tod Koroljows mitten im Programm mit entscheidend. Er war für das sowjetische Raumfahrtprogramm so wichtig, wie Wernher von Braun für das amerikanische. Bedenkt man welche Probleme die NASA nach dem Weggang von Wernher von Braun mit dem Shuttle hatte (3 Jahre Verzögerung, Explosion der Entwicklungkosten auf das 3 fache und der Startkosten auf das 10 fache), so kann man die Probleme erahnen, die der Tod Koroljows aufgeworfen haben muss.
Mischin machte 1995 in einem Interview zwei Dinge für das Scheitern der N-1 verantwortlich: Den Mangel an Kapital und Zeit und den deswegen eingeschlagenen Weg der Erprobung der Rakete über Teststarts. Beides hängt zusammen. Die N-1 wurde vor Saturn V projektiert, doch die Realisierung begann erst 2 Jahre nach der Saturn V. Zudem konnte die UdSSR nie die Mittel aufbringen wie die NASA. Nach offiziellen Angaben kostete das Mondprogramm 3.6 Milliarden Rubel, davon 2.4 Milliarden für die N-1. Für insgesamt 16 Flugmuster lag der Kostenvoranschlag bei 4.97 Milliarden Rubel. Ein Rubel war damals etwa 3 Dollar wert. Vergleich dazu kostete das Apollo Programm 25.5 Milliarden USD, davon entfielen 7.5 Milliarden USD auf die Saturn V (Inklusive der Saturn 1B Entwicklung und den produzierten Raketen 11 Milliarden USD). Auch wenn die Zahlen nicht direkt vergleichbar sind, brachten die USA etwa deutlich mal mehr Mittel als die Sowjetunion auf. Das zeigt auch die Größe das das N1-L3 Programm zur Spitzenzeit 20% der Ausgaben für den Weltraum ausmachten. Bei Apollo war es im Peakjahr 1967 glatte zwei Drittel des NASA-Etats (dazu muss man aber noch den Etat für Militär zählen, der sicherlich genauso groß war).
Eventuell wäre die N-1 erfolgreich gewesen, hätte man den Block A am Boden getestet und die im Flug auftretenden Probleme so schon im Vorfeld gefunden. Doch für einen Teststand, der Kräfte von 5000 t aufnehmen kann und die Hitze die entsteht wenn man 15 t Treibstoff pro Sekunde verbrennt abführen kann, fehlte eben das Geld.
Im Westen war man durch Spionage, vor allem aber Satellitenfotos relativ gut über die Rakete informiert. Eine 100 m große Rakete kann man nur schwer verstecken. Das Gebäude zum Zusammenbau ist noch schwerer zu übersehen. So kam ein CIA Bericht vom 15.5.1967 zu dem Schluss, dass die Rakete nicht vor den frühen siebziger Jahren einsatzbereit wäre. Die nach dem Fehlstart am 3.7.1969 zerstörte Rampe fotografierte ein Aufklärungssatellit. Sogar ein Abbildungen und grobe technische Informationen (abgeleitet von der Größe) drangen sogar bis in die Raumfahrtliteratur vor. So konnte die NASA ohne Hetze die Apollo Mondlandungen vorbereiten. Es gab also nicht wirklich einen Wettlauf zum Mond, auch wenn man gerne diesen Eindruck vermittelte um die Gelder für Apollo zu bekommen.
Nach der Öffnung der GUS begann man für die Triebwerke der N-1F im Westen Abnehmer zu suchen. Auch wenn diese niemals
geflogen waren, hatten sie viele Tests absolviert und überzeugende Leistungsdaten. Noch heute haben die NK-33/43/39 hervorragende
Werte beim Schub:Masse Verhältnis und dem spezifischen Impuls, einer Größe welche angibt wie viel Energie aus einer
Treibstoffkombination herausgeholt werden kann. Diese Daten überzeugten auch westliche Firmen, welche die Unterlagen intensiv
prüften und an den Triebwerken interessiert waren. Eventuell wäre die N-1 mit den NK-33 und NK-43 sogar erfolgreich gewesen.
Zuerst wurde ein Vertrag mit Rocketdyne ausgehandelt, die Anfang der neunziger Jahre nach Möglichkeiten suchten die Atlas II auf das Nutzlastniveau der Ariane 4 zu bringen und gleichzeitig die Nutzlastkosten zu senken. Mit zwei NK-33 in der Atlas II anstatt dem bisherigen Antriebsblock MA-5 wäre z.B. die Nutzlast einer Atlas II von 3630 auf 4173 kg für den GTO Orbit steigerbar.
Sehr bald allerdings wich aber Rocketdyne auf die schon erfolgreich geflogenen Triebwerke der Zenit aus. Auf Basis dieser wurde zuerst die Übergangsversion Atlas III entwickelt und seitdem wird die Atlas V mit dem RD-180 angetrieben.
Nun fand 1996 man in der neu gegründeten Firma Kistler Abnehmer für diese Triebwerke. Diese wollen in der Rakete Kistler K-1 drei NK-33 Triebwerke in der ersten Stufe und ein NK-43 Triebwerk in der zweiten Stufe verwenden. Russland hatte 107 Serienexemplare des NK-33 gebaut und 37 des NK-43. Davon sicherte sich Kistler eine Option auf 58 NK-33 und 17 NK-43 Triebwerke. Kistler zahlte dafür 440 Millionen USD, mehr als die Hälfte ihres akquirierten Kapitals von 800 Millionen Dollar. Im Jahre 2000 hatte die Firma 37 NK-33 und 9 NK-43 an die Firma Aerojet zur Überprüfung und Umrüstung übergeben. Aerojet ersetzt weiche Materialen, die im Laufe der Zeit altern können, wie Gummidichtungen und stattet die Triebwerke mit neuer Elektronik aus. Die Triebwerke heißen nun AJ26-58 (NK-33) und AJ26-59 (NK-43). Die Kistler K-1 sollte eine Rakete sein, die vollständig wieder verwendbar ist. Daher waren die NK-33 und NK-43 mit ihrer Fähigkeit zu bis zu 25 Zündungen (und damit 25 Einsätzen) ideal für diese Rakete. Der Erststart dieser Rakete der schon für 2000 angekündigt war steht aber Mitte 2005 noch immer aus. Kistler ist inzwischen insolvent und steht unter Chapter 11. Im März 2006 übernahm Rocketplane Kistler. Die Firma konnte aber nicht aus die Entwicklung wiederaufnehmen. Zwischendurch hatte sich auch Rocketplane für ihren "Astroliner" für die NK-33 Triebwerke entschieden, aber auch diese Entwicklung wurde nicht beendet.
Auch Japan wollte in der J-1A diese Triebwerke einsetzen, hat dieses Programm aber wegen Kostensteigerungen eingestellt. Es gab auch in Russland Pläne die NK-33 einzusetzen. Mindestens 30 sollen sich noch in Russland befinden. Pläne gab es zum Beispiel für eine Sojus Version namens "Aurora". Ein einzelnes NK-33 sollte das Vierkammertriebwerk des Zentralblocks ersetzen und es dadurch ermöglichen erheblich mehr Treibstoff in dem Zentralblock und der zweiten Stufe mitzuführen. Die Aurora sollte 11.86 t Nutzlast in den Orbit befördern.
Es gibt vor allem für die Sojus mehrere andere Vorschläge für Einsätze des NK-33 die unter verschiedenen Projektnamen (Sojus-3, Onega, Jamal) laufen. Das grundsätzliche Problem ist, dass die Triebwerke noch nie flugerprobt werden und es nur Restbestände gibt. Ihr starke Konkurrenz sind die Triebwerke der Zenit RD-180 (erste Stufe) und RD-120 (zweite Stufe), mit noch besseren Leistungswerten als die NK-33/43. Allerdings gilt die Zenit als sehr teure Rakete. Die NK-33 gibt es dagegen fast zum Nulltarif. Relativ spät hat man eines der Projekte auch umgesetzt: Die Sojus 1, auch Sojus 2.1v oder sojus 2.1 "Volga" genannt. Bei dieser Version hat man die vier Außenblocks der Sojus weggelassen, das Zentraltriebwerk durch ein einzelnes NK-33 ersetzt und eine neue Oberstufe namens Volga eingesetzt. die Nutzlast dieser Version beträgt 3 t. Auch sie hatte 2013 ihren Jungfernflug. Wie oft sie eingesetzt wird ist offen. NPO Energomasch weist darauf hin, dass man das NK-33 auch durch das etwas schubstärkere RD-191 ersetzen könnte.
Seit 2008 wird die Taurus II (später umbenannt in Antares) von OSC entwickelt. Sie setzt in der ersten Stufe zwei NK-33 Triebwerke ein. Die Triebwerke von Aerojet absolvierten dabei erneute Qualifikationen im NASA Stennis Testcenter. Sie sollen für 30 Flüge reichen. Da nur wenige Starts der Rakete geplant sind (maximal 3-4 pro Jahr) soll dies ausreichend sein, da die Taurus II primär für den Start des Versorgungszubringers Cygnus vorgesehen ist. Über eine Neuaufnahme der Produktion und den Ankauf weiterer Triebwerke die noch in Russland lagern wird verhandelt. Im April 2013 gelang der Jungfernflug der Antares und seitdem wird die Raumstation ISS mit einer Rakete versorgt, die 40 Jahre alte Triebwerke die für die N-1 gedacht waren einsetzt. Es gab aber auch zwei Versagen bei Tests bzw. einem Probelauf. Schließlich versagte ein Triebwerk beim fünften Start und die Rakete stürzte aus kurzer Höhe ab. Orbital wird nun für die Antares RD-181 Triebwerke verwenden, die von den RD-191 der Angara abstammen.
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