V březnu 1964 byla k dispozici konstrukční dokumentace rakety N-1. V předloženém návrhu bylo u prvního stupně počítáno s kombinací raketového pohonu s reaktivním náporovým motorem. Vlastní pohon měly jako obvykle zabezpečovat raketové motory rozmístěné po obvodu stupně, a vzduch zachycovaný difuzory na dolní části rakety měl být veden do prostoru mezi motory. Proudy spalin urychlený a dodatečnou oxidací vytékajících spalných plynů ohřátý vzduch měl vytvářet jako v náporovém motoru doplňkový tah nezanedbatelné velikosti a tak významně zlepšovat termickou účinnost pohonu.

Najednou se však ukázalo, že o projektovanou raketu není zájem, pro vojáky byla příliš velká a složitá a pro civilní použití nebyla dostatečně přesně definována užitečná zatížení. Nejspíše na základě intervence S. P. Koroljova bylo nakonec 3. 8. 1964 vydáno vládní usnesení "O pracích k výzkumu Měsíce a kosmického prostoru", jímž byl další vývoj legalizován a získáno i potřebné finanční krytí. Součástí usnesení byl i nový časový plán, podle něhož měly být letové zkoušky zahájeny v létech 1967-68.

Pro zkoušky mělo být připraveno 12 raket a 2 makety k výcviku obsluhy. Podle jiných údajů mělo být do roku 1968 zhotoveno 10 raket. Jednotlivé letové experimenty měly následovat ve tří až čtyřměsíčních intervalech, takže ukončení se dalo očekávat v roce 1970 nebo 1971. S operačním nasazením kompletu N-1 se pak dalo počítat o rok až dva později. To by ovšem svědčilo o tom, že bud' možnosti svých soupeřů v USA podceňovali anebo se do žádného závodu o Měsíc pouštět nehodlali.

Práce šly zřejmě rychle kupředu, nebot' již 25. 12. 1964 Koroljov podepisuje výkresovou dokumentaci kosmického systému N1-L3 pro uskutečnění expedice na Měsíc. Bohužel nebyla to dokumentace konečná.

Pro zabezpečení expedice dvojice kosmonautů na Měsíc bylo nutno dále zvětšit nosnou kapacitu rakety na 90-100 t (nakonec se ustálila na hodnotě 95-98 t), což ovšem vedlo k vzrůstu hmotnosti rakety na 2800-2900 t (skutečná hmotnost pak byla 2788 t). Aby se vyhovělo novým požadavkům, bylo nutné snížit výšku parkovací dráhy a změnit azimut vypouštění rakety, zvětšit objem nádrží vsazením válcového prstence v ekvatoriální části nádrží (u největší nádrže se vsazoval deseticentimetrový pás), což vedlo k přínosu zhruba 13 t KPL. Druhou cestou k zvětšení zásoby KPL na palubě rakety N-1 bylo plnění nádrží podchlazenými složkami pohonných látek - přínos 292 t znamenal zvýšení charakteristické rychlosti o více než 300 m/s.

Důsledkem všech změn byla však nutnost zvětšit počet motorů prvního stupně z 24 na 30. Šest dodatečných raketových motorů bylo umístěno do středu dna rakety a proto bylo nakonec upuštěno od ejektovaného účinku vzduchu a difuzory (vstupní štěrbiny) se zakryly. Přidána byla speciální ocasní část ve tvaru sukénky a roštová aerodynamická kormidla.

V roce 1965 byla konečně zahájena výstavba startovního komplexu na kosmodromu v Bajkonuru. Jednalo se o stavbu rozsáhlou a složitou. Tvořily jí vypouštěcí postavení 11 P852 (též plošina 110) se dvěma rampami (č.1 a 2, či pravá a levá rampa), technické postavení, montážní a zkušební hala (MIK), která v tomto případě byla i provozem výrobním, kde se zhotovovaly ony obrovské kulové nádrže a části potahu rakety, v blízkosti MIK bylo postaveno i sídliště. Začátkem roku 1967 byla dokončena pouze jedna rampa, úplně dokončen byl komplex až na sklonku téhož roku. Náklady na výrobu výrobního, montážního a starovního komplexu tvořily převážnou část z jedné miliardy rublů, uvolněné na zřízení experimentální základny.

Snad z důvodů nedostatku peněz, snad na základě svých zkušeností, snad pro nedostatek času přijal S. P. Korojlov osudné rozhodnutí přezkoušet funkci 1. stupně až při zkouškách letových. Již u předešlých konstrukcí (např. u známé rakety R-7) se rakety komplexně zkoušely teprve za letu, mnohokrát se tento způsob osvědčil, urychlil postup vývoje i operačního nasazení a ušetřil prostředky. Zkušenosti získané s relativně nesložitými raketami nebylo však možno jednoduše přenášet na tak komplikovaný systém, jaký představovala raketa N-1.

Je pochopitelné, že každý typ motoru, určený pro novou raketu, byl podroben rozsáhlým experimentům na zkušením stavu, u druhého i třetího stupně byla takto zkoušena i celá sestava osmi a čtyř raketových motorů. Pro podrobné přezkoušení prvního stupně žádné zařízení odpovídající velikosti k dispozici nebylo. A při všech čtyřech skutečných letových pokusech došlo k havárü vždy pro závady na prvním stupni. Když konečně dospěl čas k letovým zkouškám rakety N-1, nebo-li výrobku 11 A52, stály v čele zkušeného týmu zcela jiné osobnosti než při zahájení projektu. S. P. Koroljov zemřel v lednu 1966 ve věku nedožitých šedesáti let. Žádný z jeho nástupců, zejména ne akademik V. P. Mišin, neměl takovou autoritu, takový vliv, aby se mohl prosadit jak u vojenskoprůmyslového komplexu, tak u státního vedení.

Maketa rakety pro pozemní zkoušky (N 1 No1 M 1 nebo též MTR N 1 M 1 ) byla ustavena na rampě dne 25.11.1967, tři týdny probíhaly prověrky propojení paluby rakety s velitelským stanovištěm a cvičení obsluhy vypouštěcího komplexu.

Dne 12. prosince se maketa přesunula zpět do technického postavení. Montáž prvního exempláře pro letové zkoušky byla ukončena na sklonku dubna 1967 a 7. května byla raketa instalována na vypouštěcí rampě. Pozemní zkoušky proběhly v květnu a červnu s nevalným úspěchem. Přišlo se na řadu konstrukčních a systémových chyb, nejzávažnější však byl vznik mikrotrhlin v upevnění nádrže okysličovadla 1. stupně. Po opravě byla raketa znovu ustavena na pravé rampě až v listopadu 1968. Zkoušky probíhaly souběžně s výcvikem obsluhy s maketou instalovanou na rampě levé. Ke startu v tomto termínu nedošlo pro nově objevené závady a raketa byla opětně odeslána k opravám.

Po opravě se v lednu 1969 raketa znovu začala připravovat ke startu. Za krutých zimních podmínek (mráz až -45° C) se na dvacetiosmidenní přípravě ke startu podílelo 2300 specialistů. Start se uskutečnil dne 22. února 1969 ve 12 h 17 min 55 s moskevského času.

Záznam z průběhu letu obsahuje mj. tato fakta:

• -0,37 s před zapojením startovního tahu chybným signálem systému pro koordinaci činnosti motorů (KORD) vypojen motor č. 12 a za okamžik na to i symetricky umístěný motor č. 24 (podle systémové logiky KORD);
• +5,50 s zničen měřič tlaku plynu motoru č.12 v důsledku nadměrných vibrací;
• +8,00 s motor č. 12 ukončil funkci, pracovní hodnoty poklesly pod provozní parametry;
• +27,30 s praskl měřič tlaku v přívodu paliva motoru č. 12;
• +54,50 s registrován značný vzrůst teploty v okolí motoru č. 3, 21, 22, 23 a 24;
• +68,67 s systém KORD vydal povel k vypnutí všech motorů 1. stupně pro zkrat ve stejnosměrné i střídavé palubní elektrické síti.

Pozorovatelé uvádějí, že ještě z výšky 500 m šlehaly plameny až na vypouštěcí rampu. Raketa stoupala svisle, třebaže po několika sekundách letu došlo k náhlému poklesu intenzity plamenů na jedné straně rakety. Raketa pokračovala v letu až do výšky 14 km, kdy byly vypojeny všechny motory prvního stupně.

Raketa se pak převrátila a dopadla 19 km severně od kvadrátu 61 bajkonurského kosmodromu. Záchranný systém SAS pracoval spolehlivě a maketa užitečného zatížení bezpečně přistála poblíž místa startu.

Druhý zkušební exemplář odstartoval dne 3. 7. 1969 ve 23.18.32 hod. moskevského času. Již 0,25 s před zapojením startovního tahu došlo k výbuchu motoru č. 8. Příčinou bylo kovové těleso, které vniklo do čerpadla LOX tohoto motoru. Výbuch přerušil kabely palubní sítě, poškodil sousední motory a systém telemetrie. Za 0,5 s po povelu k zahájení letu systém KORD začal vypínat motory č. 7, 8,19, 20, v deváté sekundě byl vypojen motor č. 21 a během několika dalších sekund byla zastavena činnost všech motorů kromě motoru č. 18, který pracoval až do konce. Raketa z výšky kolem 200 m začala takřka svisle padat zpět, protože nebylo možno předat povel ke změně kursu (poškození elektrické sítě). Za 23 s raketa naplocho dopadla na rampu a vybuchla. Poškození rampy č.1 bylo takového rozsahu, že oprava trvala takřka tři roky. V tomto okamžiku byl závod o Měsíc prohrán!

Při komisionálním posuzování prvních dvou havárií vyšlo najevo, že již při statických zkouškách raketových motorů NK-15 se projevila citlivost turbočerpadlového agregátu na přítomnost nečistot ve složkách KPL. Větší kovové částice (desítky mm) způsobovaly poškození oběžného kola a lokální přehřátí čerpadla okysličovadla, jež vedlo k jeho propálení nebo až k výbuchu. Malá kovová tělíska (piliny, kovové třísky aj.), která sice v plynovém agregádu shořela, svými zbytky značně poškozovala lopatky turbíny. Nekovové předměty (piliny apod.) neměly na spolehlivou funkci vliv. Přitom u první partie zkušebních exemplářů raket se nepočítalo se zabudováním filtrů do přívodu k čerpadlům. Filtrů se mělo používat až od pátého startu.

Samotnému N. Kuzněcovovi se nezdála spolehlivost používaných motorů NK-15 a NK-9 dostatečná. Proto od července 1970 začala jeho kancelář pracovat na nových motorech (dnes známých jako NK-33, NK-43, NK-39 a NK-31 ), které sice zcela vycházely z původních typů, měly však možnost několikanásobného restartu (až 15x) a významně prodlouženou životnost. Tyto motory měly být k dispozici v roce 1972 a tak bylo rozhodnuto pokračovat v letových zkouškách s motory původními. Zpřísnily se ovšem kontroly všeho druhu.

Start třetího exempláře se uskutečnil až 27. 6. 1971 v 02.15.07 hod. z levé rampy (rampa č. 1 - pravá - nebyla ještě opravena). Poprvé pracovaly pravidelně všechny motory. V okamžiku odpoutání rakety byla telemetricky zjištěna nenormální funkce řídicího systému. Již 8 s po startu (výška rakety 250 m) byly ovládací trysky vykloněny na doraz, nebyly však schopny zvětšující se náklon rakety vyrovnat. V patnácté sekundě byla odchylka již 14°, její velikost a rychlost klonění stále vzrůstaly. Od třicáté deváté sekundy už řídicí systém nedokázal raketu stabilizovat - došlo k poruše normální funkce gyroskopů. Devět sekund na to - po překročení kritické hodnoty úhlu náběhu - nastala dezintegrace rakety v místě spojení třetího stupně a bloku užitečného zatízení, který dopadl v blízkosti vypouštěcí rampy. První tři stupně rakety pokračovaly dále v neřízeném letu. V padesáté první sekundě, kdy již odchylka sklonu činila 20°, zastavily koncové spínače gyrostabilizované plošiny činnost všech motorů prvního stupně. Raketa pokračovala ještě nějakou dobu v letu, postupně se rozpadala až dopadla 20 km od místa startu. Vytvořený kráter měl průměr 30 m a byl 15 m hluboký. Trosky rakety pokryly plochu několika čtverečních kilometrů.

Po analýze příčin havárie byla uskutečněna řada úprav, mnohdy velmi podstatných (nový řídicí systém, změna systému ovládání na 1. a 2. stupni aj.). Nelze se proto divit, že k dalšímu startu došlo až za 17 měsíců.

Čtvrtou zkoušku vedl prof. Boris Čertok (akademik Mišin byl v nemocničním ošetření. Raketa (N1-7L) byla vypuštěna z rampy č. 2 (levé) dne 23. 11. 1972 v 09.11.52 hod. moskevského času. Všechny motory pracovaly pravidelně, všechny parametry rakety byly v mezích normy. Až do stosedmé sekundy se pozorovatelům zdálo být vše v pořádku. Telemetrické údaje však zaznamenaly určité abnormality již 104 s po startu, v čase 106,93 s došlo v zadní části prvního stupně k výbuchu, který rozmetal celý pohonný systém a poškodil spodní část nádrže okysličovadla. Druhý výbuch, který následoval v zápětí (107,13 s), roztrhl raketu ve výšce asi 40 km.

Příčiny čtvrté havárie nebyly dodnes uspokojivě zodpovězeny. Podle oficiální verze havarijní komise došlo k výbuchu v důsledku poškození motorového bloku, vyvolaného propálením čerpadla LOX s následující explozí motoru č. 4. Kancelář N. Kuzněcova (na rozdíl od OKB-1 V. P. Mišina) s tímto závěrem nesouhlasila. Hlavní konstruktér kujbyševské NPP Trud, V. Orlov, tvrdí, že příčinou havárie bylo porušení potrubí o průměru 250 mm, kterým se přiváděl LOX do motoru č. 4, následkem hydraulického rázu. Podle letového programu totiž skupina šesti centrálních motorů končí činnost 80-90 s po startu, aby se zmenšilo přetížení a dosáhlo se hospodárnější spotřeby KPL. Při náhlém vypojení těchto motorů lze skutečně mohutný hydraulický ráz zaznamenat, vždyť potrubím proudí každou sekundu asi 350 kg LOX rychlostí kolem 6 m/s.

Pro pátou letovou zkoušku byly plánovány rozsáhlé úpravy celé rakety. Měla být poháněna už dokonalejšími motory s větší životností i spolehlivostí. Byl zjednodušen hydraulický systém rakety. Všechny důležité součásti a uzly prošly bez závad rozsáhlými zkouškami.

Pátý exemplář N1-8L se začal montovat již počátkem roku 1974, ačkoliv start byl plánován až na IV. čtvrtletí. Jenže v té době byl již další vývoj rakety N-1 minulostí. Na jaře 1974 byl akademik Mišin odvolán z funkce vedoucího OKB-1 a v květnu byl neočekávaně pro mnohé na jeho místo jmenován tehdejší již šestašedesátiletý hlavní konstruktér raketových motorů V. P. Gluško.

Jmenování V.P. Gluška do této funkce vedlo k tomu, že další práce na raketě N-1 byly v nově organizovaném NPO Eněrgija ještě v květnu zastaveny. Oficiálním důvodem ukončení projektu byl "Nedostatek těžkých užitečných zatížení, která by odpovídala kapacitě této nosné rakety".

Podle svědectví V. P. Mišina přišel vývoj měsíční rakety N-1 na 4,5 mld. rublů včetně 1 mld. vyčleněné na výstavbu experimentálního zařízení, nejspíše na stavbu vypouštěcího komplexu. Pro porovnání - v programu Apollo byly z udávaných 24 - 25 mld. dolarů věnovány dvě třetiny rozpočtu (cca 15 mld. US dolarů) na zkušební zařízení a rozsáhlé zkoušky. I v tom a právě v tom lze spatřovat základ úspěchu amerického měsíčního programu.

Je paradoxní, že v roce 1976 zahájilo totéž sdružení Eněrgija práce na nové těžké kosmické raketě Eněrgija. Pro tuto raketu ještě v Chimkách začal Gluško projektovat čtyřkomorový raketový motor RD-170 o tahu skoro 7 MN. Jako KPL zde slouží Gluškem během vývoje rakety N-1 zatracovaná kombinace LOX/kerosen. Po dvou startech odpočívají hotové rakety Eněrgija v budově MIK, kdysi postavené pro raketový nosič N-1. Důvod - nedostatek těžkých užitečných zatížení, která by odpovídala kapacitě této nosné rakety.