Книга 2.

Человек на Луне.

В докосмической истории человечества полет человека в космос не рассматривался иначе, как полет к Луне или другим планетам Солнечной системы. Это и понятно, ведь польза от околоземных полетов с точки зрения науки тех лет была минимальна. Сама по себе Луна в течение многих тысячелетий была предметом поклонения народов Земли. Да и фантасты прошлого в качестве первоочередной цели при освоении космоса рассматривали именно нашу ближайшую соседку. Достаточно упомянуть всемирно известный роман Жюля Верна «Из пушки на Луну», а также роман Герберта Уэллса «Первые люди на Луне».

Но это – фантасты. В 20-х годах Луной заинтересовались энтузиасты ракетного дела, хотя создаваемые ими ракетки были способны подниматься лишь на несколько десятков метров. В 1923 году Герман Оберт предложил полет вокруг Луны для исследования ее обратной стороны, невидимой с Земли. При этом перед посадкой на окололунной орбите оставались бы баки с топливом. После старта с лунной поверхности корабль использовал бы эти баки для полета к Земле. Оберт, конечно, не знал, что за несколько лет до этого в 1919 году в голодной и истерзанной Гражданской войной Советской России вышла книга «Тем, кто будет читать, чтобы строить». Ее автор Юрий Васильевич Кондратюк (Александр Шаргей) независимо от К.Э Циолковского вывел уравнение движения ракеты, дал описание четырехступенчатой кислородно-водородной ракеты и ее основных систем. В этой работе он также предложил использовать сопротивление атмосферы для торможения ракеты с целью экономии топлива, а также использовать для посадки на планету небольшой аппарат, оставляя на околопланетной орбите основной корабль с запасами топлива для возврата к Земле. Последние два предложения сыграли большую роль в реализации пилотируемых лунных программ в 60-х годах.

В 1933 году в Ливерпуле было создано Британское межпланетное общество, которое оставило заметный след в истории освоения космического пространства, хотя занималось в основном теоретическими изысканиями. До сих пор издается журнал общества JBIS, а один из наиболее активных его членов Кеннет Гэтланд причастен не только к созданию первого американского спутника, но и к написанию многочисленных научно-популярных книг по космонавтике. В 1937 году в Британском межпланетном обществе приступили к исследованию технической реализуемости полета человека на Луну и выработке основных технических принципов при создании трехместного лунного космического корабля.

Поскольку к тому моменту в Англии были созданы лишь пороховые ракеты, то и ракета для полета на Луну, предложенная Британским межпланетным обществом, была оснащена ими же (английский консерватизм). Только для разгона ракеты высотой 30,5 метров, диаметром 6 метров и стартовой массой около 1000 тон их потребовалось 2490 при размещении сотами в несколько слоев. Каждый такой слой и представлял собой отдельную ступень. В верхней части ракеты находилась герметизированная кабина. Корабль садился на лунную поверхность вертикально на посадочные опоры, которые затем служили в качестве стартового стола. В ходе полета предусматривалось вращение корабля вокруг продольной оси для создания искусственной тяжести. Для навигации предполагалось использование инерциальных приборов. При возвращении на Землю капсула с космонавтами отделялась от остальной части корабля и совершала спуск на парашюте.

В ноябре 1948 года Х. Росс в докладе Британскому межпланетному обществу описал пилотируемую лунную экспедицию с посадкой на ее поверхность. При этом для достижения данной цели требовалось освоить технику сближения на околоземной и окололунной орбитах. Три космических корабля, каждый пилотируемый одним космонавтом, запускались одновременно на околоземную орбиту. После сближения космонавты переходили в один из кораблей с одновременной дозаправкой его от двух других, причем в одном из кораблей оставалась часть топлива. Корабль же с экипажем стартовал к Луне. После выхода на окололунную орбиту часть баков оставалась на этой орбите, а сам корабль с экипажем садился на поверхность Луны. Оставшиеся на орбите баки содержали топливо, необходимое для обратного полета к Земле. Топливо в корабле, оставшемся на околоземной орбите, должно было служить для спуска на Землю. Кроме последнего этапа полета сама схема лунной экспедиции была достаточно хорошо проработана.

Этот доклад был весьма симптоматичен, поскольку свидетельствовал о возрастании интереса к космическим полетам после окончания второй мировой войны. Подогревая его, в сентябре 1949 года появилась книга «Завоевание космоса», написанная Вилли Леем, человеком, стоявшим у истоков немецкой ракетной программы и покинувшим Германию после прихода фашистов к власти. В ней, правда, полет к Луне был показан по прямой схеме. К популяризации идеи космических полетов подключился и известный писатель-фантаст Артур Кларк. В 1951 году в Англии вышла его книга «Исследование космоса», в которой он описывал полет к Луне со сборкой корабля на околоземной орбите и двумя дозаправками, одна из которых происходит уже на лунной орбите. В 1952 году она была издана в США и стала книгой месяца. А 12 октября 1951 года в Нью-Йорке состоялся Первый симпозиум по космическому полету, на котором были обсуждены такие вопросы, как орбитальная астрономическая обсерватория, проблемы выживания в космосе, полет к Луне, пилотируемая орбитальная космическая станция и другие. Среди его участников были Вернер фон Браун и Вилли Лей. Материалы этого симпозиума были опубликованы в журнале «Кольерс» под заголовком «Человек скоро завоюет космос».

Но говорить о полетах к Луне можно было лишь при наличии мощных ракет-носителей, а создававшиеся в 50-х годах в разгар “холодной войны” баллистические ракеты Р7, «Атлас» и «Титан» были слишком легки для этого. И все же именно в середине 50-х годов американская компания «Рокетдайн» закончила исследования и пришла к выводу о возможности создания однокамерного двигателя с тягой в миллион фунтов (450 тонн). Затем уже в рамках программы опытных работ по усовершенствованию ракетных двигателей, субсидировавшейся ВВС США, та же фирма изучала возможность создания двигателя с тягой в 1,5 миллиона фунтов (680 тонн).

Все эти годы создатель первой баллистической ракеты «Фау-2» Вернер фон Браун трудился в Редстоунском арсенале управления баллистических ракет Министерства Армии США (АВМА) в Хантсвилле. Вместе со своими коллегами из Пенемюнде им были созданы боевые баллистические ракеты «Редстоун» и «Юпитер» для вооруженных сил США. Однако все это время Брауна, которому были тесноваты рамки Редстоунского арсенала, не покидала мечта о космических полетах. Именно этим объясняется его участие в многочисленных конференциях и симпозиумах по проблемам астронавтики. Этим же можно объяснить его стремление участвовать в программе запуска первого американского спутника. И, несмотря на то, что он был отодвинут на второй план, фон Браун создал на базе своей ракеты «Редстоун» многоступенчатую ракету «Юпитер-С», которая в качестве ракеты-носителя «Юнона-1» вывела на орбиту первый американский ИСЗ. Несколько позже уже на базе баллистической ракеты «Юпитер» в Хантсвилле была разработана ракета-носитель «Юнона-2». Вернер фон Браун задумал создание семейства ракет-носителей с различной грузоподъемностью. Поэтому, начиная с апреля 1957 года, в Редстоунском арсенале начали проводиться исследования по созданию мощной ракеты-носителя «Юнона-5», использующей на первой ступени связку двигателей с суммарной тягой 1,5 миллиона фунтов (680 тонн). Впоследствии из этой идеи выросла ракета «Сатурн-1», а поначалу эта ракета предназначалась для запуска на стационарную орбиту военного спутника связи.

Как уже говорилось во «Введении», запуск в СССР первого искусственного спутника Земли вызвал в Америке шок и желание «отыграться». 14 октября 1957 года Комиссия по изучению ракет и спутников, основанная еще в 1946 году как Комиссия по изучению верхних слоев атмосферы, вместе с Американским ракетным обществом предложила национальную программу космических полетов. Кроме того, она предложила создать Национальное космическое учреждение, которое бы имело исключительно мирный характер. В качестве реперных точек для национальной космической программы предлагалось осуществить жесткую посадку на Луну автоматической станции в 1959 году, пилотируемый облет Луны в 1965 году, высадку человека на ее поверхность в 1968 году, а с 1970 года начать строительство лунной базы.

10 декабря 1957 года управление баллистических ракет Армии США (АВМА) закончило и отправило в высокие инстанции первую редакцию Объединенной программы развития космических аппаратов и ракет. Среди прочего она включала программу поддержки разработок ракет-носителей различной грузоподъемности, первая из которых («Юнона-5» или «Сатурн-1») должна была быть готова к 1963 году.

После создания 7 февраля 1958 года управления перспективного планирования научно-исследовательских работ Министерства обороны США (ARPA) управление баллистических ракет АВМА перешло в его ведение. Это был серьезный поворот в судьбе Вернера фон Брауна и его команды. Министерство Армии США не располагало такими средствами, позволявшими реализовать грандиозные планы фон Брауна. К тому же задачи, стоящие перед управлением баллистических ракет АВМА, ограничивались созданием ракет оперативно-тактического назначения. Даже создание МБР шло по линии ВВС («Атлас», «Титан» и «Минитмен») и ВМФ («Поларис»). Под крышей же ARPA были сосредоточены все перспективные разработки, находившиеся до того в различных военных ведомствах.

Именно ARPA 15 августа 1958 года выдало контракт команде фон Брауна в Редстоунском арсенале на создание ракеты-носителя «Юнона-5» («Сатурн-1») со стартовой тягой 1,5 миллиона фунтов (680 тонн). Вернер фон Браун предложил многоблочное построение первой ступени S-I на основе ракет, разработанных ранее под его руководством. Эта ступень диаметром 6,5 метров должна была состоять из центрального бака, представляющего собой корпус ракеты «Юпитер», и 8 периферийных баков (корпуса ракет «Редстоун») и иметь 8 двигателей типа того, что ставили на «Юпитер». Модифицированные двигатели тягой 85 тонн каждый, работающие на керосине и кислороде, получили на фирме «Рокетдайн» название Н1. Удельная тяга двигателя Н1 на уровне моря составляла 255 секунд, а в пустоте – 289 секунд.

Чуть ранее, 23 июня 1958 года, ВВС заключили контракт с фирмой «Рокетдайн», отделением компании «Норт Америкэн авиэйшн», на разработку эскизного проекта однокамерного кислородно-керосинового двигателя с тягой от 1 до 1,5 миллионов фунтов (450 и 680 тонн соответственно). Как уже говорилось, эта фирма с 1953 по 1955 год провела работы по исследования возможности создания такого двигателя и получила положительный результат. В конечно итоге был создан самый мощный в мире двигатель, получивший название F1, но об этом несколько позже.

В предыдущих главах уже рассказывалось о стремлении различных военных ведомств к лидерству в области пилотируемых космических полетов. Это продолжалось до момента учреждения НАСА после подписания 29 июля 1958 года Президентом США Дуайтом Эйзенхауэром Закона об аэронавтике и космосе. По крайней мере, 25 апреля 1958 года Отделение баллистических ракет ВВС издало первый план развития программы Военно-Воздушных сил по пилотируемым военным космическим системам. Основной целью его было «достижение скорейшей способности высадки человека на Луну и безопасного возвращения обратно». При этом в программе, возглавляемой, естественно, ВВС, предлагалось придать ей наивысший приоритет типа того, который присваивался программам создания МБР. Сама программа должна была быть выполнена в четыре этапа:

• «человек в космосе как можно скорее»;

• усложненная программа «человек в космосе»;

• «лунная разведка» - исследование Луны автоматами с телевизионной съемкой и мягкой посадкой;

• высадка человека на Луну и возвращение его на Землю, причем поначалу полет к Луне должны были совершить животные.

Стоимость программы оценивалась в 1,5 миллиарда долларов, а завершить ее предполагалось к декабрю 1965 года. Однако к этому Президент США Д. Эйзенхауэр, не желая тратить средства на непомерные космические амбиции Пентагона, уже принял решение в пользу гражданского космического агентства, хотя задача посадки на Луну перед ним еще не ставилась.

После фактического начала работы НАСА 1 октября 1958 года в его ведение перешли целый ряд космических проектов Министерства обороны, в том числе из Редстоунского арсенала. Ему же был передан контракт с компанией «Рокетдайн» на разработку однокамерного кислородно-керосинового двигателя F1 с тягой 1,5 миллионов фунтов (680 тонн). Кстати этой работе 1 ноября 1958 года был дан наивысший приоритет, а 17 декабря того же года был подписан официальный контракт между НАСА и «Рокетдайн». Однако сама группа фон Брауна и работы по ракетам остались пока в ведении Армии. Более того, между ARPA и ракетно-артиллерийским командованием Армии (AOMC) было достигнуто соглашение по дальнейшему совершенствованию ракеты-носителя «Юнона-5» для решения перспективных задач. В то же время в соответствии с указом Президента 3 декабря 1958 года Министром Армии и директором НАСА Кейтом Гленнаном было подписано соглашение о передаче Лаборатории реактивного движения под юрисдикцию НАСА, а также об исполнении требований НАСА при разработке ракет-носителей командой фон Брауна в Хантсвилле.

Поскольку проработки по мощным ракетам-носителям шли в Редстоунском арсенале почти 2 года, то уже 15 декабря 1958 года Вернер фон Браун вместе со своими коллегами по Пенемюнде и Хантсвиллу Эрнстом Штулингером и Хайнцем Келле представил НАСА свои предложения о возможности создания ракет-носителей различной грузоподъемности и использования их для различных космических проектов. При этом в качестве первой ступени использовалась бы уже упомянутая связка из 9 топливных баков и восьми двигателей Н1. А в качестве второй и последующей ступеней было возможным использование разрабатываемых ракетных блоков «Аджена» и «Центавр» а также первой ступени ракеты «Титан». Среди представленных предложений был проект сборки космического комплекса на орбите Земли массой 200 тонн для прямой посадки человека на Луну, для чего необходимо было 15 пусков ракет «Юнона-5» («Сатурн-1»). Для вывода такой полезной нагрузки в одном пуске потребовался слишком большой носитель. Команда фон Брауна считала реальной посадку человека на Луну в 1967 году. НАСА приняло предложение по ракете «Сатурн-1» и фактически дало разрешение на постройку четырех экземпляров для летных испытаний. Но вот планов пилотируемого полета к Луне пока еще не было.

Несколько позже, 6 января 1959 года ракетно-артиллерийским командование Армии (AOMC), ВВС и подрядчики по производству ракет представили объединенному комитету по рассмотрению больших ракет-носителей свои взгляды на скорейшие и наиболее надежные пути создания ракет-носителей Соединенными Штатами Америки. Комитет принял решение, что ракета «Юнона-5», представленная АОМС и лучше всех проработанная, представляет наибольший интерес для НАСА в части использования ее в космических проектах.

После образования НАСА и утверждения программы «Меркурий» в США пытались выработать стратегию дальнейшего освоения космоса. Эта тема широко обсуждалась в Конгрессе. В начале 1959 года Комитет Палаты представителей Конгресса США по астронавтике и космическим исследованиям опубликовал исследование «Следующее десятилетие в космосе», в котором важная роль отводилась облету Луны. При этом никто не высказывал сомнения в его реализуемости. Что касается сроков, то облет Луны ожидался во второй половине 60-х годов. Посадка же на Луну произойдет через несколько лет после облета. Администрация НАСА подтвердила реализуемость этой идеи и желательность ее воплощения в жизнь. Более того, НАСА запросила дополнительные средства для создания мощной ракеты-носителя – главного условия развития космических исследований.

В конце января 1959 года НАСА представила Президенту Дуайту Эйзенхауэру «Национальную программу создания космических аппаратов», в котором агентство предложило разработку четырех ракет и ракетных блоков: «Вега», «Центавр», «Сатурн» и «Нова». Эти ракеты должны были полностью удовлетворить все потребности в части выведения на орбиту полезных нагрузок. Эта программа получила поддержку, и 15 февраля был опубликован план развития ракет-носителей на 60е годы, где основное детище фон Брауна «Юнона-5» уже фигурировало под своим новым именем «Сатурн-1». «Вега» вскоре отпала по причине ее схожести с ракетным блоком «Аджена», а вот характеристики супер-ракеты «Нова», как и ее назначение, пока были слишком туманными. В программе, правда, указывалось, что на первой ступени будут установлены 4 двигателя F1, а сама ракета предназначена для прямой высадки человека на Луну. Но все это было достаточно сыро в отличие от хорошо проработанной командой фон Брауна ракеты «Сатурн-1».

Идея полета на Луну привлекала все больше и больше внимания. НАСА создало рабочую группу по исследованию Луны, в состав которой вошли представители АВМА, Лаборатории Реактивного Движения (JPL), Калифорнийского технологического института и Калифорнийского университета. На первой встрече этой группы, состоявшейся 5 февраля 1959 года в JPL, были определены направления исследования Луны: создание аппаратов для облета Луны, беспилотных и пилотируемых, жесткая посадка на Луну, спутник Луны и мягкая посадка на поверхность Луны. Предварительные изучения показали, что ракета-носитель «Сатурн» с использованием в качестве второй ступени ракетного блока от МБР и разгонного блока «Центавр» в качестве третьей ступени способен вывести пилотируемый корабль на трассу облета Луны и доставить на поверхность ее автоматическую станцию массой 1 тонну.

Но одно дело рассмотреть техническую реализуемость проекта. Нужно было еще убедить в этом тех, от кого зависело принятие решений и выделение финансов. И такая работа велась постоянно. 20 февраля 1959 года заместитель директора НАСА Хью Драйден выступил перед Комитетом Сената США по авиационным и космическим наукам. Он рассказал о долгосрочных целях НАСА. В них входили создание постоянной пилотируемой орбитальной лаборатории, жесткая и мягкая посадка автоматической станции на Луну, пилотируемый облет Луны, высадка человека на поверхность Луны и безопасное возвращение его на Землю и, в конечном счете, межпланетный полет.

Как уже говорилось в главе «Многоместные корабли», 1 апреля 1959 года в НАСА был создан Комитет Управления исследованиями по пилотируемому космическому полету. Руководителем Комитета был назначен Гарри Гоутт из Исследовательского центра имени Эймса, который, кстати, в сентябре того же года стал первым директором нового Исследовательского Центра имени Годдарда. Впервые Комитет Гоутта встретился 25 мая 1959 года, причем собрались основные идеологи и лучшие умы НАСА: Максим Фейджет из Целевой Космической Группы, Альфред Эггерс из Центра Эймса, Брюс Лундин из Центра Льюиса, Лоуренс Лофтин из Центра Лэнгли, Джордж Лоу из штаб-квартиры НАСА и другие. На этой встрече были обсуждены перспективы космических полетов после завершения программы «Меркурий». Было очевидно, что для развития космических исследований необходимо ставить высокие цели. С подачи Фейджета и Лоу такой стала посадка человека на Луну. Причем по предложению Лоу она должна была бы базироваться на ракетах типа «Сатурн», поскольку не было уверенности в возможности создания ракеты «Нова» в приемлемые сроки. В целом же Комитет Гоутта расставил следующие приоритеты в освоении космоса:

• проект «Меркурий»;

• спутник для изучения окружающей среды;

• маневрирующий пилотируемый спутник;

• пилотируемая космическая лаборатория;

• лунный разведывательный спутник;

• посадка на Луну;

• разведка Венеры – Марса;

• посадка на Венеру – Марс.

Фактически решения Комитета Гоутта определили политику НАСА на многие годы. Конечно, жизнь внесла свои коррективы: пилотируемая космическая лаборатория («Скайлэб») полетела уже после лунной эпопеи, а до полета человека на Марс еще очень далеко. Но нельзя не отдать должное лидерам американской космической программы: они могли мыслить глобально. При этом решения по серьезным вопросам принимались коллегиально. Они не только предвидели будущее, но и воплощали его в жизнь.

На следующей встрече, состоявшейся 25-26 июня 1959 годы в Центре Эймса, члены Комитета Гоутта подтвердили свое мнение, что посадка человека на Луну является важнейшей целью НАСА в рамках долгосрочной программы пилотируемых полетов. Здесь впервые сравнивались варианты прямого полета к Луне и со стыковкой на околоземной орбите. Вообще-то уже тогда было ясно, что вариант с выходом на орбиту вокруг Луны перед посадкой на ее поверхность более выгоден в весовом отношении, чем посадка по прямой схеме. Однако в случае использовании ракеты «Сатурн С-1» для сборки лунного комплекса на орбите вокруг Земли потребовалось бы порядка 14 пусков. Это было чересчур. По запросу Джорджа Лоу Джон Дишер сделал доклад относительно работ в Хантсвилле по программе «Сатурн». Как уже сообщало в феврале 1959 года Министерство обороны США, ракета-носитель «Сатурн С-1» со стартовой тягой порядка 590 тонн была разработана. К моменту проведения встречи группа фон Брауна работала над трехступенчатой ракетой «Сатурн С-2» со стартовой тягой 2 миллиона фунтов (900 тонн) и просматривала варианты полета к Луне со сборкой комплекса на околоземной орбите, включая его дозаправку. Для реализации прямой схемы в Хантсвилле прорабатывалась ракета класса «Нова» в 6 раз более мощная, чем «Сатурн С-2». В свою очередь Альфред Эггерс предложил в качестве первого этапа облет Луны двухместным кораблем, который затем мог бы быть приспособлен для экспедиции с посадкой на Луну. Облетный корабль можно было бы вывести в одном пуске ракетой «Сатурн С1». Кроме того, необходимо было бы отработать в беспилотных полетах технологию входа в атмосферу со второй космической скоростью и повторным погружением.

Для начала серьезных работ по лунной программе требовалось решение Президента США и выделения Конгрессом бюджетных средств. Учитывая, что в разгаре были работы по проекту «Меркурий», рассчитывать на немедленное развертывание лунной программы не приходилось. Тем не менее, в Центрах НАСА стали проводиться теоретические изыскания и эксперименты, подготавливающие полет человека к Луне. Например, в течение лета 1959 года Роберт Гилрут сформировал внутри Целевой Космической Группы Комиссию по новым проектам, возглавляемую Куртом Стрэссом. На своих встречах, прошедших в августе 1959 года, члены комиссии рекомендовали начать работу над перспективным трехместным кораблем, способным входить в атмосферу со скоростью близкой ко второй космической. Фактически речь шла о лунном корабле, который по их убеждению должен будет разрабатываться после завершения программы «Меркурий». По оценке комиссии посадка человека на Луну могла состояться в 1970 году.

В свою очередь на встрече руководства Целевой Космической Группы, состоявшейся 2 ноября 1959 года, Директор НАСА Роберт Гилрут поручил Роберту Пиланду, Курту Стрэссу, Джону Ходжу и Колдвеллу Джонсону разработать эскизный проект многоместного корабля для облета Луны.

В конце 1959 года в Штаб-квартире НАСА был составлен 10-летний план. Многое в нем было из списка приоритетов Комитета Гоутта. В дополнение к полетам автоматических станций к Луне и планетам Солнечной системы планировались облет Луны и создание постоянной орбитальной станции в конце 60-х годов, а посадка на Луну после 1970 года. План также рекомендовал развивать создание мощных ракетных двигателей и ракет-носителей класса «Нова», поскольку, по мнению разработчиков плана, именно от «Новы» зависела возможность реализации лунной программы.

Работа же над тяжелыми ракетами шла достаточно интенсивно. Правда, пока еще существовали разногласия относительно того, какой конкретно носитель нужен, поскольку не была четко определена конечная цель. Была определенность только с первой ступенью, двигатель для которой (Н1) прошел первое огневое испытание на стенде АВМА 3 мая 1959 года. Для последующих ступеней предлагались разные варианты. Во всяком случае, для первого варианта ракеты, иногда обозначаемого как «Сатурн А1», в качестве второй ступени должна была использоваться первая ступень ракеты «Титан». Более того, с подачи ARPA Управление баллистических ракет АВМА уже собиралось заключить контракты с компаниями «Мартин» (ракета «Титан») и «Аэроджет-Дженерал» (двигатели для «Титана»). Однако один из высокопоставленных чиновников Пентагона Г. Йорк заявил, что для выполнения военных космических программ ракета «Сатурн» не нужна, достаточно более тяжелой модификации «Титана» – «Титан-С», ведь именно ее предполагалось использовать для запуска ракетоплана «Дайна-Сор». Стало очевидным, что для реализации перспективных космических проектов НАСА группу фон Брауна нужно вывести из-под опеки военных. В конце концов, так и сделают, а пока приходилось лавировать.

Чтобы разрешить это противоречие 16 сентября 1959 года по инициативе того же Г. Йорка состоялось заседание Комитета ARPA-НАСА по оценке ракет-носителей. Рассмотрение существа дела показало, что более тяжелый носитель «Сатурн С1» будет готов даже на год раньше чем «Титан-С». Да и стоимость их оказалась сравнимой. Йорк согласился продолжить программу создания ракет «Сатурн», однако предложил Кейту Гленнану принять Управление баллистических ракет в Хантсвилле под свое крыло. Плод созрел, и 21 октября Президент США Д. Эйзенхауэр объявил о намерении передать АВМА вместе с программой создания ракет-носителей «Сатурн» в ведение НАСА.

В ожидании формальной передачи программы «Сатурн» НАСА 27 ноября 1959 года была сформирована группа по определению возможных конфигураций верхних ступеней этой ракеты. Группу, куда вошли представители НАСА, Министерства обороны, ARPA, АВМА и ВВС, возглавил Эйб Силверстейн. Позже ее стали называть командой «Сатурна» или комитетом Силверстейна. Одним из первых результатов работы этой группы стала рекомендация, основанная на исследованиях Центра Льюиса, создавать верхние ступени для «Сатурна» с использованием кислородно-водородного топлива.

В соответствии с этим ARPA и НАСА потребовали от ракетно-артиллерийского командования Армии (АОМС), которому подчинялся пока еще фон Браун, подготовить техническое и экономическое обоснование по созданию второй ступени ракеты-носителя «Сатурн С1» с четырьмя кислородно-водородными двигателями тягой по 90 тонн каждый, а также третьей ступени S-V на базе модифицированного разгонного блока «Центавр» с двумя такими же двигателями. Впоследствии эта вторая ступень, названная S-IV, использовалась на ракетах-носителях «Сатурн В1» и «Сатурн-5». К концу года такой отчет был представлен. 26 апреля 1960 года был заключен контракт с компанией «Дуглас Эйркрафт», выбранной из 11 претендентов, на изготовление ступени S-IV. А 31 мая 1960 был заключен контракт с отделением «Рокетдайн» компании «Норт Америкэн авиэйшн» на разработку кислородно-водородного двигателя J2 тягой 90 тонн для верхних ступеней ракеты «Сатурн».

В последний день 1959 года НАСА приняло рекомендации Комитета Силверстейна по конфигурации ракеты-носителя «Сатурн С1» с восемью двигателями Н1 на первой ступени и долговременную программу разработки ракет-носителей семейства «Сатурн» (всего 10 модификаций).

15 марта 1960 года проект «Сатурн» и группа его разработчиков во главе с фон Брауном были переданы в НАСА. Специально под этот проект на базе Редстоунского арсенала АВМА был создан Центр космических полетов НАСА имени Джорджа Маршалла, который и возглавил сам Вернер фон Браун. Формальная передача под юрисдикцию НАСА состоялась 1 июля 1960 года. Фактически именно с этого момента Вернер фон Браун сосредоточился на космической тематике, освободившись от создания боевых ракет, к чему он всегда стремился. Хотя в сознании многих он так и остался как создатель «оружия возмездия» для гитлеровского рейха. Впрочем, участие в разработке новейших систем вооружения было уделом всех ракетчиков начала космической эры.

28 января 1960 года, выступая на слушаниях в Комитете Палаты представителей Конгресса по Науке и Астронавтике в связи с представлением проекта бюджета на 1961 год, Ричард Хорнер, заместитель директора НАСА, представил 10-летний план космических полетов, в том числе пилотируемых. Он был построен, в основном, на рекомендациях Комитета Гоутта и включал следующие пункты:

• полет астронавта по баллистической траектории – 1960 год;

• первый орбитальный пилотируемый полет – 1961 год;

• первый запуск двухступенчатой ракеты «Сатурн» – 1963 год;

• первые полеты вокруг Луны и первая орбитальная лаборатория – 1965-1967 годы;

• посадка человека на Луну – после 1970 года.

Руководство НАСА оценивало затраты на всю эту программу в более чем 1 миллиард долларов в 1962 финансовом году и по 1,5 миллиарда в каждые из последующих пяти лет, а общую стоимость выполнения программы от 12 до 18 миллиардов долларов. Между прочим именно в январе 1960 года Эйб Силверстейн, директор бюро программ космического полета, предложил дать луной пилотируемой программе название «Аполлон».

Надо сказать, что параллельно с исследованиями НАСА по определению схемы лунной экспедиции и выбору облика лунного корабля корпорация «Чэнс-Воут» провела на свои средства самостоятельное исследование проблем высадки человека на Луну и возвращения его обратно пилотируемым модульным многоцелевым космическим аппаратом (MALLAR) под руководством Томаса Долана. Это исследование показало, что при существующих ограничениях на грузоподъемность ракеты-носителя сборка комплекса на околоземной орбите просто необходима. Согласно предложениям корпорации спускаемый аппарат должен иметь массу 3 тонны, экспедиционный модуль – 4,1 тонны, а лунный посадочный модуль – 12,26 тонны. В исследовании рассматривалась и стыковка на окололунной орбите, но она имела меньший приоритет. Хотя в течение весны Томасом Доланом и был подготовлен отчет с анализом полета к Луне со стыковкой на лунной орбите.

Аналогичную работу провело управление баллистических ракет Армии, а точнее, группа фон Брауна. 1 февраля 1960 года им был представлен отчет «Программа исследования Луну с использованием ракеты-носителя «Сатурн»». Среди прочих здесь рассматривалась и посадка человека на Луну.

Между прочим, это была не первая попытка фон Брауна возглавить программу полета человека на Луну. В 1959 году Министерство Армии США попыталось начать разработку программы широкомасштабного освоения Луны под названием «Проект Горизонт». Целью этой программы было создание лунных баз исключительно для военного применения, причем в самые сжатые сроки. Посадка человека на Луну должна была состояться в апреле 1965 года, а начало строительства лунной базы на 12 человек – в 1966 году. В отчете, который, естественно, был тогда секретным, в качестве аргумента в пользу реализации подобной программы приводилась вероятность посылки Советским Союзом человека на Луну к 50-летней годовщине революции. Это было явным следствием еще не прошедшего шока от Первого спутника, отрыжка гонки вооружений времен «холодной войны» и призыв к соперничеству в космосе. Руководителем «Проекта Горизонт» стал генерал-майор Джон Медарис из ракетно-артиллерийского командования АОМС. А поскольку АОМС подчинялся и Редстоунский арсенал АВМА, то естественно, что Вернер фон Браун принял в проекте активное участие.

Для доставки грузов на Луну должны были использоваться ракета «Сатурн-1» и перспективная ракета-носитель «Сатурн-2», разрабатывавшиеся под руководством фон Брауна. Всего для строительства лунной базы требовалось доставить на Луну 220 тонн грузов, для чего необходимо было произвести 61 пуск ракет «Сатурн-1» и 88 пусков ракет «Сатурн-2», причем средний темп пусков должен составлять 5-6 ракет в месяц. И это без учета доставки и смены персонала лунной базы. На трехступенчатой ракете «Сатурн-1» в качестве второй ступени должна была использоваться модифицированная первая ступень ракеты «Титан-1» с суммарной тягой двигателей 163 тонны, а в качестве третьей ступени – разгонный блок «Центавр». Эта ракета способна выводить на низкую околоземную орбиту полезный груз массой 13,5 тонн, а на трассу полета к Луне – 3,5 тонны.

На первой ступени четырехступенчатой ракеты «Сатурн-2» двигатели Н1 заменялись усовершенствованными двигателями Н2, при этом стартовая тяга возрастала с 1,5 миллиона фунтов (680 тонн) до 2 миллионов (900 тонн). На второй ступени устанавливались уже два кислородно-водородных двигателя тягой по 90 тонн каждый, на третьей ступени тоже два кислородно-водородных двигателя, но по 45 тонн каждый, а на четвертой – один такой двигатель. С помощью трех ступеней ракета была способна вывести на низкую орбиту 32 тонны полезного груза, а с помощью четвертой ступени на трассу перелета к Луне – 12 тонн.

База должна была построена из стандартных блоков длиной 6 метров и диаметром 3 метра. Для обеспечения базы электроэнергией предполагалось использовать два ядерных реактора, заглубленных в лунный грунт. Посадка на Луну проходила по прямой схеме без промежуточного выхода на орбиту Луны.

Спускаемый аппарат, в котором персонал станции должен был возвращаться на Землю, по форме напоминал головную часть ракеты «Юпитер». Кстати, точно такую же форму имела капсула в проекте «Адам», также разрабатывавшегося под эгидой Армии. Кроме того, в рамках «Проекта Горизонт» предусматривалось создание орбитальной станции на околоземной орбите с экипажем от 10 до 16 человек.

К 8 июня 1959 года было закончено технико-экономическое обоснование – первая стадия «Проекта Горизонт». Согласно ему расходы на программу с 1960 по 1968 год в среднем должны были составить 667 миллионов долларов в год, а суммарные затраты на всю программу – 6 миллиардов.

28 июля 1959 года отчет был представлен Министру и начальнику штаба Армии. Однако Президент США Дуайт Эйзенхауэр был противником участия военных в пилотируемых программах, свидетельством чему явилось создание НАСА. Поэтому дальше первого этапа «Проект Горизонт» не пошел. А технические и проектные наработки по нему были переданы НАСА.

Кстати, в том же 1959 году старший инженер Лаборатории реактивного движения в Пасадене Э. Хазард предложил еще одну схему экспедиции на Луну. Согласно ей лунный корабль совершал полет и посадку на поверхность в автоматическом режиме. Затем туда же направлялись автоматические танкеры с топливом для дозаправки лунного корабля. И только после дозаправки с Земли стартовал корабль с экипажем на борту. После посадки экипаж просто переходил в другой корабль, на котором и возвращался на Землю.

Однако НАСА не собиралось отдавать на откуп кому бы то ни было определение схемы экспедиции и выработку требований к лунному космическому кораблю. 15 февраля 1960 года Эйб Силверстейн поручил Роберту Гилруту проработать предложения по созданию перспективного модульного корабля. При определенном сочетании модулей корабль мог бы решать различные задачи. На конференции руководящего состава НАСА в Монтерее 3-5 марта 1960 года выработку требований официально поручили Целевой Космической Группе. Кроме того, необходимо было определить – какие исследования должны быть проведены в Центрах НАСА в обеспечении этой программы.

Такая работа была проведена Целевой Космической Группой в течение апреля. Общее направление задал ее руководитель Роберт Гилрут. Он суммировал руководящие принципы для разработки лунной программы и многоместного корабля следующего поколения:

• пилотируемые разведывательные полеты к Луне с использованием лунного экспедиционного модуля;

• полеты вокруг Земли с лунным экспедиционным модулем и космической лабораторией, совместимых с ракетами «Сатурн С1» и «Сатурн С2»;

• масса лунного корабля не должна превышать 6,8 тонны, а при полетах вокруг Земли – 11,3 тонны;

• полетное время 14 суток;

Э• кипаж корабля – 3 человека;

• начало летных испытаний – первый квартал 1966 года.

25 мая 1960 в рамках Целевой Космической Группы была сформирована команда по перспективному кораблю, подчиняющаяся непосредственно Роберту Гилруту. Основной целью этой команды была выработка требований к многоместному кораблю. Руководителем этой команды стал Роберт Пиланд. 25 июля 1960 года с подачи директора программ космических полетов НАСА Эйба Силверстейна программа создания перспективного космического корабля получила название «Аполлон», о чем и было сообщено представителям промышленности на совместной конференции, проведенной 28-29 июля 1960 года в Вашингтоне. Главной же целью конференции было информирование представителей американской индустрии относительно программы НАСА в части пилотируемых космических полетов, создания ракет-носителей и тому подобное. В частности, Джордж Лоу объявил о предстоящих до 1970 года полетах на околоземной орбите и пилотируемых облетах Луны. В качестве конечной цели были посадка человека на Луну и создание постоянной орбитальной станции.

В развитие этого 30 августа 1960 года Центр космических полетов имени Годдарда провел в Вашингтоне еще одну конференцию, на которой предложил заключить с промышленными фирмами шестимесячные контракты на изучение проблем, связанных с созданием перспективного многоместного корабля. Срок окончания работ – середина мая 1961 года. Для оценки предложений была создана техническая комиссия, возглавляемая Чарльзом Донланом из Целевой Космической Группы.

Чуть позже, 1 сентября 1960 года, внутри Целевой Космической Группы произошли организационные изменения. Максим Фейджет стал руководителем отделения полетных систем, а Роберт Пиланд – руководителем бюро проекта «Аполлон» и одновременно заместителем Роберта Гилрута по перспективным проектам.

В 1960 году продолжалась выработка концепции исследования Луны, определение облика космического аппарата для полета к естественному спутнику и необходимых для реализации этой программы ракет-носителей. 30 сентября 1960 года в штаб-квартире НАСА состоялась очередная встреча Совета по программе исследования космоса. На нем специальным комитетом по изучению ракеты «Сатурн» были представлены результаты исследований по применению этой ракеты. Этот комитет акцентировал общее внимание на ракете «Сатурн С2», первый полет которой планировался на 1965 год. С помощью этой ракеты можно было бы осуществить пилотируемый облет Луны «Аполлоном», запуски межпланетных станций для исследования Луны, Марса, Венеры, а также использовать для вывода верхних ступеней, оснащенных ядерными двигателями. Ракета же «Сатурн С1» для подобных целей была бы слабовата.

К 9 октября 1960 года 64 промышленные компании выразили свой интерес к участию в программе «Аполлон». Четырнадцать из них представили свои предложения: «Боинг», «Чэнс Воут», «Конвэр/Астронотикс», «Корнелл Аэронотикал Лэборатори», «Дуглас Эйркрафт», «Дженерал Электрик», «Гудъеа Эйркрафт», «Грумман», отделение компании «Мариетта» «Гуардайт», «Локхид Эйркрафт», «Мартин», «Норт Америкэн авиэйшн», «Чэнс-Воут» и «Рипаблик Авиэйшн». Чуть позже их число сократилось до 12 за счет лаборатории «Корнелл» и отделения компании «Мариетта» «Гуардайт». Эти компании были приглашены представить свои предложения по кораблю «Аполлон». Из них 25 октября три компании были отобраны НАСА для заключения с ними контракта на предварительное изучение выполнимости создания перспективного корабля по проекту «Аполлон»: «Конвэр/Астронотикс», «Дженерал Электрик» и «Мартин». Шестимесячные контракты стоимостью 250 тысяч долларов, заключенные 15 ноября, были рассчитаны на срок до 15 мая 1961 года.

Впрочем, настало время и самому НАСА определяться со схемой полета, планами и обликом корабля. С этой целью руководитель космических полетов НАСА Джордж Лоу сформировал рабочую группу, в которую вошли кроме самого Лоу Джон Дишер, Элдон Холл и Оран Никс. Параллельно в отделении полетных систем Целевой Космической Группы вырабатывались требования к облику бортовых систем корабля «Аполлон». В частности, обязательным считалось наличие бортового компьютера, а спускаемый аппарат должен был иметь аэродинамическое качество не ниже 0,35 для ограничения уровня перегрузок при входе в атмосферу до 8g.

Фактически параллельно с работами трех вышеуказанных компаний существовала и четвертая команда, работающая над определением облика корабля «Аполлон». Ею стала сама Целевая Космическая Группа. В каком-то смысле они были хозяевами положения. Для расширения фронта работ по проекту «Аполлон» были созданы девять технических групп, исследующих самые различные технические аспекты создания корабля для полета к Луне. В этих группах были представители всех Центров НАСА. Но наиболее существенную роль играл Центр космических полетов имени Маршалла как разработчик ракет-носителей. На встрече в Хантсвилле 29 ноября 1960 года директор Центра Маршалла Вернер фон Браун и Максим Фейджет пришли к соглашению, что необходимо их тесное сотрудничество для реализации программы посадки человека на Луну. При этом были определены сферы ответственности: Целевая Космическая Группа отвечала за создание корабля, полет к Луне и возврат на Землю, а Центр Маршалла – за создание ракеты-носителя и двигателя для посадки на Луну.

При всем разнообразии направлений исследований пока неизменным оставался постулат о прямой посадке космического корабля на Луну. При этом схема должна была реализовываться либо с помощью одного запуска супер-ракеты «Нова», либо нескольких пусков ракет «Сатурн С2» и сборки лунного комплекса на околоземной орбите. В этих условиях участники небольшой группы из Исследовательского центра имени Лэнгли, занимавшихся проблемой стыковки на окололунной орбите выглядели диссидентами. Лидерами этой группы были Клинтон Браун, Ральф Стоун и Джон Хуболт. Преимущества посадки на Луну с использованием встречи на лунной орбите казались им очевидными. Ведь в этом случае на поверхность Луны можно было сажать лишь небольшой аппарат, оптимальным образом спроектированный для этой цели. А вот запасы топлива для разгона корабля к Земле и тяжелый спускаемый аппарат для входа в атмосферу можно было бы оставить на окололунной орбите. Соответственно на 20-40 уменьшался и стартовый вес ракеты-носителя. Сама идея была не нова. Ее предложил еще в 1919 году Ю. В. Кондратюк. Конечно, в Америке трудов Кондратюка могли и не знать, но такую же идею выдвинул в 1923 году Герман Оберт. А уж о докладе Х. Росса Британскому межпланетному обществу в 1948 году в НАСА не могли не знать.

Впервые информация, содержащая описание методов сближения на окололунной орбите в ходе полета на Луну, была доложена заместителю директора НАСА Роберту Симэнсу 14 декабря 1960 года. Однако время для воплощения этой идеи еще не пришло, хотя еще весной этого же года аналогичную работу проделал Томас Долан из компании «Чэнс-Воут». А в конце декабря компания «Грумман» на собственные средства занялась технико-экономическим обоснованием метода сближения на лунной орбите.

5-6 января 1961 года в Вашингтоне состоялось заседание Совета НАСА по программе исследования космоса. Основной темой заседания была высадка человека на Луну. На заседании выступили Вернер фон Браун с докладом о сборке лунного комплекса на околоземной орбите, Джон Хуболт о сближении на лунной орбите и Мелвин Сэвидж о прямой схеме. Совет не принял окончательного решения относительно схемы лунной экспедиции, однако счел необходимым запланировать и создать необходимые технические средства, обеспечивающие сближение и стыковку космических аппаратов на околоземной орбите независимо от лунной программы, но вносящих в нее свой вклад. Для решения этих задач была создана Целевая группа по посадке на Луну, которая по имени своего председателя стала называться комитетом Лоу.

Первым делом комитета Лоу стала подготовка доклада Конгрессу с представлением бюджета НАСА на 1962 год. В докладе предлагалось осуществить пилотируемый полет на Луну по прямой схеме, а также развивать программу сближения и стыковки космических аппаратов, даже если она и не потребуется при полете к Луне. Однако само решение по пилотируемому лунному полету было еще не принято, и все зависело от вновь избранного Президента США Джона Кеннеди. Пока же такого решения не было, но комитет Лоу в течение четырех недель трудился над «Планом пилотируемой посадки на Луну» и представил его Р. Симэнсу 7 февраля. В нем подчеркивалось, что при соответствующем финансировании посадка на Луну может быть осуществлена в 1968-1970 годах. При этом для реализации прямой схемы нужен был носитель класса «Нова», а в случае сборки лунного комплекса с дозаправкой топливом на околоземной орбите достаточно было ракеты «Сатурн С2». Естественно, что во втором случае конечная цель достигалась несколько раньше. На первой стадии реализации программы «Аполлон» должны быть осуществлены длительные полеты на орбите вокруг Земли, а на второй стадии – сначала облет Луны, а затем посадка на ее поверхность.

12 января 1961 года в Исследовательском центре имени Эймса состоялась первая встреча трех технических групп по конструкции и материалам, по конфигурации возвращаемых аппаратов и аэродинамике, а также по наведению и управлению. На встрече были рассмотрены различные предложения. Компания «Дженерал Электрик» предлагала создание спускаемого аппарата в виде фары с углом при вершине 9 градусов, эллиптического конуса, полуконуса и типа «Дайна-Сор». Компания «Мартин» предложила аппараты с несущим корпусом типа М1, типа «Меркурий» с аэродинамическими щитками, аппарат линзообразной формы и типа «Дайна-Сор». В свою очередь, компания «Конвэр/Астронотикс» предложила конфигурации типа «Меркурий», линзообразной формы, М1, конус и полуконус. Все они требовали серьезного изучения в аэродинамических трубах Центров НАСА.

1 марта 1961 года наконец-то были представлены окончательные (по крайней мере, так тогда казалось) конфигурации ракет-носителей семейства «Сатурн»:

Двухступенчатая ракета «Сатурн С1» состояла из первой ступени S-I с восемью двигателями Н1 общей тягой 680 тонн, второй ступени S-IV с четырьмя кислородно-водородными двигателями LR-119 тягой по 8 тонн и третьей ступени S-V с двумя такими же двигателями;

Четырехступенчатый вариант ракеты «Сатурн С2» состоял из первой ступени как на «Сатурне С1», второй ступени S-II, а третья и четвертая ступени соответствовали второй и третьей ступени ракеты «Сатурн С1» (S-IV и S-V);

Трехступенчатый вариант ракеты «Сатурн С2» отличался от четырехступенчатого только отсутствием четвертой ступени S-V.

Хотя уже 23 марта 1961 года Центр Маршалла рекомендовал изменить конфигурацию ракеты «Сатурн С1», исключив третью ступень и увеличив количество двигателей LR-119 на второй ступени с четырех до шести.

При всем при этом разговоры о создании супер-ракеты «Нова» для прямого полета к Луне велись только в постановочном плане, хотя проработки по ней шли как в Центре Маршалла, так и в некоторых промышленных фирмах. К тому же 10 февраля 1961 года на базе ВВС Эдвардс в Калифорнии прошло первое огневое испытание двигателя F1 компании «Рокетдайн», длившееся несколько секунд, причем его тяга достигала 704 тонн, а при испытаниях 6 апреля она и вовсе составила 745 тонн.

В своем первоначальном варианте ракета «Нова» состояла из пяти ступеней и имела стартовый вес 3040 тонн при длине 80 метров и диаметре первой ступени 15 метров. Первая ступень представляла собой связку из 6 двигателей F1 и 7 топливных баков, каждый около 5 метров в диаметре. Вторая ступень состояла из одного двигателя F1 и четырех аналогичных баков. Третья ступень, состоящая из 4 кислородно-водородных двигателей общей тягой 270 тонн и четырех топливных баков, предназначалась для перехода на трассу полета к Луне и выхода на окололунную орбиту. Четвертая ступень переводила корабль на траекторию спуска и обеспечивала посадку на Луну. Пятая ступень служила для старта с Луны. Сам корабль в форме усеченного конуса весил около 4 тонн.

В последующем проект ракеты «Нова» претерпел существенные изменения в сторону увеличения, как полезной нагрузки, так и мощности ракеты-носителя. При этом на второй ступени установили один двигатель М1 тягой 680 тонн, заменив керосин водородом. Такая ракета со стартовой массой 3140 тонн могла бы уже вернуть с Луны полезную нагрузку 13,6 тонны. В дальнейшем стартовый вес ракеты возрос до 4200-4500 тонн при установке на первой ступени 8 двигателей F1. Ракета должна была выводить на околоземную орбиту нагрузку в 180 тонн, а к Луне – 68 тонн. Постепенно становилось ясно, что прямой полет на Луну требует создания гигантской ракеты-носителя, да и сроки ее создания не устраивали руководство НАСА. Поэтому она и осталась лишь на бумаге. Но все это произойдет несколько позже.

В начале марта в Центре Лэнгли состоялся предварительный смотр Целевой Космической Группой представленных предложений по кораблю «Аполлон». В соответствии с заключенными контрактами их представили компании «Дженерал Электрик» и «Мартин», а также «Конвэр/Астронотикс» (отделение компании «Дженерал дайнэмикс). Для обсуждения прибыли представители всех технических групп от всех Центров НАСА.

Компания «Конвэр/Астронотикс» представила лунный орбитальный корабль, состоящий из трех модулей – командного, служебного и двигательного. И хотя основной его задачей был полет по лунной орбите, корабль можно было модифицировать под посадку на Луну. Командный модуль или спускаемый аппарат представлял собой несущий корпус типа М1, предложенный в 1957 году Альфредом Эггерсом. При старте командный модуль вместе с системой аварийного спасения размещался внутри большего по размерам полетного модуля. Посадка на Землю осуществлялась с помощью парашюта на территории Техаса.

Наиболее серьезную и масштабную работу проделала компания «Мартин». Она не только следовала всем указаниям Целевой Космической Группы, но и пошла значительно дальше. Фактически это было единственное предложение, в котором была детально исследована трансформация космического корабля при решении задач от выхода на окололунную орбиту до посадки на Луну. По своей конфигурации он был похож на тот «Аполлон», который мы сейчас знаем. По версии компании корабль состоял из пяти модулей. Командный модуль представлял собой конус с плоским дном и округленной вершиной и системой аварийного спасения. В качестве альтернативы было рассмотрено 12 типов командных модулей. За теплозащитным экраном с другой стороны находились двигатель, оборудование и полетный модуль или орбитальный отсек. Два члена экипажа располагались в ряд, а третий – за ними, причем кресла поворачивались в зависимости от направления действия перегрузок. Для маневрирования в атмосфере возвращаемый аппарат оснащался аэродинамическими щитками. Полетный модуль служил для отдыха экипажа и в качестве радиационного убежища. Кроме того, он рассматривался и как основа для лунного посадочного корабля.

Менее перспективным, но зато более любопытным оказалось предложение фирмы «Дженерал Электрик». Возвращаемый аппарат корабля, названного Д2, имел форму фары с углом полураствора 7. Он очень напоминает спускаемый аппарат нашего «Союза». Еще большее сходство придавало наличие полетного модуля, размещенного по типу того же «Союза» в передней части корабля. Полетный модуль мог также служить и в качестве шлюзовой камеры при выходе в открытый космос. В свою очередь, разделение пилотируемого модуля на два позволило уменьшить массу возвращаемого аппарата. С противоположной стороны от командного модуля размещался приборно-агрегатный отсек с двигателем. Сопоставимы и массы корабля «Дженерал Электрик» с массой «Союза» в варианте 1962 года. Одинаков и внутренний объем герметичных отсеков – 9 м3. К слову, такой объем имеет командный модуль конечной версии «Аполлона». Правда, у «Союза» диаметр СА и бытового отсека примерно равны и составляют 2,3 метра, а диаметр ПАО чуть больше за счет «юбки». В проекте Д2 диаметры модулей уменьшались от служебного к полетному модулю: диаметр служебного модуля – 3,13 метра, командного модуля – 2,91 метра, полетного модуля – 2,11 метра. Такое уменьшение объясняется тем, что снаружи корабль был закрыт противометеоритным герметичным кожухом, напоминающим головной обтекатель от ракеты. Такое сходство конфигурации «Союза» и корабля Д2 компании «Дженерал Электрик», как и сходство челомеевского ТКС с «Биг Джемини», невольно наводит на мысль о возможном заимствовании идеи. Хотя, скорее всего, просто техника в разных странах развивается схожими путями.

Всего компанией «Дженерал Электрик» было рассмотрено три полубаллистических возвращаемых аппарата, включая описанный выше. Кроме них были предложены также крылатый аппарат, аппарат с несущим корпусом и линзообразный по типу летающей тарелки. В каждой из конфигураций было рассмотрено два варианта космического корабля: с модульным построением и интегральным с размещением всей аппаратуры в возвращаемом аппарате. В предложениях компании «Дженерал Электрик» назывался срок облета Луны в 1966 году, а выход на окололунную орбиту – вскоре после этого. Посадка на Луну не рассматривалась.

15-17 мая 1961 года было закончено и представлено тремя компаниями технико-экономическое обоснование по проекту «Аполлон». Однако труды их по существу оказались напрасными. К этому моменту Максим Фейджет и Колдвелл Джонсон из Целевой Космической Группы спроектировали командный модуль массой около 5 тонн в виде конуса с тупоносым лобовым экраном. Он и был фактически принят для дальнейшей разработки без всяких обсуждений. Максимальный диаметр его был взят, исходя из диаметра последней ступени ракеты «Сатурн С2» (160 дюймов или 406 см). Даже когда диаметр ступени уменьшили до 154 дюймов или 390 см, были лишь округлены углы конуса при основании.

Хотя в Центрах НАСА и в привлекаемых промышленных фирмах шла напряженная работа по определению облика перспективного космического корабля и дальнейших задач по освоению космоса, сама эта работа не имела выхода. Как и Д. Эйзенхауэр вновь избранный Президентом США Джон Кеннеди не рвался увеличивать ассигнования на космические исследования. Во всяком случае, 22 марта 1961 года на бюджетных слушаниях Президент и вновь назначенный директор НАСА Джеймс Вебб для ускорения космической программы предложили:

• увеличить количество полетов корабля «Меркурий» для получения дополнительных данных относительно поведения человека в космосе;

• начать длительные полеты «Меркурия с использованием более мощных чем «Атлас» ракет-носителей;

• начать изучение возможности входа в атмосферу со второй космической скоростью;

• развивать твердотопливные ускорители для первой и второй ступеней ракеты «Нова»;

• начать разработку двигательной установки для ракеты «Нова», использующую связку двигателей F-1;

• развивать технологии, необходимые для полета на Луну и т.п.

Видно, что в этих предложениях о самих полетах к Луне, как и о посадке на ее поверхность, не сказано ничего конкретного. А это могло означать только то, что в ближайшем будущем такой задачи поставлено не будет. Об этом можно было судить хотя бы по выделяемым на космос средствам. Так на 1962 финансовый год НАСА выделялось согласно проекту бюджета 1,236 миллиарда долларов. А для реализации посадки на Луну требовалось ежегодное финансирование порядка 4-5 миллиардов.

Однако 12 апреля 1961 года Советский Союз осуществил запуск первого в мире космонавта – Юрия Гагарина. Для Америки это была уже вторая пощечина за короткий срок после запуска первого спутника. Под сомнение была поставлена техническая мощь Соединенных Штатов Америки. Нужен был адекватный ответ, который бы восстановил их престиж на международной арене. Предстоящие полеты «Меркурия» на это явно не тянули. Джон Кеннеди обратился к вице-президенту Линдону Джонсону, занимавшемуся космическими проблемами в Конгрессе, с просьбой найти убедительный ответ для восстановления технического престижа.

Было очевидно, что скоро произойдут события, которые могут кардинально изменить всю американскую космическую программу. В преддверии этого Джон Хуболт с группой сотрудников из Центра Лэнгли подготовил отчет по исследованию проблем сближения на окололунной орбите для реализации посадки человека на Луну, в котором выделили следующие цели:

• установить перечень и последовательность пилотируемых и беспилотных операций;

• установить технические методы выполнения космических полетов с помощью сборки модулей на орбите.

Для отработки методов и техники сближения Джон Хуболт предложил три ключевых проекта, которые бы позволили достичь этих целей. В первом проекте MORAD, реализуемом в 1961-1963 годах, корабль «Меркурий», выводимый ракетой-носителем «Атлас», осуществлял сближение с последней ступенью ракеты «Скаут». На второй стадии ARP (1962-1965 годы) уже использовались бы ракеты «Сатурн» и ракетные блоки «Аджена». Основной целью были сближение и стыковка с космической лабораторией с переходом в нее экипажа. После стыковки осуществлялось бы маневрирование с помощью ракет «Аджена». Таким образом, был бы подготовлен переход к третьему этапу MALLIR (1961-1967 годы). На этом этапе отрабатывались бы элементы корабля «Аполлон» в ходе сближения и стыковки на орбите. Конечной задачей этапа была посадка на Луну в 1967 году.

Для реализации проекта MALLIR достаточно было иметь как базовую ракету-носитель «Сатурн С2». При этом для уменьшения общего числа пусков необходима была комбинация сборки лунного комплекса на околоземной орбите и стыковки на окололунной. В двухпусковой схеме первым запуском ракеты «Сатурн С2» на орбиту выводился бы командный модуль, лунный посадочный корабль и двигательная установка для посадки на Луну. При втором пуске на орбиту выводилась ракетная ступень, обеспечивавшая после сборки разгон комплекса на траекторию полета к Луне. После выхода на орбиту вокруг Луны посадочный корабль отделялся и с экипажем их двух человек совершал посадку на поверхность Луны. Третий член экипажа оставался бы в командном модуле на окололунной орбите. После пребывания на Луне посадочный модуль стартовал с поверхности, выходил на орбиту и стыковался с командным модулем. Старт к земле осуществлялся уже без лунного корабля. Вес командного модуля, как и лунного корабля, оценивался Хуболтом в 5 тонн.

Надо сказать, что на тот момент в Целевой Космической Группе преобладали настроения в пользу прямой схемы без стыковки на окололунной орбите. А потому предложения Хуболта не отвергались, но и не принимались к разработке. 5 мая 1961 года Целевая Космическая Группа закончила первый проект общих требований к предложениям по кораблю «Аполлон». Основой для планирования стал пилотируемый облет Луны. Кроме того, понимая неизбежность предстоящих изменений, Целевая Космическая Группа, с начала 1961 года считающаяся отдельным центром НАСА, предложила создать центр развития космических кораблей. Ядром нового центра стала бы, естественно, она сама.

В свою очередь, 2 мая 1961 года заместитель директора НАСА Роберт Симэнс создал Специальную Целевую Группу по посадке на Луну. Эта группа, которую возглавил Уильям Флеминг из штаб-квартиры НАСА, должна была до 16 июня провести изучение организационных и финансовых аспектов реализации проекта высадки человека на Луну. В какой-то степени работа этого комитета повторяла работу созданного год назад комитета Лоу, но с акцентом на посадку. До 1967 года (ожидаемого срока посадки) предполагалось осуществить орбитальные полеты многоместных кораблей, а также совершить пилотируемый облет Луны. Для реализации лунного проекта предлагалось исследовать возможность создания ракеты-носителя более мощной чем «Сатурн С2», а также супер-ракеты «Нова», способной вывести на околоземную орбиту полезный груз массой порядка 180 тонн. Во избежание высокого технического риска ядерные ракетные двигатели не рассматривались.

Между прочим, в своих исследованиях НАСА было не одиноко. Как всегда к делу подключились военные. О проекте «Горизонт», разрабатывавшемся в недрах ракетно-артиллерийского командования Армии АОМС, уже говорилось. Однако американские ВВС тоже не остались в стороне. Сразу же после запуска первого спутника они начали работы по изучению «Лунной обсерватории» и «Лунной стратегической системы», поскольку в недрах Пентагона непрерывно рождались идеи о переносе гонки вооружений в космос. Результатом этих исследований, проводимых отделением космических систем Командования систем ВВС AFSC, явился проект под названием «Лунекс».

Основной идеей проекта помимо военного использования Луны и космоса явилось стремление высадить человека на поверхность Луны раньше Советского Союза. Предполагалось, что он это обязательно сделает к 50-летию Великой Октябрьской социалистической революции, то есть в 1967 году. Потому-то и предлагался следующий план полетов:

• апрель 1965 года – первый орбитальный полет космического корабля «Лунекс»;

• сентябрь 1966 года – первый облет Луны;

• август 1967 года – первая посадка человека и возвращение его обратно;

• январь 1968 года – начало строительства лунной базы.

Для реализации этой программы предполагалось создать трехступенчатую ракету-носитель, способную вывести на околоземную орбиту полезный груз массой 160 тонн, а трассу перелета к Луне – 60 тонн. Полет и посадка на Луну осуществлялись по прямой схеме без выхода на окололунную орбиту. Длительность перелета в одну сторону – 2,5 суток. Лунный корабль состоял из лунной посадочной ступени, лунной взлетной ступени и возвращаемого корабля «Лунекс» массой 9 тонн. Возвращаемый корабль с экипажем из трех человек, размещенных друг за другом, представлял собой треугольное тело с несущим корпусом с двумя вертикальными хвостовыми стабилизаторами и двумя небольшими горизонтальными стабилизаторами.

Посадка на поверхность Луны производилась на четыре посадочные опоры. Перед посадкой кресла космонавтов поворачивались на 90. Длительность пребывания на Луне составляла 5 суток. Достаточно высокое аэродинамическое качество возвращаемого аппарата позволяло снизить перегрузки. Посадка его осуществлялась на авиабазе Эдвардс в Калифорнии. Общая стоимость программы до 1971 года оценивалась в 7,5 миллиардов долларов.

Отчет по программе «Лунекс» с грифом «Секретно» был выпущен 29 мая 1961 года. Однако программу ВВС постигла участь армейского «Горизонта». Новый Президент США Джон Кеннеди, как и его предшественник, не горел желанием тратить колоссальные деньги на непомерные аппетиты пентагоновских генералов. Хотя, кто знает, может быть, создав аппарат «Лунекс» с несущим корпусом, не пришлось бы затем тратиться на создание многоразовой системы «Спейс Шаттл».

В конце концов, не без помощи НАСА убедительный ответ на полет Юрия Гагарина был найден. 25 мая 1961 года Президент США Джон Кеннеди направил специальное послание Конгрессу, в котором достижение Луны космонавтами до 1970 года было провозглашено как национальная задача. Для этих целей он потребовал дополнительного финансирования на 1962 год в размере 611 миллионов долларов сверх уже выделенных 1,236 миллиарда долларов. Между прочим, в своем послании Кеннеди кроме посадки на Луну призвал к развитию ядерных ракетных двигателей по программе «Ровер», а также связных и метеоспутников.

Сразу же после речи Президента руководство НАСА в лице директора Джеймса Вебба и его заместителей Хью Драйдена и Роберта Симэнса выступило с комментариями. По их словам значительная часть дополнительных средств будет потрачена на развитие перспективных ракет-носителей, особенно «Новы», поскольку именно от этого зависит успех лунной экспедиции. При этом НАСА будет заниматься нижними ступенями ракеты «Нова» с ЖРД, а Министерство обороны проработкой твердотопливной первой ступени. В конечном итоге будет выбран наиболее оптимальный вариант, хотя, по признанию руководства НАСА, они еще не слишком готовы заниматься такой гигантской ракетой как «Нова». Оставался открытым вопрос и о схеме лунной экспедиции. Что касается сближения и стыковки на окололунной орбите, то пока он не вызывал доверия у НАСА.

В тот же день заместитель директора НАСА Роберт Симэнс обратился с просьбой к директорам офисов программ ракет-носителей и перспективных исследовательских программ с просьбой оценить совместно с другими представителями штаб-квартиры НАСА возможные пути осуществления полета на Луну. Для координации этих работ была создана группа под председательством Брюса Лундина из Центра Льюиса (комитет Лундина), которая дополняла работы комитета Флеминга и должна была закончить изучение одновременно с ним. В качестве руководящих принципов были следующие:

• необходимо рассмотреть все возможные пути достижения Луны в 1967-1970 годах;

• основной акцент сделать на создании ракеты-носителя и схеме экспедиции;

• ракеты-носители с ядерной силовой установкой не должны рассматриваться на первом этапе лунной программы;

• необходимо оценить сроки и стоимость для каждой рассматриваемой схемы экспедиции.

Именно комитету Лундина представил свой отчет по сближению и стыковке на лунной орбите Джон Хуболт из Центра Лэнгли. Примерно в это же время Центр космических полетов имени Маршалла пришел к выводу, что ракета «Сатурн С2» маловата даже для осуществления пилотируемого облета Луны по однопусковой схеме. Необходимо было создать более мощный носитель особенно в свете предстоящего разворачивания программы высадки человека на Луну. Кстати и ракета «Сатурн С1» претерпела изменения. Во всяком случае, при первых 10 пусках использовались бы только две ступени. Начиная с седьмого пуска, должен был использоваться вариант с увеличенной заправкой первой ступени. Впоследствии этот вариант получил название «Сатурн-1В».

Еще до окончания работы комитетов Флеминга и Лундина 2 июня 1961 года в штаб-квартире НАСА состоялась встреча руководства для обсуждения планов по программе «Аполлон». На встрече перед Целевой Космической Группой были поставлены задачи:

• определить в деталях технические требования и обосновать выбор;

• разослать их промышленным фирмам;

• создать группу оценки предложений.

10 июня 1961 года были заслушаны отчеты о работе комитетов Флеминга и Лундина. Первый из них настаивал на прямой схеме полета с использованием гигантской ракеты «Нова». Второй же, рассмотрев сближение на различных этапах полета, отдавал предпочтение сборке лунного комплекса на низкой околоземной орбите с помощью запуска двух-трех ракет «Сатурн С2» (стартовая тяга 900 тонн – 2 миллиона фунтов), а лучше – более мощных «Сатурн С3» со стартовой тягой 1350 тонн или 3 миллиона фунтов. В целом, это была уже известная позиция многих членов НАСА, которая, однако, не позволяла надежно решить задачу с минимальными затратами. Кстати, уже 23 июня НАСА объявило о прекращении работ по ракете «Сатурн С2» и сосредоточении всех сил на ракетах «Сатурн С3» и «Нова».

Такая неопределенность с носителем для лунной программы не могла не вызвать озабоченности НАСА. Поэтому 7 июля 1961 года совместно с Министерством обороны была создана группа планирования больших ракет-носителей, которую возглавил Николай Головин, представлявший НАСА (комитет Головина).

18 июля 1961 года в Вашингтоне начала работу техническая конференция, на которую были приглашены около 300 промышленных компаний. С докладом о корабле «Аполлон», а точнее, о своем видении его, выступили представители НАСА, а также компаний «Дженерал Электрик», «Мартин» и «Конвэр/Астронотикс» (отделение компании «Дженерал дайнэмикс). Но основной целью конференции был выбор подрядчика на заключение с ним контракта на изготовление командного модуля. Причем именно командного модуля, а не корабля в целом, поскольку еще не была определена схема лунной экспедиции. Предполагалось, что он станет основой перспективного корабля для околоземных орбитальных полетов и для облета Луны. Подразумевалось, что в дальнейшем он послужит базой для создания лунного посадочного корабля, но пока об этом предпочли не говорить.

При всем обилии представленных концепций, Целевая Космическая Группа, пользуясь своей главенствующей ролью, усиленно, не без успеха, проталкивала свой проект. По завершении конференции НАСА 28 июля НАСА пригласило 12 компаний представить к 9 октября свои предложения по трехместному космическому кораблю «Аполлон»: «Боинг», «Чэнс Воут», «Дуглас Эйркрафт», «Конвэр», «Дженерал Электрик», «Гудъеа Эйркрафт», «Грумман Эйркрафт Инджиниринг», «Локхид Эйркрафт», «Макдоннел Эйркрафт», «Мартин», «Норт Америкэн авиэйшн» и «Рипаблик Авиэйшн». В техническом задании были описаны три стадии программы «Аполлон»:

Стадия А: пилотируемые орбитальные полеты продолжительностью до двух недель. Корабль, разработанный на этой стадии должен обладать потенциалом в последующем к посадке на Луну и к возвращению на Землю. Используемый носитель – «Сатурн С1».

Стадия В: облет Луны, выход на окололунную орбиту, возвращение на Землю со второй космической скоростью. Используемый носитель – «Сатурн С3».

Стадия С: посадка на Луну. Используемые носители – «Нова» или «Сатурн С3» с использованием сближения и стыковки.

В соответствии с заданием подрядчик должен был спроектировать командный модуль и служебный модуль. Помимо целевого назначения корабль должен был спроектирован так, чтобы его можно было совместить с ракетой «Сатурн С1» для проведения испытательных полетов. Кроме этого в техническом задании были приведены описания основных бортовых систем командного и служебного модулей, в том числе для решения задач управляемого спуска, сближения и стыковки, посадки на Луну и взлет с ее поверхности, а также аварийного спасения экипажа. В дополнении к ТЗ была приведена общая концепция лунного посадочного модуля и космического лабораторного модуля. Следует отметить, что в конечном итоге корабль «Аполлон», во всяком случае, его командный модуль, получился именно таким, каким его представляла себе Целевая Космическая Группа.

Чуть позже была сформирована группа из 11 человек для оценки предложений по кораблю «Аполлон» (а судьи кто?). В нее вошли 7 человек из Целевой Космической Группы, в том числе Максим Фейджет (председатель), Роберт Пиланд, Чарльз Мэтьюс, Джеймс Чемберлин, а также один представитель Центра Маршалла и трое из штаб-квартиры НАСА.

Параллельно с работами по космическому кораблю шла работа и по выбору ракеты-носителя для лунной экспедиции. Разумеется, ракета-носитель класса «Нова» решила бы все проблемы даже при прямой схеме полета к Луне. Однако Вернер фон Браун, хотя и предлагал создать серию мощных ракет-носителей с ЖРД, был не слишком оптимистичен в отношении «Новы», на первой ступени которой необходимо было установить не менее шести ЖРД F1. Как альтернативу Максим Фейджет предложил сделать первую ступень в виде связки из четырех твердотопливных ракетных блоков диаметром 6,6 метра каждый. Твердотопливный вариант не прошел из-за ограничений, связанных с транспортировкой столь тяжелой ступени от сборочного корпуса до стартовой площадки.

После завершения работы комитетов Лундина и Флеминга заместитель директора НАСА Роберт Симэнс обсудил еще раз с руководителями Центров НАСА возможность использования ракеты-носителя «Сатурн С3» в варианте со сборкой на земной орбите, после чего поручил Д. Хитону еще раз изучить этот вопрос. Выводы группы Хитона подтвердили приемлемость «Сатурна С3» для полета на Луну со стыковкой на околоземной орбите как самый ранний вариант достижения конечной цели. Правда, для повышения вероятности решения задачи они же предложили использовать более мощную ракету «Сатурна С4». Ситуация получалась весьма неопределенной. С одной стороны, для облета Луны нужны была ракета «Сатурн С2», а лучше – «Сатурн С3». С другой стороны, для реализации прямой посадки на Луну требовалась сборка лунного комплекса на околоземной орбите с помощью запуска ракет «Сатурн С3», лучше – «Сатурн С4», но еще лучше – ракета «Нова» и без всякой стыковки.

Для справки. Ракета-носитель «Сатурн С1», поначалу называвшаяся «Сатурн-1», состояла в первоначальном варианте из трех ступеней. На первой ступени S-1 была установлена связка двигателей Н1 суммарной тягой 680 тонн или 1,5 миллиона фунтов. На второй ступени S-IV в первоначальном варианте устанавливались четыре кислородно-водородных двигателя общей тягой 36 тонн, а на третьей ступени S-V – два таких же двигателя что и на второй. В марте 1961 года вторую ступень перепроектировали под 6 двигателей общей тягой 40,8 тонны. А в июне 1961 года была исключена третья ступень S-V.

Ракета-носитель «Сатурн С2» проектировалась как трехступенчатая (S-I, S-II, S-IV и S-V) и как четырехступенчатая (S-I, S-II и S-IV). Причем на первой ступени устанавливались восемь более мощных двигателей Н2 тягой по 112 тонн.

На первой ступени ракеты-носителя «Сатурн С3» устанавливались уже два двигателя F-1 тягой по 680 тонн, на второй ступени – четыре кислородно-водородных двигателя J-2 тягой по 90 тонн, а в качестве третьей ступени использовалась S-IV.

У более мощной ракеты «Сатурн С4» на первой ступени стояло уже четыре двигателя F-1 тягой по 680 тонн. Про ракету «Нова» говорилось выше.

Такое обилие вариантов подверглось критике на встрече руководящего состава НАСА 22 июня 1961 года, посвященной выбору стратегии по развитию программы «Аполлон». Очевидно, что для создания двух мощных носителей, например, «Сатурн С3» и «Нова», денег просто не дадут. Необходимо было определиться: либо использовать ракету «Нова» и для облета Луны, и для посадки на ее поверхность, либо ограничиться менее мощной ракетой «Сатурн С3», но со стыковкой на орбите (земной или лунной). На этой встрече было решено прекратить все работы по ракете «Сатурн С2» и поручить Центру Маршалла разработать эскизный проект ракеты «Сатурн С3». Кроме того, был создан межведомственный комитет по выбору носителя, куда вошли представители НАСА и Министерства обороны. Он получил название комитет Головина. Правда, и его деятельность закончилась безрезультатно. Хотя к этому моменту уже было выбрано место для производства первой ступени. Им стал бывший артиллерийский завод в Мичуде, расположенном на берегу Миссисипи недалеко от Нового Орлеана. Туда же Центр имени Маршалла предполагал переместить со своей территории сборку первой ступени ракеты «Сатурн С1». Было выбрано и место для стартовой площадки. Рассматривалось 8 мест, в том числе Багамские острова, Гавайи, остров Рождества и Уайт-Сэндс. Однако по соображениям экономичности и способа транспортировки был все же выбран Мыс Канаверал.

Пока шло определение облика космического корабля по программе «Аполлон» представители Целевой Космической Группы Джеймс Чэмберлин и Джеймс Роуз предложили в качестве альтернативы создать лунный корабль на базе «Джемини». Уже в первом плане полетов по программе «Джемини», опубликованном 14 августа 1961 года, после отработки стыковки с «Адженой» значились две стыковки с кислородно-водородным разгонным блоком «Центавр», также выводимым ракетой «Титан-2», с выходом на высокую эллиптическую орбиту (полеты «Джемини-11» и «Джемини-12»). При следующих двух полетах в марте и мае 1964 года («Джемини-13» и «Джемини-14») разгонный блок «Центавр» должен был вывести «Джемини» на траекторию облета Луны. Сам корабль необходимо было бы оснастить резервной системой управления и более плотным теплозащитным экраном, рассчитанным на вход в атмосферу со скоростью 11 км/с. Для реализации этих планов потребовалось бы дополнительно всего лишь 60 миллионов долларов к тем 356, выделенным на базовую программу «Джемини». Фактически, этот проект отвечал главному девизу НАСА: «Быстрее, лучше, дешевле».

Однако руководство НАСА не собиралось довольствоваться малым. Ведь если бы удалось доказать реализуемость полета к Луне с помощью корабля «Джемини», то на программе «Аполлон» можно было поставить крест. И уже через неделю в уточненных планах по программе «Джемини» исчезло всякое упоминание о полетах к Луне.

Однако сама идея оказалась слишком привлекательной, чтобы от нее отказаться. И через месяц, в сентябре 1961 года, Джеймс Чемберлин предложил в дополнение к облетному варианту еще и посадку на Луну с использованием корабля «Джемини» и стыковки на окололунной орбите. При этом посадочный лунный корабль весом всего 2250 кг представлял собой открытую платформу, а космонавт в процессе посадки на Луну и старта с ее поверхности не имел даже крыши над головой. Весь лунный комплекс массой 13 тонн (в 5 раз меньше груза, выводимого ракетой «Нова») выводился на траекторию полета к Луне с помощью одного пуска ракеты-носителя «Сатурн С3» и кислородно-водородного разгонного блока. По прикидкам можно было доставить человека на Луну в январе 1966 года при общей стоимости такой программы в 20 раз меньше стоимости программы «Аполлон» – «Нова». Правда, если скорректировать этот план с учетом реальной программы полетов «Джемини», то высадка на Луну пришлась бы на декабрь 1968 года, то есть всего на полгода раньше Нейла Армстронга и Эдвина Олдрина.

Разумеется, что и эта идея Чемберлина, поддерживаемая компанией «МакДоннел», не нашла понимания у руководства НАСА. Однако примечательно то, что впервые было показана возможность снижения массы лунного комплекса за счет стыковки на лунной орбите, усиленно проталкиваемой Джоном Хуболтом.

Еще стоит отметить, что, несмотря на “полный отлуп”, идея использования корабля «Джемини» для решения тех или иных задач впоследствии неоднократно всплывала. Руководству компании «МакДоннел» трудно было смириться с ролью “второго плана”.

Раз уж зашла речь о предложениях по кораблю для полета на Луну, то стоит упомянуть и одно, весьма экзотическое предложение. С ним в июле 1961 года обратился к заместителю Гилрута Полу Пёрсеру представитель компании «Локхид» Э. Дэниелс. Он предложил послать человека на Луну в капсуле, которая бы не обладала возможностью старта и обратного перелета. В течение нескольких лет, пока НАСА не создаст корабль для старта с Луны, регулярно посылались бы грузовые корабли для снабжения космонавта. Вернулся бы он потом на Землю в здравом уме или нет – неизвестно? Единственным аргументом у Дэниелса было стремление, во что бы то ни стало, опередить русских. Трудно всерьез воспринять эту маниакальную идею. Тем не менее, через год два инженера компании «Белл Аэросистемс» Джон Корд и Леонард Сил на собрании Института аэрокосмических наук в Лос-Анджелесе попытались доказать необходимость реализации полета на Луну в одну сторону. Надо сказать, что в НАСА все же собрались здравомыслящие люди, которые эту идею даже и не рассматривали.

К 9 октября 1961 года, наконец-то, были получены 5 предложений от ведущих аэрокосмических компаний США, объединившихся в группы:

«Дженерал Дайнэмикс» и «Авко Корпорейшн»;

«Дженерал Электрик» вместе с «Дуглас Эйркрафт», «Грумман» и «Спейс Текнолоджи Лэбораториз»;

«МакДоннел Эйркрафт» вместе с «Локхид Эйркрафт», «Хьюз Эйркрафт» и «Чэнс Воут»;

«Мартин»;

«Норт Америкэн авиэйшн».

После того, как были заслушаны все предложения, одиннадцать комиссий приступили к их рассмотрению и оценке. Работа комиссий была закончена к 20 октября. По каждому предложению выставлялись оценки по 11 направлениям. Наивысший балл получило предложение компании «Мартин», второе-третье места разделили «Дженерал Дайнэмикс» и «Норт Америкэн авиэйшн», а четвертое – «МакДоннел Эйркрафт». Несмотря на очевидное превосходство компании «Мартин», победителем в конкурсе на создание космического корабля «Аполлон», а точнее, командного и служебного модулей, была объявлена компания «Норт Америкэн авиэйшн». Произошло это 28 ноября 1961 года. На выбор НАСА повлиял большой опыт компании при создании боевых реактивных истребителей F-86 и F-100, крылатых ракет «Навахо» и «Хаунд Дог», а также ракетоплана Х15. Кроме того, эта же компания чуть ранее получила контракт на создание второй ступени тяжелой ракеты-носителя семейства «Сатурн». НАСА предполагало, что контракт на создание лунной посадочной системы будет заключен через 6 месяцев.

Пока шел выбор головного подрядчика по кораблю «Аполлон», в Центре имени Маршалла завершились сборка и огневые испытания первой ступени SI ракеты-носителя «Сатурн С1» или просто «Сатурн1». Первый успешный запуск этой ракеты с макетом второй ступени, заполненным водой, был произведен 27 октября 1961 года с нового стартового комплекса №34 на мысе Канаверал. Полезной нагрузкой служил также заполненный водой макет ступени ракеты «Юпитер». Ракета поднялась на высоту 135 км и упала в Атлантический океан в 340 км от старта. Последующие три пуска также были проведены по баллистической траектории. Начиная с пятого пуска (29 января 1964 года), ракета уже летала в двухступенчатом варианте, что позволяло выводить полезный груз на околоземную орбиту. При этом тяга двигателя Н-1 выросла с 75 до 85 тонн, длина баков первой ступени увеличилась на 1,8 метра, что позволило увеличить запас топлива с 340 до 386 тонн.

Как уже говорилось, на первой ступени было установлено 8 кислородно-керосиновых двигателей Н1 общей тягой 590 тонн. Вторая ступень SIV использовала 6 двигателей RL10 фирмы «Пратт энд Уитни» тягой 6,8 тонны каждый (удельный импульс 443 секунды), работающих на жидком кислороде и водороде. Такой же двигатель устанавливался на разгонном блоке «Центавр». Ракета-носитель «Сатурн1» со стартовым весом 517 тонн могла выводить на орбиту полезный груз массой 10,2 тонны. При последних пяти запусках на ракету-носитель «Сатурн1» вплоть до 1965 года (всего 10 пусков) в качестве полезной нагрузки устанавливался макет основного блока корабля «Аполлон» и система аварийного спасения. При этом макет «Аполлона» выводился на околоземную орбиту. Между прочим, все запуски ракет-носителей семейства «Сатурн» закончились успешно. Этот 100-процентный результат, который можно только повторить, стал результатом тщательной наземной отработки, включая огневые испытания собранных ступеней ракет-носителей.

Пора было уже НАСА определяться со схемой лунной экспедиции, поскольку это влияло на определение размеров носителя. Комитет Головина, занимавшийся проблемой выбора носителя, на очередной своей встрече в октябре 1961 года так и не пришел к конкретным выводам. Мнения разделились, причем сам Николай Головин был за прямую схему и ракету «Нова». Самое интересное, что именно в октябре 1961 года НАСА приняло решение о покупке земли в Мичуде для организации там производства и испытаний первой ступени лунной ракеты. Но дело в том, что производственные помещения в Мичуде позволяли без коренной реконструкции собрать там ступень с четырьмя, максимум – пятью двигателями F1, но никак не с восьмью двигателями как у «Новы».

Убедившись в бесплодности многочисленных комитетов, ответственность за выбор носителя взял на себя Милтон Розен, который отвечал в НАСА как раз за создание двигателей и ракет-носителей. 6 ноября 1961 года им был создан специальный комитет, от которого руководство НАСА ожидало конкретных результатов. Комитет Розена во многом опирался на результаты работы Комитета Головина. После двухнедельных заседаний им были отвергнуты твердотопливные ускорители для первой ступени «Новы». Несмотря на всю привлекательность прямой схемы, Комитет Розена склонялся к выбору в качестве базового носителя «Сатурна С4» или «Сатурна С5». Правда, в этом случае требовалась стыковка на околоземной или окололунной орбитах. Конечно, стыковка на окололунной орбите требовала запуска лишь одной ракеты «Сатурн С4» или «Сатурн С5», да и саму посадку на Луну можно было осуществить гораздо быстрее. Но зато необходимо было создать еще и лунный посадочный корабль, а неудача при стыковке приводила к фатальному исходу. Неудача при сборке лунного комплекса на околоземной орбите приводила лишь к отмене экспедиции. Но в этом случае требовался запуск уже двух ракет типа «Сатурн С4». К тому же пока трудно было оценить всю сложность стыковки многотонных ракетных блоков и дозаправки топливом в невесомости.

Кстати, раз уж зашла речь о достоинствах и недостатках предложенных схем экспедиций, то и прямая схема также не была лишена недостатков. Помимо создания гигантской ракеты-носителя «Нова» вызывала трудность и посадка на Луну корабля массой 68 тонн. Для сравнения: масса лунного корабля, совершившего в 1969 году посадку на Луну, составляла всего лишь 14,5 тонн. Кроме того, космонавты, размещавшиеся в командном модуле, а, по сути, в спускаемом аппарате, не могли непосредственно наблюдать лунную поверхность в процессе посадки. Это можно было сделать лишь через перископ или по телевизионному изображению, что, конечно же, усложняло управление процессом посадки.

Одним словом, к моменту окончания работы Комитета Розена, то есть к 20 ноября, конкретные рекомендации так и не были выработаны. Причем сам М. Розен, как и Николай Головин, был за прямую схему и ракету «Нова». В конечном итоге 21 декабря 1961 года Совет по управлению пилотируемыми космическими полетами, возглавляемый руководителем офиса пилотируемых полетов и «Аполлона» в НАСА Б. Холмсом, проголосовал за развитие ракеты «Сатурн С5» с пятью двигателями F1 на первой ступени, с пятью двигателями J-2 на второй ступени и одним двигателем J-2 на третьей ступени S-IVB. Тем самым были развязаны руки создателям космического корабля «Аполлон». Грузоподъемности этой ракеты было достаточно для облета Луны, для выхода на окололунную орбиту и даже для посадки на поверхность в варианте стыковки на лунной орбите. При выборе же в последующем варианта стыковки на околоземной орбите будет достаточно двух пусков ракеты.

9 января 1962 года НАСА обнародовало свое решение о выборе ракеты «Сатурн С5» для лунной программы. А уже 15 января 1962 года в Центре пилотируемых космических кораблей был организован офис проекта космического корабля «Аполлон». Менеджером и руководителем офиса проекта был назначен технический руководитель компании «Конвэр» Чарльз Фрик, а его заместителем – Роберт Пиланд. За проектные работы в офисе отвечал Уильям Ректор. К 6 марта была определена его организационная структура, распределены роли и завершено комплектование. За командный и служебный модуль отвечал Колдвелл Джонсон, за лунный посадочный модуль – сам Роберт Пиланд. В свою очередь, в офисе «Аполлона» компании «Норт Америкэн авиэйшн» исполняющим обязанности менеджера по «Аполлону» был назначен Герберт Эш, а техническим руководителем проекта в компании от НАСА – Алан Кехлет.

18 марта 1962 года Центр имени Маршалла представил график летных испытаний ракеты-носителя «Сатурн С5», согласно которому первый запуск должен был состояться в четвертом квартале 1965 года, а первый пилотируемый запуск – во втором квартале 1967 года.

Программа «Аполлон» постепенно входила в стадию технической реализации. Затягивать с определением схемы экспедиции уже было невозможно. С 13 по 15 февраля 1962 года в штаб-квартире НАСА прошла встреча представителей всех Центров НАСА по обсуждению технических аспектов проблемы сближения на околоземной орбите. После двух дней работы совещание одобрило заключение и выработало рекомендации, заключающихся в необходимости отработки техники сближения и стыковки на кораблях «Джемини», которая затем пригодилась бы в программе «Аполлон». Для отработки техники сближения в рамках самой программы «Аполлон» можно было бы использовать носитель «Сатурн С1». В то же время совещание так и не пришло к окончательному выводу относительно схемы экспедиции, оставив это на потом.

Пока создавались многочисленные рабочие группы и комитеты, проходили различные совещания, Джон Хуболт энергично проталкивал идею полета на Луну с использованием стыковки на окололунной орбите. Сама идея поначалу в НАСА рассматривалась как наименее предпочтительная по сравнению с прямой схемой и сборкой лунного комплекса на околоземной орбите. Однако, благодаря настойчивости помощника руководителя отделения динамических нагрузок Центра имени Лэнгли, она приобретала все больше сторонников. Сам Хуболт постоянно участвовал в различных комиссиях и комитетах по выбору схемы экспедиции и ракеты-носителя для нее, в том числе в комитетах Лундина и Головина. Он неоднократно обращался к руководству НАСА с аргументированными предложениями в пользу стыковки на окололунной орбите. В конце концов, это принесло свои плоды. Сначала в пользу предложения Хуболта склонился Центр пилотируемых космических кораблей в Хьюстоне. Затем был заключен трехмесяный контракт с компанией «Чэнс-Воут» на изучение проблем стыковки на лунной орбите.

2 апреля 1962 года в штаб-квартире НАСА состоялась еще одна встреча представителей Центров НАСА, на которой обсуждалась именно стыковка на окололунной орбите. В конечном итоге совещание выработало и приняло решение относительно схемы лунной экспедиции, которое и было, в конце концов, реализовано. Вскоре после этого, 11 апреля, Президент США Джон Кеннеди присвоил программе «Аполлон» категорию наивысшего национального приоритета DX.

Однако предстояло еще доказать приемлемость данной схемы на всех уровнях. В мае 1962 года Чарльзом Фриком были сделаны соответствующие представления директору офиса пилотируемых космических полетов Б. Холмсу и заместителю директора НАСА Р. Симэнсу. Кстати, тогда же, то есть 6 мая, были выпущены предварительные основные положения по лунному модулю, хотя сама схема полета была еще не утверждена. Надо сказать, что определенные опасения все же были. Так, например, по прикидкам «Чэнс Воут» лунный модуль должен весить порядка 13,6 тонны, что требовало массы полезного на трассе Земля-Луна в 38,5 тонн. В то же время в проектируемую Центром имени Маршалла ракету «Сатурн С5» закладывалась величина 34 тонны. Более того, в начале мая Центрами Эймса и Льюиса, а также компанией «Норт Америкэн авиэйшн» рассматривалась вариант прямой схемы с использованием одной ракеты «Сатурн С5» при экипаже из двух человек.

Складывалась парадоксальная ситуация. С одной стороны, вроде бы уже принято решение в пользу ракеты «Сатурн С5» и лунной экспедиции со стыковкой на лунной орбите. Но с другой стороны, продолжались попытки пересмотреть это решение и навязать другие. 25 мая 1962 года руководитель пилотируемых космических полетов НАСА Брейнерд Холмс потребовал от директоров Центров пусковых операций, космического корабля и имени Маршалла составить графики возможных работ до 1967 года по реализации лунной экспедиции каждым из трех рассматриваемых способов. При этом для прямой схемы планировалось использование ракеты-носителя «Сатурн С8» с восьмью двигателями F1 на первой ступени, с восьмью двигателями J-2 на второй ступени и одним двигателем J-2 на третьей ступени. От Центра имени Маршалла требовался также график создания ракеты «Нова», у которой на второй ступени должны были стоять два двигателя М1. От каждого Центра требовалось дать оценку относительно возможностей достижения поставленных задач, основных проблем и рекомендаций по возможным вариантам.

С таким двусмысленным положением надо было кончать, ведь уже почти все руководство НАСА было за стыковку на лунной орбите. Одним из последних сдался Вернер фон Браун, который опасался, что его люди останутся без дела в этом случае. 22 июня 1962 года заместитель директора НАСА по пилотируемым космическим полетам Джозеф Ши представил Совету по управлению пилотируемыми космическими полетами результаты изучения схемы лунной экспедиции. В этот же день Совет, рассмотрев предложение, единодушно решил:

• полет на Луну с использованием ракеты «Сатурн С5» и стыковка на лунной орбите является наиболее приемлемым;

• необходимо немедленно начать работы по двухступенчатой ракете «Сатурн С1В» (будущая «Сатурн-1В») с запуском в середине 1965 года;

• необходимо немедленно начать работы по лунному модулю;

• продолжить работы по ракете «Нова».

Эти решения были доложены руководству НАСА. 28 июня 1962 года наконец-то было достигнуто полное согласие и в руководстве НАСА, о чем было официально заявлено 11 июля 1962 года в Вашингтоне. Это заявление положило конец всем разногласиям и открыло «зеленую улицу» работам по лунной экспедиции со стыковкой на лунной орбите, хотя еще почти полгода продолжались попытки Консультативного комитета по науке при Президенте США (PSAC) изменить позицию НАСА. Такой выбор объяснялся более ранней возможной датой посадки на Луну по сравнению с другими схемами и меньшей (на 10-15) стоимостью. Кроме ракеты «Сатурн С5» для полетов на орбите вокруг Земли предполагалось использовать двухступенчатую ракету «Сатурн С1В», вторая ступень которой представляла бы собой третью ступень S-IVB от ракеты «Сатурн С5». В то же время должны продолжаться исследования по варианту прямой схемы с экипажем из двух человек и ракетой «Сатурн С5», а также по ракете «Нова».

Что касается последних двух положений, то это была всего лишь формальная уступка все еще многочисленным сторонникам прямого метода, в том числе из Консультативного комитета по науке при Президенте США (PSAC). А вот создание ракеты-носителя «Сатурн С1В» было инициировано по настоянию Роберта Гилрута, который полагал, что для испытаний командного модуля корабля «Аполлон» на околоземной орбите ракета «Сатурн С1» или «Сатурн1» явно слабовата.

Ракета-носитель «Сатурн С1В» (впоследствии ее назвали «Сатурн1В») представляла собой дальнейшее развитие ракеты «Сатурн1» и предназначалась первоначально для отработки командного модуля штатной комплектации, как в беспилотном, так и пилотируемом вариантах. Первая ступень SIB отличалась от аналогичной для «Сатурна1» увеличенным объемом топливных баков и наличием 8 форсированных двигателей Н1 тягой 93 тонны каждый. Вторая ступень SIVB была оснащена одним двигателем J2 фирмы «Рокетдайн», работающем на жидком кислороде и водороде, с тягой 102 тонны. Она была унифицирована с третьей ступенью ракеты «Сатурн5». При стартовом весе 570 тонн ракета-носитель «Сатурн1В» могла выводить на орбиту полезный груз массой 18 тонн. Первый запуск этой ракеты состоялся 26 февраля 1966 года.

После утверждения схемы лунной экспедиции неохваченным осталось создание непосредственно лунного посадочного корабля. 25 июля 1962 года были опубликованы требования, а 2 августа Центр пилотируемых космических кораблей в Хьюстоне пригласил 11 промышленных фирм представить свои предложения по лунному модулю. В их числе были «Локхид Эйркрафт», «Боинг», «Нортроп», «Линг-Темко-Воут», «Дуглас Эйркрафт», «Дженерал Дайнэмикс», «Рипаблик Авиэйшн», «Мартин-Мариетта», «Норт Америкэн авиэйшн», «МакДоннел Эйркрафт» и «Грумман», которая долгое время на свои средства вела изучение проблем сближения на окололунной орбите. Уже 5 сентября такие предложения были представлены. На предложение не ответила лишь компания «МакДоннел», занятая кораблем «Джемини», а «Норт Америкэн авиэйшн», головная фирма по командному модулю, отклонила предложение. Правда, тогда же компания «МакДоннел» с подачи руководства НАСА совместно с Лабораторией космических технологий изучала вопрос использования корабля «Джемини» в качестве корабля-спасателя застрявших на Луне астронавтов, но дальше бумаги дело не пошло.

Изучив представленные предложения, НАСА 7 ноября 1962 года объявило о выборе компании «Грумман» в качестве головного подрядчика по созданию лунного посадочного модуля. На выборе сказалось самостоятельное изучение специалистами этой фирмы проблем сближения и стыковки на окололунной орбите.

Чуть ранее, в сентябре 1962 года, Центр пилотируемых космических кораблей опубликовал предварительный план полетов по программе «Аполлон». Сюда входили 10 запусков ракеты «Сатурн С1», в том числе с макетом командного модуля, четыре беспилотных запуска ракеты «Сатурн С1В» с последующим переходом к пилотируемым полетам, шесть беспилотных запусков ракеты «Сатурн С5». Седьмой пуск должен быть уже пилотируемым. Посадка человека на Луну планировалась на конец 1967 года.

3 апреля 1963 года вместо Чарльза Фрика менеджером по проекту «Аполлон» был назначен Роберт Пиланд. Дальше пошло по нарастающей. В течение 1963 года были окончательно заключены контракты со всеми подрядчиками по разработке и изготовлению космических кораблей «Аполлон» и ступеней ракет-носителей семейства «Сатурн».

Как уже говорилось, для реализации программы посадки человека на Луну была выбрана трехступенчатая ракета-носитель «Сатурн5» – так с 7 февраля 1963 года стала называться ракета «Сатурн С5». Ответственным за создание всех ракет семейства «Сатурн» и двигателей для них являлись Центр имени Маршалла и его директор Вернер фон Браун. Контракты на производство ступеней ракеты «Сатурн5» были выданы наиболее известным американским авиакосмическим компаниям.

Первая ступень SIC (изготовитель – фирма «Боинг») была оснащена пятью кислородно-керосиновыми двигателями F1 компании «Рокетдайн». Их проектная тяга составляла 680 тонн или 1,5 миллиона фунтов, однако, реальная тяга составляла 691 тонну, а при отдельных пусках достигала 700 тонн. Удельный импульс двигателя F1 на уровне моря составил 263 секунды, а в вакууме – 304 секунды. Давление в камере сгорания – 65 атмосфер. Длина ступени составляла 42,1 метра, диаметр ступени – 10,1 метра, а по лопастям стабилизатора – 19,2 метра. Стартовая масса первой ступени составляла 2280 тонны, а ее сухая масса – всего лишь 131 тонну. Таким образом, их соотношение (17,4) составило рекордно высокую даже по сегодняшним меркам величину. Сборка первой ступени осуществлялась в Мичуде близ Нового Орлеана (штат Луизиана), то есть там же, где компания «Крайслер» осуществляла сборку ступени SIB для ракет «Сатурн-1» и «Сатурн-1В». Огневые испытания полностью собранной ступени проводились в 56 км от Мичуда в Перл Ривер (ныне Центр НАСА имени Стенниса). Поскольку ступень таких размеров невозможно было провезти по дорогам, ее транспортировка осуществлялась на барже сначала по реке Миссисипи, а затем через Мексиканский залив к мысу Канаверал.

На второй ступени SII (изготовитель – компания «Норт Америкэн авиэйшн», переименованная впоследствии в «Норт Америкэн Рокуэлл») было установлено 5 кислородно-водородных двигателей J2 компании «Рокетдайн». Каждый двигатель в пустоте развивал тягу 104 тонны при удельном импульсе 430 секунд. Давление в камере сгорания – 54,4 атмосферы. Степень расширения сопла – 27,5. Длина второй ступени SII составляла 24,8 метра, диаметр ступени – 10,1 метра. Стартовая масса ступени составляла 481 тонны, а ее сухая масса – 36 тонн. Ступень изготавливалась на заводе компании «Норт Америкэн Рокуэлл» в Хантингтон Бич (штат Калифорния) и также транспортировалась водным путем.

В качестве третьей ступени использовалась вторая ступень SIVB (изготовитель – компания «Дуглас Эйркрафт») ракеты-носителя «Сатурн1В», в составе которой она и прошла летные испытания. Ступень была оснащена одним двигателем J2, аналогичного установленным на второй ступени. Длина третьей ступени SIVB с переходником составляла 17,8 метра, диаметр ступени – 6,6 метра. Стартовая масса ступени составляла 118,8 тонны, а ее сухая масса – 11,4 тонны. Ступень изготавливалась на заводе компании «Дуглас Эйркрафт» в Сил Бич (штат Калифорния). В отличие от первых ступеней третья ступень перевозилась по воздуху с помощью специально оборудованного транспортного самолета.

Полностью собранная ракета «Сатурн5» вместе с кораблем «Аполлон» при длине 110 метров имела стартовый вес 2750 тонн, при этом она выводила на опорную орбиту полезный груз массой 127 тонн с довыведением (вместе со ступенью SIVB), а на трассу перелета к Луне 42 тонны. При последних трех лунных экспедициях (этап J) стартовый вес ракеты-носителя «Сатурн5» возрос до 2940 тонн, масса полезного груза на опорной орбите - до 135 тонн, а на трассе перелета к Луне – до 48 тонн. Выведение на околоземную орбиту обеспечивалось первой и второй ступенями носителя, а также первым включением двигателя третьей ступени. Вторым включением двигателя ступени SIVB корабль «Аполлон» переводился на траекторию полета к Луне, после чего ступень отделялась и за счет слива остатков топлива направлялась на траекторию попадания в Луну.

Для запуска ракет «Сатурн-5» на мысе Кеннеди (так с декабря 1963 года стал называться мыс Канаверал) был построен специальный стартовый комплекс, включающий здание вертикальной сборки ракет и две стартовые позиции №39А и 39В. Предполагалось создание еще одной стартовой площадки, но ее строительство было заморожено. Здание вертикальной сборки высотой 160 метров, располагавшееся в 5 км от старта, позволяло производить сборку одновременно четырех ракет «Сатурн-5». Там осуществлялась стыковка корабля «Аполлон» с ракетой и их проверка. Доставлялась ракета, уже установленная на пусковой платформе, на стартовую позицию в вертикальном положении специальным гусеничным транспортером. Вывоз ракеты на старт осуществлялся за 2 месяца до пуска. На стартовой позиции пусковая платформа с ракетой устанавливалась на специальные опоры, после чего к ней подводилась мобильная башня обслуживания.

Космический корабль «Аполлон» состоит из основного блока и лунной кабины. На стартовой позиции в верхней части ракеты установлен основной блок. За ним в переходном отсеке, соединяющим основной блок и третью ступень SIVB, размещена лунная кабина. Общая масса корабля «Аполлон» составляет 43 тонны.

Основной блок или командно-служебный модуль массой 28,8 тонны является центральным элементом пилотируемого лунного комплекса «Аполлон». Он состоит из командного и служебного модулей.

Командный модуль или отсек экипажа (он же спускаемый аппарат) корабля «Аполлон» массой 5,6 тонны имеет форму конуса с углом полураствора 33, высотой 3,5 метра и диаметром у основания 3,9 метра и предназначен для размещения трех астронавтов от момента старта и до посадки на воду. Свободный объем в кабине составляет 6,1 м3. Состав атмосферы в отсеке экипажа аналогичен космическим кораблям «Меркурий» и «Джемини»: чистый кислород при давлении 267 мм рт. ст. При старте и посадке астронавты одеты в скафандры, которые используются также при выходах в космос и на поверхность Луны.

В верхней части командного модуля располагается стыковочный узел типа “штырь” с системой внутреннего перехода. Кроме лаза в стыковочном узле в кабине имеется еще один люк для посадки экипажа, а также для выхода в открытый космос. Вся поверхность командного модуля покрыта теплозащитным экраном, представляющего собой сотовую конструкцию (стеклопластик), заполненную абляционным материалом из фенольно-эпоксидной смолы. Максимальная толщина теплозащиты на лобовом экране составляет 63 мм.

Командный модуль обладает аэродинамическим качеством 0,5 за счет смещения центра тяжести, что позволяет совершать управляемый спуск в атмосфере с целью снижения перегрузок. Вход в атмосферу Земли происходит со второй космической скоростью. За счет аэродинамического качества создается подъемная сила, и аппарат «выскакивает» из атмосферы. После чего он повторно входит в атмосферу уже с меньшей скоростью. Такая схема снижает не только перегрузки, но и тепловые потоки, воздействующие на аппарат. Перегрузки в ходе первого погружения в атмосферу не превышали 6,5 единиц, а в ходе второго – 6g. Спуск осуществляется на трехкупольном парашюте с диаметром основных парашютов 26,8 метра. Командный модуль совершает посадку на воду в Тихом океане. В случае аварии ракеты на старте система аварийного спасения, состоящая из трех РДТТ тягой по 70,3 тонны, обеспечивает увод отсека экипажа с астронавтами.

Служебный модуль или двигательный отсек имеет форму цилиндра длиной 3,94 метра и диаметром 3,91 метра. Масса двигательного отсека не превышает 23,3 тонны, из них 19 тонн составляет топливо – «аэрозин-50» и четырехокись азота. Маршевый двигатель AJ10-137 с тягой 9,3 тонны и удельным импульсом 314 секунд компании «Аэроджет-Дженерал» обеспечивает торможение и выход на окололунную орбиту, сход с нее и разгон к Земле. Степень расширения сопла – 60. Двигатель рассчитан на 750 секунд работы и 50 включений. Кроме маршевого на боковой поверхности служебного модуля размещены четыре блока вспомогательных двигателей по четыре двигателя в каждом, предназначенных для ориентации и проведения небольших коррекций. Тяга каждого такого двигателя 45 кг.

Система управления и навигации для основного блока была разработана Приборной лабораторией Массачусетского технологического института. Головным подрядчиком по изготовлению системы была фирма «АС Электроникс» (отделение компании «Дженерал Моторс»). Сердцем системы являлась бортовая ЦВМ компании «Рейтеон».

В системе энергопитания основного блока используются кислородно-водородные топливные элементы компании «Пратт-Уитни». В качестве резерва в двигательном отсеке установлена серебряно-цинковая батарея емкостью 400 Ампер-часов, аналогичная установленной в лунной кабине. Кроме того, в самом отсеке экипажа имеются химические батареи с общей емкостью 98 Ампер-часов.

Разработку основного блока осуществляла по заданию НАСА компания «Норт Америкэн Рокуэлл», ранее называвшаяся «Норт Америкэн авиэйшн». Изготовление и сборка основного блока велись на заводе этой же компании в Дауни, штат Калифорния .

Лунная кабина или лунный модуль предназначена для доставки двух астронавтов с лунной орбиты на поверхность Луны, обеспечения их пребывания на поверхности и доставки с поверхности Луны на окололунную орбиту. Лунная кабина массой состоит из посадочной и взлетной ступени. На посадочной ступени установлен двигатель компании TRW Systems, обеспечивающий сход с орбиту и посадку на лунную поверхность. Тяга двигателя, работающего на тех же компонентах топлива, что и маршевый двигатель основного блока, регулируется в пределах от 476 до 4467 кг. Двигатель рассчитан на многократное (до 20 раз) включение. Степень расширения сопла – 47. Запас топлива достаточен для совершения горизонтального маневра перед посадкой. Посадка лунной кабины производится на 4 опоры. Для обеспечения посадки установлен посадочный радиолокатор компании «Райан», работающий в диапазоне 10 ГГц.

На взлетной ступени размещена кабина астронавтов массой 4,8 тонны, ее полезный объем 5,4 м3. В верхней части расположен приемный конус стыковочного узла. Для наблюдения лунной поверхности в процессе посадки в боковой стенке расположены два треугольных окна-иллюминатора. Кроме люка в стыковочном узле в боковой стенке имеется квадратный люк для выхода на поверхность Луны. Двигатель взлетной ступени, разработанный компанией «Белл Аэросистемс», создает тягу в 1590 кг и не регулируется. Казалось бы, масса взлетной ступени больше тяги двигателя, и астронавтам не удастся взлететь. Однако сила тяжести на Луне в 6 раз меньше земной.

Система управления лунной кабины во многом аналогична системе управления основного блока. Для обеспечения встречи с основным блоком на лунной орбите на взлетной ступени установлен радиолокатор компании RCA, работающий при дальностях от 15 метров до 740 км. Система энергопитания в отличие от основного блока построена с использованием серебряно-цинковых аккумуляторов. При этом на посадочной ступени установлено четыре батареи по 400 Ампер-часов, а на взлетной ступени – еще две по 310 Ампер-часов.

Масса лунной кабины перед сходом с орбиты составляет 15000 кг. При последних трех лунных экспедициях (этап J) масса лунной кабины возросла до 16300 кг, включая вес лунохода LRV (200 кг). Высота лунного модуля – 7 метров. При старте с Земли лунная кабина находится за командным модулем внутри переходника.

Разработку и изготовление лунной кабины осуществляла по заданию НАСА компания «Грумман Эйркрафт Инджиниринг».

Схемой полета предусматривалось выведение корабля «Аполлон» на трассу полета к Луне с помощью трех ступеней ракеты-носителя «Сатурн5». С помощью первых двух ступеней и первого включения двигателя третьей ступени SIVB обеспечивался выход на опорную круговую орбиту высотой 190 км и наклонением 32,6. С помощью второго включения двигателя ступени SIVB обеспечивался переход на траекторию полета к Луне. По окончании разгона командный модуль отделялся, разворачивался на 180о, стыковался с лунной кабиной и извлекал ее из переходника, после чего ступень SIVB отделялась.

Выход на окололунную орбиту производился с помощью маршевого двигателя командного модуля. Двое астронавтов в скафандрах переходили через внутренний люк в лунную кабину и отстыковывались от основного блока. Затем лунная кабина с астронавтами совершала посадку на поверхность Луны, где они в течение 36 часов (на этапе J – 67 часов) проводили исследования, по окончании которых взлетная ступень стартовала с Луны (посадочная ступень оставалась на Луне) на окололунную орбиту и стыковалась с командным модулем. После перехода астронавтов в основной блок лунная кабина отбрасывалась и падала на Луну, а командный модуль стартовал к Земле. Перед входом в атмосферу отсек экипажа отделялся от двигательного отсека и совершал парашютный спуск и посадку на воду в Тихом океане.

С момента принятия программы «Аполлон» ее претворение в жизнь шло планомерно и последовательно, обеспеченное как финансированием, так и вниманием не только руководства НАСА, но и руководства США. Программа «Аполлон» была объявлена национальной программой и пользовалась поддержкой значительной части населения Соединенных Штатов Америки. Кстати, поддержка населения была возможна только при условии открытости космической программы и отсутствия всяческих секретов. Чего стоит только присутствие на во время старта экспедиции «Аполлон-11» на мысе Кеннеди порядка 1 миллиона зрителей.

Совсем иначе обстояло дело в Советском Союзе. В отличие от США в СССР не было государственного органа, который бы подобно НАСА определял космическую политику и отвечал за развитие космической техники в нашей стране. Фактически в течение трех десятилетий руководил космической отраслью секретарь ЦК КПСС Д. Ф. Устинов, который руководствовался больше политическими интересами и личными пристрастиями, а не интересами науки и научно-технического прогресса. Он же подготавливал Постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР по всем важнейшим космическим проектам. От него зависело – дать ли “зеленую” улицу проекту или утопить его, как это было с «Алмазом». Все решения проводились через ВПК – комиссию по военно-промышленным вопросам при Совете Министров СССР, которым также долгие годы руководил Л. В. Смирнов. Тандем Устинов-Смирнов полностью решал все вопросы космической отрасли и, таким образом, нес полную ответственность за все провалы советской космонавтики. Ведь именно они докладывали о состоянии дел в космической отрасли первым лицам государства. И от того, как они представляли руководству положение дел, зависела дальнейшая судьба проектов. Руководству же в лице Генеральных секретарей ЦК КПСС Н. С. Хрущева и Л. И. Брежнева больше были нужны сиюминутные, громкие пропагандистские победы в космосе как “торжество идеалов коммунизма”, а вовсе не планомерное изучение космического пространства.

В этих условиях развитие космической техники в СССР происходило, в основном, по инициативе главных конструкторов ракетно-космической техники С. П. Королева, М. К. Янгеля, В. Н. Челомея. Их положение осложнялось тем, что до 1965 года, когда было образовано ракетно-космическое министерство – Министерство общего машиностроения, предприятия-разработчики космической техники входили в Министерство вооружения (ОКБ52 Челомея – в Министерство авиационной промышленности). Естественно, что для Министерства обороны, основного заказчика Министерства вооружения, главным были разработка и создание новых образцов боевой техники, в том числе и баллистических ракет. Космонавтика же была в роли пасынка, и главным конструкторам нужны были невероятная энергия, настойчивость и даже смекалка, чтобы, заинтересовав военных, получить деньги на космические разработки. Именно поэтому наряду с транспортным «Союзом» разрабатывались военно-исследовательский, разведчик и даже перехватчик. Многоразовый корабль «Буран» создавался по техническому заданию Министерства обороны, даже такие ракеты-носители, как УР500 и Н1 первоначально были заявлены как межконтинентальные баллистические ракеты для доставки сверхмощных ядерных зарядов до 100 Мт. И уж совсем абсурдным выглядело в планах освоения Луны создание там военных баз. Но министрам обороны тех лет Р. Я. Малиновскому и А. А. Гречко было, по большому счету, наплевать на пилотируемую космонавтику. А Академия наук СССР играла в определении перспектив развития космических исследований второстепенную роль. Такой ведомственный подход, отсутствие единого, а не единоличного руководства космическими исследованиями, незаинтересованность высшего советского руководства в развитии космонавтики и привел к краху советскую лунную программу.

В этих условиях вышедшее 23 июня 1960 года Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР «О создании мощных ракет-носителей, спутников, космических кораблей и освоении космического пространства в период 1960 – 1967 годов» на первый взгляд выглядело достаточно серьезно, ведь в нем предусматривалось проведение в 1960–1962 годах проектно-конструкторской проработки и необходимого объема исследований в целях создания в ближайшие годы новой космической ракетной системы со стартовой массой 1000-2000 тонн, обеспечивающей вывод на орбиту вокруг Земли тяжелого межпланетного космического корабля массой 60-80 тонн, мощных жидкостных ракетных двигателей, двигателей на жидком водороде, ядерных и электрических двигателей. В этом Постановлении, выпущенном с подачи С. П. Королева, были также намечены такие этапы в выполнении этой программы:

• облет вокруг Луны с экипажем 2-3 человека;

• вывод корабля на орбиту вокруг Луны, возвращение на Землю;

• организация ряда экспедиций на Луну для изучения ее грунта, рельефа, выбора места для построения лунного поселения;

• строительство лунной базы;

• налаживание постоянных транспортных перелетов по маршруту Земля – Луна – Земля;

• облет Марса и Венеры кораблями с экипажем 2-3 человека и выбор места для создания исследовательских баз;

• создание базы на Марсе, требующая регулярных межпланетных полетов.

На деле же это Постановление оказалось пустым звуком или, точнее, декларацией о намерениях, поскольку оно не было подкреплено организационными мероприятиями и достаточным финансированием, которое, как и прежде, велось по остаточному принципу. Да и при наличии туманных целей никаких конкретных задач перед разработчиками не ставилось. А задача посадки на Луну виделась как “прекрасное далеко”.

В этих условиях в очередной раз проявили инициативу главные конструкторы С. П. Королев и В. Н. Челомей. Как уже рассказывалось, в ОКБ1 под руководством С. П. Королева с конца 50-х годов начались работы по теме «Союз», которая предусматривала создание корабля для маневрирования в космосе и стыковки с другими космическими аппаратами. Параллельно рассматривались различные варианты программ и схем по облету Луны с экипажем на борту. Однопусковая схема предусматривала выведение космического корабля на траекторию облета Луны в 1963 году с помощью ракеты-носителя Н1 с первоначально заявленной грузоподъемностью 40-50 тонн, но, учитывая туманные сроки создания Н1, от этого варианта вскоре отказались.

Поскольку единственным и самым мощным носителем начала 60-х годов являлась Р7 (“семерка”), то все последующие варианты лунного облетного комплекса стали прорабатывать на базе существующего задела, то есть Р7, но так как ее грузоподъемность составляла около 6 тонн, то требовалось несколько запусков. Правда, к июлю 1962 года был проработан вариант четырехступенчатой ракеты-носителя 8К78 с использованием кислородно-водородных двигателей на третьей и четвертой ступенях для пилотируемого облета Луны. Однако даже в этом случае полезная нагрузка, выводимая на трассу перелета к Луне, была бы слишком мала. Существовали два варианта двухпусковой схемы, проработанных в отделе М. К. Тихонравова в 1960 - 1961 годах:

1. Двумя пусками ракеты-носителя Р7 выводятся прототип корабля «Восток» с баком горючего и бак кислорода с двигателем от блока Л; после их стыковки - старт к Луне.

2. Двумя пусками Р7 выводятся корабль типа «Союз» или «Север» и кислородно-водородный разгонный блок, которые после стыковки стартуют к Луне.

Детальная проработка показала недостаточность по массе предложенных схем. Однако после выступления 25 апреля 1961 года Президента США Джона Кеннеди, объявившем о стремлении США выйти в космосе на первые позиции и доставить космонавта на поверхность Луны до конца 60-х годов эти работы особенно активизировались. В 1962 году отделом М. К. Тихонравова было предложено совместить работы по созданию перспективного корабля и лунного ракетного комплекса для облета и исследования Луны. С. П. Королев поддержал эти начинания.

Правда, в проспекте, озаглавленном «Комплекс для сборки космических аппаратов на орбите спутника Земли (тема «Союз»)» и подписанном главным конструктором ОКБ-1 С. П. Королевым 10 марта 1962 года, лунный комплекс собирается на орбите с использованием модифицированного космического корабля «Восток» (3КЖ) с космонавтом-монтажником на борту. В этом документе впервые дается обоснование возможности использования для отработки стыковки и сборки на орбите. Космический корабль «Восток-Ж» мог быть использован для сборки на орбите ИСЗ космической ракеты, состоящей из трех одинаковых ракетных блоков. С помощью такой космической ракеты предлагалось выполнить облет Луны специальным кораблем Л1 типа «Север» с экипажем из 1-3 человек. Согласно проспекту космический корабль Л1 имел оригинальную компоновку, состоящую из двух корректирующих ДУ (передней и хвостовой), жилого отсека, спускаемого аппарата и агрегатного отсека, со стороны которого к кораблю пристыковывалась связка из трех разгонных блоков. Спускаемый аппарат имел аэродинамическое качество, что позволяло ему совершать маневр в атмосфере для уменьшения перегрузок, воздействующих на экипаж.

Самое интересное, что уже 16 апреля 1962 года было принято Постановление Совета Министров СССР о создании комплекса для облета Луны, хотя не было никакой серьезной технической экспертизы. Эта программа и получила официальное название «Союз».

Был определен облик ракетно-космического комплекса «Союз» для облета Луны с экипажем из двух человек на базе ракеты-носителя 11А57 – последней модификации «семерки». В состав комплекса входили (в порядке выведения на орбиту):

• ракетный блок 9К, который выводился на орбиту высотой 226 км и наклонением 65 в незаправленном состоянии;

• четыре корабля-танкера 11К, автоматически стыковавшихся с ракетным блоком в “активном” режиме и заправлявшие его окислителем (11КА) и горючим (11КБ);

• пилотируемый корабль 7К, осуществлявший стыковку с заправленным ракетным блоком 9К.

Вес каждого из кораблей (5800 кг) определялся грузоподъемностью ракеты-носителя 11А57. Облетный корабль 7К+9К переводился с помощью двигателя разгонного блока 9К тягой 4,5 тонны на траекторию облета Луны. Уже тогда корабль 7К по форме напоминал нынешний «Союз». Во всяком случае, спускаемый аппарат имел форму автомобильной фары и обладал аэродинамическим качеством 0,3. Наличие подъемной силы позволяло снизить перегрузки до 7-8 единиц при возвращении от Луны. После серьезной проработки был выпущен эскизный проект по комплексу для облета Луны 7К+9К+11К с экипажем из 2 человек, который был подписан С. П. Королевым 24 декабря 1962 года. Программа высадки космонавтов на Луну в это время просто не рассматривалась.

20 марта 1963 года эскизный проект был одобрен Экспертной комиссией под руководством М. В. Келдыша. С середины 1963 года начался выпуск конструкторской документации. Что касается сроков, то на всех уровнях С. П. Королев заявлял, что в 1964 году «Союз» обязательно полетит, хотя все понимали их нереальность.

3 декабря 1963 года было выпущено еще одно Постановление Совета Министров СССР по комплексу «Союз», в котором, в частности, закреплялось за куйбышевским заводом «Прогресс» изготовление беспилотных аппаратов 9К и 11К. Корабль 7К С. П. Королев, естественно, оставил у себя.

Начиная с 1961 года, в ОКБ52 также велись проработки по лунному кораблю, причем Генеральный конструктор В. Н. Челомей предлагал свой вариант облета Луны. Корабль ЛК выводился на околоземную орбиту с помощью 2-ступенчатого варианта ракеты-носителя УР500К («Протон»), а затем с помощью специального разгонного блока А переводился на петлеобразную траекторию полета к Луне. После пролета на близком расстоянии от Луны и возвращения к Земле спускаемый аппарат корабля входил в атмосферу со второй космической скоростью и совершал мягкую посадку. Корабль состоял из разгонного блока с ЖРД, приборно-агрегатного отсека и возвращаемого аппарата конусовидной формы диаметром 2,8 метра, напоминавшего кабину экипажа американского корабля «Джемини». Первоначально предполагалось, что пилотировать корабль будет один космонавт, позже удалось найти возможность для размещения в возвращаемом аппарате второго космонавта.

На первом этапе проектирования пролетного корабля работа шла довольно вяло, поскольку не имела поддержки Министерства обороны и не было достаточного финансирования. В августе 1964 года руководство страны, зная о ходе работ по проекту «Аполлон», почувствовало, что первенство в космических исследованиях ускользает, и издало Постановление ЦК КПСС и Совета Министров от 3 августа 1964 года «О работах по исследованию Луны и космического пространства». Пилотируемый облет Луны и высадка советского космонавта на ее поверхность в 1967-68 годах, то есть раньше американцев, стало главной задачей советской пилотируемой программой.

Таким образом, в отличие от американцев в нашей стране параллельно разрабатывались два варианта лунной экспедиции. Первый предусматривал облет Луны без посадки на ее поверхность и возвращение на Землю. Второй – выведение на орбиту Луны корабля с двумя космонавтами на борту, высадку одного космонавта на Луну и возвращение на Землю. Причем, корабли, создававшиеся по этим программам, были принципиально различными в отличие от американцев, для которых облет Луны был лишь этапом программы «Аполлон», да и от него они отказались, поскольку облет Луны почти ничего не давал ни с точки зрения науки, ни с точки зрения отработки космического корабля. Кстати, в том же 1964 году С. П. Королев пытался объединить обе программы, предложив использовать для облета Луны ракету Н11 со стартовым весом 700 тонн, состоящую из ракетных блоков Б, В и Г (ступени ракеты Н1), и лунный орбитальный корабль из комплекса Н1Л3. Но эта попытка не увенчалась успехом, поскольку Н11 была сопоставима по грузоподъемности с челомеевской УР500К.

Главная задача программы пилотируемого облета Луны была чисто политическая – опередить американцев с полетом к Луне. Ее осуществление было поручено В. Н. Челомею. Королевский проект 7К-9К-11К как более сложный, требовавший шесть запусков «семерки» и пять стыковок на орбите, в осуществлении поддержки не получил. Разработка кораблей 9К и 11К была прекращена, корабль 7К переориентирован на орбитальные полеты, получив название «Союз» (7К-ОК). За С. П. Королевым же оставалась высадка космонавта на поверхность Луны по программе Н1-Л3. С. П. Королев, правда, предложил В. Н. Челомею в качестве разгонного блока использовать модифицированный блок И, а лунный корабль создать на базе корабля 7К. Однако в этом случае лунный корабль фактически создавался в Подлипках, а не в Реутове, поэтому В. Н. Челомей от предложения отказался.

С. П. Королев очень болезненно отнесся к появлению конкурента и выдвижению на первые роли В. Н. Челомея, поэтому после смещения с поста Первого секретаря ЦК КПСС Н. С. Хрущева он добился, чтобы работы по облетному аппарату также были переданы в его ОКБ-1. Однако прежде, чем это случилось, произошли серьезные изменения в управлении экономикой Советского Союза. В середине 1965 года Высший совет народного хозяйства был преобразован в Совет Министров СССР, при этом Председатель ВСНХ Д. Ф. Устинов стал секретарем ЦК КПСС. Были упразднены некоторые госкомитеты, но зато создано Министерство общего машиностроения, которое возглавил Сергей Александрович Афанасьев. Оно объединило практически все предприятия ракетно-космической отрасли, в том числе реутовское ОКБ52. И хотя в рамках Минобщемаша было множество научно-исследовательских институтов, занимавшихся проблемами создания космической техники, все же в отличие от НАСА это было чисто промышленное министерство. Оно занималось исключительно координацией работ в соответствии с планами, спущенными из Военно-промышленной комиссии Совета Министров СССР и ЦК КПСС. Само же в разработке таких планов фактически участия не принимало. Особенно это касалось пилотируемых полетов. Здесь по-прежнему инициатива принадлежала главным конструкторам. А дальше все зависело от их способности пробивать свои предложения через ВПК и ЦК КПСС.

26 августа 1965 года у председателя ВПК Л. В. Смирнова состоялось совещание по рассмотрению вопросов «О состоянии работ по исследованию космического пространства, Луны и планет». Результаты рассмотрения оказались неутешительными, особенно на фоне американской программы «Аполлон». ОКБ52 не разработало и не представило графика создания лунного облетного корабля и ракеты-носителя с разгонным блоком, не утверждена схема облета Луны. Не без влияния С. П. Королева совещанием было поручено Министерству общего машиностроения в недельный срок представить график изготовления и отработки ракеты УР500К, совместно с С. П. Королевым и В. Н. Челомеем в двухнедельный срок рассмотреть и решить вопрос о возможности унификации разрабатываемых пилотируемых кораблей для облета Луны и высадки экспедиции на ее поверхность, в месячный срок представить программу ЛКИ ракеты УР500К и пилотируемого корабля. Этим решением закладывалась мина под Челомея. Ведь очевидно, что унифицировать мог бы только С. П. Королев, у которого в загашнике были и корабль 7К, и лунный орбитальный корабль программы Н1Л3. А у Челомея на тот момент – только лунный облетный корабль ЛК. Хотя, по правде говоря, практически ничего общего у 7КЛ1 и ЛОК не было. Фактически это были абсолютно разные корабли. Говоря об унификации кораблей, С. П. Королев блефовал: для достижения цели – победы над конкурентом – все средства хороши.

Между прочим, был извлечен на свет и подзабытый вариант 7К-9К-11К в качестве резервного. Но это было лишь для отвода глаз. На самом деле в ОКБ-1 уже прорабатывался лунный облетный корабль на базе корабля 7К, ракеты УР500К и разгонного блока Д. Решающими оказались результаты проверки, проведенной комиссией Министерства в течение сентября-октября в ОКБ1 и ОКБ52. Оказалось, что в Реутове кроме деревянного макета ЛК и показать нечего. В то же время в Подлипках был достигнут значительный прогресс в разработке блока Д и корабля 7К, который уже находился в процессе изготовления.

По результатам проверки, несмотря на сопротивление В. Н. Челомея, 25 октября 1965 года вышло Постановление «О сосредоточении сил конструкторских организаций промышленности на создании ракетно-космического комплекса для облета Луны». В соответствии с этим Постановлением за ОКБ-1 закреплялось создание пилотируемого корабля и разгонного блока, а за ОКБ52 – создание трехступенчатой ракеты-носителя УР500К. При этом сохранялась задача облета Луны в 1967 году. В развитие Постановления 13 ноября 1965 года вышел приказ министра С. А. Афанасьева, в соответствии с которым были утверждены количества и графики изготовления пилотируемых кораблей, получивших обозначение 7КЛ1 (11Ф91).

Уже 30 ноября 1965 года был выпущен аванпроект по ракетно-космическому комплексу Л1, а через две недели – 13 декабря 1965 года – в ОКБ1 были подписаны «Исходные данные на корабль 7КЛ1». В этот же день С. П. Королевым и В. Н. Челомеем были утверждены «Основные положения по ракетно-космическому комплексу УР500К – 7КЛ1», в соответствии с которыми в качестве разгонного блока был определен блок Д. 15 декабря 1965 года С. П. Королев представил Военно-промышленной комиссии Совета Министров СССР проект, названный «УР500К-Л1», который и был утвержден как основа лунной облетной программы СССР.

Очевидно, что за столь короткий срок, прошедший с момента совещания у председателя ВПК Л. В. Смирнова, невозможно было бы детально разработать такой сложный проект как 7КЛ1. Понятно, что С. П. Королев заранее готовился к сражению с В. Н. Челомеем за лидерство в лунной гонке. Таким образом, и в этот раз Королев вышел победителем. Но это была пиррова победа. Ведь к этому моменту в ОКБ-1 одновременно разрабатывались космический корабль 7К-Л1 для облета Луны, орбитальный и посадочный аппараты для посадки на Луну по программе Н1-Л3, а также корабль 7К-ОК («Союз»), предназначенный для отработки стыковки и для последующей доставки экипажей на орбитальные станции. Такое распыление сил и средств, и так значительно уступающих американским, привело к задержке работ по всем программам, а в результате, к поражению в лунной гонке.

Сейчас уже трудно сказать, выполнил бы эту задачу Челомей или нет. Очевидно только, что работы в ОКБ1 от этой дополнительной нагрузки только пострадали. Возможно, наилучшим решением был бы отказ от облета Луны, как в свое время сделали американцы. Однако в условиях катастрофического отставания от графиков создания лунного комплекса Н1-Л3 существовала иллюзия, что хотя бы с помощью облета можно будет утереть нос американцам.

Для ускорения работ по созданию облетного аппарата по программе «УР500К-Л1» было решено создавать его на основе спроектированного к тому времени пилотируемого космического корабля 7К-ОК («Союз»). Из-за ограничений по массе полезного груза в 5,5 тонн, выводимого к Луне, на корабле 7К-Л1 не было бытового отсека, и весь полет два космонавта проводили в спускаемом аппарате. Был также снят запасной парашют, что явно понижало надежность.

Штатно 2-местный корабль 7К-Л1 (11Ф91) выводился на опорную околоземную орбиту высотой 205 км с помощью трех ступеней ракеты-носителя «Протон» (УР500К) и первого включения разгонного блока Д (11С824). Масса лунного облетного комплекса Л1 на старте составляла 27 тонн, на опорной орбите после первого включения блока Д – 19 тонн, из них 5,68 тонны – масса корабля 7КЛ1, а 13,36 тонны – масса разгонного блока Д. Разгонный блок, который разрабатывался как 5-я ступень ракеты Н-1, был оснащен двигателем 11Д58 собственной разработки тягой 8,5 тонны и работающим на керосине и кислороде. С помощью второго включения корабль 7КЛ1 переводился на траекторию перелета Земля-Луна. В ходе полета возможно было проведение нескольких коррекций траектории с помощью двигательной установки корабля. После пролета на близком расстоянии от Луны и возвращения к Земле спускаемый аппарат корабля входил в атмосферу со второй космической скоростью и совершал мягкую посадку.

Прорабатывался вариант, при котором корабль 7К-Л1 выводился на околоземную орбиту в беспилотном режиме. Экипаж стартовал на корабле 7К-ОК («Союз») и ракете «Союз» (11А511). После стыковки кораблей космонавты должны были перейти в скафандрах через открытый космос и изогнутый туннель из бытового отсека 7К-ОК в спускаемый аппарат корабля 7К-Л1.

Как уже говорилось, в отличие от своего предшественника корабль 7КЛ1 состоял из двух отсеков: спускаемого аппарата и приборно-агрегатного отсека. Причем их габариты полностью повторяли габариты соответствующих отсеков корабля 7КОК. В спускаемом аппарате устанавливались кресла-ложементы для двух космонавтов, совершавших весь полет без скафандров. Диаметр спускаемого аппарата составлял 2183 мм, масса – 2,9 тонны, а общий его объем – 5,5 м3. Для обеспечения спуска со второй космической скоростью было разработано новое теплозащитное покрытие. Максимальные перегрузки при управляемом спуске и двойном погружении в атмосферу составляли 6,5 единиц. Снаружи на спускаемом аппарате была установлена остронаправленная антенна для связи с Землей. В случае аварии ракеты-носителя спасение экипажа обеспечивалось с помощью твердотопливной ДУ САС.

При внешнем сходстве приборно-агрегатных отсеков кораблей 7КОК и 7КЛ1 их начинка коренным образом отличалась. И если двигатель тягой 415 кг был заимствован с «Союза», а систему ориентации разрабатывал сам коллектив ОКБ1, то систему управления для корабля 7КЛ1 разработал коллектив НИИАП под руководством Н. А. Пилюгина. Эта система, предназначенная для управления и стабилизации во время работы двигательных установок корабля и блока Д, впервые в нашей стране была построена на базе трехстепенной гиростабилизированной платформы и спецвычислителя «Аргон-11» разработки НИЦЭВТ. Таким образом, управление разгонным блоком осуществлялось «с головы».

Ведущим конструктором по кораблю 7К-Л1 поначалу был Б. В. Рублев, а с мая 1967 года им стал будущий Генеральный конструктор Юрий Павлович Семенов.

Главная задача программы Л1 была чисто политическая – опередить американцев с полетом к Луне, из научных задач выполнялась только фотосъемка поверхности Луны при облете. Но до пуска космонавтов необходимо было отработать космический корабль в беспилотном варианте. Поэтому программа летно-конструкторских испытаний 7К-Л1 первоначально предусматривала 10 беспилотных запусков, один пилотируемый облет Луны (намечавшийся на 26 июня 1968 года), затем еще два беспилотных пуска, а четырнадцатый запуск должен был опять стать пилотируемым. В 1967 году в Центре подготовки космонавтов была сформирована группа для облета Луны. В нее вошли: Валерий Быковский, Валерий Волошин, Георгий Добровольский, Петр Климук, Алексей Леонов, Павел Попович, Юрий Артюхин, Анатолий Воронов, Олег Макаров, Николай Рукавишников, Виталий Севастьянов и Георгий Гречко. Были сформированы экипажи: Леонов – Макаров, Быковский – Рукавишников и Попович – Севастьянов. Позже в группу вошел математик Валентин Ершов.

Учитывая обилие работ в ЦКБЭМ по разным темам, создание корабля 7КЛ1 шло тяжело. Срывались все сроки. На фоне планомерного создания американского лунного комплекса «Аполлон» это выглядело особенно удручающе. Поэтому постоянно шли «накачки» со стороны секретаря ЦК Д. Ф. Устинова, председателя ВПК Л. В. Смирнова и министра общего машиностроения С. А. Афанасьева, которые, впрочем, мало помогали делу. 4 февраля 1967 года вышло очередное Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР, в котором отмечалось неудовлетворительное положение дел с выполнением Постановления от 3 августа 1964 года в части полетов к Луне. Новое Постановление подтверждало сроки первого пилотируемого облета Луны – июнь-июль 1967 года, а первой экспедиции на Луну – сентябрь 1968 года. Короче говоря, надо было встретить трудовыми успехами 50-летие Великого Октября и опередить американцев. Это была явная «липа». Какой мог быть июль 1967 года, когда не было еще вообще ни одного пуска по программе Л1.

Первый пуск по программе Л1 был осуществлен со стартовой площадки №81 10 марта 1967 года под обозначением «Космос-146». На орбиту с помощью ракеты-носителя УР500К (8К82К) был выведен макет корабля 7КЛ1 (11Ф91) и разгонный блок Д (11С824), отработка которого и являлась целью запуска. В результате двух включений двигателя блока Д аппарат разогнался до скорости выше второй космической. 8 апреля 1967 года под индексом «Космос-154» на околоземную орбиту был выведен еще один макет корабля 7КЛ1. Из-за отказа в системе управления, приведшего к преждевременному сбросу двигателей системы обеспечения запуска, не включилась основная ДУ блока Д.

Первый запуск беспилотного штатного корабля 7КЛ1 (11Ф91 №4) был осуществлен 28 сентября 1967 года и закончился аварией 1-й ступени ракеты-носителя «Протон». Еще один пуск корабля 7КЛ1 №5 22 ноября 1967 года закончился аварией второй ступени ракеты-носителя. В обоих случаях сработала система аварийного спасения, правда, сама посадка прошла не совсем штатно.

Запуск 2 марта 1968 года корабля 7КЛ1 №6 под названием автоматическая станция «Зонд4» прошел успешно, и в течение 7 суток корабль совершал полет по сильно вытянутой эллиптической орбите с максимальным удалением от Земли 300 000 км. Из-за неготовности системы ориентации спуск корабля осуществлялся по баллистической траектории, и в связи с посадкой вне территории СССР спускаемый аппарат был подорван над Бискайским заливом.

Казалось бы, теперь можно пускать к Луне. Однако запуск корабля 7КЛ1 №7 в апреле 1968 года окончился срабатыванием системы аварийного спасения. Причиной неудачного пуска явилось замыкание на корпус гироплатформы и сброс готовности спецвычислителя.

Первый достаточно успешный запуск корабля 7КЛ1 №9 был осуществлен 15 сентября 1968 года. Корабль, названный в печати «Зонд-5», впервые в мире совершил облет Луны и через 7 суток после старта спускаемый аппарат вошел по баллистической траектории в атмосферу и совершил посадку или приводнился в Индийском океане. Впервые также была сфотографирована Земля с расстояния 85000 км. В качестве “пассажиров” на борту корабля находились черепахи. Несмотря на удачное завершение полета, программа полета была выполнена лишь частично, так, например, аппарат должен был совершить управляемый спуск в атмосфере, но из-за сбоев в системе ориентации аппарат перешел на баллистический спуск и совершил посадку в Индийском океане, а не на территории Казахстана, как предполагалось.

10 ноября 1968 года был осуществлен запуск корабля 7КЛ1 №12 («Зонд-6»). Программа его полета была в основном выполнена. Успешно выполнен облет Луны с фотографированием ее поверхности с расстояния 800 км, впервые осуществлен управляемый спуск в атмосфере межпланетного аппарата и посадка на территории Казахстана. Однако в ходе полета произошла разгерметизация спускаемого аппарата, а на высоте 5 км преждевременно отстрелился парашют, в результате чего аппарат упал в 16 километрах от стартовой площадки №81. Из-под обломков были извлечены первые цветные фотографии Луны.

При таком обилии отказов как корабля 7КЛ1, так и ракеты-носителя УР500К, невозможно было решиться на пилотируемый полет. Последний раз пилотируемый запуск корабля 7К-Л1 был намечен на 9 декабря 1968 года, но в декабре 1968 года космический корабль «Аполлон-8» с тремя астронавтами на борту вышел на окололунную орбиту, совершил 10 витков вокруг Луны и благополучно вернулся на Землю. После этого программа пилотируемого облета Луны перестала иметь смысл, приоритет был утерян. И, хотя уже были сформированы экипажи (первыми должны были полететь А. А. Леонов и О. Г. Макаров), программа Л1 была закрыта. Оставшиеся корабли 7КЛ1 были использованы для отработки техники полета к Луне. Из трех пусков один был аварийным, а два – «Зонд7» (8 августа 1969 года) и «Зонд-8» (20 октября 1970 года) - выполнили облет Луны и возвратились на Землю. Все силы ЦКБЭМ, которое в то время уже возглавлял преемник Королева В. П. Мишин, были брошены на проект Н1-Л3 - высадку человека на поверхность Луны. После прекращения программы облета Луны в марте 1969 года группа “лунных космонавтов” была значительно сокращена. Оставшиеся два экипажа, Леонов – Макаров и Быковский – Рукавишников продолжили подготовку к высадке на Луну по программе Н1-Л3. Таким образом, еще один корабль, пройдя все этапы испытаний, оказался необлетанным космонавтами.

По сути дела, единственным положительным результатом всей программы Л1 явилась отработка четырехступенчатого варианта ракеты-носителя УР500К. Совсем скоро ею воспользовались в ОКБ301 под руководством Г. Н. Бабакина для запуска к Луне и планетам Солнечной системы автоматических межпланетных станций.

Еще более печальной оказалась судьба советской программы высадки космонавта на Луну. Она по всем параметрам: по организации работ, по принятым конструкторским решениям, по организации наземным испытаний, – отличалась от аналогичной американской программы «Сатурн-Аполлон» в худшую сторону. Началом этой программы можно считать Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 23 июня 1960 года, о котором говорилось выше. В своей космической части оно носило скорее декларативный характер, поскольку на эти цели не было выделено фактически ни рубля. В то же время создание мощных баллистических ракет находило поддержку у советского руководства и хорошо финансировалось Министерством обороны. Этим обстоятельством воспользовались главные конструкторы. О создании ракеты УР500 и ракеты-носителя УР500К под руководством В. Н. Челомея уже рассказывалось в главе «Многоместные корабли». М. К. Янгель инициировал разработку у себя двух мощных ракет. Первая из них – Р36 с двигателями В. П. Глушко прошла весь цикл создания и была принята на вооружение, долгие годы оставаясь самой мощной МБР в мире с ядерной боеголовкой в 10Мт (по классификации НАТО SS9). На базе Р36 была создана ракета-носитель «Циклон» в двух и трехступенчатом вариантах. Другая же – Р56 со стартовым весом 1200 тонн и массой выводимой нагрузки 30 тонн предназначалась в качестве МБР для доставки ядерного заряда мощностью 50 Мт и в качестве ракеты-носителя для выведения тяжелой орбитальной станции массой 30 тонн. Но, поскольку ни та, ни другая задачи не привлекли внимания Н. С. Хрущева, Р56 так и осталась на бумаге.

К моменту начала работ по Н1 в ОКБ1 был проведен большой объем исследований по определению размерности носителя, выбору для него двигателей и топлива. При этом рассматривались варианты ракет не только с традиционными ЖРД на компонентах топлива керосин-кислород, АТ-НДМГ и даже кислород-водород, но и с применением ядерных ракетных двигателей. Еще 30 июня 1958 года вышло Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР, по которому в ОКБ1 проводились научно-исследовательские работы по изучению возможностей создания баллистических ракет и ракет-носителей с ядерными двигателями. К этим работам были привлечены ОКБ456 В. П. Глушко и ОКБ670 М. М. Бондарюка, а также НИИ1. В качестве рабочего тела для ЯРД, чей удельный импульс должен был составить не менее 430 секунд, предлагалось использовать либо чистый аммиак (ОКБ456), либо его смесь со спиртом (ОКБ670).

В эскизном проекте, выпущенном в конце 1959 года, рассматривались два варианта одноступенчатых баллистических ракет и два варианта ракет-носителей с ЯРД. Ядерно-химическая ракета ЯХР2 была скомпонована по пакетной схеме по типу «семерки». Шесть «боковушек» первой ступени имели в общей сложности 36 ЖРД НК9 Н. Д. Кузнецова тягой по 52 тонны. На центральной второй ступени устанавливался ядерный двигатель тягой 140-170 тонн, причем он начинал работать перед отделением боковых ракетных блоков. При стартовой массе 850-880 тонн ракета ЯХР2 была бы способна выводить на низкую орбиту полезный груз массой 35-40 тонн. Кстати, в ходе дальнейших проработок была показана возможность использования водорода в качестве топлива для ЯРД, но в то же время было признано, что на тот момент реальным является создание тяжелых ракет с использованием ЖРД на освоенных компонентах топлива. В последующем возможно использование водорода, и только в отдаленной перспективе можно будет ставить на ракеты ядерные двигатели.

В этом же эскизном проекте были рассмотрены помимо ЯХР2 и другие варианты ракет-носителей. Одна из них имела стартовую массу 2000 тонн и при наличии на второй ступени ЯРД была способна вывести на орбиту полезный груз массой 150 тонн. Однако на первой ступени требовалось установить 50 двигателей НК9 (других просто не было). Конечно, это было нереально. Требовалось создать более мощные кислородно-керосиновые двигатели. Правда, тогда же В. П. Глушко предложил создать для такой суперракеты двигатели тягой 500-600 тонн на токсичных компонентах, но С. П. Королев и В. П. Мишин эту идею отвергли.

В то же время никаких серьезных задач перед создателями космической техники не ставилось, да и некому было их ставить. Никакого аналога НАСА в нашей стране не было. Академия наук для этой цели не годилась. «Чистая» наука в нашей стране имела очень скромное финансирование и скромные масштабы. Серьезные деньги выделялись на науку только в случае решения задач в интересах обороны страны как, например, при создании ядерного оружия. Конечно, баллистические ракеты тоже подпадали под эту категорию, но заявленная грузоподъемность в десятки тонн была слишком велика для боевых ракет. А ведь именно военные оплачивали создание любой ракетной техники. Требовалось обосновать необходимость создания тяжелых ракет-носителей.

С. П. Королев прекрасно понимал, что без тяжелых ракет-носителей невозможно дальнейшее освоение космического пространства. Об этом говорит хотя бы тот факт, что еще в 1956 году в рабочих планах ОКБ1 была намечена проработка по ракете-носителю массой 1000 тонн и суммарной тягой ЖРД 1500 тонн. Эта же тема обсуждалась и на совещании главных конструкторов 16 июля 1957 года, то есть меньше чем за 3 месяца до запуска первого спутника. Естественно, что при отсутствии задач и полезных нагрузок, стартовая масса ракеты-носителя бралась фактически «с потолка». Поначалу была названа цифра в 1000 тонн, чуть позже – 2000 тонн. А в принципе, можно было бы назвать любую цифру. Останавливало лишь опасение спугнуть военных, являвшихся основными заказчиками ракетной техники.

Впрочем, была еще одна возможность: «забить» тему через ВПК в Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР. Но для этого необходимо было заинтересовать первое лицо государства, каковым в то время являлся Н. С. Хрущев. А пробиться к нему через окружавший его аппарат было очень сложно. Однако «гора сама пришла к Магомету». В январе 1960 года Н. С. Хрущев вызвал на «ковер» главных конструкторов. В ходе беседы он выразил озабоченность ходом работ по освоению космического пространства и особенно перспективой дальнейшего развития и продвижения этих работ. Результатом встречи явилась подготовка проекта Постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР по дальнейшему освоению космического пространства. 7 и 12 апреля 1960 года С. П. Королев направил письма в ЦК КПСС и Совет Министров письма с изложением, как ближайших планов, так и перспективной программы освоения космического пространства.

В этих письмах впервые было заявлено создание тяжелых межпланетных кораблей, названных объектами «Н» («Наука»). То есть поначалу буквой «Н» обозначались именно межпланетные корабли, а уж потом выводящие их ракеты. При этом предполагалось их создание в два этапа:

Первый этап – 1960-1963 годы – объекты НI разрабатываются с максимальным использованием имеющегося опыта по созданию МБР, ЖРД, систем управления и т.д. Объекты НI должны обеспечить вывод на орбиту вокруг Земли аппаратуры весом 40-50 тонн. В число объектов НI входили:

• межпланетный корабль с экипажем 2-3 человека для облета вокруг Луны;

• межпланетный корабль с экипажем 2-3 человека для выхода на орбиту вокруг Луны, при этом масса его на лунной орбите составит 10-12 тонн.

Второй этап – 1964-1965 годы – объекты НII разрабатываются с возможностью использования для вторых и последующих ракетных ступеней ЯРД, двигателей на новых химических компонентах топлива и т.д.

Объекты НII должны обеспечить вывод на орбиту вокруг Земли аппаратуры весом до 60-80 тонн. К объектам НII относились:

• межпланетный корабль массой 10-12 тонн с экипажем 2-3 человека для посадки на Луну, при этом задача посадки выполнялась при одновременном запуске нескольких аппаратов;

• межпланетный корабль с экипажем 2-3 человека для облета Марса и Венеры;

• межпланетный корабль с экипажем 2-3 человека для посадки на Венеру и Марс, при этом задача посадки выполнялась при одновременном запуске 3-4 кораблей, только один из которых возвращался обратно.

Таким образом, задачи были не столько поставлены, сколько продекларированы без соответствующего обоснования. Для решения поставленных задач С. П. Королев предлагал создание новой комплексной системы со стартовым весом ракеты-носителя порядка 1000-2000 тонн (опять же без обоснования), обеспечивающей вывод на орбиту вокруг Земли тяжелого межпланетного корабля массой 60-80 тонн. Собственно говоря, С. П. Королев уже пытался протолкнуть создание тяжелых ракет-носителей в Постановление от 10 декабря 1959 года, но тогда оно не прошло. Естественно, что все эти полеты к планетам военным были «до лампочки». Поэтому в письме рассматривалась возможность вывода на орбиту с помощью тяжелых ракет-носителей разведывательных и связных спутников, а также спутников-перехватчиков. Предлагались также варианты использования этих ракет для переброски по баллистической траектории крупных боевых грузов, а также ядерных боеголовок массой от 40 до 100 тонн.

Уже в этом проявились коренные отличия в создании пилотируемых космических проектов в нашей стране и в США. Во-первых, в США для реализации программы пилотируемых полетов была создана гражданская организация – НАСА, на которую была возложена вся ответственность, чего в нашей стране нет до сих пор. Во-вторых, американцы поначалу долго выбирали цель, а уж затем создавали средства для достижения этой цели. Мы же сперва начали разрабатывать носитель, и только потом под его возможности начали подгонять появившуюся позже задачу высадки человека на Луну. В третьих, американские военные сами стремились в космос, свидетельством чему явилась борьба между Армией, ВМФ и ВВС за право запуска первого американского спутника. Мало того, именно в недрах исследовательских организаций Министерства обороны США появились первые проекты полета человека в космос: Х15, 7969, «Адам», «Дайна-Сор», «Горизонт», «Лунекс» и другие. Для наших военных ракеты были лишь большой «катюшей», а их космические фантазии не шли дальше разведывательных спутников.

В процессе подготовки С. П. Королеву стали известны детали предложений В. Н. Челомея по созданию целого семейства ракет-носителей (смотри главу «Многоместные космические корабли») и космических аппаратов различного назначения, в том числе пилотируемых. Поэтому С. П. Королев, с одной стороны, попытался оказать влияние на ВПК и Госкомитет по оборонной технике с целью устранения конкурента (распыление средств). С другой стороны, 30 мая 1960 года он представил новый проект Постановления, в котором учел работы В. Н. Челомея, но отвел ему второстепенную роль, ограничив его созданием ракеты-носителя со стартовой массой 600 тонн – будущая УР500К. Что касается работ непосредственно ОКБ1, то в проекте Постановления они были записаны следующим образом:

1. Создать в течение 1960-1962 годов новый носитель (объект НI) с двигателями на химических источниках энергии, обеспечивающий выведение на орбиту кораблей-спутников весом до 40-50 тонн и выведение на траекторию (при второй космической скорости) межпланетных кораблей весом до 10-20 тонн.

2. Создать в течение 1963-1967 годов на базе носителя НI более совершенный носитель НII, обеспечивающий выведение на орбиту кораблей-спутников весом до 60-80 тонн и выведение на траекторию (при второй космической скорости) межпланетных кораблей весом 20-40 тонн за счет использования на второй и последующих ступенях вновь разрабатываемых ЯРД, двигателей на новых химических источниках энергии, электрореактивных двигателей малой тяги.

4. Создать межпланетный корабль с экипажем 2-3 человека для облета Луны с возможностью непродолжительного нахождения около Луны с последующим возвращением на Землю (объект КЛ). Срок создания объекта КЛ – 1961-1964 годы.

5. Создать межпланетный корабль с экипажем 2-3 человека для полета к Марсу и Венере с облетом этих с последующим возвращением на Землю (объект КМВ). Срок создания объекта КМВ – 1962-1965 годы.

Комплексные эскизные проекты по носителям предлагалось разработать и представить во втором квартале 1961 года (НI) и в 1962 году (НII). Обращает на себя внимание тот факт, что во главу угла уже ставилось создание тяжелых ракет-носителей НI и НII. Замечу также, что использование в аббревиатуре латинских цифр приводит зачастую к путанице. На самом деле НII – это Н2, а не Н11. Анализ этого документа показывает также, что о посадке человека на Луну нет и речи. Что это, попытка С. П. Королева скрыть свои планы в части пилотируемого полета на Луну или отсутствие таковых? Дальнейшее развитие событий склоняет нас ко второму варианту. Ведь в начале 60-х годов в ОКБ1 шла серьезная проработка фактически только облетного корабля (тема «Союз»). О посадке на Луну у нас стали говорить только после выступления Президента США Джона Кеннеди 25 мая 1961 года, а реально приступили к проекту в 1964 году.

Но все это произойдет позже, а пока вернемся в 23 июня 1960 года. В этот день было принято сразу несколько Постановлений ЦК КПСС и Совета Министров СССР по ракетно-космической технике. Во-первых, было принято Постановление о разработке эскизного проекта ядерного ракетного двигателя. Во-вторых, принято Постановление о разработке в ОКБ52 (В. Н. Челомей) космического пилотируемого ракетоплана военного назначения. Но самым главным было Постановление «О создании мощных ракет-носителей, спутников, космических кораблей и освоении космического пространства в 1960-1967 годах», куда вошли последние предложения С. П. Королева. К нему же примыкало Постановление, обязывающее Министерство обороны подготовить в третьем квартале 1960 года предложения по военному использованию ракеты Н1.

Как уже говорилось, Постановления носили исключительно декларативный характер. Направления развития космической техники были выбраны без серьезной экспертизы, а уж сроки и вовсе попахивали волюнтаризмом, сравнимые, разве что, с построением коммунизма за 20 лет. Неслучайно, что большинство из этих Постановлений, как, впрочем, и многих других, выполнены не были. Ядерный ракетный двигатель и пилотируемый ракетоплан так и не были созданы. Военным Н1 тоже не понадобилась. По сути, если не считать ближайших планов, из этого Постановления выросла только челомеевская «пятисотка», а также Н1, хотя облик ее существенно изменился.

Тем не менее, Постановлением от 23 июня 1960 года работам по созданию тяжелых ракет-носителей было дано формальное «добро». Формальное потому, что реального финансирования этих работ не было. Тяжелые ракеты никак не вписывались в планы Министерства обороны, а потому военные не имели особого желания их заказывать. Однако тяжелые ракеты-носители нужны были самим главным конструкторам, которые понимали, что без них невозможно дальнейшее продвижение в космос.

О предложенном В. Н. Челомеем семействе ракет-носителей и о разработанной в ОКБ52 под его руководством «пятисотке» рассказывалось в главе «Многоместные корабли».

В ОКБ586 под руководством М. К. Янгеля прорабатывалась гигантская ракета-носитель РК100 со стартовой массой 2000 тонн и массой выводимого полезного груза порядка 100 тонн. Она представляла собой связку из шести боковых блоков (первая ступень ракеты Р16), расположенных вокруг такой же первой ступени Р16, являющейся второй ступенью этой ракеты. Однако такая связка была слишком сложна, а потому ненадежна. Поэтому в днепропетровском ОКБ586 начали проработку тяжелой ракет Р56. Но об этом чуть позже.

Проработки по тяжелым носителям в ОКБ1 начались еще до первого старта «семерки». О разработке эскизного проекта ядерно-химической ракеты ЯХР2 уже говорилось выше. Ядерные двигатели позволяли существенно увеличить массу полезного груза. Однако рассчитывать на них в ближайшем будущем было бы рискованно. Очевидно, что создать в приемлемые сроки тяжелый носитель можно было только с использованием ЖРД. Естественно, что для них нужны были более мощные двигатели, чем установленные на существующих и перспективных МБР. Но прежде чем приступить к их созданию, необходимо было определиться с выбором компонентов топлива. С. П. Королев был сторонником жидкого кислорода и керосина по причине их меньшей стоимости и безвредности. А вот В. П. Глушко, бывший в то время монополистом в области создания мощных ЖРД, намучавшись с кислородно-керосиновыми двигателями, стал активным проповедником НДМГ. Несимметричный диметилгидразин (НДМГ) вместе с азотной кислотой (АК27) или четырехокисью азота (АТ) образовывал самовоспламеняющееся топливо. Кроме того, все эти компоненты были долгохранимыми. Однако как НДМГ, так и АТ, были очень токсичны, что не нравилось С. П. Королеву. В конце концов, разногласия по этому поводу привели к разрыву между В. П. Глушко и С. П. Королевым, но обо всем по порядку.

Первые серьезные разногласия между Королевым и Глушко наблюдались еще при создании «семерки», когда С. П. Королеву пришлось взять на себя разработку и создание управляющих двигателей для первой и второй ступени ракеты Р7. Дальше – больше. При создании третьей ступени «семерки» головным разработчиком двигателя был назначен тот же В. П. Глушко, который, однако, настоял на применении в качестве топлива пары НДМГ – жидкий кислород. С. П. Королев, не препятствуя Глушко, все же внес в Постановление параллельную разработку ракет-носителей 8К73 с двигателями В. П. Глушко на всех ступенях и 8К72. Двигатель для третьей ступени ракеты 8К72 разрабатывался в ОКБ1 с привлечением авиационного ОКБ154 С. А. Косберга. В конце концов, именно ракета-носитель 8К72 обеспечила полет первых «лунников» и первые пилотируемые полеты. А двигатель 8Д711 конструкции В. П. Глушко был отработан только в 1962 году. Получается, что если бы С. П. Королев не подстраховался, то не видать бы нам приоритета в области пилотируемых полетов и освоения Луны.

Это был серьезный удар по самолюбию В. П. Глушко. Однако более серьезными оказались их разногласия при разработке межконтинентальной баллистической ракеты Р9, которой предполагалось заменить ракету Р7. Поначалу ракета создавалась в двух вариантах: Р9А (жидкий кислород и керосин) и Р9В (азотная кислота и керосин). Для ракеты Р9В (8К76) А. М. Исаев создавал связку двигателей тягой по 40 тонн. Но вскоре С. П. Королев настоял на создании только кислородно-керосинового варианта – Р9А или 8К75, что, вообще-то говоря, было ошибкой. Воспользовавшись тем, что из-за сокращения авиации авиационные ОКБ остались без работы, он привлек к работе над Р9 куйбышевское ОКБ276, возглавляемое Н. Д. Кузнецовым. На первой ступени предполагалось установить четыре двигателя НК9, чьи проектные характеристики были существенно выше, чем у разрабатывавшегося в Химках двигателя РД111 (8Д716). Но разработка авиационных и ракетных двигателей – это, как говорят в Одессе, две большие разницы. У Н. Д. Кузнецову отсутствовала экспериментальная база для отработки ЖРД, да и соответствующего опыта не было. Чем, собственно, и воспользовался В. П. Глушко. Он добился в обход Постановления решения об установке своих двигателей на первой ступени ракеты Р9А в качестве единственного варианта.

Четырехкамерный двигатель РД111 при тяге в 141 тонну был значительно мощнее своих предшественников РД107 и РД108. Однако при его отработке в камере сгорания регулярно возникали высокочастоные пульсации давления, которые приводили к авариям. Эти аварии, с одной стороны, задержали принятие на вооружение МБР Р9, а, с другой стороны, привели В. П. Глушко к мысли, что невозможно создать в приемлемые сроки кислородно-керосиновые двигатели большой мощности. К тому же он увлекся созданием двигателей для янгелевских ракет Р12, Р14 и Р16 на высококипящих компонентах.

Впрочем, еще до принятия Постановления по тяжелым носителям честолюбивый В. П. Глушко направил 12 февраля 1960 года письма С. П. Королеву и в Госкомитет по оборонной технике, в которых предлагал создать тяжелые четырехступенчатые носители на базе своего двигателя РД111: Р10 со стартовой массой 1500 тонн и Р20 со стартовой массой 2000 тонн. Даже простой подсчет показывает, что в этом случае потребовалось бы установить на первой ступени Р10 не менее 15 четырехкамерных двигателей РД111 и 20 двигателей или 80 камер на Р20. Естественно, что С. П. Королев отверг слабо проработанные предложения В. П. Глушко.

На начальной стадии разработки Н1 мнения С. П. Королева и В. П. Глушко по поводу выбора компонентов топлива и мощности единичного двигателя различались, но казалось, что в споре родится истина. Сам Королев, хотя и отдавал предпочтение кислороду и керосину, но не отвергал с порога предложения Глушко об использовании на первой ступени пары НДМГ плюс азотная кислота (АК27), а на второй и третьей ступенях НДМГ и жидкого кислорода. Но вот использовать на первой ступени Н1, чей стартовый вес определили в 2000 тонн, предложенный В. П. Глушко однокамерный двигатель с тягой порядка 100 тонн он счел неприемлемым, ведь в этом случае двигатели пришлось бы устанавливать по кольцу в два ряда.

9 августа 1960 года С. П. Королев утвердил план-график выдачи и согласования технических заданий по комплексу Н1. А первые ориентиры для разработки эскизного проекта Н1 были поставлены на большом совещании главных конструкторов, состоявшемся 23 сентября 1960 года на космодроме Байконур. Это совещание рекомендовало провести разработку носителя Н1 по каркасной схеме со стартовым весом 2000 тонн, способным вывести на орбиту полезный груз массой 70-75 тонн. Эти ориентиры требуют некоторого пояснения. Во-первых, масса полезного груза в 75 тонн была выбрана из совокупности решаемых задач, в первую очередь посадки тяжелых автоматических станций на поверхность Луны, Марса и Венеры, а также пилотируемого облета этих планет. Задачи высадки человека на Луну была лишь одной из многих и решалась с помощью запуска двух ракет Н1 и сборки лунного комплекса на околоземной орбите. Во-вторых, при выборе компоновочной схемы ракеты был отвергнут первоначальный вариант «семерочного» типа с шестью боковушками и принят за основу моноблочный вариант. Для облегчения топливных баков решено было подвешивать их внутри каркаса, то есть вернуться как бы к схеме «Фау2», от которой отказались еще при создании первой советской баллистической ракеты Р2.

На этом же совещании были определены основные направления разработки двигателей для Н1. К этим работам были привлечены помимо главного монополиста в лице В. П. Глушко (ОКБ456) и ОКБ2 А. М. Исаева бывшие авиационные КБ: ОКБ275 (Н. Д. Кузнецов), ОКБ154 (С. А. Косберг) и ОКБ165 (А. М. Люлька). В результате сокращения авиации многие из них остались без работы. Именно поэтому коллективам, возглавляемым А. И. Микояном (ОКБ155), С. А. Лавочкиным (ОКБ301), В. М. Мясищевым (ОКБ23), пришлось заниматься созданием различных типов ракет. Конструкторские бюро, специализировавшиеся на создании авиационных двигателей, переключились на создание ракетных двигателей. По результатам совещания 1 октября 1960 года В. П. Глушко, Н. Д. Кузнецову,А. М. Исаеву и А. М. Люльке были выданы технические задания на разработку ЖРД замкнутойсхемы для Н1 с очень высокими рабочими характеристиками, большим давлением в камере сгорания, высоким удельным импульсом и небольшой массой, причем тяга двигателей и компоненты топлива жестко не задавались.

Следующее расширенное совещание главных конструкторов по Н1 также состоялось на космодроме 31 января 1961 года. На нем С. П. Королев представил унифицированный вариант моноблочной схемы Н1, который был независим от различных вариантов двигателей. Ситуация складывалась довольно оригинальная. Идет разработка нового носителя, а ясности с двигателем нет никакой. В. П. Глушко к этому времени уже полностью переключился с предлагавшихся им ранее компонентов кислород – НДМГ и азотная кислота – НДМГ на пару АТ – НДМГ. У Н. Д. Кузнецова в ОКБ276 были проведены эскизные проработки однокамерных кислородно-керосиновых двигателей тягой 170, 300 и 600 тонн. Поскольку уровень тяги, достигнутый на тот момент одной камерой, составлял 45 тонн (НК9), решили ограничиться для двигателя первой ступени тягой в 150 тонн. Во-первых, двигатель такой мощности можно было изготовить и отработать на существующей производственно-технической и экспериментальной базах, в то время как разработка двигателя тягой порядка 600 тонн потребовало бы создание новой производственной и экспериментальной баз. Это значительно бы увеличило сроки создания ракеты. А во-вторых, двигатель тягой 150 тонн, но с высотным соплом, хорошо «привязывался» ко второй ступени Н1. Кроме того, при многодвигательной установке возможно резервирование двигателей, то есть отключение отказавшего в полете двигателя. Хотя С. П. Королев по-прежнему склонялся в пользу кислородно-керосиновых двигателей, было решено продолжить проработку вариантов ракеты Н1 и на других компонентах топлива. В развитие этого совещания 1 марта 1961 года были согласованы ТЗ на разработку ЖРД для Н1 с В. П. Глушко, Н. Д. Кузнецовым, А. М. Исаевым и А. М. Люлькой. Впрочем, А. М. Исаев и А. М. Люлька стали заниматься кислородно-водородными двигателями для верхних ступеней, а «главный приз» разыграли В. П. Глушко и Н. Д. Кузнецов.

13 мая 1961 года вышло очередное Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР «О пересмотре планов по космическим объектам в направлении выполнения задач оборонного значения». Оно было явно инициировано Министерством обороны. Военным как основным заказчикам ракетной техники не нравилось, что ведущие ракетно-космические ОКБ сосредотачиваются на создании ракет космического назначения, отвлекая значительные финансовые, материальные и интеллектуальные ресурсы от разработки боевых ракет.

С. П. Королев, хотя и стремился к созданию именно тяжелой ракеты космического назначения, все же хорошо понимал, что игнорировать военных нельзя. Поэтому он постоянно слал письма в Министерство обороны с просьбой представить предложения по военному использованию Н1. К этому их обязывало и одно из Постановлений от 23 июня 1960 года. Более того, учитывая слабую заинтересованность в Н1 военных, в ОКБ1 под эту ракету разрабатывалась тяжелая орбитальная станция. При этом станция должна была решать в основном военные задачи: «сверхразведка», борьба с аппаратами противника в космосе, поражение наземных целей, связь и ретрансляция и так далее. И только во вторую очередь должны были решаться научные и прикладные задачи.

Кроме того, в рамках НИР «Раскат» прорабатывалась возможность создания на базе Н1 тяжелой МБР, способной доставить на межконтинентальную дальность 17 боеголовок с ядерным зарядом. Хотя, конечно, называть оружием гигантскую ракету, которая месяцами собирается на полигоне, больше месяца готовится к старту и хранится в заправленном состоянии не более суток, было бы несерьезно. К тому же, «циклопический» стартовый комплекс был бы абсолютно не защищен от любого нападения с воздуха и из космоса.

Таким образом, для создания тяжелой ракеты Н1 не было серьезного обоснования, как, впрочем, и обоснования ее стартовой массы, не было и серьезных задач для нее. Во всяком случае, ни Академия наук СССР, ни Министерство обороны таких задач не ставили, хотя в Постановлении от 13 мая 1961 года все же была записана дата начала летных испытаний Н1 – 1965 год. Правда, стоит заметить, что Академия наук поддерживала исследования космического пространства, но ее влияние на партийное руководство страны было минимальным, чего не скажешь о влиянии военно-промышленного комплекса и Министерства обороны СССР.

Такая незаинтересованность военных в Н1 привела к появлению 16 апреля 1962 года Постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР «О создании образцов межконтинентальных баллистических и глобальных ракет и носителей тяжелых космических объектов». В соответствии с этим Постановлением в ОКБ586 под руководством М. К. Янгеля началась разработка тяжелых МБР Р36 и Р46, также тяжелого носителя на их основе Р56. Чуть позже в развитие этого Постановления 29 апреля 1962 года появилось еще одно, согласно которому в ОКБ52 под руководством В. Н. Челомея началась разработка ракеты УР500. А в конце года 24 сентября было принято еще одно Постановление о разработке коллективом ОКБ1 глобальной ракеты ГР1 (8К713) на базе ракеты Р9, но с двигателем НК9 Н. Д. Кузнецова. Что же касается работ по Н1, то Постановлением они ограничивались выпуском в 1962 году эскизного проекта и оценкой стоимости ракетного комплекса. Здесь сказалось не только сопротивление военных, но и нежелание Н. С. Хрущева тратить на Н1 огромные средства, необходимые для решения народнохозяйственных задач.

Это был серьезный удар по планам С. П. Королева. И хотя в тот же день вышло Постановление о начале разработки комплекса «Союз», но это было слабым утешением. Однако он решил не сдаваться и 16 мая 1962 года подписал эскизный проект по Н1, состоящий из 29 томов и 8 приложений. А со 2 по 16 июля проходило рассмотрение эскизного проекта. Экспертную комиссию возглавлял Президент Академии наук СССР М. В. Келдыш.

В представленном эскизном проекте основными ближайшими задачами для разрабатываемой ракеты Н1 провозглашались следующие:

А. Выведение тяжелых космических летательных аппаратов на орбиты вокруг Земли с целью исследования природы космического излучения, происхождения и развития планет, радиации Солнца, природы тяготения, изучения физических условий на ближайших планетах, выявления форм органической жизни в условиях, отличных от земных и т.д.

Б. Выведение автоматических и пилотируемых тяжелых ИСЗ на высокие орбиты с целью ретрансляции передач телевидения и радио, обеспечения прогноза погоды и т.д.

В. При необходимости вывод тяжелых автоматических и пилотируемых станций боевого назначения, способных длительно существовать на орбитах и позволяющих производить маневр для одновременного вывода на орбиту большого количества ИСЗ военного назначения – так называемый «Орбитальный пояс».

Очевидно, что высадка на Луну к первоочередным задачам не относилась. Правда, она декларировалась среди основных этапов дальнейшего освоения космоса:

• облет Луны с экипажем из двух-трех космонавтов;

• вывод КА на орбиту вокруг Луны, высадка на Луну, исследование ее поверхности, возвращение на Землю;

О• существление экспедиции на поверхность Луны с целью исследования почвы, рельефа, проведение изысканий по выбору места для исследовательской базы на Луне;

• создание на Луне исследовательской базы и осуществление транспортных связей между Землей и Луной;

• облет экипажем в два-три человека Марса и Венеры и выбор места для исследовательской базы;

• создание исследовательских баз на Марсе и осуществление транспортных связей между Землей и планетами;

• запуск автоматических аппаратов для исследования околосолнечного пространства и дальних планет системы (Юпитер, Сатурн и т.д.).

Именно для решения всех вышеперечисленных задач и предлагалась тяжелая ракета Н1 с грузоподъемностью в 75 тонн. Причем большинство задач решалось с помощью одного пуска Н1. «Орбитальный пояс» мог быть создан после 10 запусков Н1. Для высадки человека на Луну необходимо было собрать на околоземной орбите лунный комплекс массой порядка 150 тонн (два пуска Н1). Марсианский комплекс весил бы уже не менее 600 тонн (8 пусков Н1). Впрочем, все эти расчеты были весьма приблизительными, поскольку детальной проработки этих аппаратов и межпланетных кораблей не было.

Представленная в эскизном проекте трехступенчатая ракета Н1 (11А52) при стартовой массе 2160 тонн, диаметром у основания 16 метров была способна выводить на круговую орбиту высотой 300 км полезный груз массой 75 тонн. Все три ступени были оснащены кислородно-керосиновыми двигателями Н. Д. Кузнецова, главного конструктора Куйбышевского авиамоторного ОКБ276, которое осталось без работы из-за сокращения советской авиации в начале 60-х годов. На первой ступени (блок А) было установлено 24 двигателя НК15 тягой по 150 тонн (167,5 тонн в вакууме) каждый, расположенных по кольцу, на второй ступени (блок Б) – 8 таких же двигателей с высотным соплом НК15В и тягой по 175 тонн, на третьей (блок В) – 4 двигателя НК9В с тягой по 40 тонн, который разрабатывался еще для ракеты Р9, но с высотным соплом. Двигатели Н. Д. Кузнецова, работающие по замкнутой схеме с дожиганием газогенераторного газа, обладали очень высокими характеристиками. При давлении в камере сгорания 147 атмосфер двигатель первой ступени НК15 обладал удельным импульсом 296 секунд на уровне моря и 331 секунду в пустоте, двигатель второй ступени с высотным соплом НК15В имел удельный импульс в вакууме 347 секунд, таким же удельным импульсом обладал и двигатель третьей ступени НК9В. Расположение жестко закрепленных двигателей по кольцевой схеме позволяло реализовать управление полетом ракеты форсированием и дросселированием диаметрально противостоящих двигателей. Кроме того, такое расположение двигателей при избыточной тяге позволяло без ущерба отключать в полете неисправный двигатель, а для равновесия и противоположный.

К моменту завершения разработки эскизного проекта С. П. Королев окончательно разругался с главным конструктором ракетных двигателей В. П. Глушко. Последний отказался делать кислородно-керосиновые двигатели для Н-1 и предлагал использовать свои двигатели на высококипящих, самовоспламеняющихся, но токсичных компонентах топлива АТ и НДМГ. В. П. Глушко также разработал двигатель для первой ступени РД253 с тягой 150 тонн и давлением в камере сгорания 150 атмосфер, а также его высотный вариант для второй ступени Н1 – РД254. Однако по удельному импульсу РД253 уступал НК15: 285 (316) и 296 (331) секунд соответственно. Использование двигателей на несимметричном диметилгидразине с меньшим удельным импульсом, естественно, снижало массу выводимой полезной нагрузки при том же стартовом весе носителя, а это не устраивало С. П. Королева, не говоря уже об их токсичности. История подтвердила правоту С. П. Королева в вопросе выбора компонентов для ракеты космического назначения. Когда В. П. Глушко, уже, будучи Генеральным конструктором НПО «Энергия», приступил к созданию многоразовой космической системы «Буран», то для первой ступени он выбрал кислородно-керосиновый двигатель РД170, разработанный под его же руководством в КБ «Энергомаш» (бывшее ОКБ456).

Ракета Н1 имела оригинальную конструкцию со сферическими подвесными топливными баками и несущей внешней оболочкой, а также с кольцевым расположением ЖРД на каждой ступени. Причем все ступени ракеты были геометрически подобными. Кстати именно С. П. Королев еще при создании ракеты Р2 отказался от такой схемы в пользу несущих топливных баков, что давало выигрыш по массе. Возвращаясь к несущей оболочке, он проигрывал по массе полезного груза, но на это у Королева были свои основания. Он планировал создать целое семейство ракет большой грузоподъемности серии «Н» со стартовыми массами в 7000 (Н2), 12000 (Н3) и 18000 (Н4) тонн, подставляя под уже разработанную ракету новую более мощную первую ступень. То есть ради туманной перспективы ухудшались характеристики разрабатываемого носителя. Для сравнения отношение веса заправленной ступени и сухой массы первой ступени S1C ракеты-носителя «Сатурн-5» составляло 17, а у Н1 по данным эскизного проекта – всего лишь 11.

Несмотря на отсутствие конкретных заданий в ОКБ1 долгое время велись проработки по носителю Н2, при этом его стартовый вес непрерывно возрастал от 3700 тонн при полезной нагрузке в 185 тонн до 11000 тонн при массе полезного груза 350 тонн. Некоторые из промежуточных вариантов имели индекс Н10. Чтобы обеспечить такую грузоподъемность мощность ДУ первой ступени должна быть колоссальной. При классическом построении ДУ должна была состоять из 100 двигателей типа НК15, но с доведением тяги до 175 тонн. Цифра совершенно невероятная. И даже при наличии двигателя с тягой 700 тонн их требовалось порядка 25. Поэтому рассматривались и экзотические варианты с применением на первой ступени наряду с ЖРД и турбореактивных двигателей, которые отличает высокий удельный импульс за счет использования атмосферного кислорода. Ракетные ступени таких размеров невозможно было перевезти даже на небольшие расстояния из монтажно-испытательного корпуса на стартовую позицию, поэтому ее надо было собирать прямо на старте, что при жутких климатических условиях пыльного Байконура стало бы величайшей авантюрой. Да и доставка на космодром полезного груза массой несколько сот тонн выглядит задачей практически неразрешимой. Таким образом, попытка С. П. Королева построить универсальную ракету-носитель, позволяющую выводить полезную нагрузку от единиц до нескольких сот тонн, завела его в тупик. Да и сегодня, спустя 40 лет после начала космической эры, каждая ракета-носитель занимает свою нишу по грузоподъемности. А увеличение массы полезного груза, выводимого той же ракетой, достигается путем установки дополнительных стартовых ускорителей.

Вопрос транспортировки встал и при создании Н1, так как ракетные ступени таких размеров невозможно было провезти по железной дороге. В результате в 5 километрах от стартовой позиции (площадка 110) был построен завод – монтажно-испытательный корпус (площадка 112), на котором производилась сварка и сборка ступеней Н1 из отдельных элементов, изготовленных на куйбышевском заводе «Прогресс» и доставленных по железной дороге. Для обеспечения жильем рабочих рядом с заводом построили небольшой город (площадка 113).

На первом этапе отработки Н1 предлагалось создать ракету-носитель Н11 на базе второй и третьей ступеней (блоки Б и В) ступеней ракеты-носителя Н1. При стартовой массе 750 тонн ракета Н11 была бы способна вывести на околоземную орбиту полезный груз массой около 25 тонн. Причем поначалу ракета оснащалась двигателями НК9 с последующей заменой их на двигатели НК15. Одновременно ракету Н11 можно было использовать как МБР, способную доставить боеголовку с ядерным зарядом мощностью 25 Мт, как глобальную ракету с ядерным зарядом мощностью 2,2 Мт и как носитель для выведения на орбиту Земли боевых кораблей и спутников различного назначения.

Впоследствии С. П. Королев неоднократно выходил с предложением создать на базе ступеней ракеты-носителя Н1 унифицированный ряд ракет:

• Н11 (11А53) с применением 2, 3 и 4 ступеней (блоки Б, В и Г) ракеты Н1 со стартовой массой 700 тонн и полезным грузом массой 20 тонн на околоземной орбите;

• Н111 (11А54) с применением 3 и 4 ступеней (блоки В и Г) ракеты Н1 и второй ступени ракеты Р9А со стартовой массой 200 тонн и полезным грузом массой 5 тонн.

Однако ракета Н11 не нашла поддержки, поскольку в ОКБ52 уже шла разработка ракеты УР500К с такой же грузоподъемностью. Ну а ракета Н111 была ничем не лучше «семерки», тем более что та уже была сделана, отработана и выпускалась серийно.

В эскизном проекте были рассмотрены и перспективы повышения грузоподъемности Н1 за счет применения на верхних ступенях водорода в качестве топлива. Замена керосина на водород только на третьей ступени позволило бы увеличить массу полезного груза на 15 тонн. В случае применения водорода на второй и третьей ступенях масса полезного груза возрастала уже на 25 тонн и составляла около 100 тонн. Для расчета принимались проектные параметры двигателя, создававшегося в ОКБ165 под руководством А. М. Люльки. Его удельный импульс должен был составить 445 единиц.

Еще большего увеличения грузоподъемности можно было получить, установив на третьей ступени ядерный ракетный двигатель с тягой 30-40 тонн. При применении в качестве рабочего тела водорода удельный импульс достигал 900 единиц, а прибавка в массе полезного груза составила бы 60 тонн.

В случае создания на базе первой ступени Н1 двухступенчатого носителя НII при использовании на второй ступени ЯРД, проекты которого прорабатывались в ОКБ670 М. М. Бондарюка и ОКБ456 В. П. Глушко, вес полезного груза возрастал на 125 тонн и составлял уже 200 тонн.

Обращает на себя внимание тот факт, что в эскизном проекте рассматривалась исключительно ракета-носитель без привязки к конкретному аппарату. Весь спектр возможных полезных нагрузок лишь декларировался. Ничего не было сказано и о разгонных блоках, с помощью которых автоматические аппараты и пилотируемые корабли должны были выводиться на трассу полета к Луне и планетам солнечной системы.

Экспертная комиссия во главе с М. В. Келдышем одобрила проект. Однако, отметив отсутствие конкретных полезных нагрузок для Н1, она подчеркнула, что первоочередной задачей создания Н1 является ее боевое применение, в том числе для доставки сверхмощного ядерного заряда до 100 Мт. Кроме того, комиссия рекомендовала применять вертикальную сборку ракеты на космодроме. В целом решение экспертной комиссии сыграло положительную роль в судьбе Н1. 24 сентября 1962 года вышло Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР, посвященное Н1. В нем была утверждена кооперация и планы создания ракеты Н1. Подтверждалась дата начала летных испытаний – 1965 год. Однако при этом стендовую отработку автономных двигателей третьей ступени предписывалось закончить в 1964 году, двигателей второй и первой ступеней – в 1965 году. В том же году планировалось окончание строительства стартовой позиции и сдача ее в эксплуатацию. Сроки были установлены явно нереальные, но С. П. Королев и слышать не хотел о более поздних сроках.

Но главным были все же не сроки, а деньги. Цифры потребных затрат были занижены, поскольку реальная стоимость программы Н1 просто не прошла бы через Госплан и Министерство финансов. Деньги нужны были Н. С. Хрущеву для подъема сельского хозяйства, а военным – для скорейшего восстановления равновесия по стратегическим ядерным вооружениям с Соединенными Штатами Америки. Именно поэтому из Постановления были вычеркнуты строки о создании стенда для огневых испытаний первой ступени Н1. С. П. Королев рассчитывал, что все огневые стендовые испытания для всех ступеней можно ограничить единичными двигателями, приспособив уже существующие стенды в НИИ229 под Загорском (ныне город Сергиев Посад).

И здесь он натолкнулся на активное сопротивление со стороны своего заместителя по испытаниям Л. А. Воскресенского, который справедливо считал, что до начала летных испытаний необходимо отработать на огневом стенде каждую ступень в сборке. Отработка ракеты методом пусков была хороша лишь для небольших ракет, но для Н1 она была неприемлема. С. П. Королев же опасался, что включение в Постановление упоминания о стендах, вызовет негативную реакцию высшего руководства, которое и так было недовольно большими затратами на создание Н1. В конце концов, в НИИ229 были созданы стенды для отработки второй и третьей ступеней Н1. Естественно, что для сборки этих ступеней там же был построен небольшой завод. Первая же ступень в сборке так нигде и не отрабатывалась. Предложение создать стенд на Байконуре с последующей его переделкой в стартовый комплекс было отвергнуто по причине удлинения сроков строительства последнего. Одним словом, решили сэкономить. Но именно неотработанная первая ступень стала причиной неудач всех четырех пусков Н1.

Одновременно с принятием Постановления по комплексу Н1 от 24 сентября 1962 года Академии наук СССР было дано задание в трехмесячный срок представить конкретные предложения по космическим объектам под Н1. Однако в декабре 1962 года на заседании МНТС по космическим исследованиям при Академии наук СССР был рассмотрен план, который предусматривал выполнение исследований в 1963-1964 годах в основном с помощью автоматических станций. Об Н1 речи не было.

Такое положение дел не устраивало С. П. Королева. Тем более что звучали голоса против создания тяжелых космических аппаратов и интенсификации работ по Н1. В очередной раз пришлось С. П. Королеву брать инициативу в свои руки. К февралю 1963 года в ОКБ1 были проработаны предложения по использованию ракеты-носителя Н1 и созданию для него первоочередных космических объектов. Предложения были представлены в докладе К. Д. Бушуева и обсуждены 22 апреля 1963 года на Ученом совете ОКБ1, а затем 28 апреля 1963 года на заседании Президиума Междуведомственного научно-технического совета, председателем которого был М. В. Келдыш. По мнению С. П. Королева с помощью Н1 можно было решать следующие научные задачи, как автоматическими станциями, так и пилотируемыми кораблями:

• изучение и освоение Луны;

• изучение планет Солнечной системы;

• непосредственное изучение небесных тел, Земли, космического пространства с помощью обитаемой станции – Орбитального космического института.

Как видно, планы у С. П. Королева были обширные. Хотя, возможно и не стоило бы пугать ими военных и руководство страны: Н. С. Хрущеву нужны были деньги на подъем сельского хозяйства, а военным – на ликвидацию ракетного отставания от США.

Что касается большой орбитальной станции, то дальше перечня решаемых на ней задач дело не пошло. Также ограничилось упоминанием дело создания тяжелых автоматических станций для полета к Марсу, Венере и дальним планетам. По тяжелому межпланетному кораблю (ТМК) в ОКБ1 с начала 60-х годов шли проектные проработки, однако до реализации этого проекта было очень далеко. Тем более что для этого требовалось создание электрореактивных двигателей с ядерно-энергетической установкой. Подробнее об этом будет рассказано в следующей главе.

Предложения по изучению и освоению Луны были озвучены более конкретно. В частности, на базе Н1 могли быть созданы следующие космические объекты:

• корабль для облета Луны весом порядка 24 тонны с возвращением к Земле;

• спутник Луны (без возвращения к Земле) весом порядка 14 тонн;

• пилотируемый спутник Луны с последующим возвращением его к Земле весом порядка 10 тонн;

• самоходный аппарат с мягкой посадкой на Луну (без возвращения на Землю) весом порядка 6 тонн (посадочный вес до 8 тонн);

• экспедиционный комплекс для высадки людей с оборудованием на поверхность Луны и с возвращением на Землю.

Для решения последней задачи необходимо было собрать на околоземной орбите (используя метод стыковки, разрабатываемый по теме «Союз») ракетный комплекс массой порядка 200 тонн с помощью трех запусков ракеты Н1. Осуществление экспедиции с людьми на поверхность Луны впервые стала рассматриваться как основная задача программы изучения и освоения Луны. Все остальные задачи были всего лишь сопутствующими.

К этому моменту наступила полная определенность в американской программе «Аполлон». С. П. Королев хорошо понимал складывающуюся ситуацию – если не начать работы немедленно, то потом можно и не догнать. Однако руководство страны, от которого зависело принятие решения, не понимало этого или не хотело понимать. Что уж говорить о военных. Министерство обороны, главный заказчик ракетно-космической отрасли, было абсолютно не заинтересовано в создании тяжелого носителя и освоении Луны. Оно полагало, что Н1 лишь отвлекает предприятия отрасли от создания нового поколения межконтинентальных баллистических ракет Р36, УР100 и РТ2.

С. П. Королев также понимал, что для проталкивания решения о начале работ по освоению Луны необходимо обзавестись союзниками. Военные отпадали по причине, указанной выше. Академия наук была больше заинтересована в исследовании космического пространства автоматическими аппаратами, о чем свидетельствовал предложенный ею план исследований в 1963-1964 годах. По правде говоря, такой подход был оправдан. При пилотируемых полетах на первый план выходят технические проблемы, связанные с безопасностью полета человека в космос. И только затем решаются научные задачи. Все это нашло подтверждение во время запусков американских «Аполлонов» к Луне. Их научная ценность была сопоставима с результатами, полученными с советских и американских лунных автоматических станций, чего нельзя сказать о стоимости.

Однако С. П. Королев воспользовался тем, что еще в Постановлении от 24 сентября 1962 года за Академией наук была записана подготовка предложений по созданию первоочередных космических объектов для Н1. 7 мая 1963 года он направил в правительство письмо, в котором напомнил, что Академия наук вместо предложений ограничилась расплывчатым планом исследования космического пространства на 1963-1964 годы. 27 июля 1963 года С. П. Королев направил предложения ОКБ1 об использовании ракеты Н1 и создании на его базе первоочередных космических объектов председателям Госкомитетов по оборонной технике С. А. Звереву и по радиоэлектронике В. Д. Калмыкову с просьбой поддержать эти предложения перед ВПК.

В результате этих усилий в августе 1963 года Академией наук СССР был подготовлен перспективный план работ на 1965-1975 годы, который, хотя и не содержал предложений по созданию первоочередных космических объектов, тем не менее, предполагал:

• существенное увеличение роли человека как в прямых исследованиях в космосе, так и в освоении и изучении Луны и планет Солнечной системы, при этом планируются облеты и спутники Луны, Марса и Венеры с человеком на борту, кратковременные экспедиции на Луну с целью ее изучения, подготовки к организации обитаемой лунной обсерватории и экспедиции на Марс;

• исследование Луны и планет для создания на них обитаемых и автоматических обсерваторий и станций для проведения фундаментальных астрофизических и космофизических исследований;

• создание обитаемых орбитальных станций для систематического и комплексного изучения Земли, околоземного космического пространства, Солнца, астрофизических и медико-биологических исследований;

• увеличение удельного веса изучения дальнего космоса с помощью автоматических станций на ракетах-зондах с удалением от Земли на сотни миллионов километров и с выходом на большие высоты за плоскость эклиптики;

• дальнейшее развитие космических систем, имеющих народнохозяйственное значение (связи, метеорологии, навигации), и создание новых служебных систем – космической службы Солнца, космической ионосферной службы, геофизической и дозиметрической систем.

Как развитие этот план предусматривал для ОКБ1 следующие работы:

• Автоматическая лунная станция для отработки мягкой посадки на базе носителя 8К78.

• Космический корабль для облета Луны человеком с возвращением на Землю (с использованием стыковки на орбите – тема «Союз»).

• Самоходный автоматический аппарат для обследования заданных участков лунной поверхности в целях подготовки операции по высадке экипажа.

• Космический корабль – спутник Луны с экипажем для длительных полетов вокруг Луны в целях картографирования ее поверхности с возвращением на Землю.

Разработка экспедиционного комплекса:

• высадка на поверхность Луны запасного корабля с ракетой возвращения (без экипажа);

• высадка на поверхность Луны корабля с экипажем и ракетой возвращения с задачами непосредственного физического наблюдения, фотографирования и взятия образцов лунной породы (с комплексом стыковки на орбите);

• высадка на поверхность Луны самоходного аппарата для обслуживания экспедиции;

• возвращение экипажа экспедиции на Землю (1967-1968 годы).

Организация на Луне постоянной обсерватории для систематических исследований Луны, Земли, Солнца, космофизических и астрофизических исследований.

Автоматические аппараты для изучения атмосферы, околопланетного пространства и поверхности Марса.

Тяжелый межпланетный корабль с экипажем для облета Марса и подготовки экспедиции на Марс.

Тяжелый межпланетный пилотируемый корабль с электрореактивным двигателем для полетов к Марсу, и Венере с выходом на орбиту спутников планет и возвращением на Землю.

Экспедиционный комплекс на Марс.

Автоматические аппараты для полетов к другим планетам Солнечной системы.

Как видно, планов громадье. Пожалуй, все это вполне сгодилось бы в качестве хорошо продуманной стратегии освоения космического пространства. Здесь явно чувствовались фантазия и рука С. П. Королева. Но, к сожалению, речь шла о конкретном плане, а вот самой конкретики в нем-то как раз и не было. Кроме временных рамок (1965-1975 годы) в нем не было никаких сроков. План абсолютно не учитывал экономические реалии нашей страны, поскольку никакой экспертизы его не проводилось, а в самом плане не было раздела с технико-экономическим обоснованием. Возможно, С. П. Королев с помощью Академии наук СССР хотел привлечь внимание советского руководства к захватывающим перспективам освоения космического пространства. Однако реакции с их стороны на этот план не последовало.

Тем не менее, эта перспективная программа исследования космического пространства в 1965-1975 годах явилась базой для подготовки в ОКБ1 предложений по исследованию и освоению Луны в 1963-1968 годах, которые были утверждены С. П. Королевым 23 сентября 1963 года. Для изучения и освоения Луны предлагалось создание космических комплексов по пяти взаимосвязанным темам.

Тема Л1 предполагала сборку на орбите лунного облетного комплекса с использованием пилотируемого корабля 7К, разгонного блока 9К и танкеров-заправщиков 11К, выводимых на околоземную орбиту ракетой-носителем 11А511. Об этой теме, интенсивно разрабатываемой в тот момент в ОКБ1, уже рассказывалось чуть ранее в этой главе.

Сборка на околоземной орбите лунного комплекса по теме Л2 была абсолютно аналогична сборке по теме Л1. Однако в качестве полезной нагрузки на траекторию полета к Луне выводился не пилотируемый корабль 7К, а лунный самоходный аппарат 13К. Этот луноход помимо проведения научных исследований должен был помочь в выборе района посадки лунной экспедиции. Со временем этот проект был воплощен в жизнь. Однако лавры достались Г. Н. Бабакину и возглавляемому им коллективу ОКБ301, где был разработан легендарный «Луноход». Правда, он уже не был привязан к пилотируемой лунной экспедиции, да и запуск его к Луне осуществлялся с помощью одной ракеты-носителя «Протон-К» без промежуточной сборки на околоземной орбите.

Проведение пилотируемой лунной экспедиции числилась как тема Л3. Первоначально ее реализация задумывалась по трехпусковой схеме, то есть с помощью трех пусков ракеты Н1. Лунный комплекс, собираемый на околоземной орбите, состоял из космической ракеты и собственно корабля Л3, за основу при создании которого предполагалось взять корабль 7К. Космическая ракета, в свою очередь, состояла из:

• разгонной ступени, обеспечивающей выведение экспедиционного корабля с монтажной орбиты на траекторию полета к Луне;

• корректирующей двигательной установки, обеспечивающей коррекции траектории;

• тормозной ступени, обеспечивающей торможение корабля при подлете к Луне;

• посадочно-взлетного устройства с юстировочной двигательной установкой, обеспечивающей мягкую посадку корабля экспедиции на поверхность Луны;

• стартовой ступени, обеспечивающей взлет экспедиционного корабля к Земле;

• системы управления.

Космическая ракета выводится на околоземную орбиту одним носителем Н1, а затем дозаправляется на орбите из двух специальных заранее выведенных на орбиту носителем Н1 танкеров с топливом. Затем с помощью ракеты-носителя 11А511 на орбиту выводится корабль Л3 с экипажем из 2-3 человек и стыкуется с космической ракетой, то есть фактически это уже четырехпусковая схема. Масса космической ракеты на монтажной орбите должна была составить порядка 200 тонн. Рассматривался также вариант сборки космической ракеты из трех одинаковых блоков, выводимых также с помощью Н1.

Полет на Луну и посадка на ее поверхность проходит по прямой схеме без промежуточного выхода на окололунную орбиту. Старт с Луны и выход на траекторию полета к Земле также проходит по прямой схеме. Масса комплекса на трассе перелета Земля-Луна должна была составить массу 62 тонны. Вес корабля Л3 при посадке на Луну – 21 тонна, при подлете к Земле – 5 тонн, вес спускаемого аппарата – 2,5 тонны. Время пребывания экипажа на поверхности Луны – 5-10 суток.

Предложенная схема фактически повторяла ранний вариант лунной экспедиции, предложенный НАСА. Та же сборка на орбите, та же прямая схема полета к Луне, только вместо Н1 у американцев должна была использоваться ракета-носитель «Сатурн С2» или «Сатурн С3». Правда, к этому моменту американцы, рассмотрев различные варианты, пришли к необходимости создания большой ракеты «Сатурн С5» грузоподъемностью 127 тонн и реализации на ее базе и при одном ее пуске лунной экспедиции со встречей на окололунной орбите. Ракета Н1 при грузоподъемности в 75 тонн сделать такого просто не позволяла.

Зато одного носителя пуска Н1 было вполне достаточно для обеспечения запуска пилотируемого корабля типа 7К с экипажем из 2-3 человек с выходом на орбиту вокруг Луны – тема Л4. Основной задачей такой экспедиции было бы изучение естественного спутника с близкого расстояния, картографирование его поверхности с последующим возвращением на Землю. Для разгона комплекса к Луне можно было бы использовать связку из трех блоков 9КМ или специально разработанную четвертую ступень. Масса корабля Л4 на трассе Земля-Луна – 17 тонн, на орбите вокруг Луны – 12 тонн, при подлете к Земле – 5,5 тонн.

Для более детального и долговременного изучения Луны предлагалось также создать тяжелый самоходный аппарат Л5, способный перевозить 3-5 человек или 3500 кг груза со скоростью до 20 км/ч. Этот луноход можно было доставить на лунную поверхность за один пуск Н1.

Обращает на себя внимание то, что предложения по лунным комплексам были весьма схематичны. К тому же использование универсальной ракеты-носителя Н1, создаваемой под все возможные задачи, приводило к необходимости большого числа стыковок крупногабаритных блоков для сборки лунного экспедиционного комплекса. Это, конечно же, резко снижало надежность экспедиции. Но был и еще один момент. Два запуска ракеты Н1 даже с соседних пусковых установок площадки 110 можно было производить с интервалом не меньше чем в 15 суток, поскольку на два стартовых стола была запроектирована и построена одна заправочная система. Следовательно, требовалось время на пополнение запасов топлива. Еще больше времени (не менее 30 суток) требовалось на восстановление стартового стола при последовательном пуске двух ракет Н1. Таким образом, от старта первой ракеты Н1 до запуска пилотируемого корабля Л3 могло пройти не менее 1,5 месяцев. Все это время бортовые системы космической ракеты должны были находиться в работоспособном состоянии. Для этого требовалось и обеспечение нормального теплового режима, и, соответственно, электроснабжения, чего нельзя было бы достичь без установки солнечных батарей. При этом любой сбой, а тем более авария, приводили к еще большей задержке, а то и к отмене лунной экспедиции.

Одним словом, получалась сложная, ненадежная и дорогостоящая программа: только для одного полета на Луну требовалось три запуска ракеты Н1. Высока была и степень технического риска. Чего стоили только стыковка на орбите ракетных блоков массой по 75 тонн, перекачка в невесомости десятков тонн топлива, включая жидкий кислород, а также его хранение в условиях космоса в течение нескольких дней до момента прилета экипажа. Кстати, только для орбитального корабля «Буран» была создана двигательная установка на керосине и жидком кислороде, предусматривающая длительное его хранение в условиях невесомости.

Эти недостатки были видны и тогда. Поэтому проектанты постоянно прорабатывали новые варианты схем экспедиции и лунных кораблей, но до конца 1963 года так и не смогли прийти к единственному варианту. В результате 14 декабря 1963 года С. П. Королев утвердил исходные данные по основным характеристикам комплексов Н1, которые включали четыре варианта корабля Л3 и два варианта тяжелого межпланетного корабля.

К этому моменту сложилось тяжелое положение и с самим носителем Н1. В ОКБ1 основные силы были брошены на разработку конструкторской документации. Сам С. П. Королев постоянно следил за ходом работ. У его первого заместителя В. П. Мишина Н1 также находилась в центре внимания. Проектные работы возглавляли К. Д. Бушуев и С. С. Крюков, конструкторские работы – С. О. Охапкин, а всем, что связано с бортовым оборудованием, включая курирование смежников, занимался еще один заместитель С. П. Королева – Б. Е. Черток. Основные смежники по созданию Н1, которых было существенно больше, чем при разработке «семерки» и «Востока», были прописаны еще в Постановлении ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 24 сентября 1962 года. Однако большинство из них были загружены сверх меры выполнением других Постановлений, связанных с серийным производством баллистических ракет наземного и морского базирования: Р36, УР100, РТ2 и других. Контроль за этими работами осуществляло Министерство обороны. Так что в случае невыполнения заданий или срыва по срокам могли полететь шапки главных конструкторов и директоров заводов, независимо от их ведомственной принадлежности.

У ракеты Н1 такого контролера не было. Формально им должна была стать Комиссия по военно-промышленным вопросам при ВСНХ. Именно она подготавливала проекты Постановлений ЦК КПСС и Совета Министров СССР по вопросам создания ракетно-космической техники. Именно она формировала межведомственные план-графики разработки и изготовления ракетной техники, а затем следила за их выполнением. Кстати, такой график по Н1 был утвержден ВПК 2 июля 1963 года. Только ВПК могла объединить организации, входящие в разные министерства и ведомства. Однако и она была не всесильна. У нее не было рычагов воздействия на военных, от которых зависело строительство технической позиции и стартового комплекса Н1 на космодроме, но они в 1963 году на это выделили копейки.

Вообще успех любого крупномасштабного дела зависит от хорошей организации работ и наличия достаточного и регулярного финансирования. При создании Н1 не было ни того, ни другого. С. П. Королев, хоть и был главным конструктором Н1, не мог серьезно влиять на положение дел в других организациях, особенно если они входили в состав других министерств и ведомств. О роли ВПК уже говорилось. С точки зрения С. П. Королева наилучшим решением было бы учреждение Специального Комитета или Управления при Совете Министров СССР по типу тех, которые были образованы сразу после войны для координации работ по созданию атомного оружия под руководством Л. П. Берия и баллистических ракет под руководством Г. М. Маленкова. Однако, по мнению советского руководства Н1 до такого уровня не дотягивала. Но и с деньгами дело тоже обстояло не лучшим образом. Финансирование шло жиденьким ручейком (на уровне 30-40 от требуемого уровня в год), выделяемые под Н1 деньги не позволяли начать производство систем и агрегатов ракеты и их испытания, не говоря уже о серьезных капиталовложениях, необходимых для строительства новых заводских корпусов и стендов, монтажно-испытательного корпуса и стартовых позиций на космодроме. Этих денег фактически хватало только на выпуск конструкторской документации.

С таким положением дел С. П. Королев, конечно, смириться не мог, поскольку был хорошо знаком с ходом работ по программе «Сатурн-Аполлон» и с успехами Вернера фон Брауна, с которым у него шло заочное соревнование. И если поначалу Королев опережал Брауна в создании мощной ракеты (Р7) и запуске первого спутника, то теперь стал отставать, и это отставание постепенно увеличивалось. Но что он мог сделать при мизерном финансировании. Тем не менее, понимая, что рано или поздно советское руководство проснется и прикажет штурмовать Луну, отстаивая “превосходство” социалистического строя, Королев продолжал разработку Н1 и вел проработки лунной экспедиции, одновременно добиваясь от руководства решения вопроса по Луне.

Надо сказать, что не только с фон Брауном конкурировал С. П. Королев. В «лунную» гонку включились также В. Н. Челомей и М. К. Янгель. О разработке в ОКБ52 лунного облетного корабля ЛК1 уже рассказывалось в этой главе. Однако С. П. Королеву стало известно, что в Реутове идет проработка суперракеты УР700 и пилотируемого лунного корабля ЛК700. О них будет рассказано чуть позже.

Тогда же главный конструктор днепропетровского ОКБ586 Михаил Кузьмич Янгель предложил свои услуги в части разработки ракеты-носителя для лунной экспедиции. Ракета-носитель Р56 создавалась в соответствии с Постановлением от 16 апреля 1962 года на базе тяжелой межконтинентальной баллистической ракеты Р46, проект которой был разработан в ОКБ586 в начале 60-х годов, но которая уступила дорогу челомеевской УР500. При стартовой массе в 1200 тонн она была способна вывести на орбиту полезный груз массой 35-40 тонн. В качестве основного полезного груза для Р56 предполагались орбитальные ядерные боеголовки. Однако рассматривалось также выведение на полярную орбиту военных космических станций или платформ оружия, на стационарную орбиту – спутников глобальной связи массой 6 тонн, на траекторию полета к Марсу и Венере – тяжелых автоматических станций массой 6-8 тонн, а также автоматического аппарата для мягкой посадки на Луну. Кроме беспилотных аппаратов М. К. Янгель предложил использовать Р56 для доставки на окололунную орбиту пилотируемого корабля массой 12 тонн. Запуском двух ракет Р56 можно было обеспечить проведение пилотируемой лунной экспедиции с высадкой космонавта на поверхность Луны. При этом лунный орбитальный и посадочный корабли порознь выводились на окололунную орбиту. После их стыковки дальнейшая схема полета повторяла схему полета «Аполлона». Подлипкам же оставалось создание пилотируемых кораблей лунного комплекса Л3.

Ракета Р56 состояла из транспортабельных блоков. Первая и вторая ступени – связки из четырех Р46 диаметром по 3,8 метра; третья ступень создавалась на базе второй ступени Р46. Четвертая ступень должна доставлять груз (орбитальный или посадочный корабль) на траекторию полета к Луне и выводить на окололунную орбиту. На всех ступенях Р56 должны стоять ЖРД, работающие на АТ и НДМГ. На первой ступени – 16 двигателей РД253 от УР500 разработки В. П. Глушко, на второй – четыре РД254 (высотный вариант предыдущего двигателя), на третьей – один РД254 или РД0213. Четвертая ступень Р56, являвшаяся также разгонным блоком, оснащалась четырехкамерным ЖРД РД280 многократного запуска с тягой 12 тонн и удельным импульсом 350 секунд, разрабатываемым В. П. Глушко под американское горючее «аэрозин». Длина собранной ракеты Р56 – 67,8 метра.

В 1962 году для повышения надежности носителя В. П. Глушко предложил установить на первой ступени Р56 четыре сверхмощных двигателя РД270 тягой 640 тонн при удельном импульсе 301 секунда, работающих на тех же компонентах. Этот двигатель Глушко начал разрабатывать по собственной инициативе, но так и не довел его до ума. По крайней мере, ни одного полностью успешного полномасштабного огневого испытания проведено не было.

Стоит сказать и о том, что Янгель предлагал и моноблочный вариант Р56 общей длиной 67,8 метра и диаметром первой и второй ступеней 6,5 метра, у которого возникли бы те же проблемы при транспортировке, что и у Н1. Как бы то ни было, однако янгелевский проект не нашел поддержки у Межведомственной комиссии, и согласно Постановлению от 19 июня 1964 году все работы по нему были прекращены. Да и сам М. К. Янгель не стал сражаться за свое детище.

Ведя борьбу с В. Н. Челомеем и М. К. Янгелем, С. П. Королев с ведома ВПК не гнушался подтасовывать цифры потребных затрат, которые сознательно занижал. В противном случае и В. Н. Челомей, и М. К. Янгель без труда доказали бы, что их проекты можно реализовать быстрее и дешевле. Естественно, что планы создания Н1 были несбалансированны. Так, например, куйбышевскому заводу «Прогресс» было запланировано производство до четырех носителей Н1 в год. В то же время его производственные мощности позволяли сделать всего полторы штуки. Для расширения производства требовались дополнительные капитальные затраты, но именно они и были вычеркнуты из всех Постановлений.

К началу 1964 года отставание по созданию Н1 составило 1-2 года и было настолько ощутимым, что для активизации работ по Н1 требовалось вмешательство высшего советского руководства. 17 марта 1964 года состоялась встреча Первого секретаря ЦК КПСС и Председателя Совета Министров СССР Н. С. Хрущева с главным конструктором ОКБ1 С. П. Королевым, которого сопровождали В. П. Мишин, Н. Д. Кузнецов и Н. А. Пилюгин. В ходе встречи, на которой С. П. Королев обрисовал общее положение дел, в том числе у американцев, и перспективы развития ракетно-космической техники, Н. С. Хрущев поддержал необходимость создания Н1. Однако он остался равнодушен к перспективам создания водородных ЖРД и ядерных двигателей. Тем не менее, уже через неделю после встречи С. П. Королев при рассмотрении плана работ ОКБ1 на 1964-1966 годы высказал мнение о возможности ориентироваться на использование водорода в качестве топлива и на осуществление лунной экспедиции по однопусковой схеме. Планом предусматривались разработка эскизного проекта Л3 в 1964 году; изготовление и испытание в 1966 году; разработка эскизного проекта ТМК и ТМКЭ (с электрореактивным двигателем) в 1964 году; разработка водородной ступени для Н1 в 1964 году; отработка ступени с двигателем в 1967 году. Это было началом поворота С. П. Королева к однопусковой схеме.

Встреча с Н. С. Хрущевым имела еще один положительный момент. 19 июня 1964 года вышло еще одно Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР, в соответствии с которым срок начала ЛКИ ракеты Н1 был перенесен на 1966 год. По предложению ОКБ1 к работам по Н1 были привлечены ОКБ586 (М. К. Янгель) и ОКБ456 (В. П. Глушко). Для технической и научной экспертизы спорных вопросов был образован Совет по комплексу Н1 под председательством М. В. Келдыша. Правда, в этом Постановлении ничего не говорилось о полезных нагрузках для Н1.

Практически сразу после принятия Постановления 23 июня 1964 года состоялось совещание главных конструкторов организаций, участвующих в создании Н1. Основным было выступление С. П. Королева, в докладе которого были представлены различные (в который уже раз) варианты ракеты Н-1. Исходя из предпосылки, что ближайшей серьезной задачей будет полет человека на Луну, он предложил в качестве основных варианты носителя с различным количеством кислородно-водородных ступеней (В1, В2, В3). Однако, учитывая отставание у А. М. Исаева и А. М. Люльки с созданием кислородно-водородных двигателей, а также отсутствие стендовой базы и достаточных мощностей для производства жидкого водорода, было предложено на начальном этапе отрабатывать ракету Н1 с использованием кислорода и керосина в качестве топлива на всех ступенях (вариант К). Здесь впервые были рассмотрены в качестве разгонных ступеней блоки Г и Д. При этом отработку двигателей для верхних ступеней предполагалось проводить на ракете ГР1 (8К713). Но следом за вариантом «К» следовало тут же развивать вариант «В3» с кислородно-водородными блоками Г и Д, поскольку именно применение водорода позволяло осуществить лунную экспедицию в однопусковом варианте. В варианте «К» при грузоподъемности в 75 тонн лунную экспедицию можно было реализовать только со сборкой комплекса на орбите.

Как уступка В. П. Глушко С. П. Королевым был предложен вариант «Д-А» на компонентах топлива НДМГ-АТ. Вместе с тем были приведены аргументы против этого варианта. В. П. Глушко, в свою очередь, пытался предложить использование новой пары фтор-аммиак, а также «гидразин-50», но не получил одобрения. Черту под спорами о компонентах топлива подвел М. В. Келдыш.

В итоге совещание за исключением В. П. Глушко одобрило предложения С. П. Королева:

• одобрить предложенную ОКБ1 схему тяжелого носителя Н1;

• считать основной задачей носителя обеспечение экспедиции на Луну;

• принять для ракетных блоков носителя в качестве компонентов топлива жидкий кислород и керосин, но при этом форсировать работы по водороду.

Если работы непосредственно по Н1 шли в рамках Постановлений, то с основной задачей должно было определиться, в первую очередь, советское руководство. А его, в свою очередь, должен был кто-то подтолкнуть. Поэтому С. П. Королев и М. В. Келдыш от имени присутствовавших на совещании главных конструкторов обратились к Председателю ВПК Л. В. Смирнову с требованием решить этот вопрос на правительственном уровне. Однако тот побоялся обращаться наверх с этим вопросом. Тогда С. П. Королев и М. В. Келдыш сами при поддержке Д. Ф. Устинова обратились лично к Н. С. Хрущеву. К середине 1964 года успехи американцев в работах по программе «Сатурн-Аполлон» стали очевидны не без помощи С. П. Королева даже для советского руководства: 28 мая 1964 года был осуществлен запуск ракеты-носителя «Сатурн-1» с макетом основного блока корабля «Аполлон». Возникла угроза утраты приоритета в космических исследованиях, и первым человеком на Луне станет американец.

В результате 3 августа 1964 года вышло Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР «О работах по исследованию Луны и космического пространства», в соответствии с которым головными направлениями исследования космического пространства на ближайшие годы были определены:

• облет Луны пилотируемым космическим кораблем ЛК, выводимым форсированной ракетой-носителем УР500К, с возвращением и посадкой на Землю (головной исполнитель – ОКБ52) – 1966 - I полугодие 1967 года;

• высадка экипажа корабля, выводимого тяжелой ракетой-носителем Н1, на поверхность Луны с его возвращением и посадкой на Землю (головной исполнитель – ОКБ1) – 1967 - 1968 годы.

Одновременно это Постановление открыло финансирование, поэтому именно эту дату можно считать началом советской лунной программы. Здесь была прописана кооперация по созданию комплекса Л3, и устанавливались сроки выпуска эскизного проекта – декабрь 1964 года. Кстати, Постановлением предусматривалось изготовление в 1966 году четырех ракет Н1, в 1967 году – шести и в 1968 году – также шести носителей. С помощью такого количества предполагалось не только отработать ракету методом пусков, но и опередить ушедших вперед американцев.

Сразу же после выхода Постановления 13 августа 1964 года С. П. Королев собрал совещание с участием главных конструкторов, представителей Министерства обороны, Академии наук и ВПК. Здесь впервые была изложена схема лунной экспедиции в однопусковом варианте. Также впервые было заявлено о проработках по увеличению грузоподъемности Н1 с 75 до 92 тонн, поскольку первоначальной грузоподъемности не хватало для реализации полета космонавтов на Луну без сборки лунного комплекса на околоземной орбите.

Будет интересно сравнить основные вехи начала работ по пилотируемому полету на Луну в СССР и США. За точку отсчета в США обычно берется выступление Президента Джона Кеннеди 25 мая 1961 года, объявившего высадку космонавта на Луну до конца 60-х годов национальной задачей. В Советском Союзе о таком можно было только мечтать, но за точку отсчета можно взять Постановление от 3 августа 1964 года. Отставание – 3 года и 2 месяца.

Решение по выбору ракеты «Сатурн С5» для проведения лунной экспедиции состоялось 21 декабря 1961 года, о чем было объявлено НАСА 9 января 1962 года. Постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР о создании ракеты Н1 выходили неоднократно (23 июня 1960 года, 13 мая 1961 года, 16 апреля 1962 года, 24 сентября 1962 года, 19 июня 1964 года), но все они касались трехступенчатого носителя для вывода на орбиту неопределенной полезной нагрузки массой 75 тонн. Только в Постановление от 3 августа 1964 года были прописаны головная часть ракеты Н1 и ее применение для осуществления лунной экспедиции. Отставание – 2,5 года.

При этом к моменту начала работ по ракете «Сатурн-5» американцы уже провели первые стендовые огневые испытания двигателей первой ступени F1 (10 февраля 1961 года), а также второй и третьей ступеней J2 (4 октября 1962 года). Более того, уже были заключены контракты на создание первой ступени SIC с компанией «Боинг» 15 декабря 1961 года, второй ступени SII с компанией «Норт Америкэн авиэйшн» 11 сентября 1961 года и третьей ступени SIVB с компанией «Дуглас эйркрафт» 20 декабря 1961 года.

Первые огневые испытания НК15 прошли в декабре 1963 года. Отставание – 2,5 года. Огневые испытания НК9 начались еще в 1960 году, однако, они настолько затянулись, что для ракеты Р9 были выбран двигатель В. П. Глушко РД111, правда, не без козней последнего, а ракета ГР1, на первой ступени которой устанавливались двигатели НК9, и вовсе не полетела.

Еще 21 октября 1960 года Целевая Космическая Группа определилась с конструкцией командного модуля корабля «Аполлон». Для его разработки 28 ноября 1961 года была выбрана компания «Норт Америкэн авиэйшн», с которой 21 декабря 1961 года был подписан контракт. НАСА окончательно определилось со схемой лунной экспедиции 11 июля 1962 года, а 7 ноября 1962 года был подписан контракт с компанией «Грумман» на разработку лунного модуля.

Схема советской лунной экспедиции была впервые озвучена на совещании главных конструкторов 13 августа 1964 года, а примерный облик лунного орбитального и посадочного кораблей был представлен в эскизном проекте в декабре 1964 года. Отставание составило 2-3 года.

Таким образом, уже к моменту начала разработки в СССР лунной экспедиции мы отставали от американцев как минимум на 2 года. Надо сказать, что, если не считать выполнения целевой задачи – высадки человека на Луну, это отставание сохранялось и в дальнейшем, несмотря на энтузиазм трудовых коллективов и бодрые заверения С. П. Королева и В. П. Мишина. Первый запуск ракеты «Сатурн-5» состоялся 9 ноября 1967 года и оказался успешным, а первый запуск ракеты Н1 20 февраля 1969 года закончился аварией. Первый полет командного модуля корабля «Аполлон» в беспилотном варианте (Block I) состоялся 26 февраля 1966 года, а советский лунный орбитальный корабль не летал вообще. Первый полет американского лунного модуля в беспилотном варианте состоялся 22 января 1968 года, а первый полет советского лунного посадочного корабля – 24 ноября 1970 года.

Для ликвидации этого разрыва В. Н. Челомей в инициативном порядке предложил оригинальную концепцию лунной экспедиции прямой схемы. Причем свое предложение он сделал во время показа ракетной техники Н. С. Хрущеву на полигоне Тюра-Там в середине сентября 1964 года. Челомеевская концепция базировалась на мощной ракете УР700 со стартовым весом 4823 тонны, которая строилась по блочному принципу с использованием отработанных на ракете УР500К технологий и должна была выводить на околоземную орбиту полезный груз массой 151 тонну в составе разгонного блока и корабля ЛК700 с двумя космонавтами на борту.

Схема “прямой” экспедиции по проекту УР700ЛК700 практически не отличалась от “прямого” варианта проекта «Нова» – «Аполлон», от которого американцы отказались в конце 1961 года. Она предусматривала выведение на околоземную орбиту космического корабля с разгонным блоком и последующий старт его к Луне. Торможение и выход корабля ЛК700 на окололунную орбиту, а также сход с нее выполнялось с помощью специального тормозного блока. На высоте нескольких километров от поверхности Луны тормозной блок сбрасывался, а мягкое прилунение корабля на посадочные опоры осуществлялось с помощью двигателей взлетного блока аналогично лунному кораблю программы Н1Л3. ЖРД всех блоков, так же как и двигатели ракеты-носителя УР700, должны были работать на топливе АТНДМГ, что, вообще-то, грозило экологической катастрофой целому региону в случае аварии ракеты на старте.

Два космонавта корабля ЛК700 находились в возвращаемом аппарате, напоминающем ВА, разработанном для облетной программы УР500КЛК1.

После выполнения задач полета, связанных с пребыванием экипажа на Луне, осуществлялось отделение посадочных приспособлений и запуск двигателя взлетного блока с работой его на полной тяге. После старта с Луны корабль ЛК700 мог либо сначала выйти на окололунную орбиту, а потом стартовать с нее к Земле (один вариант проекта), либо сразу выходить на траекторию полета к Земле (второй вариант). После проведения с помощью ЖРД взлетного блока коррекции траектории перед подлетом к Земле должно было производиться отделение ВА с последующим входом в атмосферу, управляемым спуском и парашютной посадкой.

Опираясь на разработки, сделанные в ОКБ52, В. Н. Челомей пытался убедить руководство отраслью в том, что при финансовой поддержке, используя задел, созданный в предыдущих работах, его ОКБ сможет быстро реализовать программу и обеспечить приоритет СССР в высадке на Луну. В этом его поддерживали В. П. Глушко и некоторые главные конструкторы. Но поскольку по Н1 был уже большой задел, да и деньги вложены немалые, все оставили как есть, а работы по УР700 ограничились выпуском технического предложения в конце 1965 года, которое тут же положили под сукно.

Почти одновременно с В. Н. Челомеем предложил свой вариант сверхтяжелого носителя руководитель Казанского КБ П. Ф. Зубец. Согласно проекту ракета была оснащена гибридным двигателем с твердым топливом (например, полиэтиленовая шашка) и жидким окислителем. Однако несовершенство такого двигателя и низкие энергетические характеристики приводили к необходимости увеличения стартовой массы почти в 1,5 раза при той же полезной нагрузке. Поэтому экспертная комиссия, куда входил, в том числе и М. К. Янгель, этот проект забраковала.

Получив дополнительный импульс, ОКБ1 под руководством С. П. Королева разработала и выпустила в декабре 1964 года предэскизный проект ракетно-космического комплекса Н1Л3, в состав которого входили ракета-носитель Н1 и лунная система для посылки на поверхность Луны с последующим возвращением на Землю экипажа из двух человек (посадка на Луну предусматривала одного человека). Проект был рассмотрен и одобрен комиссией под председательством Президента Академии наук СССР М. В. Келдыша, а 10 февраля 1965 года был утвержден план создания лунной системы Л3 с пуском в 1967 – 1968 годах. В тот же день ВПК поручила министерствам представить свои предложения, согласовать и утвердить в первом квартале 1965 года план-график создания и изготовления комплекса Л3. Однако он не был утвержден ни в 1965, ни в 1966 годах. В ВПК ведь тоже сидели не дураки, и они не хотели отвечать своей головой за потолочные цифры, которые были предписаны Постановлением.

Чтобы вывести лунный ракетный комплекс Л3 на околоземную орбиту при однопусковой схеме требовалось увеличить грузоподъемность Н1 как минимум до 90 тонн. Этого удалось достичь за счет форсирования тяги двигателей НК15 до 154 тонн и увеличения их количества на первой ступени до 30 за счет вставки шести таких же двигателей в центральной части днища. С увеличенной заправкой топливом стартовая масса Н1 достигла 2750 тонн при массе полезного груза 92 тонны. Впоследствии потребовалось увеличить выводимую полезную нагрузку до 95 тонн, для чего увеличили объем топливных баков за счет цилиндрических вставок, изменили наклонение опорной орбиты с 65 до 51,8, применили переохлажденный кислород и форсировали двигатели всех трех ступеней на 2. При этом стартовая масса ракеты-носителя Н1 возросла до 2820 тонн. Понимая, что изменение конструкции носителя повлечет за собой переделку технологической оснастки на заводе «Прогресс» и, как следствие, задержку в изготовление ракет Н1, С. П. Королев предлагал на первом этапе использовать Н1 с 24 двигателями на первой ступени и грузоподъемностью в 75 тонн для вывода корабля на окололунную орбиту, а уж потом перейти на вариант с 30 двигателями на первой ступени. Правда, это предложение не прошло.

Как уже говорилось, первые три ступени ракеты Н1 (11А52) были геометрически подобными и представляли собой усеченный конус. Первая ступень (блок А) при стартовой массе 1880 тонн имела сухую массу 130 тонн. Максимальный диаметр ступени составлял 16,9 метров, а минимальный 10,3 метра, высота – 30,1 метра. На первой ступени были установлены 30 двигателей НК15 (11Д51) конструкции Н. Д. Кузнецова (24 двигателя по окружности и 6 в центре), которые развивали суммарную тягу 4615 тонн. Управление полетом осуществлялось за счет дросселирования тяги двигателей.

Вторая ступень (блок Б) имела массу в заправленном состоянии 560,7 тонны при сухой массе 55,7 тонны. Максимальный диаметр ступени составлял 10,3 метра, а минимальный 7,3 метра, высота – 20,5 метра. На этой ступени были установлены 8 двигателей НК15В (11Д52) с высотным соплом, развивающими тягу 179 тонн каждый при удельном импульсе 347 секунд.

Третья ступень (блок В) имела массу в заправленном состоянии 188,7 тонны при сухой массе 13,7 тонны. Максимальный диаметр ступени составлял 7,6 метра, а минимальный 5,5 метра, высота – 11,1 метра. На этой ступени были установлены 4 двигателя НК9В или НК19 (11Д53) с высотным соплом, развивающими тягу по 41 тонне каждый при удельном импульсе 347 секунд.

В целом, три ступени ракеты-носителя Н1, обеспечивающие выведение лунного ракетного комплекса на околоземную орбиту, также представляли собой усеченный конус общей высотой 62 метра. Общая высота ракетного комплекса Н1-Л3 на старте, включая систему аварийного спасения, составляла 105,3 метра. В системе управления, разработанной под руководством Н. А. Пилюгина, были применены БЦВМ.

Как уже говорилось, сварка баков из готовых лепестков, изготовление ракетных ступеней и сборка ракеты производились в монтажно-испытательном корпусе на площадке №112. Как и все предыдущие ракеты Н1 собиралась в горизонтальном положении. Перевозка собранной ракеты и установка ее на стартовый стол, расположенный в 5 км от технической позиции, осуществлялись с помощью специального транспортно-установочного агрегата. Размеры этой повозки были таковы, что для ее перемещения использовались два мощных тепловоза, едущих по параллельным железнодорожным линиям. Стартовый комплекс Н1 на площадке №110, разработанный в ГСКБ «Спецмаш» под руководством В. П. Бармина, состоял из двух расположенных рядом стартовых позиций. Однако система заправки у них была одна, что не позволяло осуществлять параллельные пуски ракет. Интервал между двумя пусками с разных стартовых столов составлял примерно 2 недели, а с одного и того же – 1,5-2 месяца. Это тем более удивительно, что техническое задание на старт выдавалось еще в ту пору, когда лунная экспедиция задумывалась в трехпусковом варианте. В этом вопросе, впрочем, как и во многих других в проекте Н1Л3, не сходились концы с концами.

Лунный ракетный комплекс состоял из лунного орбитального корабля (ЛОК), лунного корабля (ЛК), разгонного ракетного блока Г и тормозного ракетного блока Д. Блок Г был оснащен одним двигателем НК9В или НК19 (как на третьей ступени) с тягой в 41 тонну и удельным импульсом 347 секунд. Масса заправленного блока Г составляла 61,8 тонны, пустого – 6 тонн, его диаметр – 4,1 метра. Весь лунный ракетный комплекс на участке выведения был закрыт головным обтекателем с максимальным диаметром 5,9 метра.

На блоке Д массой 18,2 тонны (сухая масса 3,5 тонны) был установлен двигатель 11Д58 тягой 8,5 тонн и удельном импульсе 349 секунд, разработанный в ОКБ1 еще для глобальной ракеты ГР1. Первоначально предполагалось оснастить блоки Г и Д кислородно-водородными двигателями, разрабатываемыми в ОКБ2 (А. М. Исаев) и ОКБ165 (А. М. Люлька). Но эти работы находились в начальной стадии, и пришлось применить то же топливо, что и на первых трех ступенях Н1.

Лунный орбитальный корабль (ЛОК или 11Ф93) при стартовой массе 9850 кг внешне был похож на «Союз» и состоял из спускаемого аппарата от корабля «Союз» (масса – 2800 кг) с креслами для двух космонавтов, бытового отсека, на котором был расположен специальный отсек с двигателями ориентации и причаливания и агрегатом стыковки, приборно-агрегатного отсека цилиндрической формы и ракетного блока И с двигательной установкой, включающей двухкамерный разгонный двигатель тягой 3388 кг (удельный импульс 314 секунд) и сближающе-корректирующий двигатель тягой 417 кг, работающих на самовоспламеняющихся компонентах АТ и НДМГ. Оба двигателя были разработаны в КБ Химмаш под руководством А. М. Исаева. Бытовой отсек служил одновременно шлюзовой камерой при переходе космонавта в скафандре «Кречет» через открытый космос в лунный корабль. В системе энергопитания впервые в отечественной практике были применены кислородно-водородные топливные элементы. Для обеспечения встречи на окололунной орбите ЛОК и ЛК были оборудованы радиотехнической системой измерения параметров взаимного сближения «Контакт», разработанной в ОКБ МЭИ под руководством А. Ф. Богомолова. Спасение космонавтов при аварии ракеты на старте обеспечивалось системой аварийного спасения. Вход в атмосферу, снижение и посадка спускаемого аппарата происходили абсолютно аналогично кораблю 7КЛ1, то есть с двойным погружением в атмосферу.

Лунный корабль (ЛК или 11Ф94) состоял из герметичной кабины космонавта, отсека с двигателями ориентации и пассивным плоским ячеистым агрегатом стыковки, лунного четырехопорного посадочного агрегата и ракетного блока Е, разработанного в КБ «Южное» (бывшее ОКБ586) под руководством М. К. Янгеля. Непосредственно работы по блоку Е в Днепропетровске возглавлял будущий главный конструктор ракеты-носителя «Энергия» Б. И. Губанов. Двигательная установка блока Е состояла из основного и резервного двухкамерного двигателей, также разработанных в КБ «Южное». Тяга резервного и основного двигателей на взлете составляла 2000 кг. На участке горизонтального маневрирования тяга основного двигателя дросселировалась в пределах от 540 до 1200 кг. Резервный двигатель мог работать только при взлете или при аварии в процессе снижения.

Конструкция агрегата стыковки лунного корабля была такова, что попадание штанги стыковочного агрегата ЛОК в любое место приводило к стыковке аппаратов. Система энергоснабжения была построена на аккумуляторных батареях, расположенных на внешней части корпуса ЛК. В системе управления, разработанной также под руководством Н. А. Пилюгина, была применена бортовая вычислительная машина. Кабина была рассчитана только на одного космонавта, одетого в скафандр «Кречет». Давление кислородно-азотной атмосферы внутри кабины составляло 560 атм. Масса ЛК с космонавтом перед спуском на Луну составляла 5560 кг, включая блок Е массой 2950 кг. Взлетная масса ЛК составляла 3800 кг.

С помощью первых трех ступеней Н1 на околоземную орбиту высотой 220 км выводится лунный ракетный комплекс массой 91,5 тонны с двумя космонавтами на борту. С помощью блока Г комплекс переводится на траекторию перелета к Луне. При перелете коррекции траектории проводятся с помощью двигателя блока Д. При подлете к Луне блок Д включается на торможение, и лунный ракетный комплекс переходит на круговую орбиту спутника Луны высотой 110 км. В результате коррекций перицентр орбиты понижается до высоты 16 км. Космонавты из спускаемого аппарата переходят в бытовой отсек ЛОК и, надев скафандры, разгерметизируют его. Затем командир через открытый космос по поручням переходит в лунный корабль, который после этого вместе с блоком Д выталкивается из цилиндрической оболочки, раскрываются посадочные опоры лунного корабля, а пустая цилиндрическая оболочка ЛК отделяется от ЛОК. На высоте 16 км двигатель блока Д вновь включается на торможение и корабль вместе с блоком Д направляется к Луне. На высоте 3-4 км ЛК совершает “мертвую петлю”, во время которой блок Д отделяется от корабля. Блок Д падает на поверхность, а пилот, используя автоматическое и ручное управление и, регулируя тягу двигателя блока Е, совершает посадочный маневр и опускается на поверхность.

После посадки лунного корабля пилот, отдохнув и проверив работу систем, открывает люк кабины и, спустившись по трапу, ступает на поверхность. Автономная система жизнеобеспечения скафандра позволяла находиться на поверхности Луны около 4 часов. За это время космонавт должен был установить на Луне государственный флаг СССР и научные приборы, собрать образцы лунного грунта, провести телевизионный репортаж, фото и киносъемку района прилунения. После возвращения космонавта в ЛК в определенный момент времени включался двигатель блока Е и лунный взлетный аппарат, отделившись от лунного посадочного аппарата, должен был возвратиться на лунную орбиту.

Сближение и стыковка выполняются без помощи наземных средств и ЦУПа автоматически. Активным кораблем выступает ЛОК, пассивным – ЛК. После стыковки командир экипажа покидает кабину ЛК и переходит по наружной поверхности в бытовой отсек ЛОК. Пилот ЛОКа, также одетый в скафандр, готов прийти ему на помощь. После перехода бытовой отсек герметизируется, наполняется воздухом, космонавты снимают скафандры и занимают место в спускаемом аппарате, захватив с собой контейнер с образцами лунного грунта. Бытовой отсек отделяется от ЛОК вместе с ЛК, космонавты проводят ориентацию орбитального корабля и, включив двигатель ракетного блока И, выводят корабль на траекторию полета к Земле, причем масса ЛОК перед стартом к Земле составляет 7530 кг. При подлете к Земле спускаемый аппарат отделяется, совершает управляемый спуск в атмосфере с двойным погружением и, используя парашютную систему и двигатели мягкой посадки, приземляется на территории СССР.

Проектирование комплекса Н1Л3 в целом и ракеты-носителя велось ОКБ1 в отделе Я. П. Коляко под общим руководством С. С. Крюкова. Лунные корабли проектировались во вновь созданном отделе И. С. Прудникова, который подчинялся заместителю главного конструктора К. Д. Бушуеву.

В марте 1965 года для координации работ в ракетно-космической отрасли было образовано Министерство общего машиностроения. Первым министром был назначен бывший Председатель ВСНХ РСФСР Сергей Александрович Афанасьев. В целом это был шаг в правильном направлении, но он оказался полумерой. По-прежнему, важнейшие решения принимались в ВПК и ЦК КПСС, а за Министерством общего машиностроения оставалась лишь реализация планов, спущенных свыше. Конечно, образование МОМ способствовало разворачиванию массового производства МБР и ликвидации ракетного диспаритета. Однако порядка в космических делах оно так и не навело, став еще одним контролером и промежуточным звеном между ВПК и предприятиями ракетно-космической отрасли.

1965 год в ОКБ1 прошел под знаком эскизного проектирования комплекса Л3. Уже с самого начала выявился жестокий дефицит по массе полезной нагрузки. Никогда при начале разработки конструктора не оставляют себя без резерва по массе. Здесь же он был отрицательным. Не спасало даже повышение грузоподъемности Н1 с 75 до 92, а затем и до 95 тонн. Именно по причине дефицита массы на Луну должен был высаживаться лишь один космонавт. По этой же причине пришлось отказаться от стыковочного узла со сквозным переходом, необходимо было сбрасывать бытовой отсек перед стартом к Земле, время зависания над поверхностью Луны перед посадкой было ограничено 20 секундами, а продолжительность пребывания космонавта на Луне 5 часами. Для сравнения: у американцев запасов топлива на посадочной ступени было достаточно для полета над поверхностью в течение 2 минут, и они считали, что этого мало.

И хотя конструктора проявляли изобретательность и постоянно находили резервы, общая масса полезной нагрузки не уменьшалась, поскольку при создании космического аппарата всегда существует тенденция роста массы. С. П. Королев прекрасно все это знал, но старался не афишировать свои трудности. Он понимал, что возврат к трехпусковой, или даже к двухпусковой схеме невозможен. Причиной этого были существующие мощности куйбышевского завода «Прогресс» по изготовлению ракеты Н1, которые составляли 1,5 изделия в год при запланированных четырех (С. П. Королев настаивал на 6-8). Очевидно, что отработать ракету, а затем опередить американцев было бы абсолютно нереально.

Такое положение дел не помешало технической комиссии под руководством М. В. Келдыша, созданной решением Совета по комплексу Н1 от 26 января 1965 года, подготовить к сентябрю 1965 года положительное заключение на предэскизный проект, а эскизный проект по комплексу Н1Л3 был готов к декабрю 1965 года. По сути дела, все играли в одну и ту же игру. ЦК КПСС призывало отметить выдающимися достижениями в освоении космического пространства предстоящую 50-ю годовщину Великого Октября. Естественно, что наилучшим ответом на «заботу» партии был бы запуск к Луне гигантской ракеты Н1. Потому-то и шла постоянная накачка со стороны ЦК КПСС, ВПК и Министерства общего машиностроения. Однако это мало помогало делу. Все предприятия ракетно-космической отрасли и так были по горло загружены заказами, в том числе по созданию ракетно-ядерного щита. Только в ОКБ1 в 1964 году шли работы по 24 темам. Еще летал «Восход», шла сдача на вооружение МБР Р9, разрабатывалась твердотопливная МБР РТ2, начались пуски спутника связи «Молния», продолжались запуски межпланетных станций к Луне, Венере и Марсу, разрабатывались и уже изготавливались корабли 7КОК. И все это не считая ракеты Н1 и лунных кораблей комплекса Н1Л3. Очевидно, что переварить все это, да еще в сроки, установленные свыше, коллектив ОКБ1 и завода №88 был просто не в состоянии. Впрочем, С. П. Королев стал постепенно передавать часть тематики другим предприятиям: спутник связи «Молния» в Красноярск-26 М. Ф. Решетневу, межпланетные станции в Химки Г. Н. Бабакину. Правда, это не помешало ему же проглотить лунный облетный корабль, отобрав его у В. Н. Челомея.

Тем не менее, тяжелое положение и с весовым дефицитом, и с отработкой двигателей у Н. Д. Кузнецова, ни для кого не было секретом. В этих условиях в качестве спасителя проекта лунной экспедиции с новым предложением выступил В. П. Глушко. На этот раз не со 150-тонным двигателем РД253, а с разрабатываемым по своей инициативе двигателем РД270, работающем также на компонентах АТ-НДМГ. Причем двигатель предполагалось использовать и на первой ступени Н1 (11Д43), и на второй (11Д44). Его тяга на уровне моря должна была составить 640 тонн, в вакууме 685 тонн, удельный импульс 301 и 322 секунды соответственно. Давление в камере сгорания – 266 атмосфер. С. П. Королев дал отрицательное заключение на его применение.

Однако В. П. Глушко нашел единомышленника в лице В. Н. Челомея. Вместе они смогли добиться выхода в октябре 1965 года приказа министра общего машиностроения С. А. Афанасьева о разработке нового тяжелого носителя УР700 на основе двигателя РД270.

С. П. Королев понимал, что возможностями существующего носителя Н1 он связан по рукам и ногам. Никаких резервов по массе, а ведь еще не разработана даже конструкторская документация на лунный ракетный комплекс – ЛОК, ЛК, блоки Г и Д. Поэтому параллельно в ОКБ1 шла проработка возможных путей повышения грузоподъемности ракеты Н1. При этом основной упор делался на форсирование двигателя НК15 и использование водорода на верхних ступенях. О ядерном ракетном двигателе речь уже не шла.

Первый вариант (Н-1У) предполагал увеличение массы полезной нагрузки с 92 до 95 тонн путем совершенствования весовых характеристик без существенной переработки изделия. Он и был, в конце концов, реализован в изделиях №8 и 9, но, к сожалению, полететь им не удалось.

В случае использования на третьей ступени (блок В) жидкого водорода вместо керосина (вариант Н-1УВ-III) вес полезного груза вырастал до 115 тонн. В принципе, это то, к чему всегда стремился С. П. Королев. Применение водорода на верхних ступенях позволило бы спокойно реализовать лунную экспедицию в однопусковом варианте. Однако значительная задержка в их создании позволяла надеяться на них только в перспективе.

Повысить грузоподъемность ракеты можно было и при форсировании двигателей за счет повышения давления в камере сгорания (вариант Н1Ф). При этом тяга единичного двигателя первой ступени НК15 возрастала со 150 до 175 тонн, а тяга двигателя второй ступени НК15В – со 175 до 200 тонн. За счет перекомпоновки топливных отсеков увеличивался запас топлива на второй и третьей ступенях. Стартовый вес ракеты возрастал с 2750 до 2950 тонн, а вес полезной нагрузки – с 95 до 100 тонн.

Естественно, что применение водорода на верхних ступенях также позволило бы существенно увеличить массу полезной нагрузки. Так, при использовании водорода лишь на третьей ступени (вариант Н1ФВ-III) масса выводимого полезного груза составила бы 125 тонн, что было уже сравнимо с американским носителем «Сатурн-5». А при замене керосина на водород в качестве топлива на второй и третьей ступенях (вариант Н1ФВ-II,III) масса полезной нагрузки выросла бы уже до 150 тонн.

Вполне логичным был бы и следующий шаг, который заключался в коренной модернизации двигателей первой ступени НК15 с доведением тяги до 250 тонн без изменения основных габаритов за счет резкого повышения давления в камере сгорания (вариант Н1М). При увеличении запасов топлива на первой ступени масса полезного должна была составить сразу 155 тонн. Если же и на второй ступени поставить форсированные до тяги 280 тонн двигатели, то с увеличением объема топливных баков конечная масса полезного груза была бы уже 175 тонн.

Разумеется, что и для этого варианта рассматривалось применение водорода на второй и третьей ступенях. Ракета в варианте Н1МВ-III обладала бы грузоподъемностью в 185-205 тонн в зависимости от применяемых на второй ступени двигателей, а в варианте Н1МВ-II,III – 230 тонн. Таким образом, ракета Н-1М с кислородно-водородными верхними ступенями позволила бы реализовать полет на Луну по прямой схеме в однопусковом варианте. Правда, при этом стартовая масса ракеты была бы порядка 5000 тонн, а высота ракеты на стартовом устройстве – в пределах от 135 до 165 метров. Фактически это была бы новая ракета. А, учитывая, что суммарная тяга двигателей первой ступени вырастала с 4500 до 7500 тонн, стартовый комплекс надо было делать заново.

Конечно, в фантазии С. П. Королеву не откажешь. Но насколько это было реально в тех условиях, когда создание и отработка Н1 шли тяжело. Впрочем, этого С. П. Королеву узнать не довелось, как не довелось ему довести до ума свое любимое детище – Н1. 14 января 1966 года Главный конструктор отечественной космонавтики Сергей Павлович Королев умер во время операции.

Это была серьезная потеря для всей нашей космонавтики. Ведь помимо блестящих организаторских способностей он пользовался заслуженным авторитетом и уважением, как среди коллег по работе, так и среди высшего государственного руководства. Это, среди прочего, помогало ему находить общий язык с руководителями самого разного уровня и решать сложнейшие вопросы в условиях социалистического планового бардака. После смерти С. П. Королева нередко возникали вопросы: а смогли бы мы опередить американцев, если бы он прожил еще несколько лет. Конечно, история не знает сослагательного наклонения. Но, учитывая, что уже при жизни С. П. Королева СССР отставал от США как минимум на 2 года, вряд ли бы ему удалось ликвидировать это отставание в условиях недостаточного финансирования и в рамках советской системы.

После смерти С. П. Королев возникла пауза, поскольку трудно было подобрать достойного главного конструктора ОКБ1. Секретарь ЦК КПСС Д. Ф. Устинов пытался провести на этот пост своего ставленника – первого заместителя министра общего машиностроения Г. А. Тюлина. Однако руководство ОКБ1 своим письмом в ЦК КПСС добилась назначения главным конструктором бывшего первого заместителя С. П. Королева Василия Павловича Мишина. Перед его назначением прошла реорганизация ОКБ1, которое в марте 1966 года было переименовано в Центральное конструкторское бюро экспериментального машиностроения (ЦКБЭМ).

На нового главного конструктора свалилась все та же масса проблем. Среди них были и технические проблемы, и жестокий дефицит по массе, и недостаток денег, и многотемье, и связанная с этим распыленность средств. На все это налагалось сильное давление со стороны Министерства, ВПК и ЦК КПСС, обязующее производственные коллективы достойно встретить 50ю годовщину Великого Октября. Для ЦКБЭМ это означало начать летные испытания Н1 и обеспечить пилотируемый облет Луны на корабле 7КЛ1. Однако дела по Н1 шли очень плохо. Срывались все сроки, записанные в очередных Постановлениях ЦК КПСС и Совета Министров СССР. Подогревали обстановку и сообщения об успехах американцев по реализации программы «Аполлон». В частности, в США 25 августа 1966 года была запущена ракета-носитель «Сатурн1В», которая вывела на орбиту экспериментальный образец основного блока «Аполлон» (Block I). Среди прочего это означало, что работы по программе «Аполлон» идут в соответствии с намеченным планом. В отличие от американцев нам похвастать было нечем.

В связи с этим Д. Ф. Устинов, который отвечал перед Политбюро ЦК КПСС за реализацию лунной программы, созвал в декабре 1966 года в головном институте отрасли ЦНИИМАШе совещание, на котором присутствовали Президент Академии наук СССР М. В. Келдыш, Председатель ВПК Л. В. Смирнов, министр общего машиностроения С. А. Афанасьев, директор ЦНИИМАШа Ю. А. Мозжорин, а также их заместители. От головной организации ЦКБЭМ был С. О. Охапкин, заместитель В. П. Мишина (тот был в отпуске). Из других главных были Н. А. Пилюгин и В. П. Бармин. С докладом выступил Ю. А. Мозжорин. Он объективно представил катастрофическое положение дел с Н1. По его прогнозу даже при резком увеличении финансирования летные испытания раньше 1969 года начаться не могли. Как показала жизнь, Ю. А. Мозжорин оказался прав. Но тогда его сообщение вызвало бурю возмущения, истинного или показного. О том, что дела плохи, знали все. Но, видимо, не думали, что настолько плохо. Представитель ЦКБЭМ С. О. Охапкин заверил всех, что при должной помощи они обеспечат начало летных испытаний Н1 в 1967 году, а полет космонавта на Луну в 1968 году. С тем и расстались.

Следствием этого совещания явилось еще одно Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР об ускорении работ по исследованию Луны, вышедшее 4 февраля 1967 года. Им устанавливался срок пилотируемого облета Луны – июнь-июль 1967 года, а первой экспедиции на Луну – сентябрь 1968 года, хотя все понимали нереальность этих сроков. Фактически, только с этого момента финансирование пошло полным потоком, но время было уже упущено. На это время приходится начало огневых стендовых испытаний отдельных ступеней Н1 в НИИ229 (НИИХИММАШ) под Загорском. 13 апреля 1967 года состоялось первое огневое испытание блока В, а 23 июня 1968 года – первое огневое испытание блока Г. Кроме того, там же проводились огневые испытания отдельных двигателей блока А и многоразовые включения блока Д. Блок Д также проходил испытания при запусках корабля 7КЛ1 в качестве четвертой ступени ракеты «Протон-К» (первый запуск блока Д в космосе – 10 марта 1967 года). Для того чтобы проводить в НИИХИММАШе огневые испытания ракетных блоков Н1 там помимо стендов пришлось построить завод для сборки этих ступеней. Однако испытаний полностью снаряженной первой ступени не проводилось, поскольку так и не удалось добиться строительства стенда по причине недостатка финансирования. Именно из-за неотработанности двигательной установки блока А в связке все запуски Н1 закончились аварией на участке работы первой ступени. Следует также отметить, что испытанные ступени в космос не летали, поскольку двигатели НК15 и НК9 не были рассчитаны на многоразовое включение. И в этом смысле практика отработки ракетных ступеней в нашей стране резко отличалась от американской, поскольку у них каждая полетевшая в космос ступень ракеты «Сатурн-5» проходила прожиг на стенде.

1967 год знаменателен еще и попыткой, как руководства ЦКБЭМ, так и ракетно-космической отрасли в целом, встретить трудовыми достижениями 50-летний юбилей. Сверху шли постоянные накачки: «Американцам Луну не отдавать». Но с Н1 был полный провал. Летные испытания лунного облетного корабля 7КЛ1 сопровождались многочисленными авариями ракеты носителя 8К82К. Поэтому ничего удивительного не было в том, что руководство ЦКБЭМ чтобы как-то отмазаться приступило к программе пилотируемых полетов кораблей «Союз» после двух не слишком удачных беспилотных пусков. Закончилось все это, как известно, гибелью Владимира Комарова. Одним словом, плановая работа была подменена штурмовщиной и желанием досрочно отрапортовать.

9 ноября 1967 года в США был произведен первый запуск ракеты «Сатурн5». Теперь даже советскому руководству стало ясно, что американцы не блефуют, и полет американских астронавтов на Луну не за горами. Тогда же стало ясно, что сроки, принятые в феврале, нереальны, и летно-конструкторские испытания Н-1 перенесли на III-й квартал 1968 года. Но и новый график не выдерживался – не хватало денежных средств. Для координации лунной программы Советом Министров был создан «Лунный совет», который возглавил министр общего машиностроения С. А. Афанасьев. Первое заседание «Лунного совета» состоялось 1 декабря 1967 года. В принципе, этот совет должен был быть создан сразу после принятия Постановления от 3 августа 1964 года. Теперь же с его созданием ВПК просто перекладывала ответственность за провал лунной программы, который стал очевиден всем, на плечи С. А. Афанасьева. Другой целью создания совета было желание подменить им Совет главных. Когда-то Совет главных имел большой вес, его решения были обязательны к исполнению. После смерти Королева во главе Совета стал В. П. Мишин как главный конструктор ЦКБЭМ. Авторитарный стиль руководства В. П. Мишина, заносчивость, нежелание считаться с мнением других внесли разлад в деятельность Совета главных, что, конечно же, влияло и на работу по лунной программе.

Вообще-то говоря, В. П. Мишин недаром был первым заместителем С. П. Королева, а после его смерти стал главным конструктором и продолжателем его дела. Он также «по-ленински» ввязывался в драку, не особенно просчитывая последующие ходы и выдавая желаемое за действительное. Чего стоят создание Н1 под среднепотолочную грузоподъемность, перехват у В. Н. Челомея пилотируемого облета Луны под предлогом унификации космических кораблей для полета к Луне и 7КОК, начало разработки военно-исследовательского корабля, отнятого у Д. И. Козлова. Просто у В. П. Мишина эти большевистские черты были более ярко выражены.

Только к концу 1967 года на космодроме Байконур было закончено сооружение монтажно-испытательного корпуса на площадке №112 и первой стартовой позиции на площадке №110. Началась сборка ступеней ракеты Н1. Еще в процессе строительства МИК был собран макет ракеты Н1, который 25 ноября 1967 года был вывезен на стартовую позицию для проверки сопряжения бортовых и наземных систем, а также для тренировки персонала. 12 декабря 1967 года макет вернули обратно в МИК. 7 мая 1968 года первый летный образец ракеты Н-1 был вывезен на стартовую позицию площадки №110.

Чем дальше уходило время, тем меньше оставалось шансов сохранить свое лицо. Осенью 1967 года Министр общего машиностроения С. А. Афанасьев на основании Постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 17 ноября 1967 года поручил В. Н. Челомею в течение года выпустить эскизные проекты по ракете-носителю УР700 и лунному кораблю ЛК700. Как уже говорилось, Генеральный конструктор Центрального конструкторского бюро машиностроения (так с 1966 года стало называться ОКБ52) Владимир Николаевич Челомей с начала 60-х годов по собственной инициативе работал над проектом лунной экспедиции.

Основу ракетно-космического комплекса составляла ракета-носитель УР700. Поскольку одним из основных недостатков ракеты Н1 была нетранспортабельность ее ступеней, для УР700 была выбрана пакетная схема, состоящая из блоков с освоенным производством для ракеты «Протон» диаметром 4,1 метра (4-я степень негабаритности). Шесть блоков первой ступени и три блока второй ступени образовывали связку. Каждый блок был оснащен двигателем РД270 (8Д420) тягой 640 тонн, разработанным в ОКБ456 под руководством В. П. Глушко также по своей инициативе. Все девять двигателей обоих ступеней начинали работать со старта, однако топливо (АТ и НДМГ) для двигателей второй ступени перекачивалось из дополнительных баков первой ступени. После выработки топлива в баках первой ступени ее блоки отбрасывались, а топливо начинало поступать из баков уже второй ступени. Третья ступень создавалась на базе первой ступени ракеты УР500К, того же диаметра (4,1 метра), но меньшей длины. Только вместо шести подвесных баков горючего использовалось лишь три, и, соответственно, на ней были установлены три двигателя РД254 (11Д44) тягой по 175 тонн. Третья ступень вместе с расположенным на ней лунным кораблем ЛК700 устанавливалась на вторую ступень. Однако на старте и вторая и третья ступени находились внутри пакета из шести блоков первой ступени.

Общая стартовая масса ракетно-космического комплекса УР700 – ЛК700 должна была составлять 4823 тонны. Суммарная тяга девяти двигателей РД270, развиваемая на старте, – 5933 тонны. Первые три ступени ракеты-носителя УР700 должны была выводить на околоземную орбиту полезный груз массой 151 тонну в составе разгонного блока и корабля ЛК700 с двумя космонавтами на борту. Для этой ракеты в КБ общего машиностроения под руководством В. П. Бармина разрабатывался стартовый комплекс, однако, просматривался и вариант запуска УР700 со стартового стола Н1.

Лунный корабль ЛК700 предназначался для проведения экспедиции с экипажем их двух человек на поверхность Луны по прямой схеме и состоял из следующих элементов:

• блок доразгона с опорной орбиты ИСЗ, оснащенный тремя двигателями 11Д23 (РД0217) тягой по 23,5 тонны (КБ ХА – бывшее ОКБ165);

• блок коррекции и торможения у Луны, оснащенный одним двигателем 11Д23 для торможения и тремя двигателями коррекции 11Д416 тягой по 1,67 тонны (КБ Химмаш – бывшее ОКБ2);

• блок мягкой посадки на Луну, использующий те же три двигателя коррекции 11Д416;

• блок взлета с Луны и коррекции, оснащенный одним двигателем 15Д13 тягой 13.4 тонны (ОКБ117 имени В. Я. Климова);

• возвращаемый аппарат;

• аварийная двигательная установка.

Блок доразгона, предназначенный для выведения космического корабля на траекторию полета к Луне, состоял из трех ракетных блоков, созданных на базе первой ступени ракеты УР100 и оснащенных каждый одним двигателем РД0217 (11Д23) тягой по 23,5 тонны. Масса корабля ЛК700 на трассе перелета составляла 50,5 тонн.

При подлете к Луне на высоте 200-500 км включается тормозной двигатель (11Д23), который уменьшает вертикальную скорость до 30 м/с на высоте 4,3 км, после чего выключается. Далее снижение вплоть касания поверхности осуществляется с помощью небольших двигателей 11Д416, использовавшихся на перелете для коррекции. Посадка производится на шесть посадочных опор в форме лыж, причем на этом этапе корабль ЛК700 сильно смахивает на командный модуль корабля «Аполлон». После посадки оба космонавта, переодевшись в скафандры, выходят на поверхность. Время пребывания корабля на поверхности Луны – 12-24 часа. Старт корабля с Луны и перелет к Земле также осуществляется по прямой схеме без промежуточного выхода на окололунную орбиту. В течение всего полета оба космонавта корабля ЛК700 находились в возвращаемом аппарате в виде усеченного конуса с аэродинамическим качеством 0,35, напоминающем ВА, разработанном для облетной программы УР500КЛК1. На носовой части ВА для связи с Землей установлена остронаправленная антенна.

Общая длина корабля ЛК700, включая блоки доразгона и торможения, а также аварийную двигательную установку составляла 21,2 метра.

Масса корабля ЛК700 на поверхности Луны – 17,1 тонны.

Масса корабля при старте с Луны – 14,8 тонны.

Масса корабля при подлете к Земле – 5,8 тонны.

Масса возвращаемого аппарата – 3,1 тонны.

Сроки создания системы УР700 – ЛК700 в эскизном проекте оценивались в 4 года, то есть наиболее реальным с точки зрения В. Н. Челомея было проведение лунной экспедиции с высадкой на Луну в 1972 году.

Рассмотренная схема была представлена как экспедиция первого этапа. Для проведения комплексной лунной экспедиции необходимо осуществить 2-3 пуска ракеты УР700. Первым пуском на поверхность Луны доставляется тяжелая стационарная лунная база. Вторым пуском на Луну доставляется экипаж на корабле ЛК700, при этом база используется в качестве маяка. После посадки корабля его экипаж переходит в стационарную базу, а корабль консервируется. Возможна также доставка третьим пуском УР700 тяжелой подвижной лаборатории, с помощью которой члены экипажа лунной базы могут совершать поездки для исследования удаленных районов. В дальнейшем предусматривалась смена экипажа лунной базы через каждые 3-6 месяцев.

В эскизном проекте помимо непосредственно лунной экспедиции рассматривались и другие возможности создания ракетно-космических систем на базе УР700 – ЛК700, в том числе для исследования космического пространства и планет Солнечной системы:

• марсианский автоматический комплекс;

• автоматический комплекс для доставки проб грунта и научной информации с поверхности Марса на Землю;

• автоматический спутник Юпитера;

• полет к Юпитеру с выходом из плоскости эклиптики для исследования полярных областей Солнца, что было реализовано при полете АМС «Улисс»;

• автоматический полет к Сатурну;

• пилотируемый облет Марса;

• пилотируемый облет с исследованием Солнца, Марса, Венеры и Меркурия;

• пилотируемый спутник Марса;

• пилотируемая экспедиция на Марс.

Кроме задач по исследованию Солнечной системы В. Н. Челомей пытался нагрузить свою ракету многочисленными задачами и в ближнем космосе. В основном, это были разведывательные и боевые комплексы для инспекции, перехвата и уничтожения, как спутников противника и головных частей МБР, так и наземных объектов. Короче говоря, уже тогда В. Н. Челомей планировал масштабные «звездные войны». Правда, было среди этих задач и создание коммерческой системы тяжелых стационарных спутников связи.

В целом, эскизный проект по системе УР700 – ЛК700 отличался продуманностью и по многим параметрам выгодно отличался от Н1Л3. Здесь и применение отработанных двигателей, ракетных ступеней и технологий, здесь и применение наработок по другим проектам, здесь и транспортабельность составных элементов ракеты УР700. Да и с весами здесь был полный порядок, поскольку ракета УР700 в отличие от Н1 проектировалась под конкретный лунный корабль ЛК700. По сути дела, у этого проекта было два крупных недостатка. Первым из них являлся двигатель первой и второй ступеней РД270, а точнее – его неотработанность. Но иного и трудно было бы ожидать, так как деньги на его создание текли тоненькой струйкой, поскольку его разработка никакими Постановлениями не предусматривалась.

Но, пожалуй, главным недостатком было все же использование токсичных компонентов топлива АТ и НДМГ абсолютно во всех ракетных блоках ракеты УР700 и корабля ЛК700. Но если применение этого топлива в двигателях корабля было оправдано с точки зрения его длительного хранения, то использование его на первых ступенях вызывал сильное сомнение. Взрыв на старте или вскоре после старта ракеты, содержащей 1193 тонны несимметричного диметилгидразина и 3161 тонну четырехокиси азота, грозил экологической катастрофой всему региону. Казахи бы просто все вымерли.

Несмотря на столь колоссальную грузоподъемность ракеты УР700, в эскизном проекте просматривались варианты еще большего ее повышения, имея в виду использование ракеты для полетов к планетам Солнечной системы. Наиболее естественным путем была замена компонентов топлива на третьей ступени. В случае применения кислорода и водорода и установки на третьей ступени девяти двигателей 11Д54 тягой по 40 тонн (удельный импульс 456 секунд), разработанных в Воронежском КБ Химавтоматики (бывшее ОКБ154), масса выводимого полезного груза возрастала со 154 до 185 тонн. При замене кислорода на сверхядовитый фтор и установке на третьей ступени трех двигателей РД350 тягой по 150 тонн масса полезного груза на низкой круговой орбите составила бы уже 215 тонн. Еще большего эффекта можно было достичь, установив на третьей ступени семь ядерных ракетных двигателей РО31, также разработанных в КБХА. В этом случае ракета могла бы вывести на орбиту 230-250 тонн полезного груза. В общем-то, рассмотренные здесь варианты напоминают предложения С. П. Королева по НII.

Осенью 1968 года проекты по ракете УР700 и кораблю ЛК700 были закончены, но время уже ушло, что прекрасно понимал и сам В. Н. Челомей. В конце концов, 31 декабря 1970 года, уже после высадки американцев на Луну, все работы по ракете УР700, лунному корабля ЛК700 и двигателю РД270 были прекращены.

В то время как в Советском Союзе принимались бесконечные Постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР об ускорении работ по Н1Л3, экспериментальная отработка элементов космического корабля «Аполлон» и ракет семейства «Сатурн» близилась к завершению. А началась она в 1963 году испытаниями системы аварийного спасения с макетом отсека экипажа, в том числе при запусках по баллистической траектории ракеты «Литл Джо-2» с полигона Уайт-Сэндз. Параллельно проводилась отработка ракеты «Сатурн1» (первый пуск – 27 октября 1961 года), причем усложнение испытаний шло постепенно. В первых четырех пусках использовалась штатная первая ступень и натурный макет второй ступени, наполненный водой. При пятом пуске 29 января 1964 года ракета уже была в штатной комплектации, но вместо полезной нагрузки она вывела на орбиту балласт. И только, начиная с шестого пуска 28 мая 1964 года, ракета «Сатурн1» стала выводить на околоземную орбиту макет основного блока корабля «Аполлон». Вообще, все 10 запусков ракеты «Сатурн1» были успешными. Были отработаны инженерные решения, использованные затем в ракетах «Сатурн1В» и «Сатурн5».

Для испытаний в полете штатного основного блока корабля «Аполлон» была подготовлена ракета-носитель «Сатурн1В». Как уже говорилось, основным ее отличием от ракеты «Сатурн1» была замена второй ступени SIV с шестью кислородно-водородными двигателями LR10 на ступень SIVB с одним двигателем J2 тягой 102 тонны. Кроме того, была увеличена заправка первой ступени SIB и форсированы двигатели Н1 до тяги 93 тонны. 26 февраля 1966 года состоялся первый запуск этой ракеты, которая вывела на баллистическую траекторию экспериментальный образец основного блока корабля «Аполлон1» модели Block I без экипажа. Программа полета, включавшая вход в атмосферу и посадку на воду, была успешно выполнена.

Следующий запуск под обозначением «Аполлон-2» был произведен 5 июля 1966 года. На этот раз полезной нагрузки ракета-носитель «Сатурн1В» не несла. Целью программы полета явилось исследование возможности повторного запуска кислородно-водородного двигателя J2 в космосе. Программа была выполнена. Экспериментальный образец основного блока «Аполлон3», запущенный 25 августа 1966 года, полностью повторил программу «Аполлона1». Ракета-носитель «Сатурн1В» была признана достаточно отработанной для использования при запусках пилотируемых аппаратов.

Первоначально предполагалось в ходе ЛКИ производить парные запуски ракет-носителей «Сатурн1В». При этом одна ракета должна была выводить основной блок с экипажем, а вторая – лунную кабину. На орбите астронавты должны были осуществить встречу основного блока с лунной кабиной. Запуск первого пилотируемого командного модуля корабля «Аполлон» был назначен на 21 февраля 1967 года. Однако при подготовке к пуску 27 января 1967 года на борту корабля произошел пожар, и все три астронавта Вирджил Гриссом, Эдвард Уайт и Роджер Чаффи сгорели заживо. Этому во многом способствовала чисто кислородная атмосфера в кабине и сложный механизм открытия люка. Причем в первом своем полете Вирджил Гриссом едва не утонул из-за несвоевременного открытия люка капсулы, но тогда его спасли. На сей же раз его экипаж не удалось спасти именно из-за невозможности быстрого открытия люка. Короче говоря, кому суждено сгореть, тот не утонет.

Пожар корабля «Аполлон» 27 января 1967 года привел к отсрочке пилотируемых запусков более чем на полтора года. Этот несчастный случай подтолкнул руководителей компании «МакДоннел Дуглас» выйти еще с одним предложением об использовании своего корабля «Джемини» в лунной программе. В частности предлагалось, как это уже было в 1962 году, создать на базе корабля «Джемини В» корабль-спасатель, для вызволения астронавтов, застрявших на Луне или окололунной орбите, причем стартовать он должен был без экипажа. Это последнее предложение компании, как и предыдущие также осталось без ответа. Тем более что уже началось сокращение финансирования лунной программы. Надо сказать, что в середине 60-х годов были еще две попытки компании «МакДоннел» вклиниться в программу полетов к Луне. Одно из них возникло в марте 1964 года, когда НАСА отказалось от простого облета Луны. По мнению же руководителей компании такой облет можно было бы осуществить, используя ракету-носитель «Сатурн-1В» и корабль «Джемини». Еще через год, в июне 1965 года, для этой цели предлагалось использовать ракету-носитель «Титан-3С» с разгонным блоком, состоящим из двух ступеней «Транстейдж». Но поскольку все эти предложения шли вразрез с «генеральной линией» НАСА, то таковыми они и остались.

К моменту окончания доработок командного модуля корабля «Аполлон» была готова ракета «Сатурн5», которая одна могла вывести на орбиту и основной блок, и лунную кабину. Поэтому программу ЛКИ подкорректировали.

9 ноября 1967 года со стартовой площадки №39 космодрома на мысе Кеннеди был произведен первый запуск новой самой тяжелой ракеты-носителя «Сатурн5», которая вывела на орбиту полезный груз массой 127 тонн, включая ступень SIV и корабль «Аполлон4» массой 43 тонны. Сам корабль состоял из штатного основного блока и макета лунной кабины. Вторым включением двигателя J2 третьей ступени корабль был переведен на вытянутую эллиптическую орбиту с высотой апогея 17 700 км, после чего основной блок отделился и, включив маршевый двигатель, поднял апогей до 18 350 км. После полета по орбите с помощью второго включения маршевого двигателя разогнался до второй космической скорости (11,1 км/с), с которой отсек экипажа вошел в атмосферу и совершил посадку на воду. В этом полете прошли испытания начального и заключительного этапов лунной экспедиции, то есть выведения и посадки.

При запуске 22 января 1968 года с помощью ракеты-носителя «Сатурн1В» на орбиту был выведен штатный образец лунной кабины без посадочных опор. В этом полете были проведены всесторонние испытания ЛК.

Программа полета корабля «Аполлон-6», запущенного 4 апреля 1968 года с помощью ракеты-носителя «Сатурн5», была усложненным вариантом программы «Аполлона4», однако полет его прошел не столь успешно. Вопервых, при выведении отключились два из 5 двигателей J2 второй ступени, а вовторых, не прошло второе включение двигателя третьей ступени. Поэтому основной блок был отделен, и все маневры совершались при помощи маршевого двигателя. Вследствие этого не удалось разогнать основной блок до 2й космической скорости, и отсек экипажа вошел в атмосферу со скоростью 9,4 км/с. Неполадки, происшедшие в полете, сочли не настолько серьезными, чтобы производить еще один запуск беспилотного корабля, а испытания основного блока были полностью успешными. Такой результат был достигнут за счет большого объема наземных испытаний. В частности, каждая из трех ступеней за 1-2 года до пуска проходила огневые испытания, во время которых ДУ работает столько же, сколько и в полете. И это, не считая того, что каждый двигатель проходил еще огневые испытания на заводе-изготовителе, а также при сдаче заказчику, то есть компании, изготавливающей конкретную ступень ракеты «Сатурн-5». Фактически все двигатели были многоразового использования.

Наступило время пилотируемых полетов. Поначалу планировалось совершить три полета на околоземной орбите прежде, чем лететь к Луне. При этом в полете «Аполлон7» испытывался только командный модуль, в полете «Аполлон8» – совместно командный модуль и лунная кабина, а «Аполлон9» должен был совершить полет по эллиптической орбите с удалением от Земли до 6000 км.

Первый успешный пилотируемый запуск по программе «Аполлон» был осууществлен 11 октября 1968 года. Корабль «Аполлон-7», который вывела на околоземную орбиту ракета-носитель «Сатурн1В», пилотировал экипаж в составе Уолтер Ширра, Дон Эйзел и Уолтер Канингем. В ходе полета астронавты проводили сближение командного модуля со второй ступенью SIVВ и через 11 суток совершили посадку в Атлантическом океане.

Согласно первоначальной программе далее должны были последовать до пяти запусков ракеты-носителя «Сатурн-5» с выведением на околоземную орбиту командного модуля с лунной кабиной. Однако после успешного завершения полета «Аполлона-7» руководство космической программы США, зная о работах по лунной программе в Советском Союзе, и, несмотря на неготовность лунной кабины, приняло решение, что следующий запуск будет к Луне. В этом был определенный риск, ведь двигатель лунной кабины служил резервом в случае отказа маршевого двигателя командного модуля. К тому же новая ракета-носитель «Сатурн-5» всего лишь дважды стартовала в космос, причем один раз частично успешно. Но стремление быть первыми все-таки перевесило. В декабре 1968 года стартовое окно в СССР открывалось на две недели раньше, что, конечно же, нервировало американцев, которые не знали, что советским специалистам было не до пуска: нужно было разобраться с отказами при полете автоматической станции «Зонд6».

И вот 21 декабря 1968 года космический корабль «Аполлон-8» без лунной кабины с помощью мощной ракеты-носителя «Сатурн-5» стартовал к Луне. Стартовая масса ракеты «Сатурн-5» вместе с кораблем «Аполлон-8» составила 2860 тонн. После трех суток полета «Аполлон-8», затормозившись с помощью маршевого двигателя командного модуля, вышел на орбиту искусственного спутника Луны. Впервые трое землян Фрэнк Борман, Джеймс Ловелл и Уильям Андерс посмотрели с близкого расстояния на Луну. После 10 витков вокруг Луны, в ходе которых осуществлялись коррекции орбиты, корабль «Аполлон-8» стартовал к Земле и спустя трое суток приводнился в Тихом океане. Так была проложена первая дорога к естественному спутнику Земли.

Успешный полет «Аполлона-8» к Луне вывел на первое место американцев, однако оставалась еще возможность, хотя и призрачная, первыми ступить на Луну. Но для этого нужно было, чтобы полетела Н1. Первые две собранные ракеты Н-1 №1Л и 2Л были предназначены для проведения динамических испытаний, примерок на стартовом комплексе и отработки технологического процесса подготовки и заправки. Первый летный образец Н-1 №3Л, который был вывезен на стартовую позицию 7 мая 1968 года, пришлось возвращать в МИК для доработки из-за обнаружения трещины в корпусе первой ступени. Только в январе 1969 года ракета была вновь вывезена на старт. К этому времени не проходили еще летные испытания ни лунный орбитальный, ни лунный посадочный корабль, и общее отставание от США уже составляло не менее 3 лет. Учитывая огромный объем работ на космодроме по Н1, заместитель В. П. Мишина по наземным испытаниям Б. А. Дорофеев в 1969 году был назначен Главным конструктором по отработке, модернизации и проведению летных испытаний ракеты Н1. А в июле 1972 года он был назначен Главным конструктором по направлению по теме Н1.

Первый испытательный полет Н-1 №3Л состоялся 21 февраля 1969 года. ЛОК и ЛК заменили автоматическим кораблем 7К-Л1С, оснащенного многими системами корабля Л3 и мощной фотоаппаратурой. В случае успешного запуска, он должен был выйти на орбиту Луны, сделать ее качественные фотоснимки и доставить их на Землю. Хотя между 3-й и 10-й секундами полета система КОРД (контроль работы двигателей) ошибочно отключила два из 30 двигателей 1-й ступени, ракета все же продолжала полет за счет избыточной тяговооруженности. На 66-й секунде полета из-за сильной вибрации оборвался трубопровод окислителя одного из двигателей и начался пожар. Ракета могла бы еще лететь, но на 70-й секунде, на высоте 14 км, система КОРД отключила сразу все двигатели, и ракета упала в степь в 52 км от старта.

После успешного полета «Аполлона-8» настало время испытания корабля «Аполлон» в штатной комплектации, то есть командного модуля и лунной кабины. Это и стало основной задачей очередного запуска. 3 марта 1969 года с помощью ракеты-носителя «Сатурн5» (стартовая масса 2950 тонн) на околоземную орбиту был запущен космический корабль «Аполлон9». На его борту находились астронавты Джеймс Макдивитт, Дэвид Скотт и Рассел Швейкарт. В ходе полета проводились перестроения комплекса, характерные для полета к Луне. После выведения на околоземную орбиту командный модуль отделился от последней ступени ракеты-носителя, развернулся и, состыковавшись с лунной кабиной, вытащил ее из переходника. Наиболее ответственный момент наступил на пятые сутки полета. Макдивитт и Швейкарт перешли в лунную кабину и отстыковались от основного блока, в котором остался Д. Скотт. В ходе автономного полета проводилось включение двигателя посадочной ступени, имитирующее посадку на Луну, а после ее отделения включения двигателя взлетной ступени. Максимальное удаление от основного блока составило 90 км. После маневров лунная кабина сблизилась и состыковалась с основным блоком. После 10-суточного полета отсек экипажа с астронавтами благополучно приводнился в заданном районе.

Учитывая, что предыдущие два пуска ракеты-носителя «Сатурн-5» с экипажем прошли успешно, решено было отказаться от дальнейших полетов на околоземную орбиту и сразу приступить к освоению Луны, а дальнейшие совместные испытания командного модуля и лунной кабины проводить уже на селеноцентрической орбите. 18 мая 1969 года с помощью ракеты-носителя «Сатурн-5» космический корабль «Аполлон-10» с экипажем в составе Джона Янга, Томаса Стаффорда и Юджина Сернана стартовал к Луне. После трех суток полета «Аполлон-10» вышел на орбиту искусственного спутника Луны. В составе лунного комплекса находился и посадочный модуль – лунная кабина. Астронавты Т. Стаффорд и Ю. Сернан перешли в лунную кабину и, отделившись от основного блока, пилотируемого Джоном Янгом, совершили самостоятельный полет по окололунной орбите. В ходе полета с помощью двигателя посадочной ступени совершались маневры, имитирующие посадку на Луну, при этом минимальное расстояние до поверхности составило 14 км. После стыковки аппаратов основной блок с помощью маршевого двигателя стартовал к Земле и приводнился в Тихом океане, а посадочный модуль затормозился и упал на Луну. Это была генеральная репетиция перед посадкой на Луну.

После гибели ракеты Н-1 №3Л следующий летный образец №4Л был отправлен на доработку для улучшения ее характеристик по живучести и грузоподъемности. Потом этот носитель зарезервировали для доставки на Луну резервного лунного корабля.

Второе испытание Н-1 №5Л с автоматическим кораблем 7К-Л1С и макетом ЛК состоялось 3 июля 1969 года. В 23 часа 18 минут ракета оторвалась от стартового стола, но когда она поднялась чуть выше молниеотводов, взорвался один из двигателей, и возник пожар. Подъем резко замедлился, ракета начала наклоняться. Сработала система аварийного спасения, и СА корабля 7К-Л1С приземлился в двух километрах от стартовой позиции. Ракета упала на стартовый стол, от взрыва разрушился стартовый комплекс и все шесть подземных этажей стартового сооружения. Причиной взрыва оказался посторонний предмет, попавший в кислородный насос двигателя при запуске. На доработку и испытания двигателей конструкторам потребовалась почти два года.

Наконец 16 июля 1969 года началась историческая экспедиция. В этот день с космодрома на мысе Кеннеди был запущен космический корабль «Аполлон-11» с экипажем в составе Нейла Армстронга, Эдвина Олдрина и Майкла Коллинза, при этом стартовая масса ракеты «Сатурн-5» вместе с кораблем «Аполлон-11» составила 2943 тонны. После выхода на окололунную орбиту Н. Армстронг и Э. Олдрин перешли в лунную кабину, которой дали имя «Орел», и, отделившись от командного модуля, совершили посадку на поверхность Луны в Море Спокойствия. 21 июля 1969 года Нейл Армстронг первым из землян ступил на поверхность другого небесного тела. Следом за ним ступил на Луну и Э. Олдрин. М. Коллинз остался дожидаться своих товарищей на окололунной орбите. Первые космонавты пробыли на Луне 21 час 36 минут. Они доставили на Землю 22 кг лунного грунта.

Еще задолго до триумфального полета «Аполлона11» стало ясно, что опередить американцев при том положении дел, которое сложилось в советской лунной программе, не было никакой возможности. А послать на Луну всего лишь одного космонавта после того, как по ней походили Н. Армстронг и Э. Олдрин, – это был бы шаг назад. В то же время возможности по повышению грузоподъемности Н1 в ее первоначальном виде были практически исчерпаны. Ведь той массы полезного груза на околоземной орбите (95 тонн) с трудом хватало на то, чтобы высадить на Луну хотя бы одного космонавта. И конструкторам ЦКБЭМ приходилось проявлять максимум изобретательности, чтобы втиснуться в жесткие лимиты по массе лунного корабля. Требовались нетрадиционные подходы. Одним из них был переход на жидкий водород в качестве топлива для верхних ступеней Н1. Так, в частности, в ОКБ276 (Н. Д. Кузнецов) проводилась проектная проработка кислородно-водородного двигателя НК15В с тягой в пустоте 200 тонн для модернизированной второй ступени ракеты-носителя Н1. И даже В. П. Глушко, не принимавший участия в создании Н1 и враждебно относившийся к В. П. Мишину, предложил создать кислородно-водородный двигатель с тягой в пустоте 250 тонн.

Еще большего эффекта давало использование кислородно-водородных разгонных блоков. Вместе с началом работ по Н1 были развернуты работы по созданию кислородно-водородных двигателей. В ОКБ165 (ныне НПО «Сатурн») под руководством главного конструктора А. М. Люльки велась разработка двигателей 11Д54 для третьей ступени Н1 (6-8 двигателей) и 11Д57 для блока С (один двигатель) с тягой по 40 тонн каждый при удельном импульсе 456 секунд. В ОКБ2 (ныне КБХИММАШ) под руководством главного конструктора А. М. Исаева разрабатывался двигатель 11Д56 тягой 7,5 тонны для блока Р, и в июне 1967 года прошли их первые огневые испытания. Для сравнения: первые огневые испытания первого американского кислородно-водородного двигателя RL10 прошли в 1960 году, а первые испытания двигателя J2 для ракет класса «Сатурн» – в 1961 году. Кстати, именно двигатель 11Д56 под названием КВД1 явился причиной международного скандала в 90-х годах, когда Россия продала Индии и сам двигатель, и технологию его изготовления. Он же оказался и первым (и пока единственным) отечественным кислородно-водородным двигателем, запускавшемся в космосе. Причем вывела его туда стартовавшая 18 апреля 2001 года индийская ракета-носитель GSLV.

Учитывая работы по созданию кислородно-водородных двигателей, вполне естественно, что новые модификации Н1 разрабатывались в расчете на их применение. В одном из вариантов (программа Н1Л3ВIV) блок Г заменялся на кислородно-водородный блок С. В этом случае при снижении массы лунного ракетного комплекса на опорной орбите до 92,6 тонны его масса на трассе Земля-Луна возрастала на 3,6 тонны, а на орбите Луны – на 1,3 тонны. Это позволяло увеличить экипаж ЛОК до 3 человек и втиснуть в лунную кабину двух космонавтов. Очевидно, что для того, чтобы получить новое качество, нужно было увеличить массу полезной нагрузки на орбите искусственного спутника Земли.

В мае 1969 года в ЦКБЭМ был выпущен аванпроект по теме Н1М, который рассмотрел многие проблемы по исследованию космоса, в том числе широкомасштабное изучение Луны, полет на Марс, постоянная орбитальная станция. Для выполнения поставленных задач была предложена новая ракета-носитель Н1М со стартовым весом 4250 тонн и массой выводимой полезной нагрузки 150 тонн. Причем эта ракета коренным образом отличалась от того варианта, который предлагал еще в 1965 году С. П. Королев. На первой ступени устанавливалось 36 двигателей НК15 тягой по 154 тонны каждый. В качестве разгонного блока использовались кислородно-водородные блоки С и Р. Водород использовался и на третьей ступени – блок М. Блок С был предназначен для разгона к Луне, а блок Р – для торможения и выхода на орбиту Луны. Лунный орбитальный корабль с экипажем из трех человек был внешне похож на ЛОК программы Н1Л3, но масса его возросла до 14,5 тонн, а стыковочный узел был оборудован внутренним переходом подобно «Союзу». Лунный посадочный корабль ЛКМЭ обеспечивал посадку на Луну и пребывание на ней двух или даже всех трех космонавтов. Перед стартом к Земле бытовой отсек ЛОК не отстреливался.

Несмотря на индекс Н1М ракета представляла собой фактически новую разработку, а уровень затрат на ее создание был сопоставим с расходами по теме Н1Л3. Естественно, что в условиях жиденького финансирования Н1 на новые траты никто не пошел. К тому же, главный конструктор ЦКБЭМ В. П. Мишин предлагал начать создание ракеты Н1М параллельно с отработкой Н1. Поэтому для создания лунного комплекса стали рассматриваться варианты со сборкой на орбите Земли или Луны с помощью двух-трех запусков уже разработанной Н1. Но для их реализации требовалось сначала отработать саму Н1. А с этим, как видно, возникали сложности.

Соединенные Штаты Америки же, наращивая усилия, с успехом продолжали реализацию программы «Аполлон». 14 ноября 1969 года стартовал корабль«Аполлон12», на борту которого находились астронавты Чарльз Конрад, Аллан Бин и Ричард Гордон. Старт проходил в грозовую погоду и чуть было не окончился трагически. Реактивная струя от двигателей ракеты-носителя «Сатурн5» вызвала электрический разряд в облаках, от которого отключились некоторые системы корабля. Тем не менее, ракета отработала штатно и вывела корабль к Луне. Лунная кабина, которую пилотировали Ч. Конрад и А. Бин, совершила посадку на поверхность Луны в Океане Бурь всего в 200 метрах от автоматической станции «Сервейор3». Во время выходов на поверхность астронавты сняли с «Сервейора» телекамеру, ковш-захват, срезали кусок кабеля. Время пребывания астронавтов на поверхности Луны составило 31 час 30 минут.

Поскольку политические цели программы «Аполлон» были достигнуты, стали раздаваться голоса о прекращении дальнейших полетов. Чтобы хоть как-то обезопасить себя от возможных дальнейших сокращений (ведь уже были отменены полеты «Аполлон-18, –19, –20») НАСА назначило командирами экипажей на два ближайших полета опытнейшего Джемса Ловелла и первого американца «заглянувшего» в космос» Алана Шепарда.

Очередной запуск по программе «Аполлон» состоялся 11 апреля 1970 года. В этот день начался полет «Аполлона-13» с экипажем в составе Джеймса Ловелла, Джона Суиджерта и Фреда Хейса. Астронавты должны были исследовать лунную поверхность в районе кратера Фра Мауро. Уже после выхода на трассу перелета к Луне на борту взорвались баки с кислородом, в результате чего полностью обесточился основной блок. Астронавты перешли в пристыкованную лунную кабину. Посадка была отменена. Специалисты подозревали, что в результате взрыва оказался поврежденным маршевый двигатель. Поэтому для коррекции траектории, необходимой для возвращения на Землю, пришлось четырежды включать двигатель посадочной ступени, рассчитанный на одно длительное включение. Космонавты оказались на грани гибели. И только благодаря мужеству экипажа и поддержке наземного центра управления полетом в Хьюстоне «Аполлон-13», совершив облет Луны, вернулся на Землю. Ну, как тут не поверить в магию числа 13. Этот полный драматизма полет послужил основой для одноименного голливудского фильма. Между прочим, экипаж не только сам спасся, но и спас от закрытия всю программу «Аполлон», которое бы неминуемо последовало в случае их гибели.

Потребовалось некоторое время для доработки системы энергопитания, поэтому очередной запуск к Луне состоялся лишь 31 января 1971 года. При этом стартовая масса ракеты «Сатурн-5» вместе с кораблем «Аполлон-14» составила 2986 тонн. Пилотировал «Аполлон14» экипаж в составе первого американского астронавта Аллана Шепарда, а также Эдгара Митчела и Стьюарта Руса. В ходе этой экспедиции был также критический момент, грозивший отменой посадки на Луну. После выхода на трассу полета к Луне при перестроении отсеков удалось только с шестой попытки состыковаться с лунной кабиной. Кроме того, замыкание в одной из электрических цепей грозило выключением посадочного двигателя задолго до достижения лунной поверхности, а при спуске в течение некоторого времени не захвата поверхности бортовым радиолокатором. Но, в конце концов, все закончилось успешно, и лунная кабина с А. Шепардом и Э. Митчелом совершила посадку в материковый район Фра Мауро. При выходах астронавты использовали ручную двухколесную тележку, при этом они собрали 44,5 кг лунного грунта и прошли пешком около 3 км. Кстати, во время этого похода Эдгар Митчел оступился, упал и не смог самостоятельно подняться. Ему помог А. Шепард. Это к слову о том, что советский космонавт должен был высаживаться на Луну в одиночку. А общая продолжительность пребывания А. Шепарда и Э. Митчела на Луне составила 33 часа 30 минут.

Последние три полета по программе «Аполлон» относились к этапу J. Он характеризовался увеличенным (до 67 часов) временем пребывания астронавтов на Луне и расширением программы научных исследований. В связи с этим возрастала масса и командного модуля (до 48,7 тонны), и лунной кабины (до 16,3 тонны). Соответственно возрастал стартовый вес ракеты-носителя «Сатурн5». В связи с этим тяга двигателя F1 была форсирована и достигала 710 тонн. Одновременно была понижена высота опорной орбиты: с 191 до 167 км. Для увеличения ресурса лунной кабины на ней была установлена еще одна батарея емкостью 415 Ампер-часов. Кроме того, начиная с этого полета, астронавты использовали усовершенствованные скафандры.

Первоначально планировалось провести 5 полетов этапа J. Однако в связи с сокращением финансирования были отменены полеты «Аполлона18 – 20». После пересмотра программы решению задач этапа J были посвящены полеты «Аполлона15 – 17». В первом полете этапа J («Аполлон15») приняли участие астронавты Дэвид Скотт, Джеймс Ирвин и Альфред Уорден. Полет начался стартом ракеты-носителя «Сатурн5» 26 июля 1971 года. Астронавты Д. Скотт и Дж. Ирвин посадили лунную кабину у подножия лунных Апеннин. Новым в этой экспедиции было использование при передвижении по Луне самоходного аппарата «Ровер» (LRV), представлявшего собой небольшой четырехколесный автомобиль массой 218 кг с электрическим двигателем. На нем Скотт и Ирвин проехали около 10 км, собрали 78,6 кг образцов горных пород и грунта, установили научную аппаратуру и отражатель лазерного излучения. Общая продолжительность пребывания их на Луне составила 67 часов. В течение этого времени А. Уорден проводил картографирование лунной поверхности с орбиты. При возвращении на Землю не произошло заполнения одного из куполов основного парашюта. Однако двух других оказалось достаточно для успешного приводнения.

За месяц до экспедиции «Аполлона15» 27 июня 1971 года состоялся третий пуск Н1 №6Л. Полезной нагрузкой служил лунный ракетный комплекс с макетами ЛОК и ЛК. В этот раз программой полета предусматривался маневр увода ракеты-носителя от стартового комплекса. После его выполнения из-за возникновения неучтенных газодинамических моментов ракета начала наклоняться. Через 4,5 секунды угол наклона составил 14 градусов, через 48 секунд – около 200 градусов, продолжая увеличиваться. От больших перегрузок при вращении на 49 секунде полета началось разрушение 2-й ступени, и от комплекса оторвалась головная часть вместе с третьей ступенью, которые упали в 7 км от старта. Первая и вторая ступени продолжили полет, но на 51-й секунде КОРД отключила все двигатели, ракета упала в 20 км от старта, не долетев всего лишь 5 км до площадки 31, и взорвалась, образовав воронку 15-метровой глубины. Итогом работы комиссии, расследовавшей причину аварии, было решение вместо 6 рулевых сопел установить на первой и вторых ступенях по 4 рулевых двигателя от блока Д.

Параллельно с испытаниями ракеты-носителя проводились ЛКИ лунного корабля на орбите Земли. Этот его беспилотный вариант получил обозначение Т2К и состоял из ЛВА без стыковочного агрегата и ЛПУ без посадочных опор. Под названием «Космос-379» он был 24 ноября 1970 года выведен на околоземную орбиту ракетой «Союз». На четвертые сутки полета был включен двигатель блока Е, который сымитировал зависание над лунной поверхностью. Затем ЛПУ было отделено от ЛВА, проведено второе включение двигателя блока Е, имитирующее взлет с поверхности Луны. После этого успешно произведена репетиция маневров при стыковке с ЛОК.

Второе испытание лунного корабля в варианте Т2К началось 26 февраля 1971 года (корабль получил обозначение «Космос-398») и прошло по той же программе. Третье орбитальное испытание лунного корабля под названием «Космос-434» состоялось 12 августа 1971 года. На этом ЛКИ лунного корабля, подтвердившие его высокую надежность, успешно закончились.

К этому времени в США входила в заключительную стадию программа «Аполлон» – этап J. О полете «Аполлона15» уже рассказывалось выше. «Аполлон16» вместе с астронавтами Джоном Янгом, Чарльзом Дьюком и Томасом Маттингли был запущен 16 апреля 1972 года. Местом посадки лунной кабины, которую пилотировали Янг и Дьюк, было выбрано плоскогорье в районе кратера Декарт. Астронавты трижды выходили на поверхность Луны, собрали 95,2 кг образцов грунта и проехали на луноходе около 27 км. Общая продолжительность пребывания их на Луне составила 71 час.

Последний старт пилотируемой экспедиции к Луне состоялся 7 декабря 1972 года. Корабль «Аполлон17» пилотировали Юджин Сернан, Рональд Эванс и единственный геолог, побывавший на Луне, Харрисон Шмитт. Сернан и Шмитт провели большой объем научных исследований на поверхности в районе Тавр-Литтров и собрали около 113 кг лунного грунта, проехав на луноходе около 30 км. Продолжительность пребывания последней экспедиции на Луне составила 75 часов.

На этом завершилась грандиозная космическая программа «Аполлон», на которую было потрачено свыше 24 миллиардов долларов. Всего было запущено к Луне 7 кораблей «Аполлон», из них 6 удачных. На Луне побывало 12 американских астронавтов, которые привезли на Землю свыше 400 кг образцов лунного грунта.

После первой посадки на Луну в конце 1969 года НАСА предложило программу перспективных исследований Луны, состоящую из трех этапов.

На первом этапе (1974-1977 гг.) предлагалось увеличить продолжительность пребывания космонавтов на Луне до 3 суток, а радиус действия луноходов – до 10 км.

На втором этапе (1978-1981 гг.) предлагалось вывести на полярную селеноцентрическую орбиту “стандартный блок” обитаемой станции типа тех, которые к тому времени должны были использоваться на околоземной орбите. Предусматривалось, что численность экипажа станции на окололунной орбите составит 6 человек. Астронавты осуществляют съемку и зондирование Луны, а также анализ образцов, доставленных с поверхности Луны. Периодически со станции в различные районы Луны в специальном посадочном аппарате высаживаются экспедиции в составе 3 человек. Станция на ОИСЛ потребует для своего обслуживания три типа транспортных кораблей, рассчитанных на многократное использование: транспортные корабли класса “Земля-орбита”, транспортные корабли с ЯРД и транспортные корабли-буксиры. Первые совершают рейсы между Землей и орбитальной станцией на околоземной орбите, вторые – между станциями на геоцентрической и селеноцентрической орбитах, а третьи – между станцией на селеноцентрической орбите и.

На третьем этапе (1980-1983 гг.) предлагалось начать строительство обитаемой базы-станции на поверхности Луны. Предусматривалось, что она состоит из “стандартных” блоков обитаемой станции и доставляется на Луну транспортными кораблями-буксирами. Вначале на базе-станции будет несколько человек, к 1984 году численность персонала базы-станции считали возможным довести до 25 человек, а к 1986 году – до 50 человек. Пребывание космонавтов на базе-станции могло бы достигать нескольких месяцев.

Однако уже к этому времени началось сокращение бюджета НАСА, в том числе и из-за войны во Вьетнаме. Поэтому сначала отменили три пуска по программе «Аполлон» (этап J), а затем после возвращения «Аполлона-17» и вовсе поставили крест на всей пилотируемой программе полетов к Луне. Часть оставшихся неиспользованными ракет-носителей «Са-турн1В» и «Сатурн5», а также основной блок корабля «Аполлон» были использованы в программах «Скайлэб» и ЭПАС. Так триумфально закончилась программа «Сатурн-Апол-лон», ставшая образцом организации крупномасштабных космических проектов.

Последнее испытание советского лунного корабля в автоматическом режиме намечалось провести во время четвертого пуска РН Н-1 №7Л 23 ноября 1972 года. На ракете установили штатные ЛОК и ЛК, оснащенные для автоматического полета. Во время этого запуска планировалось и первое испытание штатного лунного орбитального корабля. ЛОК (объект Т1К) должен был запускаться с помощью ракеты-носителя «Протон», но программу отменили: было решено производить летно-конструкторские испытания ЛОКа в составе корабля Л-3. Лунный ракетный комплекс в случае удачи должен был выполнить полную программу полета с посадкой на Луну, взлетом и стыковкой в беспилотном режиме. Старт был дан в 9 часов 11 минут. На 90 секунде полета в соответствии с программой (за 3 секунды до отделения 1-й ступени) двигатели перешли в режим конечной тяги. Отключились 6 центральных ЖРД, отработавших расчетное время. Затем скорость подъема резко снизилась. Это привело к возникновению гидравлического удара, из-за чего разрушились топливные трубопроводы, и начался пожар. Ракета взорвалась на 107й секунде полета.

Понимая, что надежность работы ДУ первой ступени Н1 зависит, в первую очередь от надежности каждого двигателя, в 1971 году Н. Д. Кузнецову было выдано техническое задание на создание модифицированных двигателей. В соответствии с ТЗ в ОКБ276 продолжили работу по фактически многоразовым двигателям, поскольку начали они ее еще раньше – в 1970 году.

Двигатели проходили многократные огневые испытания на стенде по полной программе и затем без переборки устанавливались на ракете. Усовершенствованные двигатели НК15 получили название НК33, НК15В – НК43, а НК9В – НК31. Две партии двигателей для ракет Н1 №8Л и 9Л были изготовлены и испытаны. К началу 1974 года ракета №8Л была собрана. Ее запуск планировался на август 1974 года. В этом пуске в качестве полезной нагрузки устанавливался штатный лунный комплекс Л3, который должен был выполнить всю программу с посадкой на Луну в беспилотном варианте. Если бы все пошло штатно, и ракета Н1 №9Л с той же программой выполнила задачу, то уже при запуске Н1 №10Л на борту лунного орбитального корабля находились бы 2 космонавта, одному из которых выпала бы участь высадиться на Луну. Хотя, впрочем, рассматривался вариант простого выхода лунного орбитального корабля на окололунную орбиту с отработкой перехода космонавта, облаченного в новый скафандр «Кречет», из ЛОК в ЛПК и обратно и автоматической посадкой лунного корабля ЛКР на поверхность Луны. Там бы он оставался в качестве резервного до прилета космонавта при запуске Н1 №11Л. Всего же было запланировано до 6 пилотируемых лунных экспедиций.

После аварийного пуска Н1 №7Л в 1972 году руководству отрасли удалось привлечь для работы по Н1 ОКБ456 (В. П. Глушко) и ОКБ154 (С. А. Косберг). В ОКБ последнего к тому времени был разработан проект мощного ЖРД тягой 250 тонн, работающего на топливе АТ+НДМГ, и специалисты брались переделать под керосин и кислород. Но интерес к “лун-ной гонке” падал, и проект не вышел из “бумажной” стадии.

В. П. Глушко кроме повторного предложения использовать на Н1 свой двигатель РД253 от “пятисотки” прорабатывал возможность создания огромного ЖРД тягой около 5000 тонн с кольцевой камерой сгорания и соплом внешнего расширения с центральным телом. Однако его разработка и в наши дни представляется весьма проблематичной.

Параллельно в ЦКБЭМ под руководством главного конструктора В. П. Мишина продолжались работы по лунной экспедиции с существенно лучшими характеристиками, чем у американцев на базе уже созданной Н1. Периодические неудачи со стыковкой «Союзов» вызвали опасения за судьбу космонавта, побывавшего на Луне. Ведь в случае нестыковки ЛК с ЛОК он был обречен на гибель. Поэтому стали рассматривать полет к Луне по прямой схеме с одним кораблем без разделения экипажа, но для этого требовалось 2-3 запуска ракеты-носителя Н1.

При двухпусковой схеме со сборкой на орбите Земли первым выводился кислородно-водородный блок С, а затем блок Р с лунным кораблем и экипажем из 3 человек. После стыковки образовывался лунный ракетный комплекс, который и выводился к Луне с помощью блока С. Включением двигателя блока Р корабль выводился на окололунную орбиту. Масса комплекса на орбите Луны составила бы 41-44 тонны, а на поверхности Луны – 16-17 тонн.

При трехпусковой схеме масса комплекса на орбите Луны увеличивалась до 55-60 тонн, а на поверхности Луны – до 26-28 тонн. Сборка на орбите ИСЗ требовала стыковки 100-тонных ракетных блоков в автоматическом режиме, что и сегодня является нерешенной задачей, поэтому была выбрана схема сборки на окололунной орбите. Одновременно с целью повышения надежности было решено уменьшить количество ракетных блоков за счет создания единого разгонно-тормозного блока СР. Этот блок с максимальной массой 78 тонн был оснащен двумя двигателями 11Д56М тягой по 7,5 тонн при удельном импульсе 441 секунда разработки КБ Химмаш (А. М. Исаев). Он был предназначен для разгона к Луне с околоземной орбиты и торможения при выходе на окололунную орбиту.

В начале 1972 года в ЦКБЭМ был разработан детальный эскизный проект более совершенной лунной программы Н1Л3М. В этом проекте была предусмотрена однокорабельная оригинальная двухпусковая схема высадки трех советских космонавтов в любой район лунной поверхности со временем их пребывания на ней до 14 суток (с дальнейшим увеличением до 30 суток) и прямым возвращением с поверхности Луны на Землю в любой момент времени.

Первым пуском Н1 на околоземную орбиту выводится блок Д2. С помощью двух включений ДУ блока СР блок Д2 доставляется на орбиту Луны. Через 15 суток на околоземную орбиту выводится связка блока СР и корабля ЛКМ массой 25 тонн, который тем же путем выводится на окололунную орбиту. После отделения блока СР корабль ЛКМ совершает сближение и стыковку с блоком Д2 (масса сборки 48 тонн), с помощью которого производится торможение и сход с орбиты, а также снижение до высоты 3-5 километров. После сброса блока Д2 корабль осуществляет посадку на поверхность Луны с помощью своих двигателей. Масса корабля на Луне – 21 тонна. По окончании исследований корабль стартует прямо к Земле без промежуточного выхода на окололунную орбиту.

Сам корабль имел оригинальную компоновку, отличную от «Союза» и лунного орбитального корабля Л3, у которых бытовой отсек и спускаемый аппарат были расположены друг за другом. У корабля ЛКМ спускаемый аппарат был размещен внутри коконообразного отсека управления в верхней его части, что снижало массу САС. Этим проектом также предусматривалось увеличение до 100 тонн грузоподъемности Н1 за счет замены керосина на первых трех ступенях на синтин (циклин). Использование же блока СР позволяло увеличить массу полезной нагрузки на трассе Земля-Луна до 47 тонн. В 1973 году был завершен выпуск рабочей документации. Реализация программы Н1Л3М намечалась на 1978-1980 годы даже при том же уровне финансирования.

Одновременно под руководством В. П. Бармина в КБ общего машиностроения, известного созданием стартовых комплексов для ракет-носителей Р-7, «Протон» и Н-1, шла разработка проекта обитаемой долговременной лунной базы. Она началась в середине 60-х годов по предложению С. П. Королева. Более 10 лет выполнялись НИР «Колумб», «Большое кольцо», «Дали», «Освоение». На территории предприятия была создана полномасштабная модель станции, были решены многие технические проблемы, в том числе защита от радиации, обеспечены жизнедеятельность, связь, энергетика. В частности, вполне реальными были предложения по доставке на Луну ядерно-энергетической установки, которая обеспечит энергией завод по производству кислорода из лунных пород, нужды жизнедеятельности и все системы для научных исследований. Были разработаны эскизы транспортных и вспомогательных средств для обеспечения выполнения научной программы экспедиции. ОКБ-1 (ЦКБЭМ) С. П. Королева должно было обеспечить доставку космонавтов на ДЛБ.

За счет создания пилотируемого лунного комплекса Н1-Л3М и долговременной лунной базы можно было взять реванш у американцев за поражение на первом этапе лунной гонки. Но все кончилось в одночасье. К этому времени американская программа «Аполлон» успешно завершилась, на поверхности Луны побывало 12 астронавтов, и советская программа не принесла бы желаемых политических результатов. Поэтому руководство СССР потеряло к ней всякий интерес, финансирование фактически прекратилось, работы все более и более замедлялись. 22 мая 1974 года В. П. Мишин был освобожден от должности Главного конструктора ЦКБЭМ.

На базе ЦКБЭМ было создано Научно-производственное объединение «Энергия», директором и Генеральным конструктором которого был назначен Валентин Петрович Глушко. В состав НПО «Энергия» вошло также и КБ «Энергомаш», которым ранее руководил В. П. Глушко. Новый Генеральный конструктор начал с того, что с молчаливого согласия Министерства общего машиностроения, Академии наук СССР, ВПК и ЦК КПСС прекратил все работы по Н1Л3, как напоминание о былом конфликте между ним и С. П. Королевым. С молчаливого потому, что не было никакого Постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР. Фактически В. П. Глушко росчерком пера аннулировал высший государственный закон, каковым является Постановление ЦК КПСС и на основании которого было задействовано сотни предприятий Советского Союза и затрачены миллиарды рублей, и не понес за это никакого наказания. Но дело в том, что еще в начале мая 1974 года в кабинете Д. Ф. Устинова состоялось совещание, в котором приняли участие помимо хозяина кабинета Президент Академии наук СССР М. В. Келдыш, председатель ВПК Л. В. Смирнов, его заместитель Б.А. Комиссаров, министр общего машиностроения С. А. Афанасьев, его заместитель Г. А. Тюлин, министр авиационной промышленности П. В. Дементьев, заведующий отделом оборонной промышленности ЦК КПСС И. Д. Сербин и директор ЦНИИМаш Ю. А. Мозжорин. Практически все выступили за прекращение работ по Н-1, исходя из политической конъюнктуры. Единственным человеком, ратовавшим за продолжение работ, был Ю. А. Мозжорин, но все уже было предрешено. По результатам этого совещания не было выпущено никаких официальных документов, но именно после него был снят со своей должности главный конструктор ЦКБЭМ В. П. Мишин и назначен В. П. Глушко, которому был дан карт-бланш на закрытие работ по Н-1. Вот так кулуарно решались судьбы космических программ в СССР. А Постановление правительства о закрытии работ по Н1 и списании затрат вышло только в феврале 1976 года.

Одновременно были прекращены работы по долговременной лунной базе, чья сметная стоимость уже превысила 50 миллиардов рублей. Ракету Н1 №8Л, уже подготовленную к запуску в августе 1974 года, разрезали на отдельные элементы, а документация была уничтожена. “Лунную группу” космонавтов окончательно расформировали еще в ноябре 1969 года, а космонавты приступили к подготовке по другим программам. И хотя пуски оставшихся ракет Н1 №8Л и 9Л не могли помешать работам по новой тематике, В. П. Глушко, по-видимому, опасался, что удачный запуск Н1 не позволит тихо закрыть эту программу.

И только Н. Д. Кузнецову удалось сохранить 93 двигателя НК33, НК43 и НК31 для двух ракет Н1. Они 20 лет пролежали на складе, а в середине 90-х годов были предложены американцам для установки на модернизированной ракете «Атлас2AR» («Атлас-3») и многоразовом носителе К1 компании «Кистлер», причем все двигатели прекрасно сохранились и с успехом прошли огневые испытания. В настоящее время в ЦСКБ «Прогресс» и РКК «Энергия» на базе «семерки» разрабатывается проект ракеты-носителя «Ямал» («Аврора») с заменой двигателя РД108 на двигатель НК43. При этом с увеличением диаметра второй ступени и объема баков третьей ступени масса выводимого полезного груза возрастает до 11 тонн, что сближает возможности «Ямала» и днепропетровского «Зенита». Предполагается использовать двигатель НК43 и на создаваемой по программе «Воздушный старт» ракете-носителю «Полет».

Между прочим, в конце 70-х годов, когда у В. П. Глушко возникли трудности при создании четырехкамерного двигателя РД170, был предложен вариант установки на новый носитель связки форсированных двигателей НК33 с тягой 205-207 тонн каждый. Применяя ЖРД Кузнецова вместо двигателей Глушко, можно было получить легкую двигательную установку, в десятки раз более дешевую и простую, чем РД170. Естественно, что В. П. Глушко на это не пошел.

Возглавив НПО «Энергия», В. П. Глушко в том же 1974 году предложил комплексную ракетно-космическую программу, одним из пунктов которой было исследование Луны. При этом он, отказавшись от Н1, предложил целое семейство ракет-носителей пакетной схемы с грузоподъемностью от 30 до 250 тонн, которые стали и называться по другому: РЛА – ракетные летательные аппараты. Всех их объединяла компоновка: вокруг центрального кислородно-водородного блока второй ступени диаметром 9 метров крепились боковые блоки первой ступени диаметром 6 метров, работающие на кислороде и керосине. Грузоподъемность ракеты зависела от количества “боковушек”. Самая тяжелая из семейства РЛА150 должна была вывести на орбиту полезный груз массой 250 тонн. Эта ракета получила название «Вулкан».

В расчете на такой носитель в конце 1974 года в НПО «Энергия» были разработаны тех. предложения по лунному экспедиционному комплексу ЛЭК «Звезда». Основу комплекса составлял лунный экспедиционный корабль, доставляемый на Луну и обратно по прямой схеме. Масса корабля на окололунной орбите составляла 60 тонн, на поверхности Луны – 37 тонн, а при старте с Луны – 22 тонны. Сам лунный экспедиционный корабль состоял из посадочной ступени, взлетной ступени и отсека управления с размещенным в нем спускаемом аппарате аналогично программе Н1Л3М. Экипаж корабля – 3 человека. Старт с околоземной орбиты и торможение с выходом на орбиту Луны осуществлялся с помощью кислородно-водородного блока «Везувий». Для схода с окололунной орбиты и посадки на Луну использовалась посадочная ступень. Взлетная ступень обеспечивала старт с Луны и вывод на траекторию полета к Земле. В состав лунного экспедиционного комплекса входили также 2 лабораторно-жилых модуля на 3 человека каждый, луноход с герметичной кабиной, ядерная энергетическая установка и транспортный корабль доставки расходуемых материалов. Смена персонала экспедиции производилась 1 раз в год. Экспертная комиссия проекта ЛЭК сочла работы по нему неактуальными для текущего момента времени, и на первое место по приоритетности были поставлены работы по созданию многоразовой космической транспортной системы «Буран».

В ходе создания многоразовой космической системы «Буран» неоднократно менялись и параметры носителей. Так, в связи с унификацией “боковушек” (блок А) и первой ступени ракеты-носителя «Зенит», их диаметр составил 3,9 метра, что обеспечивало беспрепятственный провоз по железной дороге. Диаметр центрального блока (блок Ц) составил 8,8 метра. В эскизном проекте по «Бурану», выпущенном в марте 1977 года, ракеты сменили свои обозначения. Теперь самыми грузоподъемными стали РЛА132 и РЛА133. Первая из них РЛА132 со стартовым весом 3810 тонн имела 8 “боковушек” нормальной размерности. Ее грузоподъемность составляла 170 тонн на опорной орбите и 41 тонну на окололунной. На РЛА133 (стартовый вес 5800 тонн) было установлено уже 9 блоков А с увеличенной заправкой, при этом масса выводимого груза на опорную орбиту возрастала до 210 тонн, а на орбиту Луны – до 51 тонны.

Борясь за совершенство конструкции ракеты-носителя, было предложено применить переохлажденные (“шугообразные”) жидкие кислород и водород и уменьшить диаметр центрального блока до 7,7 метра. Такие размеры блока Ц не позволяли установить на нем больше 8 блоков А. Поэтому в техническом проекте 1979 года исчезло упоминание о РЛА133, а под именем «Вулкан» фигурировала РЛА132 со стартовым весом 3750 тонн и выводимой полезной нагрузкой 160 тонн на орбите Земли и 36 тонн на орбите Луны. Такая грузоподъемность не обеспечивала при одном пуске ракеты-носителя «Вулкан» полет на Луну по прямой схеме. Переход же к схеме со стыковкой на орбите Луны повторял программу «Аполлон» и не давал ничего нового. Поэтому в проектных материалах 1979 года была предложена двухпусковая схема со стыковкой на орбите Луны лунного орбитального и лунного посадочного кораблей. Каждый из кораблей доставлялся к Луне с помощью ракеты-носителя «Вулкан» и кислородно-водородного блока «Везувий».

Лунный орбитальный корабль массой 36 тонн состоит из приборно-агрегатного отсека с двигательной установкой и спускаемого аппарата, размещенного внутри отсека управления. Спускаемый аппарат увеличенных размеров (масса 6,2 тонны) формой и габаритами аналогичен возвращаемому кораблю «Заря». Для перехода экипажа из СА в отсек управления служит люк в нижней части СА в лобовом теплозащитном экране. В верхней части ЛОК – андрогинный стыковочный узел. Численность экипажа – 5 человек. Продолжительность полета на орбите Луны – до 30-45 суток.

Лунный посадочный корабль массой 36 тонн внешне напоминает ЛЭК «Звезда», но со стыковочным узлом и без спускаемого аппарата. Масса его в момент посадки – 19 тонн. Продолжительность пребывания космонавтов на Луне – 15 (30) суток. ЛПК оснащен шлюзовой камерой, в которой одновременно могут находиться 3 человека в скафандрах.

Первым к Луне выводится лунный посадочный корабль, а через 1-3 месяца – ЛОК. После их стыковки на орбите Луны трое из пяти космонавтов переходят в ЛПК и совершают посадку на Луну. По окончании исследований космонавты в лунном взлетном аппарате стартуют с Луны и стыкуются с ЛОК, после чего ЛВА отбрасывается, а ЛОК стартует к Земле. Предполагалось создать на базе ЛОК лунную орбитальную станцию, а на базе ЛПК – лабораторно-жилой модуль как первый этап строительства лунной базы. Хотя от проекта долговременной лунной базы, разработанного под руководством В. П. Бармина, В. П. Глушко отказался. На базе ЛОК также предполагалось создать корабль-спасатель или транспортный корабль с экипажем 5-7 или 7-10 человек (в 2 яруса), выводимые ракетой-носителем РЛА125 «Гроза» с двумя блоками А (будущая «Энергия-М»).

Программа многоразовой космической системы «Буран» поглощала все финансовые и людские ресурсы, а потому вероятность создания в обозримом будущем ракеты-носителя «Вулкан» была очень мала. В связи с этим была проработана возможность реализации лунной экспедиции на базе ракеты-носителя «Энергия» грузоподъемностью 90 тонн, при этом масса ЛОК и ЛПК на лунной орбите снижалась до 29 тонн. Соответственно снижалось и время пребывания космонавтов на Луне – до 5 суток. Но сначала работы по лунной программе откладывались до ввода в эксплуатацию МРКК «Буран». А после единственного пуска «Энергии» с «Бураном» 15 ноября 1988 года программа «Буран» пошла под откос и рухнула, похоронив под своими обломками советскую лунную программу. Возобновление интереса к пилотируемым полетам на Луну теперь следует ожидать лишь в ХХI веке и не раньше, чем закончится строительство международной космической станции. Возможно, сама станция станет базой для сборки лунных кораблей и перевалочным пунктом на пути к Луне.

Марс, далее везде.

В начале 60-х годов известный писатель-фантаст Артур Кларк в своей книге «Черты будущего», привел таблицу, в которой он спрогнозировал научно-технические достижения человечества до конца XXI века. В частности, он предсказывал посадку на Луну в 1970 году, а на Марс – в 1980 году. Но если с Луной вышло все как нельзя лучше, то Марс явно не уложился в прогноз, хотя проектов марсианской экспедиции было великое множество.

Вообще-то говоря, Марсу по части внимания со стороны писателей-фантастов повезло гораздо больше других планет. В этом смысле он даже опередил Луну. В принципе, в этом нет ничего удивительного. Уже в средние века во времена Галилея даже в небольшой телескоп можно было увидеть безводные и безжизненные лунные пространства, усеянные кратерами. Правда, Герберт Уэллс в начале ХХ века пытался населить нашу ближайшую соседку “селенитами”, живущими в недрах Луны, однако последователей у него не нашлось.

Марс же всегда привлекал внимание своим необычным красным цветом. Еще больший интерес вызвало сообщение, сделанное Джованни Скиапарелли, о марсианских “каналах”. Естественно, что каналы в общественном сознании были твердо связаны с наличием разумной жизни на “красной” планете. Как барометр общественного интереса стали появляться многочисленные фантастические романы о путешествиях на Марс. Причем “марсианская” тематика захватила даже далеких от фантастики писателей. Достаточно вспомнить «Аэлиту» Алексея Толстого и марсианские приключения капитана Картера, написанные родным “отцом” Тарзана Эдгаром Берроузом. Можно также упомянуть «Красную звезду» А. Богданова и «Звездоплавателей» Ж. Рони-старшего. Ну а писать на марсианскую тему писателям-фантастам, кажется, сам Бог велел. Пожалуй, самым заметным событием в мире научной фантастики стало появление романа Герберта Уэллса «Война миров». Радиопостановка по нему, поставленная в 1939 году в виде репортажа о нашествии «марсиан» на нью-йоркском радио, вызвала нешуточную панику среди слушателей.

Впрочем, рассказы о полетах на Марс и другие планеты Солнечной системы в первой половине ХХ века можно было встретить только в научно-фантастических романах. Общий уровень развития ракетной техники того времени не позволял рассуждать об этом сколь-нибудь серьезно. Впервые об этом по-настоящему заговорили после окончания второй мировой войны. И первым это сделал создатель фашистского «оружия возмездия» Вернер фон Браун. Будучи интернированным на полигоне Уайт-Сэндз вместе с 60 своими коллегами по Пенемюнде, он в 1947-1948 годах написал книгу о пилотируемой экспедиции на Марс. В 1950 году эта книга, содержащая математические выкладки, была опубликована в Западной Германии, а еще через 3 года – в США.

Согласно В. фон Брауну для проведения экспедиции к Марсу должна быть запущена флотилия из 10 кораблей со стартовой массой 4000 тонн каждый. Общий экипаж всей экспедиции – 70 человек. Из 10 кораблей семь предназначены только для выхода на орбиту Марса. Три корабля несут крылатые посадочные аппараты. Перелет к Марсу должен занять 8 месяцев.

Первый крылатый аппарат совершает горизонтальную посадку на ледяной полярной шапке Марса с использованием лыжных шасси. После чего экипаж совершает переход на гусеничном вездеходе с полюса на экватор, где строится посадочная полоса для встречи следующих двух планеров, которые приземляются уже с помощью колес. После посадки отвинчиваются треугольные крылья планеров, а их фюзеляжи переводятся в вертикальное положение для последующего старта. Для работы и жилья космонавты устанавливают сферический надувной модуль, в котором им придется провести 400 суток.

После старта с поверхности Марса взлетные корабли сближаются с оставшимися на орбите семью кораблями, после чего космонавты переходят в них через открытый космос. Стыковку Вернер фон Браун не предусматривал. Обратный перелет с выходом на околоземную орбиту также продолжался 8 месяцев.

Сборка всей этой флотилии должна была осуществляться на околоземной орбите, для чего по оценке автора потребовалось бы 950 грузовых трехступенчатых ракет. При этом каждая ракета при стартовой массе 7000 тонн, из которых 5583 тонны топлива, выводила на орбиту полезный груз массой всего лишь 40 тонн. С позиций сегодняшнего дня такая ракета кажется каким-то мастодонтом, способным перевозить лишь ничтожно малый груз. Для примера: ракета-носитель «Сатурн-5» при стартовой массе менее 3000 тонн поднимала 130 тонн полезного груза. Впрочем, надо сделать скидку на то, что Вернер фон Браун ориентировался на технические характеристики своего же детища – «Фау-2» и совершенно не учитывал возможности использования водорода и ядерных ракетных двигателей.

В целом же весь проект выглядел достаточно фантастическим, хотя многие детали были прописаны достаточно подробно, в том числе математические выкладки. Чуть позже, в 1954 году, роман фон Брауна был опубликован в журнале «Кольерс». В примечании автор предположил, что полет человека к Марсу состоится через сто лет, а может быть и позже. Кто знает, возможно, именно Вернер фон Браун окажется прав.

В 1956 году, когда давным-давно закончилась изоляция Вернера фон Брауна, и он в Редстоунском арсенале АВМА в Хантсвилле занимался созданием баллистических ракет «Редстоун» и «Юпитер» для Армии США, в печати вышла книга под названием «Исследование Марса». Ее авторами были фон Браун и Вилли Лей. Это еще раз показывает истинные пристрастия создателя «оружия возмездия» фашистской Германии. На сей раз, в качестве прогнозируемого срока называлось ближайшее десятилетие, причем желательным выглядело использование ядерных ракет. Но в книге авторы хотели показать реализуемость экспедиции к Марсу на базе технологии 50-х годов.

Самым существенным в варианте 1956 года было сокращение марсианской флотилии с 10 до двух кораблей, а экипажа – с 70 до 12 человек. Каждый корабль при старте с земной орбиты весит 1870 тонн. Один из кораблей несет крылатый посадочный аппарат массой 177 тонн. На другом находится сферический жилой отсек диаметром 8 метров. После выхода на марсианскую орбиту 9 из 12 космонавтов переходят в планер и совершают посадку со скоростью 190 км/час на лыжных шасси в экваториальной области. Все, что происходило на Марсе, полностью повторяло раннюю версию фон Брауна за исключением перехода с полюса на экватор. Для жилья космонавты должны были развернуть полусферическую надувную палатку диаметром 6 метров.

После года исследований взлетная ракета стартует с поверхности Марса. Орбитальный корабль забирает своих товарищей и стартует к Земле. Масса корабля после выхода на круговую околоземную орбиту высотой 90 тысяч километров составит 38,4 тонны. Экипаж марсианского корабля перевозится на орбитальную станцию с помощью транспортного корабля. Сам же марсианский корабль остается на этой орбите в качестве памятника первопроходчикам космоса.

Несмотря на сокращение в 5 раз состава экспедиции, количество грузовых и пилотируемых кораблей, необходимых для сборки на орбите марсианской экспедиции, уменьшилось всего лишь с 950 до 400. Вся сборка должна была продолжаться 7 месяцев, причем ракеты стартовали бы дважды в день.

И этот проект выглядел тоже достаточно фантастично. Но уже через год полетел первый спутник, через три – люди впервые увидели фотографию обратной стороны Луны. Начиналась космическая эра. События развивались стремительно, и многие верили в реальность космических полетов к Луне, Венере, Марсу и другим планетам Солнечной системы, причем в самые ближайшие годы. Вообще, первопроходцы космоса были романтиками в самом хорошем смысле этого слова. Как пример можно привести отчет, написанный в ноябре 1959 года в Лаборатории реактивного движения, перешедшей под юрисдикцию НАСА. В нем высказывалось предположение о возможности высадки человека на Луну в 1966-1967 годах, создание лунной базы и облет Марса – в начале 70-х годов, а проведение марсианской экспедиции – в середине 70-х годов. Причем за основу принималась схема Вернера фон Брауна, опубликовнная в 1956 году.

Начало космической эры и полетов в космос повлекли за собой буквально лавину проектов по освоению планет Солнечной системы. И зачастую их разрабатывали не государственные организации типа НАСА, а частные компании и отдельные энтузиасты. К последним относился Филип Боно, специалист по проектам космических аппаратов компании «Боинг». Он часто выступал с оригинальными проектами. Одним из первых стал проект марсианского корабля, доклад о котором был прочитан на собрании Американского Астронавтического Общества в Сиэтле 4-5 августа 1960 года. И хотя в нем отчетливо прослеживались идеи фон Брауна, все же он имел и свои особенности.

По проекту Ф. Боно марсианская экспедиция реализовывалась в однопусковом варианте. На старте марсианский корабль с ракетой-носителем весил 3770 тонн при общей длине 75 метров. Ракета-носитель представляет собой связку из шести боковых и одного центрального блока. На каждом блоке установлен один кислородно-водородный двигатель тягой 680 тонн. На первой стадии разгона работают все двигатели, но топливо (жидкий кислород и водород) поступают лишь из четырех боковых блоков. После израсходования топлива на высоте 60 км они отбрасываются. Работать продолжают три двигателя, но топливо поступает лишь из двух оставшихся боковых блоков. На заключительной стадии разгона с высоты 105 км остается центральный бак с единственным двигателем. Такая связка («кластер») напоминает схему первой ступени ракеты «Сатурн-1». Она напрямую выводила марсианский корабль на траекторию полета к «красной звезде» минуя выход на околоземную орбиту. По такой схеме запускались первые советские и американские «лунники».

Сам марсианский корабль представлял собой посадочный аппарат, к хвостовой части которого были пристыкованы жилой модуль и ракетный блок. Посадочный аппарат напоминал по форме ракетоплан «Дайна Сор», при этом он имел размах дельтовидных крыльев 28,5 метров при длине 37,5 метров. В носовой части планера установлен ядерный реактор для электроснабжения корабля. В процессе перелета экипаж из восьми человек находится в цилиндрическом жилом модуле диаметром 5,5 метров и длиной 13,5 метров. Посадочная ступень и жилой модуль соединены узким переходным туннелем. Ракетный блок, обеспечивающий выход на орбиту Марса и старт с нее, снабжен связкой двигателей от блока «Центавр» компании «Пратт&Уитни».

В качестве даты старта марсианской экспедиции Ф. Боно назвал 3 мая 1971 года. После 259 дней перелета весь экипаж переходит в посадочный аппарат. После разделения жилой модуль с помощью ракетного блока в автоматическом режиме выходит на орбиту Марса. А посадочный аппарат с подлета входит в атмосферу, планирует и совершает посадку на поверхность Марса, используя лыжное шасси. После посадки космонавты разворачивают 6-метровый надувной купол, который служит им жилым отсеком в течение 479 дней пребывания на поверхности Марса. Для перемещения и исследования отдаленных областей используется вездеход. В отличие от схемы фон Брауна у Боно посадочный аппарат стартует по самолетному, используя подъемную силу крыльев. После выхода на орбиту посадочный аппарат стыкуется с жилым модулем и с помощью ракетного блока переходит на траекторию полета к Земле. Перед подлетом от корабля отделяются жилой модуль и ядерный реактор, которые сгорают в атмосфере. Сам планер 24 января 1974 года совершает посадку в пустыне на лыжных шасси.

Стоит отметить, что и фон Брауна и у Ф. Боно при реализации марсианской экспедиции использовались только ЖРД. Причем лишь Боно предлагал в качестве топлива водород, как наиболее энергетически выгодный. Но очевидно, что использование ЖРД приводило к увеличению стартовой массы марсианского экспедиционного корабля. В этом смысле проект Ф. Боно был чересчур оптимистичен и не подкреплен расчетами.

Более продуманной оказалась первая работа по изучению проблем полета к Марсу, проведенная Исследовательским Центром НАСА имени Льюиса, чей доклад был представлен на ежегодном собрании Института аэрокосмических наук 23-25 января 1961 года в Нью-Йорке. В своей работе, начатой еще в ноябре 1957 года, сотрудники Центра рассмотрели возможность применения химических, ядерных и электрических (ионных) ракетных двигателей для межпланетных полетов. Для примера был выбран полет на Марс. Было показано, что энергетически более выгоден более медленный перелет по гомановым траекториям. При этом для старта с орбиты Земли желательно использовать ядерные ракетные двигатели, а при возвращении на Землю выгодно применять не ракетное, а аэроторможение в атмосфере. Для этих целей возвращаемый аппарат имел форму планера с треугольным крылом. В этом же отчете была показана необходимость наличия в жилом отсеке камеры радиационной защиты, служащей убежищем для экипажа в случае солнечных вспышек.

Надо сказать, что уже к тому времени было понятно, что ядерные ракетные двигатели как минимум в два раза по удельному импульсу превосходили химические двигатели. Если самый совершенный кислородно-водородный двигатель 60-х годов имел удельный импульс 430 секунд, то для ЯРД минимальная планка находилась на уровне 850-900 секунд. А чем больше удельный импульс двигателя разгонного блока, тем меньше стартовый вес марсианского комплекса на околоземной орбите при той же полезной нагрузке.

Первое серьезное исследование проблемы создания атомного двигателя для космического полета провели в 1944 году Станислав Улам и Фредерик Хоффман, в то время работавшие по Проекту «Манхэттэн». Проработки по созданию ЯРД начались в США еще в 1955 году под эгидой Комиссии по ядерной энергии. В мае 1961 года во время утверждения программы посадки корабля «Аполлон» на Луну было рекомендовано продолжить работы над ЯРД по программе «Ровер». К этому, кстати, призвал Президент США Джон Кеннеди в своей знаменитой речи 25 мая 1961 года. Был разработан проект «Нерва». НАСА совместно с Комиссией по атомной энергии заключили контракт с фирмами «Аэроджет» и «Вестингауз» на создание двигателя «Нерва» тягой 26 тонн. Отработка двигателя велась на опытных полноразмерных реакторах без сопла «Киви», первое испытание которого прошло в мае 1964 года. Прототип ЯРД был впервые испытан 24 февраля 1967 года на ядерном полигоне в штате Невада на установке «Феб1Б», что подтвердило его техническую реализуемость. Правда, до сих пор ни один ядерный ракетный двигатель не только не летал в космосе, но даже и не испытывался на огневом стенде. Во многом это объясняется отсутствием реальной потребности в ядерных двигателях, поскольку ни в одной стране работы по пилотируемой марсианской экспедиции даже не дошли до стадии эскизного проекта. Да и в Америке вместе с сокращением финансирования программы «Аполлон» в 1972 году были закрыты работы по ядерному двигателю «Нерва».

В начале 60-х годов опирались в основном на теоретические возможности ЯРД. В предыдущей главе уже рассказывалось о разворачивании работ по программе «Аполлон». Многие компании, участвовавшие в конкурсе за право создания лунных кораблей, справедливо полагали, что после освоения Луны естественным образом приступят к полетам к Марсу, Венере и другим планетам Солнечной системы. И нужно быть готовыми к этому. Потому-то и рождались в недрах различных компаний многочисленные предложения по межпланетным полетам. К ним относится и инженерная записка, составленная в 1961 году сотрудниками компании «Дуглас Эйркрафт» Робертом Лоу и Робертом Джервейсом. Я не буду останавливаться на этой записке, поскольку в ней не слишком хорошо продуманы многие детали полета к Марсу.

Гораздо интереснее рассказать о предложении, высказанном в докладе директора Отделения Научно-исследовательских работ в Центре космических полетов имени Маршалла НАСА Эрнста Штулингера и Джозефа Кинга на Конференции по электрическим двигателям Американского Ракетного Общества 14-16 марта 1962 года в Беркли. Сам Э. Штулингер, который вместе с фон Брауном создавал «Фау-2» для третьего рейха, начал заниматься электрическими двигателями с начала 50-х годов. Электрические ракетные двигатели позволяли увеличить удельный импульс как минимум до 1500 секунд, что сулило большие выгоды. Но у них есть один существенный недостаток – слишком малая тяга. Это приводит к большим затратам времени на разгон и торможение. Именно поэтому ЭРД практически не применяют для перелетов на околоземных орбитах кроме коррекций, а также для полетов к Луне. Ведь, например, полет КА на стационарную орбиту с помощью ЖРД занимает 6 часов, а при использовании ЭРД – 30 суток.

При полетах же к дальним планетам длительный разгон в сфере действия Земли с лихвой компенсируется дополнительной скоростью, приобретаемой за счет высокого удельного импульса при меньших затратах топлива. В результате, удельный вес полезной нагрузки возрастает, а суммарное время экспедиции снижается. Правда, электрические двигатели требуют для своей работы высокий уровень потребляемой электрической мощности. Ее могут обеспечить либо солнечные батареи с огромной площадью панелей, которая возрастает по мере удаления от Солнца, либо компактный ядерный реактор.

В проекте Э. Штулингера для выработки электроэнергии предлагалось использовать ядерный реактор с тепловой мощностью 115 Мегаватт. В ядерном реакторе нагревается рабочая жидкость до температуры 1450К (1180С), которая поступает на турбину. Турбина, в свою очередь, вращает генератор, вырабатывающий электрическую мощность 40 Мегаватт. Избыток тепла сбрасывается через плоские радиаторы общей площадью 4300 м2. Для создания тяги используютя два электрических (ионных) двигателя.

Космический корабль для полета к Марсу по Штулингеру представляет собой ромб в плане с максимальной длиной 150 метров. Основную площадь ромба составляют радиаторы для сброса избыточного тепла ядерного реактора, который расположен на одной из остроугольных вершин ромба. На противоположном конце расположен жилой модуль с камерой радиационной защиты длиной 1,9 метра, диаметром 2,8 метра и массой 50 тонн. Экипаж корабля – 3 человека. Общая стартовая масса корабля – 360 тонн.

В центре ромба установлены два ионных двигателя, вынесенных на штангах. Для их работы в качестве топлива используется цезий. Запас цезия на корабле составляет 120 тонн. В состав экспедиционного корабля также входит марсианский посадочный корабль массой 70 тонн. В процессе перелета для создания искусственной гравитации, составляющей 1/10 от земной, корабль вращается относительно центра масс со скоростью 1,3 оборота в минуту (8 град/с).

Для проведения марсианской экспедиции в начале 80-х годов Эрнст Штулингер предполагал запуск 5 кораблей. Причем три из них несут посадочные аппараты, а два – дополнительные 70 тонн цезия.

В течение первых 56 дней происходит разгон по спирали и выход на траекторию полета к Марсу, из них 20 дней приходятся на полет в радиационных поясах Земли. Этот период экипажи проводят в камере радиационной защиты. Сам перелет до сферы действия Марса длится 148 суток. Скручивание по спирали и выход на низкую марсианскую орбиту занимает три недели.

В течение 29 суток проводятся изучения поверхности Марса с целью выбора места посадки. Затем от одного из кораблей отделяется посадочный модуль без экипажа, который совершает посадку в автоматическом режиме. В случае успешной его посадки следом за ним стартует к Марсу пилотируемый посадочный корабль с экипажем из трех человек, который приземляется недалеко от беспилотного. Если бы первый грузовой корабль потерпел аварию, то второй также полетел бы без экипажа. В случае неисправности пилотируемого посадочного модуля космонавты переходят в кабину грузового корабля, стартуют с поверхности Марса и стыкуются со своим же экспедиционным кораблем. Оставшийся неиспользованным посадочный корабль (если не было аварии одного из кораблей) просто отбрасывается. Запасы цезия равномерно распределяются среди всех кораблей. Даже в случае неисправности четырех кораблей из пяти единственный экспедиционный корабль способен обеспечить обратный перелет всех 15 космонавтов.

Далее события происходят в обратном порядке:

• разгон и переход на траекторию полета к Земле – 18 суток;

• перелет по трассе Марс-Земля – 268 суток;

• полет в сфере действия Земли – 32 суток, из 10 суток внутри радиационных поясов.

В целом, схема полета и состав марсианского экспедиционного комплекса, предложенные Эрнстом Штулингером, оказались достаточно интересными и перспективными. У него нашлись последователи, в том числе и в нашей стране. Но об этом чуть позже.

Гораздо более оригинальным оказался вид межпланетного корабля и его двигательной установки в проекте «Орион», начало работ по которому датируется 1958 годом. Здесь в качестве движителя предлагалось использовать взрывы небольших атомных бомб. Пожалуй, первый серьезный проект использования ядерных зарядов был предложен в 50-х годах компанией «Мартин». Согласно ее проекту в камеру сгорания диаметром 40 метров каждую секунду выстреливалось по одному небольшому ядерному заряду мощностью 0,1 кТ, который и подрывался в центре камеры. Взрыв испарял поступавшую туда же воду, пары которой, истекая через сопло, создавали тягу при удельном импульсе 1150 секунд. Такой двигатель, который получил название импульсного ядерного ракетного двигателя, предлагалось использовать для вывода спутников на околоземную орбиту. Причем сначала работали химические двигатели, которые разогнали бы ракеты до скорости 2,4 км/с, где на высоте 240 км уже включился бы ядерный двигатель. Примерно в это же время в Ливерморской лаборатории Комиссии по атомной энергии работали над аналогичным проектом под названием «Гелиос», но меньших размеров.

В 1955 году Станислав Улам и Корнелиус Эверетт предложили полностью устранить камеру сгорания. Вместо этого в направлении, противоположном движению, выстреливались ядерные заряды вместе с твердотопливными дисками. В результате взрыва диски испарялись, и образовывалось облако плазмы, которая создавало давление на мощную опорную плиту космического аппарата.

Именно такая схема импульсного ядерного двигателя была принята для проекта «Орион», работы по которому начала в 1958 году компания «Дженерал Атомикс». Основателем и руководителем компании был Фредерик де Хоффман, однако, движущей силой проекта стал Теодор Тэйлор, ветеран программы создания ядерного оружия в Лос Аламосе. Хоффман привлек к работам по проекту и физика-теоретика из Института прикладных исследований в Принстоне Фримэна Дайсона. Развивая идеи Улама, Тэйлор и Дайсон предложили объединить ядерный заряд вместе с твердым топливом в один модуль. В качестве топлива был предложен полиэтилен, который хорошо поглощает нейтроны, выделяющиеся при атомном взрыве. В результате была получена (пока только теоретически) высокая скорость истечения струи, большая тяга и высокий удельный импульс (от 10 000 до 1000 000 секунд). Кроме того, ими же была предложена система амортизаторов, связывающих корабль и опорную плиту, для гашения импульсных толчков от ядерных взрывов. В ноябре 1959 года был даже проведено испытание модели для проверки концепции.

Для дальнейшего развития проекта требовалось поддержка и финансирование со стороны государства. Поэтому в апреле 1958 года руководство компании «Дженерал Атомикс» обратилось за поддержкой в Управление Перспективных исследований Министерства обороны США (ARPA), которое согласилось ежегодно выделять на программу» названную «Орион», 1 миллион долларов в год.

Тэйлор и Дайсон были убеждены, что ракеты на химическом топливе, развиваемые НАСА, ограничены по своим возможностям и не способны обеспечить полеты за пределы Луны к другим планетам Солнечной системы. Они хотели создать межланетный корабль достаточно простой по устройству, просторный, а главное реализуемый. По мению Тэйлора крабль должен был бы стартовать с территории одного из ядерных полигонов в штате Невада. Сам корабль должен был быть похож на остроконечную пулю высотой в 16 этажей с опорной плитой диаметром 40 метров. Статовое сооружение представляло собой стартовый стол, установленный на восьми башнях-колоннах высотой каждая 75 метров. Стартовая масса корабля около 10000 тонн.

На начальной стадии подъема ежесекундно должны были выстреливаться ядерные заряды мощностью 0,1 кТ. По мере увеличения скорости полета частота выброса ядерных зарядов снижалась до одного в 10 секунд, а мощность каждого увеличивалась до 20 кТ. Удельный импульс двигателя должен был составить 2000 секунд. Для уменьшения радиоактивного загрязнения атмосферы корабль взлетал вертикально вплоть до выхода за пределы атмосферы.

По мнению авторов проекта при ежегодном финансировании на уровне 100 миллионов долларов вполне реальным были бы полеты к Марсу в 1965 году, а к Сатурну – в 1970 году. При этом масса полезной нагрузки исчислялась бы в тысячах тонн, а численность экипажа составила бы 150 человек.

Однако в 1959 году вошедшее в силу НАСА отобрало все гражданские космические проекты у ARPA, а остальные отошли к ВВС. К тому же НАСА ориентировалось исключительно на химические двигатели и безядерный космос. Проект «Орион» тоже перешел в руки ВВС, но с условием, что ему будет найдено военное применение. Таким образом, из корабля для мирного исследования планет «Орион» превращался в носителя ядерных зарядов для обстрела территории СССР.

В начале 60-х годов участники проекта «Орион» попытались заинтересовать своими идеями Центр космических полетов имени Маршалла. Они предложили создать верхнюю ступень ракеты «Сатурн-5» с импульсным ядерным двигателем. Вместе с кораблем ступень весила бы порядка 60 тонн, однако, удельный импульс двигателя составлял бы от 1800 до 2500 секунд. Диаметр опорной плиты ограничивался диаметром второй ступени ракеты-носителя (10 метров). Опорная плита соединялась с кораблем четырьмя телескопическими амортизаторами.

Для полета на Марс требовалось бы всего два пуска ракеты «Сатурн-5». При массе оборудования в 100 тонн, что составило бы 45 от массы всего комплекса, корабль с экипажем из восьми человек мог бы за 125 суток совершить облет Марса с возвращением на Землю.

Со временем даже директор Центра космических полетов имени Маршалла Вернер фон Браун стал сторонником проекта «Орион». Однако он оказался отвергнут не по техническим, а по политическим мотивам. В августе 1963 года СССР, США и Великобритания подписали международное соглашение о запрещении ядерных испытаний в космосе. Проекту «Орион» был нанесен сокрушительный удар. Любой импульсный ядерный двигатель был поставлен вне закона в соответствии с международным правом. В декабре 1964 года финансирование проекта «Орион» было прекращено.

С одной стороны, конечно, жаль, что такой многообешающий проект был закрыт. Но, с другой стороны, естественными были опасения его противников. А что, если при выведении корабля на околоземную орбиту произойдет авария. Тогда сотни, а, может быть, тысячи тонн ядерных зарядов рухнут на Землю. Произошла бы просто глобальная катастрофа. Да даже при штатной работе импульсного ядерного двигателя происходило бы радиационное загрязнение атмосферы. Да и в ближнем космосе произошло резкое увеличение количества продуктов распада, что привело к сбоям в работе различных околоземных спутников и к нарушению радиосвязи.

Тем не менее, сама идея не умерла, однако в нее внесли коррективы. Вместо ядерного взрыва можно использовать термоядерный взрыв, который не оставляет за собой следа тяжелых радиоактивных ионов. На этом построен проект Британского Межпланетного Общества «Дедал» («Daedalus»), разработанный в середине 70-годов. Его целью является посылка автоматического зонда к «бегущей» звезде Бернарда, у которой, как тогда полагали, имеется планетная система. В качестве двигательной установки служила своеобразная магнитная «камера сгорания» с экраном в виде параболы, куда с частотой 250 Гц выстреливались топливные заряды, представляющие собой гелий-3 в пластиковой оболочке. Мощные электронные лучи в фокусе параболы поджигали топливные заряды, инициируя термоядерный взрыв. Между прочим, на этом же принципе основана и идея управляемой термоядерной реакции, предложенная одним из создателей лазера Н. Г. Басовым. Только вместо электронных лучей для поджигания заряда он, естественно, предложил световые лучи нескольких лазеров, сфокусированных в одной точке.

В результате двухступенчатого разгона межзвездный зонд массой 450 тонн приобретал скорость, составляющую 12 от скорости света. Расстояние в 10 световых лет до звезды Бернарда зонд способен преодолеть за 50 лет. Поскольку включение импульсного термоядерного двигателя у Земли могло бы напрочь сдуть всю атмосферу, старт межзвездного зонда планировался от Юпитера. Сборка двухступенчатого аппарат «Дедал» стартовой массой 54000 тонн также должна была происходить на орбите Юпитера, а из его атмосферы добывался бы гелий-3 для производства топливных зарядов.

Сегодня такая экспедиция выглядит чистой фантастикой. Да и в середине XXI века он вряд ли сможет быть реализован. Разве что к концу XXI века или к началу XXII века человеческая цивилизация достигнет соответствующего технического уровня.

С проектом «Орион» я существенно уклонился от полетов к Марсу, но не от темы. Просто время для него еще не пришло. Но вернемся в начало 60-х годов. После того как была развернута программа «Аполлон» и заключены контракты на создание его основных частей с подрядчиками, НАСА предусмотрительно начало исследования по выбору облика пилотируемых экспедиций к Марсу и Венере. Ответственность за это была возложена на Центр космических полетов имени Маршалла. В марте 1962 года Центр имени Маршалла заключил контракты с компаниями «Дженерал Дайнэмикс», «Локхид» и отделением «Аэронутроник» автомобильного концерна «Форд мотор» на предмет изучения возможности создания межпланетного корабля, способного совершить облет Венеры и Марса, а также выйти на орбиту этих планет с последующим возвращением на Землю. Именно первые буквы назначения программы («A Study of Early Manned Interplanetary Expeditions») образовали ее название – EMPIRE («Империя»). Эта программа рассматривалась как первый шаг к созданию кораблей, которые смогли обеспечить высадку человека на планеты Солнечной системы. Причем в контрактах помимо исследования собственно концепции межпланетного корабля Центр космических полетов имени Маршалла выдвигал также дополнительные требования:

• обосновать необходимость создания ракеты-носителя «Нова», отвергнутой создателями программы «Аполлон», и ее грузоподъемность;

• подготовить «почву» для последующего развития ядерных ракетных двигателей, также не нашедших применения в программе «Аполлон».

Первая стадия изучения завершилась в январе 1963 года, когда представители всех трех компаний представили отчеты. Инженеры из «Аэронутроник» сосредоточились на облетном корабле. При этом в качестве траектории ими был выбран попутный облет Венеры, как до пролета Марса, так и после него. Стартовая масса корабля на околоземной орбите должна была составлять 170 тонн, что позволило бы вывести весь марсианский комплекс на опорную орбиту с помощью одного пуска гигантской ракеты-носителя «Нова» с грузоподъемностью 225 тонн. Для разгона с опорной орбиты используется ядерный ракетный двигатель типа «Нерва». Разгон проходит в два этапа. На первом этапе использованные топливные баки отбрасываются, а топливо продолжает поступать из неотделяемых баков, которые служат в качестве дополнительной радиационной защиты для жилого модуля с камерой радиационной защиты, расположенного между этими баками. После выхода на трассу перелета еще два жилых модуля выдвигаются на телескопических штангах, и с помощью вращения создается искусственная гравитация. Энергопитание корабля в ходе полета обеспечивается радиоизотопным генератором SNAP-8.

При пролете Марса с борта корабля в атмосферу планеты сбрасываются автоматические исследовательские зонды. Перед подлетом к Земле от экспедиционного корабля отделяется возвращаемый аппарат с экипажем. С помощью автономной двигательный установки аппарат с несущим корпусом переводится на попадающую траекторию с одновременным снижением скорости. А экспедиционный корабль, пролетев мимо Земли, выходит на гелиоцентрическую орбиту. В качестве расчетной даты старта специалисты «Аэронутроник» выбрали астрономическое окно между 19 июля и 16 августа 1970 года.

Специалисты «Дженерал Дайнэмикс» и «Локхид» в рамках первой стадии проекта EMPIRE рассматривали как пролетные, так и орбитальные космические корабли. Ведущим специалистом в «Дженерал Дайнэмикс» по проектированию межпланетных кораблей стал Краффт Эрике, еще один бывший коллега фон Брауна по Пенемюнде, один из участников разработки «Фау2». В 1945 году вместе с другими немецкими специалистами-ракетчиками он попал в США, а в 1953 году перешел в компанию «Дженерал Дайнэмикс». В конце 50-х годов К. Эрике увлекся изучением возможностей создания межпланетных кораблей для полетов к Венере и Марсу.

В представленном специалистами компании «Дженерал Дайнэмикс» отчете был рассмотрен полновесный марсианский экспедиционный комплекс за исключением марсианского посадочного корабля. Марсианская экспедиция, начало которой намечалось на 1975 год, состояла из трех кораблей модульной конструкции, один из которых был пилотируемым, а два – беспилотными. Беспилотные корабли представляют собой, по сути, склад запчастей для ремонта пилотируемого корабля в случае каких-либо отказов.

Каждый марсианский корабль состоит из следующих элементов.

Ступень М1 для разгона с околоземной орбиты и перевода корабля на трассу Земля-Марс, состоящая из шести топливных баков с жидким водородом разного диаметра (2 бака диаметром 18 метров, 2 бака диаметром 10 метров и 2 бака диаметром 7,5 метров) и 1-4 ядерных ракетных двигателей. Запас топлива на разгонной ступени составляет от 180 до 630 тонн.

Ступень М2 для торможения и выхода на орбиту Марса, состоящая из семи топливных баков диаметром 4,2 метра вокруг бака диаметром 6 метров и одного ЯРД. Запас топлива – от 110 до 330 тонн жидкого водорода.

Ступень М3 для ухода с орбиты Марса на трассу Марс-Земля аналогичная ступени М2, но с меньшим запасом топлива (от 60 до 120 тонн жидкого водорода).

Ступень М4 для замедления скорости перед подлетом к Земле с одним ядерным или химическим двигателем. При этом запас топлива для ЯРД составил бы от 5,3 до 9,7 тонны в одном баке диаметром 6 метров, а для ЖРД – от 7,5 до 15 тонн в двух баках.

Кабина экипажа вынесена далеко вперед, что позволяет уменьшить влияние радиации от работающих ЯРД, а также для создания искусственной гравитации. Для защиты от солнечных вспышек имеется камера радиационной защиты. Экипаж корабля состоит из восьми человек. В случае необходимости проведения ремонтных работ в открытом космосе на корабле имеются два космических такси, рассчитанных на одного космонавта. Для энергоснабжения используется радиоизотопный генератор SNAP-8, но могут быть применены и солнечные батареи. На всех кораблях, пилотируемых и беспилотных, есть спускаемый аппарат, напоминающий по форме командный модуль «Аполлона», для входа в атмосферу Земли и возвращения экипажа на родную планету.

При полете на орбите Марса предполагалось провести исследования как самой планеты, так и ее естественных спутников Фобоса и Деймоса с помощью автоматических аппаратов, включая забор грунта и доставку его на борт пилотируемого корабля. Хотя первая стадия проекта «Империя» не предусматривала высадку человека на поверхность Марса, все же специалисты «Дженерал Дайнэмикс» показали возможность включения в состав экспедиционного корабля марсианского посадочного модуля, рассчитанного на экипаж из двух человек и 7-дневное пребывание на поверхности планеты.

Для сборки такого экспедиционного корабля на околоземной орбите команда К. Эрике предполагала использовать лишь одну стыковку модулей, выведенных двумя пусками сверхмощной ракеты-носителя «Пост-Сатурн» с грузоподъемностью 450 тонн. В отчете компании «Дженерал Дайнэмикс» был предложен также график развития технологий для организации марсианской экспедиции в марте 1975 года.

Третьим из участников проекта «Империя» была компания «Локхид». В ее проекте также использовалась искусственная гравитация во время перелета, а возвращаемый аппарат походил на командный модуль «Аполлона». Правда, вместо радиоизотопного генератора для энергоснабжения предлагалась солнечная электродинамическая установка.

Чтобы «обкатать» новые идеи 6-7 июня 1963 года в Денвере прошел симпозиум Американского Астронавтического Общества, на котором присутствовали до 800 ученых и инженеров. Как и следовало ожидать, большинство его докладов было посвящено проблемам пилотируемого полета на Марс. В частности, Гарри Рапп из Бюро перспективных проектов Центра Маршалла, отметив огромную стартовую массу марсианских экспедиционных кораблей, предложил в целях уменьшения массы полезного груза отказаться от искусственной гравитации. В его докладе звучали и другие интересные предложения, например: использование аэроторможения в атмосфере Марса для выхода на его орбиту; полет по траектории с большим временем перелета, но минимальной энергетикой; использование одних и тех же двигателей для всех этапов полета (сбрасываются только баки).

В докладе сотрудников Центра пилотируемых кораблей Дэвида Хэммока и Брюса Джексона был представлен проект марсианского посадочного корабля. В целом, они предложили три схемы марсианской экспедиции. Согласно их проекту для реализации первого варианта с орбиты Земли должны быть запущены два корабля. Первым запускается беспилотный пролетный корабль, который через 200 суток должен достичь окрестностей Марса. Через 50-100 суток с околоземной орбиты стартует пилотируемый корабль. В ходе перелета искусственная гравитация поддерживается вращением корабля и одного из топливных баков разгонной ступени. Через 120 суток перелета от пилотируемого корабля отделяется капсула с экипажем, которая прямо с подлетной траектории входит в атмосферу Марса и осуществляет посадку на его поверхность. Через 40 дней в момент приближения к Марсу пролетного корабля космонавты в капсуле стартуют с поверхности планеты и осуществляют стыковку на пролетной траектории. Конечно, такая схема сулила существенную экономию массы полезной нагрузки, но риск был бы чрезвычайно велик. Достаточно небольшому сбою при старте взлетного корабля с Марса или при стыковке кораблей, и гибель экипажа была бы неизбежна.

Во втором варианте предлагалось использование аэродинамического торможения для выхода экспедиционного корабля на орбиту Марса. Для этой цели сам корабль имел форму треугольника в плане с чечевицеобразным профилем. В вершине треугольника размещался возвращаемый аппарат. На боковой плоской стороне корабля был установлен посадочный корабль. В процессе перелета с помощью телескопических штанг части корабля разносятся на некоторое расстояние для создания искусственной гравитации. Перед подлетом отдельные части корабля соединяются в единое целое. После торможения корабля в атмосфере Марса и выхода на низкую орбиту космонавты в посадочном корабле приземляются на поверхности планеты. Далее все проходит по классической схеме. Здесь также удается получить выигрыш в массе полезной нагрузки, который, однако, в значительной мере съедается за счет теплозащиты, которой необходимо закрыть большую часть экспедиционного корабля.

Третий вариант представлял собой полностью классическую схему, включающую двигатель и топливо для выхода на орбиту Марса. В остальном он напоминал второй вариант. По расчетам Хэммока и Джексона при использовании только химических двигателей марсианский экспедиционный корабль (третий вариант) вместе с разгонной ступенью на околоземной орбите весил бы 1125 тонн. При использовании ЯРД и аэродинамического торможения в атмосфере Марса марсианский экспедиционный комплекс весил бы 270 тонн. В случае замены ЯРД на ЖРД его вес возрос бы до 450 тонн. Столько бы весил корабль и в пролетном варианте с использованием химических двигателей.

Одним словом, проектов была масса. Поскольку с обликом лунной экспедиции НАСА определилось еще в 1962 году, то теперь только Марс представлял собой пространство для фантазии и творчества инженеров и ученых. Причем даже в НАСА статус изучения Марса все время повышался. Если в 1962-1963 годах ответственным за изучение проблем полета на Марс (проект «Империя») являлось бюро перспективных проектов Центра космических полетов имени Маршалла, то в 1963-1964 годах это дело возглавило уже бюро пилотируемых космических полетов штаб-квартиры НАСА. К проблеме полета на Марс подключились и другие центры НАСА. 12 июня 1964 года в Хантсвилле состоялось подведение промежуточных итогов изучения этой проблемы.

Один из докладов представила Лаборатория космических технологий компании TRW, контракт с которой был заключен Центром имени Эймса. По их оценке одной из главных проблем при реализации марсианской экспедиции является колоссальный ее вес на околоземной орбите. Так, например, при старте в 1975 году марсианский экспедиционный комплекс весил бы около 680 тонн. Для снижения этой массы специалисты Лаборатории космических технологий и Центра Эймса предлагали использовать более энергоемкие виды топлива, например, водород и фтор. Другим способом экономии массы топлива и, следовательно, массы полезного груза является использование аэроторможения при выходе на орбиту Марса и при возвращении на Землю. По подсчетам использование атмосферы Марса для торможения позволило бы в 6 раз снизить массу корабля.

Выбор в пользу аэроторможения предъявлял соответствующие требования и к форме самого корабля. Так, экспедиционный корабль по проекту Лаборатории космических технологий и Центра Эймса напоминал по внешнему виду корабль «Аполлон», то есть коническая носовая часть и цилиндрическая центральная часть диаметром 7 метров, но с конической юбкой. Объем жилого отсека – 18 м3. В ходе перелета искусственная гравитация поддерживается вращением корабля и разгонной ступени, соединенных 150-метровым тросом. Вся внешняя поверхность экспедиционного корабля за исключением хвостовой части покрыта теплозащитой. Чтобы избежать выступающих частей, мешающих аэроторможению, марсианский посадочный аппарат массой 11250 кг также расположен внутри основного корабля, а точнее – в его хвостовой части. Возвращаемый аппарат для входа в атмосферу Земли и посадки является аппаратом с несущим корпусом в виде полуконуса. Весь экипаж экспедиционного корабля состоит из шести человек, из них двое совершают посадку на поверхность Марса.

Кроме того, в докладе было показано, что на стартовый вес экспедиции влияет продолжительность пребывания космонавтов на поверхности планеты (оптимальный срок – 10 суток). Снизить стартовую массу можно и за счет исключения из состава экипаж экспедиционного корабля камеры радиационной защиты. В этом случае роль радиационного экрана игр бы толстый слой теплозащиты. Еще один резерв массы – теплозащита возвращаемого аппарата. Простое снижение скорости за счет работы двигателей приводит к росту массы. Но этого можно избежать, если на обратном пути совершить еще и гравитационный маневр с облетом Венеры. Можно это сделать и по дороге к Марсу. Тогда выбирается траектория возврата с минимальной конечной скоростью. Кстати, эти же траектории позволяют попутно снизить общую продолжительность экспедиции на Марс с 3 до полутора лет.

В докладе, представленном компанией «Филко Аэронутроник», были рассмотрены результаты исследований, проведенных компанией с мая по ноябрь 1963 года по контракту с Центром пилотируемых кораблей. Фактически это был первый детальный проект марсианского посадочного корабля. Кроме того, компанией был предложен план создания марсианской экспедиции в течение 10 лет при стоимости 6,2 миллиарда долларов.

Взяв за основу плотность марсианской атмосферы в 10 от земной, специалисты компании предложили посадочный корабль в виде половинки конуса, снабженной двумя маленькими крылышками-стабилизаторами. Масса МПК должна была составлять от 29 до 33,5 тонн, его длина – 9 метров, а максимальная ширина по стабилизаторам – 10 метров. Заметим, кстати, что при реальной плотности марсианской атмосферы менее 1 от земной предложенные аэродинамические свойства МПК лишают его возможности тормозиться маневрировать в атмосфере. Но тогда об этом еще не знали.

Для наглядности в докладе был рассмотрен пуск к Марсу в период с 1971 по 1975 годы. Экспедиционный корабль повторял проект марсианского корабля с аэроторможением сотрудников Центра пилотируемых кораблей Д. Хэммока и Б. Джексона. МПК в процессе перелета также находится на спине экспедиционного корабля, но закрыт противометеоритным термоэкраном. После выхода на марсианскую орбиту высотой 550 км экипаж проводит выбор места посадки. Затем двое (капитан, он же геолог, и биолог) переходят в МПК, который отделяется от основного корабля и тормозится с помощью двигателя. После входа в атмосферу Марса и аэродинамического торможения на высоте 23-30 км раскрывается парашют. Перед посадкой парашют отстреливается, а корабль совершает мягкую посадку с помощью двигателей на четыре посадочные опоры. Жилой отсек для пребывания двух космонавтов на поверхности Марса в течение 10-40 суток расположен в нижней части МПК.

После проведения исследований космонавты стартуют с поверхности во взлетной ракете с помощью посадочного двигателя, причем пустые топливные баки, использованные при посадке, и жилой отсек остаются на Марсе. Выйдя на орбиту, космонавты стыкуются с экспедиционным кораблем. После перехода космонавтов в основной корабль МПК отбрасывается.

Как видно, исследования по проблемам полета на Марс привлекали многих. Сдерживало, правда, слабое знание физики планеты Марс и ее атмосферы. Но для решения этой проблемы НАСА предполагало регулярно запускать к «красной планете» автоматические станции типа «Маринер». А вот отсутствие должного финансирования не позволяло перейти от научно-исследовательских и проектно-изыскательских работ к опытно-конструкторским, во всяком случае, до завершения программы «Аполлон». Таким образом, из рассмотрения выпадало наиболее благоприятное в отношении энергетики стартовое «окно» в 1971 году. Следующее такое «окно» должно было появиться в 1988 году. Поэтому в исследованиях приходилось учитывать и возможность запуска в менее благоприятный период (1973-1985 годы). Характерным явился контракт, заключенный в июне 1963 года Центром имени Маршалла с компаниями «Дженерал Дайнэмикс» и «Дуглас Эйркрафт», названный UMPIRE вместо EMPIRE. Первая буква «U» означала неблагоприятный. В эти годы могли быть реализованы только длительные экспедиции, либо с промежуточным облетом Венеры. Кроме того, специалисты этих компаний в целях экономии веса предлагали отказаться от искусственной гравитации.

5 февраля 1965 года Гарри Рапп, руководитель бюро перспективных проектов Центра космических полетов имени Маршалла, представил итоговый отчет, который суммировал все работы по проблеме создания пилотируемых кораблей для облетов Марса и Венеры, включая проект «EMPIRE». Основной целью было изучение возможности создания межпланетных кораблей с использованием технологии «Аполлон» – «Сатурн» и с запуском во второй половине 70-х годов. Поскольку пилотируемые корабли всего лишь пролетали мимо планет, то их исследования проводились с помощью автоматических зондов, включая искусственные спутники планет, посадочные аппараты и аэростаты в атмосфере планет.

Межпланетный корабль, предназначенный для пролета Марса или Венеры, по мнению Г. Раппа должен будет состоять из следующих элементов (от хвоста к вершине):

• переходная ферма для стыковки корабля с разгонной ступенью, включающая стыковочный узел и два двигателя для сближения с этой ступенью;

• сферический жилой отсек с камерой радиационной защиты;

Небольшая центрифуга для поддержания состояния здоровья космонавтов в условиях невесомости (система искусственной гравитации с вращением всего аппарата отклонена, поскольку является слишком сложной и тяжелой);

• баки с запасами топлива для коррекции траектории;

• герметичный ангар для хранения в течение всего полета возвращаемого аппарата типа командного модуля «Аполлона»;

• ангар для хранения, обслуживания и ремонта автоматических планетных зондов;

• два радиоизотопных генератора, вынесенных на штангах;

• на вершине пролетного корабля расположен двигатель от лунной кабины, предназначенный для коррекции траектории.

Для сборки межпланетного пролетного требуется запуск шести ракет «Сатурн-5» и одной ракеты «Сатурн-1В». Первой ракетой «Сатурн-5» на орбиту высотой 485 км выводится сам корабль. При следующих четырех запусках на орбиту выводятся танкеры с жидким кислородом. Шестой ракетой «Сатурн-5» выводится разгонная ступень с запасом жидкого водорода (72 тонны), созданная на базе ступени S-IIB. Следом на корабле «Аполлон» стартуют три космонавта, которые стыкуются с разгонной ступенью. В течение 72 часов они должны обеспечить стыковку с танкерами и перекачку жидкого кислорода в баки разгонной ступени. В противном случае потери водорода от испарения будут слишком велики. Перед включением двигателей разгонной ступени вся связка весит около 105 тонн. После вывода корабля на межпланетную траекторию разгонная ступень отбрасывается.

Перед подлетом к Земле космонавты переходят в командный модуль «Аполлона». С помощью двигателей служебного модуля снижается скорость входа в атмосферу. Полная продолжительность полета – от 661 до 691 дней, в зависимости от используемого стартового окна. Что касается марсианской экспедиции с высадкой на поверхность планеты, то по мнению Г. Раппа, она могла бы состояться в первой половине 80-х годов.

В июне 1965 года аналогичный итоговый отчет представили специалисты компании «Дуглас Эйркрафт», написанного по результатам девятимесячной работы по контракту со штаб-квартирой НАСА. В нем были показаны различия «коротких» и «длинных» перелетов и их преимущества и недостатки. «Короткие» перелеты с общей продолжительностью порядка 600 суток и временем пребывания на Марсе до 30 суток характеризуются большими энергетическими затратами, а, следовательно, большими потребными запасами топлива. «Длинные» траектории значительно более выгодны в энергетическом отношении, однако общая продолжительность всей экспедиции возрастает до 1000 суток, а время пребывания на Марсе или около него – до 400 суток.

В качестве основных принципов, положенных в проект марсианской экспедиции были использование только химических двигателей и аэроторможения в атмосфере Марса. Рассчитывать в 70е годы на ядерные двигатели, по мнению специалистов «Дуглас Эйркрафт», было бы слишком рискованно. Итак, марсианский экспедиционный комплекс должен был состоять из разгонной ступени длиной 10 метров и диаметром 16,5 метров и марсианского космического корабля. На разгонной ступени в качестве топлива используются водород и фтор.

Марсианский космический корабль представляет собой усеченный конус длиной 12 метров и наибольшим диаметром 16, 5 метров. Он, в свою очередь, состоит из двигательной установки для выхода на орбиту Марса и схода с нее, возвращаемого аппарата и жилого модуля в виде тороидального двухэтажного отсека весом 40 тонн, предназначенного для размещения 10 человек. Двигательная установка корабля также использует в качестве топлива водород и фтор. Возвращаемый аппарат весом 7 тонн, рассчитанный на 10 человек, по форме напоминает командный модуль «Аполлона», но несколько больше: длина 4,2 метра против 3 метров у «Аполлона». Космонавты находятся в возвращаемом аппарате при работе двигательной установки, во время аэроторможения, а также во время солнечных вспышек. Создания искусственной гравитации для всего корабля не предусматривается. Однако корабль оснащен центрифугой с двумя кабинами для регулярного профилактического воздействия на космонавтов. Для выработки электроэнергии используются три 10-метровых рефлектора солнечной электродинамической установки.

В верхней части корабля расположен также конический марсианский посадочный аппарат массой 71 тонну, рассчитанный на пребывние на поверехности Марса 6 человек в течение 500 дней. Его ширина у основания 10,6 метра, а длина 15 метров. МПК состоит из посадочного модуля, включающего двигатель и посадочные опоры, теплового экрана, парашютов, тороидального жилого модуля объемом 195 м3 и взлетной ракеты с топливными баками. В состав МПК включены также два марсохода массой по 4 тонны для перемещения трех космонавтов по поверхности планеты на расстояние до 500 км в течение 1-2 недель.

Реализация программы пилотируемого полета на Марс по проекту компании «Дуглас» обеспечивается более мощными чем «Сатурн-5» ракетами-носителями. Их грузоподъемность должна составлять 1 миллион фунтов или 450 тонн, а диаметр полезного груза – 22 метра. При первом пуске такой гигантской ракеты на орбиту выводится весь марсианский корабль в сборке, а при втором пуске – полностью заправленная разгонная ступень. После их стыковки на орбите вся связка стартует к Марсу. Время полета по трассе Земля-Марс – 200 суток.

С помощью аэродинамического торможения в атмосфере Марса корабль переходит на эллиптическую орбиту. Затем уже с помощью двигательной установки формируется круговая орбита высотой 800 км.

После выбора района посадки шесть космонавтов переходят в МПК и приземляются на поверхности Марса, используя для этого парашюты и двигатели мягкой посадки. Обратный путь проходит по классической схеме.

Полная стоимость реализации программы в течение более чем 15 лет по расчетам компании «Дуглас Эйркрафт» составит 17,5 миллиардов долларов.

Вообще на середину 60-х годов приходится пик интереса к полетам на Марс. Помимо исследований инициированных НАСА были и самостоятельные работы. Так, руководитель отдела Лаборатория космических технологий компании TRW Роберт Сон, участвовавший в работах по контракту с Центром Эймса в 1963-1964 года, опубликовал в майском номере журнала «Астронавтикс&Аэронавтикс» еще один проект пилотируемого полета на Марс в возможно более ранние сроки. Это можно было сделать в четыре этапа. Первым этапом являлась бы реализация программы «Аполлон» с отработкой ракеты «Сатурн-5», корабля «Аполлон» и орбитальных методов сближения и стыковки.

На втором этапе предлагалось создать на базе программы «Аполлон» научно-исследовательскую лабораторию (AORL) с экипажем из трех человек, а также модификацию корабля «Аполлон» для совершения длительных полетов. Станция выводится на орбиту с помощью ракеты «Сатурн-5» вместе с основным блоком корабля «Аполлон», а размещается вместо лунной кабины в переходном отсеке. Срок – 1970 год.

На третьем этапе небольшая орбитальная станция AORL заменяется на станцию больших размеров MORL, которая станет прототипом полетного модуля межпланетного корабля. Станция выводится на орбиту с помощью ракеты «Сатурн-5». Экипаж станции MORL составит от 6 до 8 человек.

Четвертым этапом является сама марсианская экспедиция. Для ее осуществления необходим запуск 4-5 ракет «Сатурн-5» увеличенной грузоподъемности (до 200 тонн). В результате сборки на орбите создается межпланетный корабль, состоящий из основного блока корабля «Аполлон» на вершине, жилого модуля типа MORL в середине и разгонной ступени. В качестве топлива на всех ракетных блоках используется водород и фтор. Для экспедиции с посадкой на планету в состав экспедиционного корабля входят также двухместный посадочный корабль и ступень для ухода с марсианской орбиты. Выход на орбиту Марса предполагается с помощью аэродинамического торможения. Время пребывания на Марсе – 15 дней. В ходе перелета создается искусственная гравитация. При реализации пролетного варианта достаточно одного пуска ракеты «Сатурн-5» увеличенной грузоподъемности. По прогнозам Р. Сона пролет Марса мог бы состояться в 1975 и 1978 годах, а посадка на Марс – в 1982 году.

Не осталась в стороне от «марсианского поветрия» и компания «Норт Америкэн авиэйшн», бывшая головным разработчиком основного блока корабля «Аполлон». В том же 1965 году ими был предложен межпланетный корабль для облета Марса и Венеры, разработанный на базе корабля «Аполлон». Разгонная же ступень представляла собой ступень S-IIB, также разработанную в этой компании.

Впрочем, тема пилотируемого облета планет Солнечной системы постепенно себя исчерпала. Хотя он мог быть реализован при существующем уровне развития техники, но ведь простой облет ничего не давал нового науке по сравнению с автоматическими станциями типа «Маринер». Так зачем же тратить деньги? Правда, по инерции еще продолжали рождаться проекты пролетных кораблей, но время их ушло. Тот же Вернер фон Браун в ноябрьском номере журнала «Астронавтикс&Аэронавтикс» считал облет Венеры и Марса необходимым шагом на пути к высадке человека на Марс и созданию там постоянной базы.

Для решения этой задачи фон Браун предложил несколько увеличить грузоподъемность ракеты-носителя «Сатурн-5» (вариант «Сатурн MLV-3») со 100 тонн (без довыведения) до 155 тонн. Для запуска в 1978 году облетного корабля первым на околоземную орбиту выводятся сам космический корабль и топливные баки общей массой 124 тонны. Вторым пуском на орбиту выводится стандартный двигательный модуль с ядерным ракетным двигателем «Нерва-2».

Более сложной была бы организация экспедиции с высадкой человека на поверхность Марса, например, в 1982 году. Для сборки на орбите экспедиционного корабля общей массой 1180 тонн потребовалось бы уже 10 запусков ракеты «Сатурн MLV-3». Сам корабль включал бы, помимо полетного модуля и возвращаемого аппарата, марсианский посадочный корабль и 5 стандартных двигательных модулей с ЯРД «Нерва2» (три для старта с околоземной орбиту, один для выхода на орбиту Марса и еще один для ухода с нее). Экипаж экспедиции – 8 человек, четверо из которых проводят исследования на поверхности Марса в течение 20 дней. Стоит отметить, что такая схема экспедиционного комплекса, предложенная Вернером фон Брауном, нашла последователей. Но об этом чуть позже.

В то же время цифры стартовой массы экспедиционного комплекса просто пугали. Собрать такую махину в невесомости из модулей весом в полторы сотни тонн каждый, да еще в короткий срок, – задача, нерешенная по сей день. Ранее уже рассматривался вариант межпланетного корабля с, предложенный руководителем Лаборатории научно-исследовательских работ Центра космических полетов имени Маршалла Эрнстом Штулингером. За счет высокой удельной тяги ЭРД стартовая масса корабля существенно уменьшалась. Но, обладая высоким удельным импульсом, электрореактивные двигатели имели очень малую тягу, что приводило к большим затратам времени на разгон и торможение. Выступая в марте 1966 году в Балтиморе на очередной встрече, посвященной проблеме полета к Марсу, тот же Э. Штулингер предложил компромиссный вариант. Разгон с околоземной орбиты осуществлять с помощью ЯРД с большой тягой типа «Нерва2», а в дальнейшем использовать только электрореактивные двигатели. Это позволит в течение короткого времени пересечь радиационные пояса Земли, не подвергая большой опасности экипаж.

Для сборки такого корабля на околоземной орбите высотой 485 км потребовался бы запуск пяти ракет «Сатурн-5» с грузоподъемностью 155 тонн, то есть вдвое меньше чем при использовании одних ЯРД. Если же экспедиция будет состоять из четырех кораблей (для надежности), то потребуется 20 запусков вместо 40.

Марсианский экспедиционный корабль по Э. Штулингеру в варианте 1966 года состоит из центрального модуля с ядерным реактором мощностью 20 Мватт и электрическими ракетными двигателями, 153 тонн запасов топлива, марсианского посадочного корабля массой 57 тонн и космического «такси» для перелетов от одного экспедиционного корабля к другому. С двух сторон от центрального модуля выдвинуты телескопические штанги с размахов в 180 метров, к которым крепятся панели радиаторов для сброса в космос тепла от ядерного реактора. На каждом конце штанги закреплено по одной кабине для экипажа. Общая численность экипажа – 4 человека.

Для старта с околоземной орбиты служит разгонная ступень с четырьмя ядерными ракетными двигателями «Нерва-2». Длина ступени – 54 метра, диаметр каждого из четырех топливных баков – 10 метров, а стартовая масса ступени – 309 тонн, из которых 226 тонн жидкого водорода. Время разгона с околоземной орбиты – 30 минут. После окончания разгона корабль закручивается для создания искусственной гравитации, составляющей 20 от земной.

Через 145 суток полета при входе в сферу тяготения Марса включаются ЭРД, и экспедиционный корабль по спирали в течение 23 дней снижается до круговой орбиты ожидания высотой 1000 км. На этой орбите экипаж экспедиционного корабля с помощью МПК совершает чисто реактивную посадку на поверхность Марса, где проводит исследования в течение месяца. Сам марсианский посадочный корабль по форме напоминает конический командный модуль «Аполлона» с максимальным диаметром 10 метров.

После завершения исследования Марса экспедиционный корабль с помощью ЭРД в течение 17 дней по спирали разгоняется в сторону Земли. Обратный перелет длится 255 суток, причем часть траектории проходит внутри земной орбиты. При входе в сферу тяготения Земли опять включаются ЭРД, и корабль по спирали в течение 5 дней снижается до высоты 30000 км, откуда экипаж забирается транспортным кораблем.

По прогнозам Эрнста Штулингера полет такого корабля мог бы состояться в 1986 году, то есть через 20 лет после написания статьи. Считалось, что реализации такой сложной и дорогостоящей программы потребуется именно порядка 20 лет. Эта цифра фигурировала не только раньше, но и вплоть до настоящего времени. Поэтому на любой вопрос о сроках полета человека на Марс можно спокойно отвечать: через 20 лет.

В апреле 1966 года по просьбе председателя Консультативного комитета НАСА по науке и технике, нобелевского лауреата Чарльза Таунса заместитель директора НАСА по пилотируемым космическим полетам Джордж Мюллер организовал исследования по проблеме пилотируемого облета Марса. Работы проводились специально созданной объединенной рабочей группой в бюро пилотируемых космических полетов НАСА и закончились выпуском отчета в октябре того же года. Но группа не ограничилась только облетом, а представила объединенную программу с эволюционным развитием средств и методов исследования Марса, главным критерием которой были максимальная отдача при минимальной стоимости. Причем программа включала как полеты автоматических станций, так и пилотируемых кораблей.

В качестве первого шага было продолжение пилотируемых полетов с увеличением продолжительности пребывания человека в космосе. Фактически это было также целью проекта применения «Аполлона» (1968-1973 годы) или ААР (Apollo Applications Project). В качестве конечной задачи этого этапа ставилось доведение продолжительности пребывания человека в невесомости, сравнимое с временем полета на Марс. Параллельно должны осуществляться запуски к Марсу межпланетных станций «Маринер» (1969-1973 годы) и «Вояджер» (1973 год) – будущий «Викинг».

Следующий этап – осуществление в 1975-1980 годах пилотируемых облетов Марса и Венеры. Полет с высадкой человека на поверхность красной полеты может быть осуществлен после 1980 года с применением ядерных ракетных двигателей. Кроме того, для вывода на околоземную орбиту отдельных частей марсианского экспедиционного комплекса потребуется повышение грузоподъемности ракеты-носителя «Сатурн-5».

Пролетный марсианский корабль состоит из жилого модуля объемом 75 м3, являющегося также модулем орбитальной станции, лабораторного модуля, на внешней поверхности которого установлены солнечные батареи площадью 120 м2 и остронаправленная антенна для связи с Землей диаметром 6 метров, корректирующей двигательной установки и возвращаемого аппарата, аналогичного командному модулю «Аполлона». Возвращаемый аппарат служит также в качестве радиационного убежища в случае солнечных вспышек. В ходе пролета с борта корабля сбрасываются на поверхность Марса автоматические станции, в том числе для забора проб грунта и доставки их на пролетный корабль.

Всего для запуска пролетного корабля требуется четыре улучшенных ракеты-носителя «Сатурн-5». Одна ракета выводит сам корабль, а три остальных – третью ступень с увеличенной заправкой MS-IVB. После сборки именно три ступени MS-IVB последовательно разгоняют марсианский комплекс до второй космической скорости. Перелет до Марса длится 130 суток, но на обратный полет затрачивается уже 537 суток. В ходе обратного перелета корабль достигает пояса астероидов. В целом, это был достаточно реалистичный проект. Его разработчики пытались вдохнуть жизнь в угасающую идею полетов с облетом планет. Их основным аргументов была необходимость исследования проб марсианского грунта на борту корабля во избежание загрязнения атмосферы Земли. Однако эта идея не нашла поддержки. Ведь, в сущности, всю работу выполняли автоматы. Человек требовался лишь для исследования образцов грунта в лаборатории. Но эту лабораторию можно было бы разместить и на борту околоземной орбитальной станции.

Все эти проекты полетов на Марс неплохо выглядели на бумаге. Но пока еще не была выполнена национальная задача десятилетия – высадка человека на Луну по программе «Аполлон». Поэтому нечего было и мечтать хоть о каком-нибудь финансировании марсианских проектов. Тем не менее, многие задумывались о том, что будет после «Аполлона». В это число входили и политики. В феврале 1967 года Консультативным комитетом по науке при Президенте США была подготовлена программа космических исследований после завершения программы «Аполлон». Эта программа должна была стать одним из кирпичиков предвыборной программы хозяина Белого дома Линдона Джонсона в 1968 году. В ней, в частности, подвергалась сомнению полезность и необходимость пилотируемого облета Марса. Гораздо больше пользы науке без риска загрязнения принесли бы исследование автоматами образцов грунта Марса непосредственно на его поверхности. Но, поскольку, такие автоматы слишком сложны, то предлагалось управлять ими с борта пилотируемого корабля, совершающего полет по околомарсианской орбите. И только затем можно было бы приступить к реализации экспедиции с посадкой человека на Марс.

В принципе, этот подход явился первым гвоздем в крышку гроба марсианской пилотируемой экспедиции. Ведь создание сложных автоматов для исследования Марса и любых других тел Солнечной системы есть вопрос лишь времени и денег. Причем денег, все равно, потребуется меньше, чем на пилотируемую экспедицию.

Но пока не было принято политического решения о разворачивании работ по Марсу, НАСА продолжало заключать с различными компаниями контракты на проведение проектно-поисковых работ по выбору облика марсианской экспедиции. В частности, в июле 1966 года Центр космических полетов имени Маршалла НАСА заключил контракт с компанией «Дженерал Электрик» на проведение в течение года работ по марсианскому кораблю с ядерным ракетным и ядерным электроракетным (ионным) двигателем. В принципе, это была дальнейшая разработка проекта Э. Штулингера.

Согласно проекту «Дженерал Электрик» корабль с экипажем из восьми человек должен состоять из 11 модулей. Основу энергетического модуля составляет ядерный реактор массой 3,6 тонны и экран радиационной защиты. Реактор способен вырабатывать электрическую энергию мощностью 3 киловатта. Сброс избыточного тепла происходит через коническо-цилиндрический радиатор.

Следом за радиатором идет модуль электрореактивной двигательной установки, состоящей из 126 ЭРД. Суммарная тяга всей ЭРДУ составляет всего лишь 7,6 кг, а вектор тяги направлен перпендикулярно осевой линии корабля. Четырнадцать баков диаметром по 1,5 метра содержат всего 45 тонн цезия, являющегося топливом для ЭРДУ.

Марсианский посадочный корабль, рассчитанный на пребывание четырех человек в течение 30 суток на поверхности Марса, напоминает МПК, предложенный компанией «Форд Аэронутроник» в проекте 1964 года. Это – треугольное тело с несущим корпусом длиной 17,4 метра, ширина между стабилизаторами – 8,5 метра и максимальной толщиной у основания – 5,7 метра. Высота МПК на поверхности Марса с четырьмя посадочными опорами составляет 26 метров. Масса МПК при сходе с орбиты составляет 96,5 тонн, а при посадке – 63,7 тонны. Посадочный корабль, помимо возвратной ракеты, содержит жилой отсек, шлюзовую камеру и марсоход массой 5 тонн для перемещения экипажа по поверхности Марса.

Полетный модуль вместе с возвращаемым аппаратом выдвигаются на штанге длиной 50 метров для удаления от реактора, а также для создания искусственной гравитации путем вращения относительно центра масс со скоростью 6 оборотов в минуту. Двухэтажный полетный модуль имеет форму цилиндра диаметром 10 метров и высотой 6 метров при массе 33 тонны. Внутренний объем модуля, рассчитанный на проживание в нем восьми членов экипажа, составляет 45 м3. Внутри полетного модуля находится также камера радиационной защиты.

На «крыше» полетного модуля крепится возвращаемый аппарат, который представляет собой тело с несущим корпусом массой 9,5 тонн, длиной 9 метров, шириной 5,3 метра и максимальной толщиной у основания 4 метра.

В отличие от проекта Э. Штулингера в предложениях «Дженерал Электрик» ЭЯРДУ имеет вспомогательный характер. Наличие электроракетных двигателей позволяет более гибко использовать стандартный экспедиционный корабль при разных датах пуска. В то же время операции по выводу на трассу перелета Земля-Марс, выходу на орбиту Марса и отлету с нее осуществляются при помощи двигателей с большой тягой: ЖРД илли ЯРД.

Ступень для разгона экспедиционного комплекса к Марсу состоит из двух модулей топливных баков и одного двигательного модуля. Один из топливных баков диаметром 10 метров и длиной 14 метров содержит 72,6 тонны жидкого водорода, а второй диаметром 10 метров и длиной 22 метра содержит 127 тонн того же топлива. В качестве двигателя для отлета с околоземной орбиты используется ЯРД «Нерва-2» тягой 112 тонн. Полная масса разгонной ступени составляет 325 тонн, а ее длина – 82 метра.

Ступень для вывода экспедиционного корабля на орбиту Марса при диаметре 10 метров и длине 6,5 метра весит 61,9 тонны и оснащена двумя химическими двигателями тягой по 6,8 тонны. В качестве топлива используются жидкий кислород и водород.

Ступень для отлета с марсианской орбиты при том же диаметре и длине 9 метров весит 24 тонны и также оснащена двумя кислородно-водродными двигателями тягой по 6,8 тонны.

Полная стартовая масса марсианского экспедиционного комплекса по проекту компании «Дженерал Электрик» на орбите Земли составляет 682 тонны при общей длине 181 метр. Масса корабля на трассе перелета Земля-Марс составляет 330 тонн, а на трассе Марс-Земля –103,4 тонны.

Для сборки на орбите марсианского экспедиционного комплекса потребуется запуск пяти улучшенных ракет-носителей «Сатурн-5» с грузоподъемностью 160 тонн. Сборка производится в течение 32 суток. В качестве даты старта в проекте было названо 17 мая 1986 года. Общее время экспедиции – 450 суток. По мнению специалистов компании «Дженерал Электрик» создание марсианского экспедиционного корабля обошлось примерно в 10 миллиардов долларов.

Хотя к середине 1967 года была окончательно похоронена идея пилотируемого облета планет Солнечной системы, 3 августа 1967 года Центр пилотируемых космических кораблей в Хьюстоне направил 28 компаниям просьбу о том, как бы они решили следующих пять задач (проблем) при создании межпланетного экспедиционного корабля, предназначенного для облета Марса и Венеры:

• конструкция полетного модуля и его применение в качестве основы для создания орбитальной станции с экипажем 6-12 человек;

• конструкция возвращаемого аппарат по типу командного модуля «Аполлона», но с увеличением численности экипажа до 6 человек;

• конструкция корректирующей двигательной установки;

• конструкция лабораторного модуля, включающего один автоматический аппарат для посадки на Марс, забора образцов грунта и доставки их на борт корабля для последующего исследования;

• общая схема экспедиционного корабля.

В качестве базовой была принята конфигурация, предложенная объединенной рабочей группой. Одной из компаний, приславших свои ответы, была «Дуглас Эйркрафт». Отвечая на первый вопрос, специалисты компании пришли к выводу, что невозможно оптимальным образом унифицировать конструкцию орбитальной станции и полетного модуля марсианского корабля. По их мнению полетный модуль, рассчитанный на пребывание в нем экипажа из четырех человек, должен быть двухэтажным цилиндром с высотой каждого этажа 2,1 метра и диаметром 6,5 метров, масса модуля – 7,65 тонны. К внешней стороне полетного модуля крепятся на штангах солнечные батареи.

Среди возможных конструкций возвращаемого аппарата специалисты компании «Дуглас Эйркрафт» предложили командный модуль «Аполлона», увеличенный в диаметре на 23 см и весящий 6,5 тонн.

В целом, масса четырех модулей межпланетного корабля (полетный модуль, возвращаемый аппарат, лабораторный модуль и корректирующая двигательная установка) должна составить 38,15 тонны. Причем эта масса практически не зависит от схемы экспедиции. Общая же масса межпланетного корабля, по мнению специалистов «Дуглас Эйркрафт», составит порядка 100 тонн, из которых оставшиеся 61,85 тонны придутся на зонды, метеоритную и радиационную защиту, систему жизнеобеспечения и запасные части.

Сборка марсианского пролетного комплекса начинается запуском с помощью двухступенчатой ракеты-носителя «Сатурн-5» полетного и лабораторного модулей. На вершине ракеты расположен командный модуль (возвращаемый аппарат) вместе с космонавтами. После выхода на орбиту командный модуль отделяется, а затем стыкуется с полетным модулем, куда переходят космонавты. После десятидневных проверок проводится стыковка корабля с первой ступенью разгонного блока, созданного на базе ступени S-IVB, также разработанной компанией «Дуглас Эйркрафт». Количество ступеней S-IVB зависит от конкретной энергетики, необходимой для полета к Марсу. При старте в 1975 году таких ступеней требуется две. Сборка на орбите всего комплекса длится пять дней.

После выхода на траекторию полета к Марсу или Венере дальнейшая программа полета типична для всех пролетных экспедиций, включая дистанционное исследование планеты, а также запуск к ней автоматических зондов.

Сам по себе проект был достаточно хорошо проработан. И в принципе его можно было бы взять за основу для дальнейшей разработки марсианского пролетного корабля. Почти аналогичный проект в сентябре 1967 года был предложен объединенной рабочей группой в штаб-квартире НАСА. Однако, как уже говорилось, идея пилотируемого облета планет доживала последние дни. К тому же, Соединенные Штаты Америки окончательно завязли во Вьетнаме, из-за чего уже в 1967 году дефицит бюджета США составлял 30 миллиардов долларов. Естественно, что в этих условиях пошли под нож все перспективные программы НАСА. В первую очередь это коснулось программы пилотируемого полета к Марсу. Были срезаны ассигнования даже на дальнейшее развитие программы «Аполлон», о чем уже говорилось в предыдущей главе. Как следствие, в ноябре 1967 года была расформирована объединенная рабочая группа по исследованиям планет.

Впрочем, сила инерции была еще достаточно велика. Еще продолжались предпроектные проработки по марсианскому экспедиционному комплексу. И самой серьезной была работа специалистов компании «Боинг» по контракту с Исследовательским центром имени Лэнгли, завершившаяся выпуском многотомного отчета в январе 1968 года. Их взгляд на облик пилотируемого марсианского корабля стал классическим и долгое время цитировался всеми, кто в той или иной степени интересовался полетом к Марсу. Проект базировался на максимальном использовании задела по программе «Сатурн» – «Аполлон». В то же время, его основу составляли разгонные ступени с ядерным ракетным двигателем «Нерва-2». Причем они использовались на всех этапах полета. Однако электрореактивные двигатели и аэроторможение в атмосфере Марса были отвергнуты по причине высокого технического риска. Общая длина марсианского экспедиционного комплекса после сборки на орбите Земли составляет 175 метров, из них 32,5 метра – длина самого корабля, а остальное приходится на космическую ракету.

Космическая ракета представляет собой связку из пяти стандартных ракетных модулей, чья конструкция заимствована от второй ступени S-II ракеты «Сатурн5». Каждый модуль диаметром 10 метров и длиной 48 метров содержит 175 тонн жидкого водорода и оснащен ядерным ракетным двигателем «Нерва» тягой 88,5 тонн. Диаметр сопла такого ЯРД – 4 метра. Первая ступень космической ракеты, состоящая из трех параллельно расположенных ракетных модулей, предназначена для разгона экспедиционного комплекса на траекторию полета к Марсу. Два других ракетных модуля предназначены для выхода на орбиту Марса и схода с нее для возвращения к Земле.

В верхней части марсианского космического корабля установлен отсек с автоматическими зондами и конический двухступенчатый марсианский посадочный модуль, чьи характеристики и внешний вид заимствованы из проекта компании «Норт Америкэн Рокуэлл», проводившей соответствующие исследования по контракту с Центром пилотируемых космических кораблей с октября 1966 по август 1967 года.

Далее следует переходной отсек со стыковочными узлами для причаливания корабля снабжения, созданного на базе командного модуля «Аполлона», автоматических аппаратов. Переходной отсек, в свою очередь, соединен с четырехпалубным полетным модулем. На первой палубе (ближе к хвосту) находится жилой отсек экипажа с шестью каютами, а также душ и медицинский отсек. На второй палубе расположены командный пост, кают-компания, служащая также столовой, хранилище запчастей и продовольствия, а также камбуз. На третьей палубе в основном содержатся запасы продовольствия, воды и запчастей. Здесь же находится и камера радиационной защиты, оборудованная средствами аварийного управления кораблем. На четвертой палубе оборудованы лаборатории по исследованиям в области электроники, биологии, геофизики, оптики, а также научно-информационный центр.

Последним элементом марсианского экспедиционного корабля является возвращаемый аппарат с абляционным тепловым экраном, парашютами и надувными мешками для посадки на воду.

Для сборки на околоземной орбите марсианского экспедиционного комплекса согласно проекту компании «Боинг» требовался запуск десяти усовершенствованных ракет, получивших обозначение «Сатурн V-25 (S)U». Каждая такая ракета-носитель из двух усовершенствованных кислородно-водородных ступеней MS-IC и MS-II и четырех твердотопливных ускорителей диаметром каждый по 4 метра. Высота ракеты на старте достигала 140 метров, а ее грузоподъемность составила бы 250 тонн.

При первом запуске ракеты «Сатурн V-25 (S)U» без ТТУ на орбиту сборки высотой 420 км выводится сам марсианский космический корабль, включая МПК, полетный модуль и возвращаемый аппарат. Следом за ним с помощью ракеты-носителя «Сатурн1В» выводится модифицированный корабль «Аполлон» с экипажем из шести человек, который стыкуется с полетным модулем. Основной задачей этого экипажа является сборка и испытания экспедиционного комплекса. При следующих двух пусках на орбиту выводятся ракетные модули, которые последовательно стыкуются с космическим кораблем. Пятый пуск является резервным. При пусках с шестого по восьмой выводятся на орбиту еще три ракетных модуля. После этого сборка завершена. Девятый пуск также является резервным, а при десятом пуске ним с помощью ракеты-носителя «Сатурн1В» выводится модифицированный корабль «Аполлон» с основным экипажем из шести человек, который заменяет экипаж испытателей-монтажников.

Как уже говорилось, разгон с орбиты Земли и вывод на траекторию полета к Марсу осуществляется с помощью ЯРД «Нерва» трех ракетных модулей первой ступени. После выработки топлива они отбрасываются. Кстати, трасса полета к Марсу, либо обратно, может включать попутный облет Венеры, что позволяет снизить общую продолжительность всей экспедиции с 900-1000 до 460-680 суток. В ходе перелета возможно проведение коррекций траектории с помощью химического двигателя, установленного на второй ступени космической ракеты помимо ЯРД. Сама вторая ступень служит для вывода космического корабля на высокую околомарсианскую орбиту, после чего отбрасывается. Корректирующий ЖРД третьей ступени обеспечивает выход корабля на круговую орбиту высотой 985 км. На этой орбите посадочный модуль с экипажем из трех человек отделяется от экспедиционного корабля, тормозится с помощью двигателя тягой 1,9 тонны, который затем отбрасывается.

Перед посадкой раскрываются посадочные устройства. Продолжительность пребывания космонавтов на поверхности Марса составляет до 30 суток, в течение которых они проводят исследования, в том числе сбор образцов марсианского грунта (до 400 кг). По окончании исследований вторая ступень посадочного модуля стартует с поверхности вместе с космонавтами. После выхода на заданную орбиту они стыкуются с экспедиционным кораблем и переходят в него, а взлетная ракета отбрасывается. Время пребывания на орбите Марса зависит от баллистической схемы экспедиции и может колебаться от 30 суток (с пролетом Венеры) до 400 суток (без облета Венеры). Вывод корабля на траекторию полета к Земле обеспечивает ракетный модуль с ЯРД третьей ступени, которая по выработке топлива также отбрасывается.

Перед подлетом к Земле космонавты переходят в спускаемый аппарат, а пустой корабль с помощью корректирующей двигательной установки направляется на пролетную траекторию с последующим выходом на гелиоцентрическую орбиту.

По оценкам специалистов компании «Боинг» стоимость всей программы полета на Марс составила порядка 29 миллиардов долларов. При этом первые орбитальные испытания полетного модуля и ракетных модулей с ЯРД должны начаться в 1976 году, испытания 6-местного спускаемого аппарата – в 1978 году, а сама марсианская экспедиция с посадкой на поверхность – в 1985-1986 годах.

Как уже говорилось ранее, НАСА параллельно заключило контракты с различными фирмами на проработку отдельных аспектов марсианской экспедиции. В их числе были выбор основных параметров и облика марсианского посадочного корабля. По заданию Центра пилотируемых космических кораблей с октября 1966 по август 1967 года эту работу вела компания «Норт Америкэн Рокуэлл» (бывшая «Норт Америкэн авиэйшн»), которая 12 января 1968 года представила заключительный отчет по этой проблеме.

В представлении специалистов компании МПК должен иметь форму конуса диаметром 9 метров аналогично командному модулю «Аполлона», который был также разработан в этой же компании. Самый легкий вариант МПК при массе 30 тонн мог бы обеспечить пребывание двух человек на поверхности Марса в течение 4 дней. При этом орбита ожидания должна быть низкой круговой.

Самый тяжелый вариант МПК массой 50 тонн рассчитан на пребывание на поверхности Марса экипажа из 4 человек в течение 30 суток. При орбита ожидания – эллиптическая. Если вместо эллиптической принять низкую круговую орбиту, то масса МПК уменьшится до 34 тонн. Если же орбиту ожидания оставить эллиптической, но уменьшить численность экипажа до двух человек, а время пребывания на поверхности до 4 дней, то масса МПК составит 40 тонн. Для схода МПК с орбиты используются семь твердотопливных двигателей, которые после отработки тормозного импульса сбрасываются.

Поскольку начальная форма МПК представляет собой конус, покрытый абляционной защитой, то и вход в атмосферу Марса проходит аналогично входу в земную атмосферу командного модуля корабля «Аполлон». При этом максимальные перегрузки достигают 7 g. При снижении скорости до 4,5М открывается тормозной парашют, который затем вводит в действие основной парашют, роль которого исполняет надувной шар. На высоте порядка 3 км надувной шар отстреливается, одновременно открываются сопла посадочных двигателей, работающих на метане и жидком кислороде, и шесть посадочных опор. Непосредственно перед посадкой МПК способен совершать горизонтальный маневр на расстояние до 6 км. Посадка производится на шесть опор в форме лыж.

На посадочной ступени расположены исследовательская лаборатория (она же – жилой отсек) и шлюзовая камера для выхода космонавтов на поверхность Марса. В системе электропитания МПК используются кислородно-водородные топливные элементы аналогично кораблю «Аполлон».

При старте взлетной ракеты с поверхности Марса посадочная ступень используется в качестве стартового стола. Взлетная ракета двухступенчатая. Первой ступенью являются восемь конических топливных баков, сбрасываемых после израсходования в них жидкого кислорода и метана. Далее берется топливо из двух внутренних баков. После выхода на орбиту производится стыковка с экспедиционным кораблем и переход в него экипажа МПК.

По мнению специалистов компания «Норт Америкэн Рокуэлл» при начале работ в 1971 году высадку человека на Марс можно было бы осуществить в 1982 году.

В принципе, на этом можно было бы поставить точку в американской программе пилотируемого полета на Марс. Однако приход к власти в конце 1968 года республиканской администрации и нового Президента США Ричарда Никсона поначалу породил призрачные надежды у НАСА. Основой для таких надежд послужило формирование новым хозяином Белого дома Объединенной программы пилотируемых космических полетов на период с 1970 по 1980 год. Более того, для этих целей Р. Никсон сформировал специальную Целевую космическую группу во главе с вице-президентом Спиро Агню. НАСА, воспользовавшись случаем, представило в Целевую космическую группу материалы, основанные на результатах работы Объединенной рабочей группы по планетам в 1966 году.

Согласно предложениям НАСА в 1970-1971 годах должны состояться шесть лунных экспедиций, в 1972 году – запуск первой орбитальной станции «Скайлэб» и еще две лунные экспедиции, в 1973 году – орбитальная станция «Уоркшоп 2» и три расширенных лунных экспедиции, в 1974 году – первый полет пилотируемого космического буксира, способного обеспечить доставку на Луну экспедиции продолжительностью до 28 дней, в 1975 году – первый полет модуля космической станции, рассчитанной на полет 12 человек в течение 3 лет, и многоразового транспортного корабля, в 1976 году – полет модуля космической станции на окололунной орбите, в 1977 году – первый полет межорбитального буксира с ЯРД «Нерва», способного перевозить грузы с низкой орбиты на геосинхронную или окололунную орбиту, в 1978 году – начало строительства лунной базы. Вершиной этой программы был полет человека на Марс в 1980 году или вскоре после него.

Забавно, но эти предложения существенно превышали возможности НАСА и самих Соединенных Штатов Америки. Более того, они коренным образом расходились с реальными планами НАСА, в том числе по лунным экспедициям. Уже прошли через Конгресс бюджетные сокращения, а в НАСА все еще находились неисправимые мечтатели. И самым неисправимым из них оказался Вернер фон Браун. Марс был его «голубой мечтой». Именно он детализировал предложения НАСА в Объединенную программу пилотируемых космических полетов, озвученные 4 августа 1969 года. Главным в них была подготовка и проведение пилотируемой марсианской экспедиции, начиная с 1981 года.

За основу фон Брауном был взят проект марсианского посадочного корабля компании «Норт Америкэн Рокуэлл» и проект марсианского экспедиционного комплекса, предложенного компанией «Боинг». Основным отличием было использование многоразовых буксиров с ЯРД «Нерва2» тягой 90 тонн и удельным импульсом 825 секунд, которые после разгона корабля к Марсу тормозились и возвращались обратно на околоземную орбиту для повторного использования. Для надежности экспедиции к Марсу стартовали сразу два корабля. Если один из кораблей выходит из строя, то все 12 членов экспедиции могут возвратиться на другом корабле. Масса каждого марсианского корабля при старте составляет 725 тонн, из которых 75 – топливо.

Еще одним отличием проекта Вернера фон Брауна является отсутствие прямого возвращения космонавтов на Землю. Во избежание загрязнения Земли марсианскими микроорганизмами корабли выходят на околоземную орбиту и стыкуются с орбитальной станцией, где космонавты и доставленные образца пород проходят исследование. Конечная масса марсианского корабля на околоземной орбите составляет 72 тонны, то есть 1/10 от начальной массы.

Несмотря на героические усилия руководства НАСА, связанные с попыткой расширить пребывание человека в космосе, интерес к пилотируемой космической программе падал. Особенно это стало заметно после первых шагов Нейла Армстронга и Эдвина Олдрина по Луне. Однако снижение финансирование началось еще раньше. Если в 1967 году бюджет НАСА составлял 6 миллиардов долларов, то в 1969 году он был урезан до 4 миллиардов. Почти вдвое сократилось и количество сотрудников НАСА. Во многом это было связано с расширяющейся войной в Индокитае. Впрочем, если бы Советский Союз опередил США с пилотируемым облетом Луны или с доставкой на Землю автоматами образцов лунного грунта, возможно, мы бы сейчас рассуждали о посадке человека на Марс как о деле свершившимся. Но в результате НАСА пришлось бороться за место под Солнцем, отбиваясь от многочисленных критиков, упрекавших руководство НАСА в непомерных затратах на свои программы и отрыве от реальных нужд государства.

Учитывая, что новую республиканскую администрацию и самого Ричарда Никсона мало интересовали космические проблемы, вполне естественным кажется сворачивание не только программы «Аполлон», но и ААР («Пост-Аполлон»). Что уж говорить о полете человека на Марс с огромными потребными затратами, когда все больше денег уходило на войну во Вьетнаме. Следствием этого явилась переориентация НАСА в конце 1970 года, которое возглавил ставленник Р. Никсона Томас Пейн на создание многоразового транспортного корабля. Правда, поначалу в понятие многоразовых транспортных систем входили и межорбитальные буксиры с ядерной двигательной установкой. Такие буксиры могли бы обеспечить колонизацию Луны при относительно небольших по сравнению с программой «Аполлон» затратах. Их же можно было использовать и для запуска марсианского экспедиционного комплекса, что уже предлагал Вернер фон Браун. Причем сами буксиры с ЯРД должны были выводиться на орбиту с помощью многоразового корабля «Спейс Шаттл», который должен был заменить систему «Сатурн» – «Аполлон».

В течение 1969-1970 годов специалисты компаний «Макдоннел Дуглас», «Локхид» и «Норт Америкэн Рокуэлл» по контракту с Центром имени Маршалла вели исследования по выбору облика многоразового транспортного корабля с ядерной двигательной установкой. Сам корабль или межорбитальный буксир выводился на орбиту с помощью двухступенчатой ракеты-носителя «Сатурн-5» (INT-21), а его последующая дозаправка обеспечивалась крылатыми многоразовыми кораблями. Его основным назначением была перевозка грузов с низкой орбиты на геостационарную, а также к Луне. Связку из таких буксиров можно использовать для полета к Марсу.

В качестве примера специалистами компании «Макдоннел Дуглас» был рассмотрен полет марсианского экспедиционного комплекса в 1988 году с попутным облетом Венеры. Общая продолжительность такой экспедиции составила бы 560 суток, а время пребывания в окрестностях Марса – 30 суток. Основу космической ракеты должны были составлять четыре многоразовых буксира с ЯРД, вмещающих 549 тонн топлива (жидкого водорода). При этом каждый из буксиров к моменту старта марсианской экспедиции уже совершил бы несколько полетов, доставляя грузы на геостационарную или лунную орбиту. Тем самым была бы подтверждена их надежность. Конфигурация космического корабля была заимствована из проекта компании «Боинг» 1969 года. Масса самого корабля – 119,6 тонны (122,5 тонны у «Боинга»).

Первые модуля ракетных модуля с ЯРД поднимают апогей марсианского корабля доя 19000 км, после чего отделяются и снижаются до начальной круговой орбиты высотой 400 км. Третий ракетный модуль выводит корабль на траекторию полета к Марсу. Он же используется на первом этапе торможения у Марса, после чего отделяется и, пролетая мимо Марса, выходит на гелиоцентрическую орбиту. Это – единственный, безвозвратно теряемый модуль. Четвертый ракетный модуль обеспечивает выведение корабля на эллиптическую околомарсианскую орбиту 400 км на 17600 км с периодом обращения 13,5 часов. Выбор эллиптической орбиты ожидания снижает потребные запасы топлива в ракетном модуле, но увеличивает необходимые запасы топлива в посадочном модуле.

После 30 дней пребывания у Марса четвертый ракетный модуль обеспечивает старт корабля к Земле. Он же при последнем включении выводит корабль на сильно вытянутую околоземную орбиту (400 км на 60000км) с периодом обращения 24 часа. На этой орбите с кораблем стыкуется межорбитальный буксир, который доставляет его на низкую круговую орбиту. Таким образом, из четырех ракетных модулей с ЯРД три могут быть повторно использованы в последующем.

Такая концепция марсианской экспедиции была бы приемлема, если бы за основу была принята максимальная программа НАСА, включающая регулярные полеты к Луне для строительства лунной базы. Без этого многоразовые буксиры с ЯРД просто превращались в одноразовые. Но, как уже говорилось, в США шло планомерное сокращение ассигнований на космос. Правда, в НАСА еще оставались неисправимые оптимисты, надеявшиеся, что следующей целью после Луны станет Марс, причем работы по марсианской пилотируемой экспедиции начнутся сразу после окончания лунной программы. Их надежды привели даже к созданию в декабре 1969 года Группы по выработке требований к пилотируемой межпланетной экспедиции, куда вошли представители штаб-квартиры и всех Центров НАСА.

В феврале 1971 года эта группа, руководимая Моррисом Дженкинсом, подвела итоги своей работы. В качестве реперной точки была взята дата старта марсианской экспедиции в 1987-1988 годах. Причем старту должен предшествовать 11-летний период создания и испытаний элементов комплекса.

Следует отметить, что при сборке марсианского экспедиционного комплекса должны были использоваться полностью многоразовые транспортные корабли «Земля-орбита». Но, если выводить модули экспедиционного корабля выводить в грузовом отсеке шаттла, понадобится 30 модулей. Это был явный перебор. Поэтому было предложено крылатую вторую ступень заменить на модуль массой 270 тонн и диаметром 7,2 метра, который, используя те же кислородно-водородные химические двигатели что и на первой ступени, самостоятельно выходит на орбиту. Эти модули после дозаправки их жидким кислородом и водородом используются как ступени космической ракеты марсианского экспедиционного комплекса.

В целом, состав марсианского корабля напоминает классическую схему, предложенную компанией «Боинг». В верхней части корабля находится ангар для автоматических зондов общей массой 14 массой и марсианского посадочного корабля массой 50 тонн. Полетный модуль массой 50 тонн также имеет четыре палубы. На верхней палубе размещается командный пост. На второй палубе – две спальных каюты, рассчитанные на одного космонавта каждая, склад для хранения продовольствия, камбуз и система жизнеобеспечения. На третьей палубе – одна одноместная каюта, прачечная, биолаборатория и система жизнеобеспечения. На четвертой палубе – еще две каюты, камбуз, туалет и резервный командный пост. Высота каждого этажа 2,2 метра. Полезная площадь этой «квартиры» 115 м2. Верхние две палубы могут быть герметично изолированы от нижних двух. Четвертая палуба имеет усиленную защиту и служит убежищем в случае вспышек на Солнце. Сквозь все четыре палубы проходит сквозной туннель, который ведет с одной стороны в ангар полезного груза, а с другой – к энергетическому модулю. На первой и третьей палубах от туннеля имеются выходы на боковую поверхность полетного модуля, оканчивающихся стыковочными узлами. Экипаж марсианского корабля состоит из 5 человек.

Следующий далее энергетический модуль длиной 20 метров и массой 15 тонн оснащен двумя солнечными батареями. За энергетическим модулем последовательно идут три ракетных модуля с ЖРД. Завершает все это строение, а точнее, с нее начинается, первая ступень космической ракеты, состоящая из трех параллельно соединенных ракетных модулей.

Общая масса топлива всех шести ракетных модулей при старте с околоземной орбиты составляет 1,35 миллиона тонн. Для заправки марсианского комплекса таким количеством топлива потребуется 64 пуска шаттлов, что тоже, конечно, перебор.

Старт с околоземной орбиты и разгон к Марсу происходит в несколько стадий. На начальной стадии включаются двигатели двух «боковушек», которые переводят марсианский комплекс на вытянутую эллиптическую орбиту после чего отделяются. Затем центральный модуль первой ступени еще больше повышает апогей эллиптической орбиты. Однако отделяется он после второго включения в апогее, необходимого для поворота плоскости орбиты. Эти модули с помощью межорбитальных буксиров возвращаются на низкую круговую орбиту для последующего использования их после дозаправки.

Вывод марсианского экспедиционного корабля на трассу Земля-Марс осуществляется с помощью четвертого ракетного модуля, который уже не спасается. После окончании разгона полностью раскрываются солнечные батареи, а корабль закручивается со скоростью два оборота в минуту для создания в полетнгом модуле эквивалента лунной тяжести (1/6 g). Перелет к Марсу длится полгода.

Коррекции траектории осуществляются с помощью двигательной установки пятого ракетного модуля. Он же выводит корабль на вытянутую околомарсианскую орбиту (320 на 16000 км), после чего отделяется. После 15-дневного изучения поверхности Марса и выбора места посадки три космонавта – пилот-геолог, врач и биолог – переходят в МПК и совершают посадку на поверхность Марса. На борту экспедиционного корабля остаются командир экспедиции и бортинженер. В качестве марсианского посадочного корабля группа Мориса Дженкинса выбрала проект, описанный в отчете компании «Норт Америкэн Рокуэлл» в 1968 году.

Продолжительность пребывания космонавтов на Марсе составляет 45 суток. Для исследования удаленных районов они используют два небольших негерметичных вездехода по типу лунного «Ровера». Максимальная скорость марсохода 16 км/час. После окончания исследований и сбора образцов марсианского грунта космонавты стартуют с поверхности и стыкуются с орбитальным кораблем. Прежде чем воссоединиться с основным экипажем они проходят небольшой карантин.

С помощью шестого ракетного модуля корабль переводится на трассу Марс-Земля. Перелет до Земли длится 330 суток, в течение которых осуществляется гравитационный маневр вблизи Венеры, что позволяет сократить общую продолжительность марсианской экспедиции. Все тот же шестой модуль обеспечивает вывод корабля на вытянутую околоземную орбиту. Межорбитальный буксир доставляет полетный модуль на низкую орбиту, откуда космонавтов может забрать шаттл. Последний из ракетных модулей также может использован для последующих полетов.

Этот отчет не получил широкого распространения, поскольку к этому моменту стало ясно, что администрация Р. Никсона не поддерживает марсианские устремления НАСА. Центр тяжести перемещался на создание многоразового космического корабля «Спейс Шаттл». Более того, было исключено финансирование по проекту «Нерва» на 1972 год, то есть работы по созданию ядерного ракетного двигателя в США фактически прекратились. Такой поворот дел привел к резкому снижению интереса в США к марсианской пилотируемой экспедиции. По сути дела до 1981 года в американской печати не появилось ни одного проекта пилотируемого полета на Марс.

В СССР проектирование ЯРД началось со второй половины 50-х годов. Этими работами занимались КБ главных конструкторов А. М. Люльки (ОКБ165), С. А. Лавочкина (ОКБ301), В. М. Мясищева (ОКБ23), М. М. Бондарюка (ОКБ670), В. П. Глушко (ОКБ456) совместно с рядом научно-исследовательских институтов – НИИТП (бывший НИИ1), ЦИАМ, Институтом атомной энергии, ВНИИТМ. Причем, если С. А. Лавочкин прорабатывал применение атомного двигателя для своей крылатой атомной ракеты (КАР) «375», а В. М. Мясищев – для стратегических бомбардировщиков М30 и М60, то коллективы, возглавляемые В. П. Глушко, М. М. Бондарюком и А. М. Люлькой, разрабатывали именно атомные двигатели для самолетов, баллистических и крылатых ракет. Проблема использования ядерных двигателей для полетов в космос тогда еще не ставилась.

Теоретически ядерный ракетный двигатель с твердофазным реактором позволяет получить в 2-4 раза больший удельный импульс чем при использовании ЖРД. Вполне естественно, что в 50-х годах именно за счет применения ядерной энергетики предполагалось совершить прорыв во многих областях техники. Но если применение ядерных реакторов в чистом виде в качестве силовой установки для подводных лодок и надводных кораблей себя оправдало, то при попытках использовать ядерный двигатель в авиации и ракетной технике встретились серьезные проблемы, не решенные до конца и по сей день. Однако в конце 50-х годов технические проблемы еще не давили на создателей ракетно-космической техники. Потому-то С. П. Королев при первых проработках тяжелых ракет предполагал использовать ядерные двигатели на верхних ступенях. Более того. В соответствии с Постановлением ЦК и Совета Министров СССР № 711-339 от 30 июня 1958 года коллективы ОКБ-670 (М. М. Бондарюк) и ОКБ456 (В. П. Глушко) получили задание на предварительные работы по созданию ядерного реактивного двигателя для перспективных космических ракет и МБР.

Согласно тому же Постановлению в ОКБ1 проводились научно-исследовательские работы по изучению возможностей создания баллистических ракет и ракет-носителей с ядерными двигателями. В частности, в 1959 году были разработаны проекты одноступенчатой МБР со стартовой массой 87 тонн и ядерным двигателем тягой 140 тонн (ОКБ456), а также МБР со стартовой массой 100 тонн и ядерным двигателем тягой 150-170 тонн (ОКБ670). В проекте же ядерно-химической ракеты ЯХР2 на второй ступени должен был устанавливаться ядерный ракетный двигатель тягой 140-170 тонн при удельном импульсе не менее 430 секунд, причем работать он начинал перед отделением «боковушек». В качестве рабочего тела для ЯРД предлагалось использовать либо чистый аммиак (ОКБ456), либо его смесь со спиртом (ОКБ670).

В июне 1960 года Постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР технические требования были изменены, и ОКБ-670 была поручена разработка эскизного проекта атомного ракетного двигателя (АРД) с тягой 300-400 тонн, использующего в качестве рабочего тела жидкий водород. В 1960-1961 годах проведенные исследования дали положительные результаты, положенные в основу эскизного проекта двигателя АРД-200 (шифр «021») для ракеты-носителя Н-1. Проект был выпущен и передан в ОКБ-1 в конце 1961 года. Летом 1962 года в Госкомитете по использованию атомной энергии состоялась защита эскизного проекта атомного РД. Он получил положительную оценку. Было решено продолжать работы по АРД, но уже с тягой 30-40 тонн (двигатель получил наименование АРД-3), поскольку именно на такую тягу проектировался американский ЯРД «Нерва».

Однако к этому моменту С. П. Королев сделал выбор в пользу применения жидкостных ракетных двигателей на всех ступенях ракеты Н1. Это было связано с высоким техническим риском и связанным с этим длительным циклом отработки ЯРД, что могло бы существенно задержать создание Н1. Хотя в перспективе С. П. Королев по-прежнему рассматривал возможность применения ЯРД на верхних ступенях ракет.

Тогда же начались работы по теме РД022, связанные с созданием бортового источника электропитания на базе ядерного реактора (тема БЭС5), а также электроядерных двигательных установок для космических аппаратов, в том числе плазменного и ядерного электроракетного двигателя. Эти работы были подкреплены Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 25 сентября 1958 года и 23 июня 1960 года. Более того, ОКБ1 выдало техническое задание ОКБ670 на разработку электроракетного ядерного двигателя, получившего название ЭЯРД-6.

В соответствии с тем же Постановлением от 25 сентября 1958 года ОКБ670 под руководством М. М. Бондарюка в содружестве с ведущими организациями страны, такими как ОКБ-52, КБ-1 ГКРЭ, ФЭИ, ОКБ-12, Сухумский ФТИ, ИЛ ВАР и другими была разработана уникальная ядерная энергоустановка БЭС-5 для ИСЗ космической системы морской разведки и целеуказания системы УСА. Основу ядерной энергетической установки БЭС-5, получившей название «Бук», составил атомный реактор БР-5А с жидко-металлическим (калиево-натриевым) теплоносителем мощностью 5 кВт. Первый запуск спутника УСА с ядерной энергоустановкой на борту состоялся 27 декабря 1967 года («Космос-198»). Всего был запущен 31 спутник системы морской разведки и целеуказания с ЯЭУ «Бук». В течение 70-80-х годов в НПО «Красная звезда» была создана более совершенная ядерная энергоустановка ТЭУ5 с термоэмиссионным реактором-преобразователем электрической мощностью 5 кВт, которая получила название «Топаз1». Для ее отработки в НПО «Южное» в Днепропетровске был создан экспериментальный аппарат «Плазма-А». Всего было осуществлено два запуска этого аппарат с ЯЭУ «Топаз-1»: 2 февраля 1987 года («Космос-1818») и 10 июля 1987 года («Космос-1876»).

Все это я написал только для того, чтобы подчеркнуть, что в СССР с конца 50-х годов закладывалась серьезная база для применения атомной энергии при освоении космического пространства. Естественно, что рождались и проекты пилотируемых полетов к планетам Солнечной системы с использованием атомной энергии. В первую очередь стоит отметить предложения в проект Постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР, выдвинутые С. П. Королевым в 1960 году. В них помимо создания тяжелых ракет-носителей НI и НII с ЯРД на верхних ступенях предлагалась целая программа освоения планет Солнечной системы, включающая создание межпланетных кораблей с экипажем 2-3 человека для облета Марса и Венеры, а также для посадки на Венеру и Марс.

Чуть позже эти предложения были уточнены, были даже названы сроки:

• создать межпланетный корабль с экипажем 2-3 человека для облета Луны с возможностью непродолжительного нахождения около Луны с последующим возвращением на Землю (объект КЛ). Срок создания объекта КЛ – 1961-1964 годы;

• создать межпланетный корабль с экипажем 2-3 человека для полета к Марсу и Венере с облетом этих с последующим возвращением на Землю (объект КМВ). Срок создания объекта КМВ – 1962-1965 годы.

При этом предполагалось использовать для разгона межпланетных кораблей до второй космической скорости ЯРД и электрореактивные двигатели малой тяги. Надо сказать, что для подобных предложений у С. П. Королева были определенные основания. С 1959 года в отделе М. К. Тихонравова две группы проектантов вели проработки вариантов марсианской экспедиции. Группа под руководством Глеба Юрьевича Максимова предлагала вариант тяжелого межпланетного корабля ТМК для облета Марса и Венеры. Ракета Н1 должна была выводить на круговую орбиту корабль с кислородно-керосиновым разгонным блоком, который затем переходил на пролетную траекторию мимо Марса, потом, используя гравитационное поле Марса, приближался к Земле, а спускаемый аппарат возвращался на Землю. ТМК имел массу 75 тонн, длину 12 метров, диаметр гермоотсека 6 метров, экипаж 3 человека, общее время полета 2-3 года. Был предусмотрен приборный отсек, который также служил в качестве радиационного убежища во время солнечных вспышек. Кроме того, ТМК включал рабочий (со шлюзом для выхода в открытый космос), биологический, агрегатный отсеки, спускаемый аппарат и корректирующую двигательную установку (КДУ). После выведения на траекторию полета на корабле развертывались солнечные концентраторы и батареи электропитания, а также антенны связи с Землей и начинался многомесячный безостановочный полет. Полет осуществлялся с вращением ТМК вокруг своей оси для обеспечения искусственной силы тяжести. Кстати, ТМК послужил основой для выбора характеристик перспективной ракеты-носителя Н1. Позже, когда в ОКБ-1 приступили к реальному планированию экспедиции, разработки группы Максимова легли в основу проекта «МАВР», предусматривавшего полет к Марсу с промежуточным облетом Венеры.

Проект группы К. П. Феоктистова поначалу базировался на сложной многопусковой схеме со сборкой ТМК на околоземной орбите и последующим разгоном корабля к Марсу. По расчетам специалистов для проведения марсианской экспедиции необходимо было при 20-25 пусках собрать (состыковать) на низкой околоземной орбите из отдельных блоков марсианский пилотируемый комплекс стартовой массой 1630 тонн. После экспедиции продолжительностью 2,5 года (непосредственная посадка на Марс, пребывание на поверхности и обратный полет) к Земле возвращается лишь часть корабля массой всего 15 тонн.

Цифры явно на грани фантастики. Поэтому в 1960 году этой же группой был предложен проект экспедиции на Марс на космическом корабле с электрореактивными двигателями и ядерным реактором как источником энергии. Корабль массой 75 тонн собирался на околоземной орбите из модулей, выводимых ракетой-носителем Н1, и затем с помощью ЭРД стартовал в сторону Марса с экипажем из 6 человек, трое из которых вместе с оборудованием совершали посадку на поверхность Марса, для чего предусматривалось пять аппаратов сегментально-конической формы. При этом масса корабля на траектории полета к Марсу составляла 30 тонн.

Посадочный комплекс представлял собой поезд на крупногабаритных колесных шасси, который состоял из пяти платформ: платформы с кабиной экипажа с манипулятором и буровой установкой, платформы с конвертопланом для разведочных полетов над Марсом, двух платформ с ракетами (одна запасная) для возвращения экипажа с поверхности Марса на корабль, находящийся на орбите, платформы с силовой ядерной энергоустановкой. Поезд в течение одного года должен был двигаться по поверхности Марса, проводить исследования его поверхности и передавать информацию на орбитальный корабль для ретрансляции ее на Землю. После окончания работ экипаж с образцами грунта и другими результатами исследований возвращался на орбитальный корабль и затем стартовал к Земле. К сожалению, крупным недостатком проекта было то, что из-за чрезвычайно малой тяги ЭРД (всего 7,5 кг) разгон корабля должен был производиться по раскручивающейся спирали в течение... нескольких месяцев.

Серьезной проблемой, препятствовавшей широкому использованию ЭРД, являлось то, что для их функционирования необходимо наличие на борту космического аппарата очень мощного источника электроэнергии. Например, для ТМК требовались огромные панели солнечных батарей площадью около 36000 м2. Конечно, о столь крупногабаритной конструкции тогда не могло быть и речи. Для электропитания ЭРД марсианского корабля предполагалось использовать компактный ядерный реактор с безмашинным способом преобразования тепловой энергии.

Этот вариант ТМК состоял из ядерного реактора мощностью 7Мвт, ЭРД с удельным импульсом 10000 секунд, удлиненного конического бака с рабочим телом для ДУ и огромного радиатора-испарителя в форме длинного цилиндра.

Для защиты экипажа и систем от рентгеновского излучения при работе ЯЭУ служил теневой радиационный экран, расположенный непосредственно за реактором, а для защиты жилых помещений ТМК от инфракрасного излучения радиатора – тепловой экран. За ним помещалось радиационное убежище с биозащитой. Другие блоки ТМК включали рабочий и жилой отсеки со спускаемым аппаратом. Большие по сравнению с проектом группы Г. Ю. Максимова запасы по массе позволяли разместить на ТМК требуемое количество приборов и систем. Полная продолжительность экспедиции составляла три года, из которых общее время работы ЭРД – около года.

При проектировании ТМК большое внимание уделялось созданию системы обеспечения жизнедеятельности (СОЖ) экипажа с замкнутым циклом. Наличие такой СОЖ позволило бы резко сократить потребные запасы кислорода и продовольствия, необходимые для обеспечения экипажа. Для отработки прототипа замкнутой СОЖ на Земле ОКБ-1 в содружестве с Институтом медико-биологических проблем (ИМБП) и заводом «Звезда», разрабатывающим катапультные системы для самолетов, скафандры и системы жизнеобеспечения, построило аналог жилого отсека ТМК – наземный экспериментальный комплекс (НЭК), в котором испытатели Г. Мановцев, В. Улыбышев и А. Божко провели целый год.

Одной из проблем, так и не разрешенных участниками проекта, было практически полное отсутствие знаний о длительном воздействии невесомости на организм человека. Чтобы уйти от проблемы, был предложен вариант ТМК с искусственной тяжестью, создаваемой вращением отдельных блоков вокруг оси. Однако сравнительно небольшие размеры “центрифуги” приводили к возникновению кориолисовых ускорений, искажающих восприятие человеком тяжести и вредно воздействующих на организм. Путевку в жизнь получила идея использовать вращение не на всем протяжении полета, а лишь на отдельных его участках, да и то кратковременно.

Менее напряженный в “весовом” отношении вариант группы К. П. Феоктистова казался более перспективным, и работы по нему значительно продвинулись, вылившись в целое направление по разработке ЭРД и ЯЭУ. Так, в частности, в состав эскизного проекта по Н1, выпущенного в 1962 году, вошли «Материалы по ЯЭРД для тяжелых межпланетных кораблей». А с 1965 году в ОКБ1 был разработан эскизный проект ядерного электроракетного двигателя ЯЭРД2200 для межпланетного корабля с экипажем. Двигатель ЯЭРД2200 имел двухблочную схему из двух независимых блоков с ЯЭУ и ЭРДУ, каждый из которых развивал электрическую мощность 2200 Вт. Суммарная тяга ЯЭРД составляла 8,3 кг, а удельный импульс электроплазменных двигателей – 5500 секунд. Однако к середине 60-х годов почти все силы ОКБ1 были брошены на реализацию приоритетной широкомасштабной программы высадки на Луну Н1Л3, что стало тормозить разработку ТМК.

Несмотря на то, что работы по ТМК были задвинуты на второй план, сразу несколько организаций в 60-х годах продолжали работы по ядерному ракетному двигателю. О работах ОКБ670 под руководством М. М. Бондарюка уже говорилось. Специалистами НИИ1, научным руководителем которого был М. В. Келдыш, в 1967 году был разработан технический проект ядерного реактора ИР100 мощностью 100 кВт. Параллельно в недрах министерства среднего машиностроения силами специалистов курчатовского института атомной энергии, обнинского института физики и энергии и других разрабатывался «петлевой» реактор ИВГ. Ракетную часть ЯРД, получившего название РД0410, разработало воронежское КБХА. Его проектными характеристиками предусматривались тяга на уровне 3,6 тонн, удельный импульс – 925 секунд, тепловая мощность реактора – 196 МВт, максимальная температура водорода, проходящего через реактор, – 3100 К, количество включений – 10.

Ракетная часть двигателя РД0410 испытывалась в НИИХимммаш под Загорском, а для испытаний реактора на Семипалатинском ядерном полигоне были построены две специальные шахты. В 1976 году был проведен первый энергетический пуск реактора ИВГ1. Там же испытывался и реактор ИР100. Испытания, проведенные в период с 1978 по 1981 годы, подтвердили проектные характеристики реакторов. Однако в полной сборке ядерный ракетный двигатель ни в нашей стране, ни в США никогда не испытывался.

После того, как С. П. Королев в начале 60-х годов отдал предпочтение ЯРД, разрабатываемому М. М. Бондарюком (ОКБ670), В. П. Глушко увлекся созданием газофазного ядерного ракетного двигателя. Его отличие от классического твердофазного реактора заключается в создании высокотемпературной урановой плазмы, удерживаемой с помощью внешнего магнитного поля. Водород, проходя через такой реактор, нагревается до температуры 9000 К, при этом удельный импульс двигателя достигает 2000 секунд. Это почти вдвое превышает удельный импульс твердофазного ЯРД, но ниже чем у электроракетных двигателей. Правда, в отличии от последних, у ядерного ракетного двигателя с газофазным реактором может быть достигнута вполне приличная мощность. Специалистами КБ «Энергомаш» (бывшее ОКБ456) совместно с НИИТП (бывший НИИ1) и ФЭИ был разработан проект трансформируемой ядерно-энергетической двигательной установки РД600, которая могла работать в двух режимах:

• двигательном (газофазном) тягой 17 тонн при удельном импульсе 2000 секунд – на разгонном и тормозном участках траектории;

• энергетическом (твердофазном) с электрической мощностью 200 кВт для обеспечения внутренних нужд КА без расхода рабочего тела. Режим обеспечивается замкнутым газотурбинным контуром, преобразованием тепловой энергии в электрическую с помощью МГД-генератора и сбросом избыточного тепла через холодильник-излучатель.

Работы по ЯРД с газофазным реактором велись в течение 1963-1974 годов. После начала разработки в КБ «Энергомаш» ЖРД РД170 для ракеты-носителя «Энергия» все работы по ядерно-ракетной тематике в этой организации были практически свернуты. До натурных исследовательских экспериментов дело так и не дошло, поскольку не было решено слишком вопросов по газофазному реактору.

К началу 1969 было очевидно, что лунное состязание вчистую проиграно. В то же время НАСА уже рассматривала честолюбивые планы пилотируемой экспедиции на Марс. Советским ответом был проект «Аэлита». И В. П. Мишин, и В. Н. Челомей, и М. К. Янгель, конкурируя между собой, представили проекты марсианских экспедиций.

28 мая 1969 года В. П. Мишин, возглавивший ЦКБЭМ после смерти С. П. Королева, подписал аванпроект ракетно-космической системы Н1М, в котором рассматривались пути модернизации базового носителя для существенного расширения его возможностей, а также проекты создания новых кораблей для полета к Луне и планетам.

Одним из наиболее удачных стал проект марсианского экспедиционного комплекса (МЭК), подготовленный группой К. П. Феоктистова, имевший следующие отличительные черты: продолжительность полета на Марс и обратно корабля с экипажем из шести человек – 630 суток; пребывание на орбите искусственного спутника Марса (ИСМ) 30 суток; пребывание на Марсе посадочного отсека с экипажем из трех человек – 5 суток. МЭК общей массой 299 тонн включал межпланетный орбитальный корабль массой 60 тонн, в котором размещался экипаж из 6 человек и основные бортовые системы; марсианский посадочный корабль массой 50 тонн для посадки на поверхность Марса; возвращаемый аппарат массой 8,6 тонны для спуска экипажа на Землю; энергетическую двигательную установку из реактора ЯЭРД ЯЭ1М мощностью до 5000 кВт с электрореактивными двигателями с суммарной тягой 9,5 кг и удельном импульсе до 8000 секунд. В качестве вспомогательных двигателей корабля должны были обычные ЖРД.

МЭК предполагалось создать путем стыковки на орбите Земли двух беспилотных блоков массой по 150 тонн, выводимых в космос носителями Н1М, причем общая длина корабля достигала 128 метров. Первый блок – марсианский орбитальный комплекс (МОК) и марсианский посадочный комплекс (МПК), второй – комплекс ЯЭРДУ. После стыковки блоков под действием тяги ЭРД, который в качестве рабочего тела использовал расплавленный литий или цезий, предполагался длительный разгон корабля по постепенно раскручивающейся спирали. После выхода МЭК из радиационных поясов Земли следовало осуществить подсадку экипажа с использованием кораблей типа 7КЛ1, оснащенных средствами сближения и стыковки на высокой околоземной орбите и запускаемых на траекторию полета с помощью ракеты-носителя «Протон» с разгонным блоком Д.

Блок ЯЭРДУ представлял собой два “запараллеленных” реактора большой мощности, расположенных в крайней точке комплекса и экранированных от других систем теневой защитой и коническим баком с рабочим телом ЭРД (расплавленный литий). Между теневой защитой и баком по кольцу были расположены электроплазменные движители, выхлопные струи которых, бьющие под небольшим углом к образующей конуса бака, также служили своеобразным радиационным экраном от излучения реакторов. Далее следует телескопический раздвижной двухсекционный радиатор-излучатель энергоустановки, в передней части которого имеется агрегат для стыковки с другим блоком, включающим МОК и МПК. Здесь же расположены теневой экран для тепловой защиты обитаемых отсеков комплекса. За ним возвращаемый аппарат МОК, который должен был входить в атмосферу Земли со скоростью, превышающей вторую космическую. Экипаж после длительного полета в невесомости мог плохо переносить перегрузки, а потому разработчики предусматривали выбор рациональных форм СА с повышенным аэродинамическим качеством (0,45). Рассматривались типичная “союзовская” “фара” увеличенного размера (диаметр – 4,35 метра, высота – 3,15 метра), чечевица диаметром 6 метров или клиновидное аэродинамическое тело. Далее шли отсеки комплекса МОК. Они имели вертикальное построение в семь этажей: приборно-агрегатный, рабочий, лабораторный, биотехнический, жилой, салон и отсек двигателей ориентации.

Предполагалось, что после окончания активного участка разгона «Земля – Марс» ЭРД выключаются, энергетическая установка переходит в режим “холостого хода” и комплекс в течение 150 суток совершает пассивный полет. Затем начинается второй активный участок полета к Марсу – торможение перед входом в сферу действия Красной планеты (61 сутки), полет по скручивающейся спирали для выхода на орбиту ИСМ (24 суток), в результате чего МЭК оказывается на околомарсианской орбите.

Во время 30-суточного пребывания на орбите ИСМ от комплекса отделяется МПК с тремя космонавтами, который совершает мягкую посадку на поверхность Марса.

МПК имел раскрываемый аэродинамический экран, снаружи которого крепился сбрасываемый навесной отсек для стыковки на орбите ИСЗ и торможения и схода МПК с орбиты ИСМ. МПК был оснащен посадочной ступенью с ЖРД, цилиндрическим жилым отсеком, соединенным с кабиной космонавтов посредством люка-лаза, а также двухступенчатой взлетной частью МПК со сферической кабиной. На всех ступенях в качестве топлива использовались пентаборан и перекись водорода с удельным импульсом 380 секунд.

Выполнив исследования в течение 5 суток, с Марса стартует взлетная часть МПК, которая выходит на орбиту, осуществляет взаимный поиск, сближение и стыковку с МОК. Космонавты переходят в жилые отсеки орбитального комплекса, а ненужный уже посадочный корабль отбрасывается. Двигатели МОК включаются на режим разгона, который продолжается 17 суток в сфере действия Марса и еще 66 – вне его пределов. После длительного пассивного участка, когда траектория комплекса проходит на максимально близком расстоянии от Солнца (между Венерой и Меркурием), следует 17-суточный активный участок возврата. Фактически это коррекция траектории с целью уменьшения длительности полета путем увеличения скорости. Далее снова идет пассивный участок, а за трое суток до полета к Земле ЯЭРДУ включается вновь, уменьшая скорость комплекса. При входе в сферу действия Земли от МЭК отделяется спускаемый аппарат, а сам корабль переводится на пролетную траекторию. Общая продолжительность экспедиции составила бы 630 суток.

В том же аванпроекте Н1М рассматривался вариант межпланетного экспедиционного комплекса с использованием ядерных ракетных двигателей РО31, разрабатываемых в тот момент в КБ Химавтоматики (бывшее ОКБ154) под руководством А. Д. Конопатова, возглавившего коллектив после гибели С. А. Косберга в 1965 году. Этот двигатель, работающий на водороде, при тяге 40 тонн имел удельный импульс 910 секунд. В этом случае МЭК, имеющий форму карандаша длиной около 200 метров, помимо марсианского орбитального и посадочного кораблей состоял из трех ступеней, каждая из которых была оснащена ЯРД. На первой ступени стояло 6 ЯРД, на второй – 2 и на третьей один ядерный двигатель РО31. Для сборки комплекса на орбите необходим был запуск пяти тяжелых ракет-носителей Н2. Общая продолжительность экспедиции составила бы около 1000 суток.

Тогда же, потеряв надежду участвовать в лунной гонке, В. Н. Челомей решил стать первым на Марсе. В соответствии с приказом министра общего машиностроения С. А. Афанасьева от 30 июня 1969 года в рамках темы «Аэлита» в ЦКБМ началась разработка проекта ракеты-носителя УР700М и марсианского корабля МК700.

Предварительные проработки показали, что масса марсианского экспедиционного комплекса на орбите Земли должна составлять по меньшей мере 900-1000 тонн, а еще лучше 1200-1400 тонн. Использование ракеты УР700 затянет время сборки, поскольку потребуется 10 запусков такой огромной ракеты. Поэтому были рассмотрены несколько вариантов гигантских ракет-носителей. При этом В. Н. Челомей использовал тот же модульный принцип что и на УР700. На УР700М (она же УР900) грузоподъемностью 240 тонн первые две ступени образовывали связку уже не из 9, а из 15 блоков, на каждом из которых должен был стоять двигатель РД270 тягой 640 тонн на АТ и НДМГ разработки КБ «Энергомаш» под руководством В. П. Глушко. При создании этого двигателя для экономии времени решили вместо создания единого турбонасосного агрегата использовать два меньшей мощности. Для самовоспламеняющихся компонентов, каковыми являются АТ и НДМГ, требуется их абсолютно синхронная подача в камеру сгорания. Однако все 29 попыток запуска двигателя при огневых испытаниях закончились взрывом. Оставшийся экземпляр этого двигателя и по сей день хранится в музее предприятия. На четвертой ступени предполагалось использовать ядерный ракетный двигатель РД0410.

Значительно более тяжелый вариант УР700М при стартовой массе 16000 тонн имел грузоподъемность уже 750 тонн. Чаще всего именно этот вариант ракеты-носителя называли УР900. Для сборки марсианского корабля достаточно было уже запустить две такие ракеты. Компоновка ракеты УР700М в целом напоминала компоновку УР700, однако при этом В. Н. Челомей отошел от любимого гептила. Взрыв на старте такой ракеты с токсичными компонентами топлива привел бы к гибели целые регионы нашей страны. Поэтому для первой и второй ступеней были выбраны кислород и керосин, а для третьей ступени – кислород и водород. Каждый из блоков первой ступени имеет диаметр 9 метров и оснащен восемью двигателями тягой по 600 тонн разработки КБ «Энергомаш» (кислородно-керосиновый вариант РД270). Центральный блок второй ступени при диаметре 12,5 метров оснащен 12 кислородно-керосиновыми двигателями тягой по 600 тонн. Третья ступень установлена на второй ступени и имеет такой же диаметр (12,5 метров). На третьей ступени установлены шесть кислородно-водородных двигателей типа НК35 с тягой в пустоте по 220 тонн.

Первым пуском ракеты УР700М на орбиту выводится сам корабль МК700. В его верхней части располагается возвращаемый аппарат по типу ВА ТКС, но с увеличенным до 5 метров диаметром основания. Далее следует жилой модуль диаметром 10 метров и длиной 15 метров. На его поверхности крепятся панели солнечных батарей, размах которых достигает 20 метров. Солнечные батареи являются вспомогательным источником электроэнергии в случае отказа ядерной энергетической установки. Вслед за жилым модулем расположен основной модуль длиной 45 метров, который содержит марсианский посадочный аппарат, исследовательские зонды и ракетную ступень с ЯРД. Эта ракетная ступень с ЯРД массой 450 тонн служит для выхода на орбиту Марса и старта к Земле. На остальную часть корабль отводится масса в 250 тонн.

Вторым пуском УР700М на орбиту Земли выводится ракетная ступень с ЯРД, обеспечивающая после стыковки двух модулей разгон экспедиционного корабля к Марсу. Масса ракетной ступени составляет примерно 700 тонн, ее диаметр – 12,5 метров, а длина – 75 метров.

Досрочно в апреле 1970 года был выпущен проект МК700, а следом, в октябре, и проект доработанной ракеты УР700М. Однако уже при разработке предложений по этой программе стало ясно, что эффект воздействия полета первого человека на Марс на общественное мнение будет непропорционально мал по сравнению с материальными затратами, положенными в основу полета. По различным оценкам марсианская пилотируемая программа обошлась бы Советскому Союзу в 30-40 миллиардов рублей, что почти на порядок превышало затраты на советскую лунную программу Н1Л3. Естественно, что такие расходы нашей стране оказались просто не по карману. Поэтому проект дальнейшего развития не получил.

Пытаясь все же спасти свой проект, В. Н. Челомей предложил в 1974 году экспедицию с простым облетом Марса. Для этой цели достаточно было бы одного пуска ракеты-носителя УР700М грузоподъемностью 250 тонн. При этом разгонный блок был бы оснащен ЯРД РД0410. Экипаж, состоящий из двух космонавтов должен был провести в невесомости 730 суток. Для его возвращения на Землю предлагалось использовать возвращаемый аппарат от ТКС. Однако этот проект всерьез и не рассматривался.

В момент работ по теме «Аэлита» в отечественной космонавтике создалась сложная ситуация. Стало очевидно, что “лунная программа” с ее первоначальным престижно-пропагандистским напором провалилась. Поэтому в начале 70-х официально было заявлено о создании орбитальных станций, одной из целей которых было выяснение возможности длительно летать в космосе без искусственной тяжести. По мнению многих отечественных специалистов, работа по станциям могла идти в рамках проекта ТМК. Необходимо было постепенно отработать ракету Н-1, что позволяло создать тяжелую орбитальную станцию как этап ТМК, а затем совершить одну из грандиознейших и впечатляющих экспедиций XX века. В этом случае наша космонавтика шла бы “своим путем”, не вступая в изнуряющую “лунную” гонку.

Накопив опыт, можно было бы приступить к реализации непосредственно “лунной” или “марсианской” программы.

Решение было принято, хотя задача облета Марса на тот период была не менее престижна. Да и осуществить ее было проще, чем высадку на Луну. Однако полное прекращение работ по одному из ключевых элементов обеих программ – ракете Н-1 – поставило крест на полетах и к Луне, и к Марсу.

После закрытия работ по лунной программе и ракете Н1 в ЦКБЭМ фактически прекратились работы и по ТМК. Правда, после выхода в свет Постановлений от 8 июня 1971 года и 15 июня 1976 года были активизированы работы по созданию энергодвигательного блока с термоэмиссионной ядерной энергетической установкой 11Б97, развивающей электрическую мощность до 550 кВт. Масса такой ЯЭУ составляла 10-14 тонн.

Именно ЯЭУ 11Б97 послужила основой ядерного межорбитального буксира, проект которого был разработан НПО «Энергия» в 1978 году как составная часть многоразовой космической системы «Буран». Развивая эту тему, в 1982 году были выпущены технические предложения по ядерному межорбитальному буксиру «Геркулес» полезной электрической мощностью 550 Вт. Электроракетные двигатели буксира развивали тягу 2,5 кг при удельном импульсе 3000-4000 секунд. Основной задачей межорбитального буксира «Геркулес» была транспортировка грузов массой до 100 тонн, выводимых ракетой-носителем «Энергия», на геостационарную орбиту.

Только в 1986 году, когда создание многоразовой космической системы «Буран» выходило на финишную прямую, в НПО «Энергия» был рассмотрен еще один проект экспедиции на Марс, который во многом использовал технические решения 1969 года.

Основными отличиями были введение двух реакторов вместо одного для надежности, использование принципов построения систем, отработанных на орбитальных станциях. Этот проект отличала реальность технических решений и повышенный уровень безопасности экипажа. Форма марсианского посадочного корабля была изменена с фарообразной на «несущий корпус». Оригинальное использование двух реакторов мощностью по 7,5 МВт позволяло экипажу вернуться на Землю при возникновении нештатных ситуаций на любом участке межпланетной траектории.

Но 1986 год – это год Чернобыля, и предложение вывести на орбиту аж два ядерных реактора – мини-Чернобыля встретило бы возражение на всех уровнях. Поэтому при рассмотрении в 1989 году следующего проекта марсианской экспедиции было предложено вместо ядерного реактора использовать экологически чистую систему с применением пленочных солнечных батарей на линейных разворачиваемых фермах, отработанных на станциях «Салют-7» и «Мир». Особенность данного проекта заключалась в том, что предлагалась программа исследований Марса с последовательным наращиванием средств, начиная от автоматов и кончая пилотируемой экспедицией. Экспедицию на Марс планировалось провести в три этапа:

• первый – отработка принципов марсианского экспедиционного комплекса на модели комплекса, собираемой на станции «Мир» с помощью кораблей «Прогресс». Эта модель направлялась к Марсу с научно-исследовательской аппаратурой массой до 1,3 тонны;

• второй – генеральная репетиция пилотируемой экспедиции, в ходе которой солнечный буксир доставлял на поверхность Марса два посадочных аппарата вместо одного, причем на одном из них полностью отрабатывалась схема посадки и возвращения экипажа, а на втором, с несколькими марсоходами (масса около 20 тонн), проводилось детальное исследование поверхности Марса;

• третий – пилотируемая экспедиция на Марс.

Основу марсианского экспедиционного комплекса должен составлять солнечный буксир с использованием самого экономичного двигателя – электрореактивного, электричество для которого дадут пленочные солнечные батареи. Марсианский корабль состоит из трех основных частей: жилого блока (орбитального модуля), аппарата для посадки на поверхность и солнечного буксира. Предполагается, что первоначальная масса комплекса составит 350 тонн, в том числе, жилого блока – 80 тонн, посадочного аппарата – 60 тонн, аппарата для возвращения на Землю – 10 тонн. Солнечный буксир, на котором крепятся две панели солнечных батарей общей площадью 80000 м2, будет иметь массу 40 тонн, а топливо – 160 тонн. Каждая из панелей будет иметь размер 200*200 метров. Мощность, вырабатываемая солнечными батареями у Земли составит 7,6 МВт, а у Марс – 3,5 МВт.

Экипаж корабля состоит из 4 человек, из них двое будут находиться на поверхности Марса в течение 7 дней. Общая продолжительность экспедиции составит 720 суток.

Сборка комплекса на околоземной орбите производится с помощью четырех пусков ракеты-носителя «Энергия» или двух пусков ракеты «Вулкан». В отличие от предыдущих проектов предполагалось, что марсианский корабль, возвратившись из окрестностей Марса на околоземную орбиту, может долгое время работать как орбитальная станция, предназначенная для проведения технологических экспериментов, требующих больших энергетических мощностей.

В связи со сложной экономической ситуацией в стране о полете человека к Марсу в ближайшем будущем говорить не приходится. Тем не менее, проработки в этом направлении ведутся, но об этом чуть позже.

Как уже говорилось, в США после завершения программы «Аполлон» резко снизился интерес марсианской пилотируемой экспедиции. Все усилия были направлены на создание многоразового космического корабля «Спейс Шаттл». Только после первого старта шаттла 12 апреля 1981 года начали появляться публикации, описывающие возможные проекты полета человека на Марс. При этом непременным условием строительства на орбите марсианского экспедиционного корабля были использование многоразового корабля «Спейс Шаттл», а также тяжелых носителей, созданных на его основе. Пожалуй, первой такой публикацией после долгого перерыва стала статья «Пилотируемый полет на Марс в 1995 году» Боба Паркинсона, появившаяся в журнале Британского межпланетного общества (JBIS) в октябре 1981 года. По его оценке использование шаттла снизило бы стоимость марсианской экспедиции до 4 миллиардов долларов. При этом к 1990 году должны быть созданы следующие транспортные средства:

• тяжелая ракета-носитель с использованием элементов шаттла;

• межорбитальный буксир;

• 130-тонная ступень на базе S-IVB для доставки тяжелых полезных нагрузок на геостационарную орбиту;

• автономный модуль «Спейслэб».

Марсианский корабль состоит фактически из трех аппаратов. Первый корабль состоит, в свою очередь, из тяжелой ракетной ступени, двух межорбитальных буксиров, служебного модуля с остронаправленной антенной, двух зондов для исследования Венеры и обитаемого модуля типа «Спейслэб». Второй корабль состоит из тяжелой ракетной ступени, двух межорбитальных буксиров, служебного модуля, обитаемого модуля типа «Спейслэб», стыковочного модуля с четырьмя стыковочными узлами и солнечных батарей. Третий корабль состоит из тяжелой ракетной ступени, межорбитального буксира с кабиной экипажа, складского модуля со спутником-ретранслятором, шестью пенетраторами и четырьмя аппаратами для посадки на Марс и возвращения с него, а также марсианского посадочного модуля. Экипаж корабля – 5 человек.

Для сборки всех трех кораблей марсианского экспедиционного комплекса требуется два месяца и восемь пусков шаттла и тяжелых ракет. Старт с околоземной орбиты 8 ноября 1994 года. После вывода кораблей на межпланетную траекторию тяжелые ракетные ступени отделяются и возвращаются на околоземную орбиту для последующего их использования. Оставшиеся части кораблей стыкуются и в таком состоянии совершают перелет к Марсу. Перед подлетом к Марсу они расстыковываются и поодиночке каждый с помощью межорбитального буксира 10 июня 1995 года выходят на марсианскую орбиту. После торможения они опять стыкуются. Затем три космонавта переходят в марсианский посадочный модуль конической формы и совершают посадку на поверхность планеты. Параллельно четыре автоматических зонда приземляются в различных районах планеты, собирают образцы грунта, которые доставляют для исследований на марсианский орбитальный корабль.

После 20 дней пребывания на поверхности Марса, в ходе которого космонавты передвигаются с помощью небольшого негерметичного марсохода, они стартуют и выходят на низкую орбиту. Однако сам МПК не стыкуется с орбитальным кораблем. От экспедиционного корабля отделяется межорбитальный буксир, пилотируемый космонавтом. Вот он то и забирает трех космонавтов, а также зонды с образцами марсианского грунта. После доставки космонавтов на основной корабль два космонавта на том же межорбитальном буксире совершают 10-дневную экскурсию на Фобос.

По завершении 45-дневного пребывания в окрестностях Марса корабли расстыковываются, а посадочный модуль, складской модуль и межорбитальные буксиры с израсходованным топливом отбрасываются. Оба корабля выводятся на траекторию полета к Земле с помощью оставшихся нетронутыми межорбитальных буксиров. После выхода на трассу перелета корабли опять стыкуются и в таком состоянии 8 декабря 1995 года совершают облет Венеры, сбросив в ее атмосферу исследовательский зонд. Гравитационный маневр у Венеры позволяет сократить время экспедиции на 6 месяцев. Оставшееся в межорбитальных буксирах топливо позволяет кораблю выйти 16 мая 1996 года на высокую околоземную орбиту.

Схе6ма экспедиции достаточно необычная, однако большое количество стыковок и расстыковок, в том числе на перелетной траектории, существенно понижает надежность.

В том же 1981 году появилось еще два проекта пилотируемой экспедиции к Марсу. Оба они были представлены на первой конференции по Марсу, проходившей с 29 апреля по 2 мая 1981 года в Боулдере (штат Колорадо). Правда, первое из них, изложенное Фредом Зингером, касалось пилотируемого полета не на сам Марс, а на его спутники Фобос и Деймос. С технической точки зрения полет на естественные спутники Марса гораздо проще чем на Марс, ведь при столь малой гравитации спутников процесс посадки на их поверхность и старта с нее превращается в «причаливание» и «отплытие». Такая экспедиция по мнению Ф. Зингера обошлась бы в 10 миллиардов долларов.

В принципе, вся экспедиция сводится к размещению на Деймосе 6-8 водителей марсоходов, которые в количестве 10-20 штук в течение 2-6 месяцев исследуют поверхность «красной» планеты. Фактически получается повторение «Лунохода», но в удаленном варианте, причем удалены как марсоходы, так и их водители. А ведь сидеть в Крыму под Симферополем и сидеть на Деймосе – это, как говорят в Одессе, – две большие разницы. А уж при современном уровне развития вычислительной техники такое предложение и вовсе выглядит абсурдным.

Но сделаем скидку на то время. Естественно, что при таком подходе ни один космонавт не высаживается на Марс, однако два космонавта совершают полет на другой спутник Марса Фобос.

Стартовая корабля на околоземной орбите составляет порядка 300 тонн. В состав корабля входят жилой модуль, лабораторный модуль, 10-20 марсоходов, большое количество пенетраторов, несколько автоматических спутников Марса и двухместный аппарат для полета на Фобос и обратно. Для разгона и торможения используется солнечная электродвигательная установка, а для маневров – химические двигатели. Первоначальная раскрутка у Земли происходит в беспилотном режиме. Через несколько недель космонавты в жилом модуле с помощью ЖРД «догоняют» СЭРДУ и пристыковываются к ней. Дальше полет идет по классической для электродвигательных установок схеме. Перед отлетом от Марса отбрасывается все ненужное, включая лабораторный модуль и двухместный аппарат для полета на Фобос. После входа в сферу притяжения Земли СЭРДУ выводит корабль на высокую орбиту. Далее космонавты в жилом модуле с помощью ЖРД снижаются до орбиты, где их забирает шаттл.

По мнению Ф. Зингера такой полет мог бы состояться в 1990-1991 годах. Причем в этом году имелась бы возможность за счет облета Венеры сократить продолжительность экспедиции.

В другом докладе, представленном на той же конференции президентом фонда Всемирного космоса Робертом Стейхлом, рассмотрена марсианская экспедиция с упором на солнечные паруса и аэродинамический захват. Он представил рассредоточенной экспедиции, согласно которому 14 автоматических грузовых кораблей с солнечными парусами доставляют следующие грузы к Марсу:

• два марсианских посадочных аппарата;

• баки с топливом для посадочной ступени;

• два корабля для полета к Земле, дублирующих марсианскую орбитальную станцию;

• стыковочный модуль для временной марсианской орбитальной станции;

• два спускаемых аппарата для спуска в земной атмосфере и посадки на Землю;

• запасы топлива и продовольствия для обратного перелета к Земле.

Солнечные паруса представляют собой квадраты из тонкой пленки, покрытой тонким слоем алюминия, со стороной квадрата 2 км. Каждый такой парус способен доставить к Марсу с околоземной орбиты груз массой 32 тонны. Первоначально солнечный парус в сложенном состоянии выводится шаттлом на низкую орбиту. Затем с помощью разгонного блока «Центавр» он доставляется на орбиту высотой 2000 км. Здесь парус разворачивается, после чего начинается раскрутка по спирали. Через 720 дней разгона аппарат разгоняется до второй космической скорости. Перелет до окрестностей Марса длится 500 суток, а скрутка по спирали до высоты 3000 км – еще 340 суток. Общее время полета к Марсу составляет 4,2 года.

Естественно, что пребывание человека в невесомости столь длительное время неприемлемо. Поэтому сам экипаж экспедиции из 8 человек стартует с околоземной орбиты на двух кораблях уже после доставки грузов на марсианскую орбиту. Каждый корабль выводится на трассу полета к Марсу с помощью ракетной ступени массой 244 тонны, состоящей из двух баков с жидким водородом, шести баков с жидким кислородом и оснащенной двумя двигателями типа SSME. Основу собственно космического корабля массой 62,8 тонны составляют два блока «Спейслэб», соединенных между собой туннелем. Снаружи установлены четыре солнечных батареи. Для коррекции траектории служит двигательная установка на химическом топливе.

Самое интересное, что тот корабль, на котором космонавты летят к Марсу на околомарсианскую орбиту не выходит. Он становится искусственным спутником Солнца после пролета Марса. Незадолго до подлета космонавты переходят в небольшой (9,9 тонны) аппарат в виде двойного конуса, который, отделившись от основного корабля, совершает аэродинамическое торможение в атмосфере Марса, после чего выходит на его орбиту. После ряда маневров оба аппарата с космонавтами выходят на орбиту высотой 3000 км, где их ожидают грузы, доставленные солнечными парусами. В течение 14 дней (таков ресурс каждого аппарата) космонавты обязаны собрать все грузы.

Из доставленных ранее модулей космонавты собирают марсианскую орбитальную станцию шириной 40 метров. Такой размах требуется для создания вращением искусственной тяжести, равной марсианской и составляющей 1/3 от земной. Это делается для адаптации космонавтов к марсианскому тяготению после длительного перелета. В ходе 6-месячного полета по орбите космонавты заправляют топливом из баков марсианские посадочные корабли. Затем по два космонавта в каждом корабле совершают посадку на поверхность Марса, где проводят исследования в течение месяца. После 18 месяцев пребывания на орбите корабли возвращения к Земле, образующие станцию, расстыковываются и стартуют к Земле. Вход в атмосферу Земли и посадку на ее поверхность космонавты совершают в конусообразном аппарате, который обеспечивал аэродинамическое торможение у Марса. Основная же экспедиционных кораблей, пролетев мимо Земли, выходит на гелиоцентрическую орбиту.

С одной стороны эта схема марсианской экспедиции достаточно хорошо обоснована и технически реализуема. Но с другой стороны большое количество динамических операций и тонких мест делает эту схему ненадежной.

Хотя первая конференция по Марсу состоялась еще в 1981 году, но ее доклады были опубликованы лишь в 1984 году, когда там же в июле 1984 года состоялась уже вторая аналогичная конференция. В докладе, представленном на конференции братьями Солом и Бенджамином Эйдельманами, была рассмотрена экспедиция на Фобос, который мог бы стать промежуточным или базовым портом для исследования Марса, поскольку он лучше всего для этого подходит. Кроме того, на Фобосе можно было бы организовать производство ракетного топлива (жидкий кислород и водород). Этот промежуточный «космодром» мог бы обслуживать следующие типы кораблей:

• большие космические корабли или лайнеры, способные перевозить большое количество пассажиров и грузов, например, доставка воды на Луну или околоземную орбиту с Фобоса дешевле чем с Земли;

• многоразовые грузопассажирские корабли для полетов между Марсом и Фобосом;

• аппараты для обслуживания искусственных спутников Марса и полетов к Деймосу;

• пилотируемые корабли для полетов к астероидам и кометам.

Сам же Фобос мог бы также служить в обсерватории для размещения больших телескопов в самых различных диапазонах электромагнитного спектра. В связке с телескопами, размещенными на Луне или околоземной орбите, они могли бы образовывать интерферометры со сверхбольшой базой. Такой инструмент позволил бы обнаруживать планеты у других звезд.

Прошедшие в Боулдере две конференции по Марсу свидетельствовали о повторном пробуждении интереса к пилотируемому полету на Марс. Повернулось лицом к межпланетным пилотируемым полетам даже Планетарное общество во главе с его президентом, известным астрофизиком Карлом Саганом. Хотя оно-то должно было бы всегда заниматься этими проблемами. Под его эгидой сотрудниками Отдела космических наук Международной корпорации научных применений Аланом Фридландером, Стивеном Хоффманом и Джоном Найхоффом было проведено концептуальное изучение возможности создания межпланетного корабля для полета в 2001 году к Луне, Марсу и астероидам. Сообщение о нем было сделано в сентябре 1984 года на симпозиуме, проведенном Планетарным обществом.

Согласно их проекту для сборки на околоземной орбите высотой 370 км межпланетного корабля массой 120,6 тонны потребуется запуск 18 многоразовых кораблей «Спейс Шаттл». Сам корабль с экипажем из 4 человек состоит из трех составных частей. Основным из них является межпланетный аппарат с двумя панелями солнечных батарей включает в свой состав также модуль материально-технического обеспечения, модуль управления, стыковочный модуль со шлюзовой камерой и устройством перемещения космонавта в открытом пространстве MMU, лабораторный и жилой модули. Масса его при отлете от Земли составляет 38,5 тонн, из которых 18,7 тонны являются расходными материалами. Лабораторный и жилой модули создаются на базе модуля «Спейслэб». Во время перелета два жилых модуля располагаются на концах штанги, которая вращает их со скоростью 3 оборота в минуту для создания искусственной силы тяжести.

Марсианский орбитальный аппарат массой 19,5 тонн включает две панели СБ, стыковочный модуль также со шлюзовой камерой и устройством перемещения космонавта в открытом пространстве MMU, жилой модуль, остронаправленную антенну диаметром 5 метров и ракетную ступень массой 10,3 тонны для отлета с марсианской орбиты.

Третьим элементом экспедиционного корабля является марсианский посадочный аппарат массой 54 тонны. Его отличительной особенностью является наличие огромного аэродинамического зонтика диаметром 54 метра для торможения в атмосфере Марса. Марсианский орбитальный и посадочный аппараты вместе называются марсианским исследовательским аппаратом.

Обратно к Земле экипаж возвращается в корабле массой 43 тонны, напоминающем межпланетный аппарат, но вместо марсианского посадочного корабля в голове расположен спускаемый аппарат с аэродинамическим зонтиком меньшего диаметра (13,3 метра). Масса спускаемого аппарата с аэродинамическим экраном – 4432 кг.

Вся марсианская экспедиция проходит по следующей схеме. 5 июня 2003 года к Марсу стартует беспилотный возвращаемый корабль. Его разгон последовательно обеспечивают три многоразовых межорбитальных буксира, работающих на кислороде и водороде. 15 июня 2003 года стартует сам экипаж на экспедиционном корабле. Поскольку он в три раза тяжелее возвращаемого корабля, то для его разгона требуется уже 7 межорбитальных буксиров. Перед подлетом к Марсу 24 декабря 2003 года космонавты переходят в марсианский исследовательский аппарат, который совершив аэродинамическое торможение в атмосфере Марса, выходит на орбиту высотой 1000 км. Оставшаяся часть экспедиционного корабля пролетает мимом планеты и выходит на гелиоцентрическую орбиту. Затем трое из четырех членов экипажа совершают посадку на поверхность Марса.

Примерно через месяц, 23 января 2004 года космонавты стартуют с поверхности, забрав с собой до 400 кг образцов марсианского грунта. Состыковавшись с марсианским орбитальным аппаратом, космонавты стартуют с марсианской орбиты и стыкуются с возвращаемым кораблем, который в это время пролетает мимо Марса. 5 июня 2006 года космонавты возвращаются на Землю. Технически такой проект, который обошелся бы в 38,5 миллиардов долларов, вполне по силам США на современном уровне развития техники, однако расчет на стыковку аппаратов на пролетной траектории грозит гибелью космонавтов в случае малейшей задержки.

В октябре того же года на 35-ом Конгрессе Международной Астронавтической Федерации (МАФ) в Лозанне выступил «ветеран» марсианских проектов Гарри Рапп, известный своими предложениями еще с начала 60-х годов. Тогда он работал в Центре Маршалла, на сей раз представлял Технический университет Мюнхена. По его мнению в 60-х Марс казался ближе, чем в 80-х. Тогда была создана тяжелая ракета-носитель «Сатурн5», а перспективы создания ЯРД и ЯЭДУ были «за углом». В то же время у 80-х есть свои преимущества:

• наличие многоразовой транспортной космической системы «Спейс Шаттл»;

• наличие лабораторно-жилых модулей «Спейслэб»;

• опыт длительных космических полетов;

• информация об условиях на поверхности Марса, полученная от автоматических станций «Викинг».

Рапп предложил проект марсианской экспедиции стоимостью 15 миллиардов долларов, основанный на доступных технологиях, что перекликается со статьей Паркинсона. По его расчетам для сборки марсианского экспедиционного комплекса на орбите массой 2000 тонн потребуется 5 пусков шаттла и 35 запусков тяжелых ракет, созданных из элементов МТКК «Спейс Шаттл». При этом разгонная ступень состоит из подвесных топливных баков шаттла и нескольких ЖРД SSME. Экипаж из четырех космонавтов путешествует в двойном модуле «Спейслэб». В качестве источника энергоснабжения служит радиоизотопный генератор. Корабль несет два блюдцеобразных марсианских посадочных аппарата, по форме напоминающих посадочный аппарат «Викинга». Внутри одного из них находится 6-колесная цилиндрическая передвижная лаборатория «Molab» массой 45 тонн, рассчитанная на экипаж из двух человек. Этот посадочный аппарат садится первым вблизи экватора. Затем рядом с ним приземляются два космонавта в аппарате, напоминающем лунную кабину «Аполлона». Они предпринимают 390-дневный поход длиной 25000 км в сторону южного полюса, проводя по дороге эксперименты и исследования. Космонавты, оставшиеся на орбите проводят исследования Фобоса и Деймоса. Для входа в атмосферу Земли Рапп предложил спускаемый тира командного модуля «Аполлона», но несколько больших размеров.

Вся экспедиция рассчитана на три года: с 1996 по 1999 годы.

Всевозрастающий интерес к пилотируемому полету на Марс не могли не привлечь внимание НАСА к этой теме. В июне 1985 года в Хантсвилле, в Центре космических полетов имени Маршалла прошел симпозиум, посвященный проблеме полета на Марс. С большим докладом выступил представитель Центра НАСА имени Джонсона Барни Робертс. Этот доклад явился результатом совместной работы НАСА и Национальной лаборатории в Лос Аламосе, занимающейся ядерными исследованиями. В то же время это была попытка опередить СССР, которые по сообщению ЦРУ собирались осуществить пилотируемую экспедицию на Марс в конце 90-х годов. Чтобы сохранить престиж, достаточно было бы просто облететь Марс без посадки на его поверхность. Хотя еще в конце 60 годов американцы отказались от облета Марса как от не имеющего серьезной научной ценности проекта. Здесь опять проявился рецидив космической гонки без оглядки на научную необходимость.

Этот проект базируется на уже разработанной многоразовой транспортной космической системе «Спейс Шаттл» и проектировавшихся в 80е годы элементах модульной орбитальной станции и пилотируемой межорбитальном буксире OTV. В процессе сборки шаттлы доставляют на орбиту два топливных бака массой по 10,5 тонн каждый и полетный модуль массой 16,3 тонны, представляющий собой жилой модуль орбитальной станции. Полетный модуль стыкуется с командным модулем массой 5,5 тонн и двумя межорбитальными буксирами OTV массой по 5,2 тонны каждый. Затем с Земли стартует тяжелая ракета-носитель, которая доставляет на орбиту 200 тонн топлива (жидкий водород и кислород). Это топливо перекачивается в топливные баки и межорбитальные буксиры. После старта с орбиты топливные баки не отбрасываются, а служат в качестве противометеорного экрана. Корабль должен пролететь мимо Марса на расстоянии 160 морских миль (292 км) со скоростью 8км/с. При подлете к Земле Б. Робертс предложил с помощью двигательной установки снизить скорость с 16,5 км/с до 10,5 км/с.

Развивая идеи, изложенные на второй конференции по Марсу Центр научной политики, расположенный в том же Боулдере, по заказу Лаборатории реактивного движения в апреле 1986 года опубликовал «Концепцию развития марсианской исследовательской станции». Основной идеей концепции было создание условий для долговременного пребывания человека на «красной» планете. Это, в свою очередь, влекло за собой необходимость использования марсианских ресурсов, в том числе для производства кислорода и ракетного топлива. Такая постановка дела снизила бы массу доставляемых с Земли грузов, а, соответственно, и марсианских кораблей в несколько раз.

Для развертывания и обслуживания постоянной базы на Марсе потребуется создание новых транспортных средств. Во-первых, это – тяжелая ракета-носитель грузоподъемностью 75 тонн, созданная с использованием элементов многоразовой системы «Спейс Шаттл». При сборке первого марсианского экспедиционного корабля потребуется запуск 20 шаттлов и 24 тяжелых ракет.

Во-вторых, двухступенчатый марсианский посадочный корабль в пилотируемом и грузовом вариантах, использующий парашюты при снижении и ракетные двигатели при посадке на поверхность Марса. Каждый МПК представляет собой удлиненный конус высотой 20 метров и массой 28 тонн. Однако для старта его с поверхности Марса требуется 150 тонн топлива, которое предполагается произвести «по месту жительства». Во время перелета МПК служит в качестве радиационного убежища.

Автоматический грузовой посадочный корабль способен доставить на поверхность Марса 18 тонн груза. Их посадка производится в телеоператорном режиме на удалении 2 км от основной базы, откуда их доставляют на вездеходах. После разгрузки грузовые корабли приспосабливают по жилище для персонала марсианской базы.

В-третьих, это межпланетный корабль массой 220 тонн, который собирается на низкой орбите с максимальным использованием элементов орбитальной станции. Основные элементы корабля, включая два цилиндрических герметичных модуля длиной по 14 метров и пристыкованный многоразовый корабль, размещены на ферме длиной 40 метров. Хотя в таком корабле есть все необходимое для полета к Марсу, перед стартом с околоземной орбиты три одинаковых корабля стыкуются между собой, образуя трехконечную звезду. Такая конструкция собраного межпланетного комплекса позволяет создать вращением вокруг центральной оси искусственную силу тяжести в 0,38 от земной.

Для разгона межпланетного комплекса к Марсу служит ракетная ступень оснащенная двумя двигателями от шаттла SSME. Эта же ступень разгоняет к Марсу и связку из четырех грузовых кораблей. Этап полета к марсу длится 6 месяцев, а обратный путь занимает от 20 до 30 месяцев. Каждый экипаж проводит на Марсе до 2 лет. Первый экипаж покидает Землю в 2007 году, а возвращается в 2012 году. Второй экипаж – в 2009 и 2014 годах соответственно.

Смена экипажей производится следующим образом. После выхода на марсианскую орбиту сменный экипаж в трех марсианских посадочных кораблях совершает посадку вблизи базы. Отработавшие свою смену экипажи в дозаправленных местным топливом МПК стартуют с поверхности Марса и стыкуются с экспедиционным кораблем. После этого экспедиционный корабль разгоняется к Земле. Перед полетом к Земле экспедиционный корабль разделяется на составные части – межпланетные корабли. После аэродинамического торможения в атмосфере Земли межпланетные корабли выходят на низкую орбиту, где стыкуются с орбитальной станцией. Экипаж орбитальной в течение нескольких месяцев восстанавливает межпланетные корабли для последующих экспедиций на Марс.

Схема создания постоянно действующей марсианской базы достаточно интересная, но у нее есть одно уязвимое место – производство ракетного топлива непосредственно на Марсе. Очевидно, что должно пройти достаточное время для полетов автоматических станций и пилотируемых кораблей прежде, чем можно было бы приступить к производству ракетного топлива на другой планете. Необходимо время и для поиска на Марсе залежей соответствующих минералов, и для экспериментов по извлечению из этих минералов кислорода и водорода, и для налаживания массового их производства.

К этому же периоду, то есть к 1986 году, относится и сообщение Национальной Комиссии по космосу «Осваивая границы космоса». Эта комиссия, образованная в 1985 году по указу Президента США Рональда Рейгана, должна была рассмотреть перспективы развития науки и техники для исследования космоса в течение последующих 50 лет. Ее возглавил бывший директор НАСА Томас Пейн. Эта комиссия наметила основные вехи в освоении космического пространства.

1992 год – орбитальная космическая станция;

1998 год – постоянно базирующийся в космосе межорбитальный буксир;

1998 год – космодром на околоземной орбите;

1999 год – новый грузовой многоразовый космический корабль;

2000 год – новый пассажирский многоразовый космический корабль;

2003 год – обитаемая база на Луне;

2004 год – орбитальная космическая станция с переменной гравитацией;

2007 год – межпланетный корабль и первая экспедиция на Марс;

2011 год – производство топлива на Луне и первый лунный космодром;

2015 год – флотилия из нескольких марсианских экспедиционных кораблей;

2016 год – полномасштабное лунное производство;

2026 год – обитаемая база на Марсе.

По мнению членов Национальной Комиссии по космосу для реализации такой программу требуется ежегодное финансирование в размере чуть менее 1 от валового национального продукта.

Как видно из приведенного выше сообщения в качестве конечной цели в ближайшие 50 лет все-таки рассматривается именно Марс. Как бы развивая эту идею, Керри Нок и Алан Фридландер выступили в октябре 1986 года на 37-ом Конгрессе Международной федерации астронавтики в Инсбруке с докладом «Элементы марсианский транспортной системы», разработанным совместно с Лабораторией реактивного движения и Международной корпорацией по применению достижений науки. Основная идея доклада заключена в описании транспортной системы по линии Земля-Марс для обеспечения в 2035 году постоянно действующей обитаемой базы на поверхности Марса с экипажем из 20 человек.

Марсианская база состоит из четырех жилых цилиндрических модулей массой по 17,1 тонны, созданных на основе модулей орбитальной станции, пяти ядерных реакторов мощностью по 25 кВт, трех герметичных вездеходов массой по 9,1 тонны и шести негерметичных вездеходов по типу лунного «Ровера», одиннадцати автоматических (телеуправляемых) марсоходов, трех небольших беспилотных самолетов, двух подъемных кранов и двух трейлеров грузоподъемностью 2 тонны. Для проведения научных исследований в составе базы имеются также два лабораторных модуля массой по 13,6 тонны, пять метеорологических станций и несколько буровых установок. Кроме научных исследований экипаж базы с помощью доставленного оборудования организовывает производство различных материалов и компонентов ракетного топлива из местных ресурсов. Для самообеспечения кислородом и продуктами питания в составе базы имеется три оранжереи. Всего же для создания постоянной базы необходимо доставить с Земли на поверхность Марса 447 тонн грузов.

Регулярное обеспечение постоянной базы на Марсе требует создания шести новых типов транспортных средств:

• танкер для перевозки жидкого водорода с низкой орбиты в точку либрации L1;

• танкер для перевозки жидкого кислорода с поверхности Луны в точку либрации L1;

• грузопассажирский аппарат, базирующийся на Фобосе;

• многоразовый аппарат для перелетов между Марсом и Фобосом;

• межпланетный корабль для регулярных полетов по трассе Земля-Марс-Земля;

• небольшие пилотируемые буксиры, предназначенные для перевозки грузов и пассажиров между кораблями, базирующимися в точке либрации L1.

Межпланетный корабль совершает регулярные путешествия между точкой L1 и марсианской орбитой, дозаправляясь со спутника Марса Фобоса. Для создания искусственной силы тяжести в течение всего полета, длящегося более 900 суток, две кабины экипажа выносятся на концы ферменной конструкции длиной 450 метров и сообщаются между собой с помощью лифта с герметизированными кабинами. В состав корабля также входит ядерный реактор мощностью 300 кВт, два модуля-оранжереи, являющихся частью системы жизнеобеспечения с замкнутым циклом, двигательная установка с электрическими магнитоплазменнодинамическими двигателями и топливные баки. Общая масса такого корабля достигает 460 тонн.

В целом, разговоры о постоянной базе на Марсе, конечно же, интересны. Однако перспективы ее создания весьма далеки от сегодняшнего дня. Да и вообще, заводить о ней разговор можно лишь после начала пилотируемых полетов к планетам. Пока же все ограничивается лишь выступлениями на различных конференциях и статьями в научно-популярных журналах. Одним из таких докладов явилось сообщение, представленное Международной корпорацией по применению достижений науки в бюро исследований штаб-квартиры НАСА в ноябре 1987 года. В докладе предложено три этапа освоения Марса:

1990-е годы – полеты автоматических станций, включая глобальное картографирование и возврат грунта. В этот же период создаются мощные ракеты-носители, высокоэнергетические разгонные блоки крупномасштабные аэродинамические тормоза. На околоземной орбитальной станции проводятся исследования в области влияния невесомости на человека в течение длительного периода времени.

2000-е годы – пилотируемые экспедиции на Марс с временем пребывания на его поверхности от 10 до 20 суток. В этот период проводятся серьезные исследования Марса и выбираются потенциальные места для строительства марсианской базы.

После 2010 года – постоянно действующая обитаемая база на Марсе.

В докладе Международной корпорации по применению достижений науки делается акцент на кратковременных пилотируемых экспедициях. Для снижения стартовой массы марсианского корабля предлагается использовать большой аэродинамический экран диаметром 24,4 метра. Он позволяет выйти на орбиту Марса без каких-либо затрат топлива. В чаше этого экрана расположены четыре жилых модуля, вмещающих шесть членов экипажа. Здесь же находится аппарат для возвращения на Землю, также обладающий собственным аэродинамическим экраном диаметром 11,4 метра. В системе энергоснабжения корабля используются солнечные батареи.

На первом этапе марсианской экспедиции семь тяжелых ракет-носителей грузоподъемностью 91 тонна выводят на околоземную орбиту грузовой корабль, межорбитальный буксир, топливо и грузы. Сборка буксира с грузовым кораблем весит 59 тонн при длине 30,5 метров. В грузовом корабле массой 23,9 тонны находятся марсианский посадочный аппарат, научные приборы и топливо для обратного полета к Земле. 9 июня 2003 года с помощью межорбитального буксира грузовой корабль выводится на траекторию полета к Марсу, после чего буксир отделяется и с помощью аэродинамического торможения возвращается на низкую орбиту для восстановления и последующего использования. Грузовой корабль также с аэродинамического торможения 29 декабря 2003 года выходит на орбиту Марса.

Второй этап начинается спустя год после первого. На этом восемь мощных ракет-носителей выводят на орбиту элементы пилотируемого корабля и запасы топлива для межорбитального буксира. Выведение корабля на траекторию полета к Марсу обеспечивается двухступенчатым разгонным блоком, состоящим из дозаправленного старого межорбитального буксира и нового, выведенного на орбиту одновременно с кораблем. Оба буксира после разгона возвращаются на околоземную орбиту, а корабль совершает доразгон с помощью своей двигательной установка. Старт корабля планируется на 21 ноября 2004 года, а прибытие к Марсу – 3 июля 2005 года.

Третий этап начинается стыковкой пилотируемого корабля с грузовым на марсианской орбите. Три космонавта переходят в МПК и совершают посадку на поверхность Марса. В это время оставшиеся на орбитальном корабле космонавты отстреливают ставший ненужным аэродинамический экран и перекачивают топливо из грузового корабля. После завершения исследований и возвращения космонавтов с Марса корабль 2 августа 2005 года стартует к Земле.

Четвертый этап начинается за несколько до подлета к Земле 15 января 2006 года. Космонавты переходят в возвращаемый аппарат и отделяются от экспедиционного корабля. Возвращаемый аппарат с помощью аэродинамического экрана выходит на околоземную орбиту, откуда его межорбитальный буксир доставляет на орбитальную станцию.

Многочисленные проекты пилотируемых экспедиций на Марс представлялись как чисто национальное предприятие. Более того, зачастую они являлись частью космической гонки между СССР и США. Но марсианская экспедиция по сложности на порядок превосходила все предыдущие космические программы, да и времена «холодной» войны уходили в прошлое. Поэтому весьма символичным было появление в ноябре 1987 года «Марсианской декларации», опубликованной Планетным обществом. Она содержала призыв к организации совместной советско-американской пилотируемой экспедиции на Марс. Она могла бы послужить моделью для сотрудничества великих держав в решении различных проблем на Земле. Надо сказать, что руководители СССР и США на словах поддержали эту идею, но дальше слов дело не пошло. Уж слишком дорогое это удовольствие.

Но даже ни к чему не обязывающие высказывания политиков вдохновили ученых и инженеров в разных странах на новые идеи, качающиеся пилотируемого полета на Марс. К этому подключились также Ловелл Вуд, Мюриел Ишикава и Родерик Хайд, ученые из Ливерморской национальной лаборатории, которая работает по заказам Министерства энергетики США и к освоению космоса имеет лишь косвенное отношение. На четвертом национального космическом симпозиуме Космического Фонда США, проходившем в апреле 1988 года в Колорадо-Спрингс, они выступили с докладом, который назвали «Марс в этом столетии: проект Олимпия». Основной целью проекта «Олимпия» провозглашалось создание на Луне полномасштабного производства с использованием местных ресурсов, которое позволило бы осуществить программу исследования дальнего космоса человеком, включая юпитерианские луны. При этом первая экспедиция на Марс могла бы быть осуществлена в 2001 году. К основным составляющим проекта «Олимпия» относятся:

• передвижная лунная топливная фабрика массой 10 тонн с автоматизированным механизмом для рытья траншеи и подачей лунного грунта в ядерную топку. При нагревании лунного грунта до 500 должен выделяться водород, а при нагревании до 1000 освобождаться вода, из которой можно получить до одной тонны ракетного топлива (кислород и водород) в день;

• автоматический космический аппарат-танкер (сухая масса 3,7 тонны), который включает четыре сферических бака диаметром по 2,4 метра для хранения 10 тонн жидкого кислорода каждый и столько же цилиндрических баков для хранения 10 тонн жидкого водорода каждый. Для производства такого количества компонентов топлива требуется 6 недель. После заполнения баков космический танкер с помощью надежных двигателей типа RL-10 перевозит топливо в точку либрации L4, при этом сжигается половина запасов топлива;

• космическая станция массой 6 тонн с экипажем 5 человек в точке либрации L4, созданная на основе проекта надувного модуля для лунной базы «Колумбус». В задачу экипажа входит заполнение двух топливных резервуаров компонентами топлива, привезенными танкером. Каждый резервуар вмещает до 100 тонн топлива. Авторы доклада сравнили эту станцию с бензоколонкой;

• космический корабль для полета на Марс массой 48 тонн. Такой корабль можно было вывести на орбиту с помощью одной модифицированный ракет «Титан-3», но для перелета в точку либрации L4 требуется 78 тонн топлива, которое доставляется на орбиту уже двумя пусками такой же ракеты. Жилой модуль этого корабля также создается на основе проекта надувного модуля «Колумбус».

После заправки в точке либрации 205 тоннами топлива космический корабль стартует к Марсу. На Землю экипаж корабля возвращается в спускаемом аппарате типа командного модуля «Аполлона» массой 5 тонн.

По оценкам авторов проект «Олимпия» при затратах в 2,9 миллиардов долларов можно было бы реализовать за 6 лет. В этом проекте фантастична, пожалуй, не сама идея, а его оценочная стоимость и сроки.

31 мая 1989 года с подачи Белого дома НАСА как и 20 лет назад начала готовить материалы для доклада нового Президента США Джорджа Буша относительно будущего Америки в космосе, который выступил с ним в Национальном музее авиации и космонавтики 20 июля 1989 года в честь двадцатой годовщины высадки человека на Луну. Своим докладом Джордж Буш положил начало космической исследовательской инициативе. Вот ее основные вехи:

• 1995-2000 годы – орбитальная станция «Фридом», полеты автоматических станций на Луну;

• 2001-2010 годы – лунная база, полеты автоматических станций на Марс;

• после 2010 года – марсианская экспедиция.

Надо сказать, что реально при Президенте Буше деньги выделялись только на орбитальную станцию «Фридом», а на все остальное денег не было. Тем не менее, даже такие заявления Президента США вызывали к жизни новый всплеск интереса к пилотируемому полету на Марс. Правда, все понимали, что даже при разворачивании этой программы ограничения по финансам будут довольно значительными. С этой точки зрения было довольно характерным выступление на 40-м Конгрессе Международной федерации астронавтики в Малаге в октябре 1989 года специального помощника по системной разработке и планированию исследовательского бюро штаб-квартиры НАСА Айвена Бики. В своем докладе он изложил взгляд НАСА на эволюционную программу пилотируемого полета на Марс меньшего масштаба, поддержанный исследованиями компании «Мартин-Мариетта».

На первом этапе этой программы высадка человека производится не на Марсе, а на его спутнике Фобосе, но при этом сам экспедиционный корабль и посадочный аппарат создаются как для последующей высадки на поверхность Марса. Несмотря на то, что в этот период шла разработка орбитальной станции «Фридом», по мнению НАСА для марсианской экспедиции выгоднее использовать мощные ракеты-носители для запуска небольшого количества блоков и модулей экспедиционного комплекса, чем собирать его из множества более мелких, подобных модулям станции «Фридом».

Преимущество первого этапа заключается в том, что максимальная масса экспедиционного корабля для полета на Фобос (700 тонн) равняется минимальной массе марсианского корабля. Это позволяет сделать экспедицию на Фобос более короткой за счет попутного облета Венеры. В своем докладе А. Бики выделяет ряд последовательных этапов реализации марсианской экспедиции.

При старте в 2004 году экспедиционный корабль с экипажем из трех человек несет в своем составе марсианский посадочный корабль, который совершает посадку в автоматическом режиме и служит в качестве резерва для марсианской экспедиции. Экипаж же экспедиционного корабля исследует Фобос, демонстрируя возможность получения ракетного топлива из местных ресурсов. Продолжительность пребывания экспедиции в окрестностях Марса – около месяца.

На втором этапе корабль с экипажем из 5 человек стартует в 2007 году. На поверхность Марса космонавты совершают посадку рядом с резервным посадочным аппаратом, прилетевшим туда в 2004 году. Продолжительность пребывания этой экспедиции на Марсе – 1 год.

Третья экспедиция с пятью космонавтами также высаживается на Марс, но попутно организовывает промышленное производство ракетного топлива на Фобосе.

Четвертая экспедиция завершает создание марсианской инфраструктуры, позволяющей организовать регулярные полеты кораблей к Марсу для снабжения постоянно действующей марсианской базы.

По мнению А. Бики такая схема марсианской экспедиции потребует вдвое меньший объем грузооборота, чем предложенный в 1987 году Международной корпорацией по применению достижений науки. В качестве технических средств марсианской экспедиции им были предложены экспедиционный корабль с искусственной гравитацией (Концепция 4) и марсианский посадочный корабль, проект которых был разработан специалистами компании «Мартин-Мариетта» и изложен на том же Конгрессе в Малаге. Основу экспедиционного корабля «Концепция 4» составляет большой аэродинамический экран и два цилиндрических жилых модуля типа модулей станции «Фридом», вращающихся на конце большого троса для создания искусственной силы тяжести.

Для вывода на орбиту модулей и компонентов марсианского экспедиционного корабля А. Бики предложил ракету-носитель на основе МТКК «Спейс Шаттл», которую он назвал «Шаттл-Z», состоящую из 3-4 двигателей SSME, усиленного подвесного топливного бака и двух твердотопливных ускорителей. При использовании доразгона с помощью марсианского разгонного блока, оснащенного четырьмя ЖРД SSME, в качестве третьей ступени можно вывести на орбиту Земли полезный груз массой 164 тонны. Элементы марсианского экспедиционного корабля «Концепция 4» могут быть выведены на орбиту двумя пусками ракеты «Шаттл-Z». Еще три пуска этой же ракеты потребуется для дозаправки разгонных блоков топливом. Экипаж марсианской экспедиции доставляется на борт шаттлом.

Как уже говорилось, на том же 40-м Конгрессе Международной федерации по астронавтике в Испании представитель компании «Мартин-Мариетта» Бентон Кларк выступил с докладом, в котором описал предложения компании по облику марсианского посадочного и экспедиционных кораблей. В докладе им было предложено шесть концепций построения марсианских экспедиционных кораблей с искусственной гравитацией.

«Концепция 1» – вращающийся аэродинамический экран диаметром 41 метр с восемью жилыми цилиндрическими модулями, расположенными по окружности и соединенными концами между собой. Численность экипажа может достигать 18 человек.

«Концепция 2» – такой же вращающийся аэродинамический экран, но меньшего диаметра и с четырьмя жилыми модулями.

«Концепция 3» – два жилых модуля, расположенных вне экрана на вращающихся узлах. Сами модули, ось которых направлена перпендикулярно к оси вращения экрана, имеют пять палуб (этажей) с различной силой тяжести. Перед подлетом к Марсу модули «прячутся» за экран.

«Концепция 4» – два жилых модуля, соединенных с аэродинамическим экраном тросом длиной несколько сот метров. В этом случае экран играет роль противовеса.

«Концепция 5» – те же два модуля сами играют друг для друга роль противовеса, а экран остается в центре вращения.

«Концепция 6», которой сам Б. Кларк отдавал предпочтение, предусматривала в центре вращения узловую конструкцию диаметром 4,4 метра, от которой отходят в разные стороны два туннеля длиной по 12,5 метра. На конце этих туннелей располагаются жилые модули диаметром 4,5 метра. Пол каждого модуля, рассчитанного на экипаж из 2-4 человек, находится на расстоянии 17 метров от центра вращения. В принципе, ресурсы модуля могут обеспечить пребывание в нем всего экипажа. В состав первой экспедиции предполагается включить пять человек: пилот, врач, инженер, ученый, техник.

Для всех видов экспедиционных кораблей предусматривается выработка электроэнергии с помощью солнечных батарей мощностью у Марса 13 кВт.

Марсианский посадочный корабль согласно концепции компании «Мартин-Мариетта» состоит из аэродинамического экрана, посадочных опор, цилиндрического жилого модуля, пилотируемого герметичного марсохода и конусообразной взлетной ракеты.

Весь марсианский экспедиционный комплекс, включая корабль «Концепция 6», выводится на орбиту за 6 пусков тяжелой ракеты-носителя. Стартовая масса комплекса на орбите составляет 710 тонн. Разгон комплекса к Марсу производится с помощью первой ступени массой 573 тонны, которая затем отбрасывается. Для выхода на эллиптическую орбиту Марса с высотой перицентре 250 и в апоцентре 33810 км используется вторая ступень массой 61 тонна. Такая орбита кратна марсианским суткам.

После выхода на орбиту три космонавта высаживаются на поверхность Марса в посадочном корабле, а двое оставшихся на орбите космонавтов проводят различные исследования, включая телеуправление марсоходами и аппаратами для доставки грунта с Марса. После месяца пребывания на поверхности Марса космонавты возвращаются на орбитальный корабль. Затем с помощью двигателей третьей ступени массой 30,3 тонны корабль направляется к Земле. Вход в атмосферу Земли, снижение и посадку космонавты совершают в спускаемых аппаратах типа командного модуля «Аполлона», но рассчитанным на 5 человек.

Выступление президента Джорджа Буша 20 июля 1989 года вызвало соответствующую реакцию НАСА. В ноябре того же года администратор НАСА, бывший астронавт Ричард Трули дал указание рабочей группе, возглавляемой Аароном Коэном, подготовить материалы в Национальный Совет по космосу для обсуждения путей развития пилотируемой космонавтики, причем конечной целью был именно Марс. Хотя, следуя обращению Буша, сначала подразумевалось создание орбитальной станции «Фридом», затем возвращение на Луну и только потом путешествие на Марс. В принципе, такие же вехи расставил Вернер фон Браун еще в 50-е годы.

В материалах НАСА рассматривалось несколько путей достижения конечной цели. Согласно одному из них, имевшему девизом «баланс и скорость» предполагалось завершение строительства орбитальной станции «Фридом» в 1997-1999 годах; испытания лунного буксира и лунного посадочного корабля – 1999 год; возвращение человека на Луну – 2001 год; начало строительства лунной базы – 2002 год; доведение производства на Луне до 60 тонн в год – 2010 год; начало полномасштабного исследования Марса – 2012 год; полет четырех космонавтов на Марс с использованием добытого на Луне кислорода и с пребыванием на поверхности Марса в течение 30 суток – 2016 год; начало строительства марсианской базы – 2018 год.

Другой подход ставил своей целью как можно более раннее достижение человеком Марса. Такой подход, ставящий первую марсианскую экспедицию на 2011 год требует очень больших ежегодных затрат в течение 2000-2010 годов.

Рассматривался и подход «уменьшенного масштаба», требующего значительно меньших ежегодных затрат. Но при этом и сроки сдвигались: возвращение на Луну – 2004 год; постоянно обитаемая лунная база – 2012 год; первая 30-суточная посадка человека на Марс – 2016 год; двухмесячная экспедиция на Марс – 2018 год; трехмесячная экспедиция на Марс – 2022 год; постоянно обитаемая база на Марсе – 2027 год.

В сообщении НАСА содержался также призыв поддержать создание тяжелых ракет-носителей на основе шаттла с максимальной грузоподъемностью до 140 тонн. Кроме того, рассматривалась возможность отработки на орбитальной станции «Фридом» элементов марсианского экспедиционного комплекса. Правда, НАСА не делало оценок стоимости всей программы, но призывало к увеличению космического бюджета.

С точки зрения планомерного освоения Марса такой подход вполне закономерен. Но в таком случае нога человека ступит на марсианскую поверхность не раньше чем через 25 лет. Альтернативу такому «долгострою» предложили инженеры компании «Болл Спейс Системс» Р. Рейнерт и М. Кроуч. Свой проект они представили на четвертой конференции по Марсу 4 июня 1990 года в Боулдере. Согласно их проекту два четырехместных корабля, созданные с участием СССР, Канады, Японии и стран Европы, могли бы стартовать к Марсу уже в декабре 1998 года.

Сборка экспедиционного корабля на орбите занимает в общей сложности 11 месяцев. Для выведения на орбиту модулей планируется использовать ракету-носитель «Шаттл-С» грузоподъемностью 70 тонн. Первыми выводятся базовый блок советской станции «Мир» в качестве полетного модуля, состыкованный с узловым модулем от американской станции «Фридом». Полетный модуль оснащен канадским манипулятором типа того, который используется на шаттле. На узловом модуле расположено пять стыковочных узлов.

При следующем пуске, примерно через полмесяца после первого, шаттл доставляет к полетному модулю четырех космонавтов-монтажников, командно-служебный модуль и модуль обеспечения внешнекорабельной деятельности. Командно-служебный модуль пристыковывается к передней части узлового модуля, а модуль обеспечения ВКД, содержащий шлюзовую камеру, скафандры и устройства для перемещения космонавтов, – к его правому стыковочному узлу. Командно-служебный модуль представляет собой небольшой космический корабль с двумя стыковочными узлами и двигательной установкой.

Следующей стартует тяжелая ракета-носитель «Шаттл-С», которая выводит на орбиту цилиндрический модуль материально-технического обеспечения №1 массой 35 тонн. Он стыкуется к одному из стыковочных узлов командно-служебного модуля, после чего манипулятором переносится на верхний стыковочный узел узлового модуля. С помощью такого же носителя выводится и первый из четырех предусмотренных двигательных модулей с запасом топлива (гидразин и четырехокись азота). Каждый такой модуль содержит три стыковочных узла и двигательную установку на базе двигателя XLR-132. Командно-служебный модуль с помощью манипулятора пристыковывают двигательный отсек к хвостовой части полетного модуля, где он служит в качестве топливного склада для командно-служебного модуля в течение всей сборки.

Еще один носитель «Шаттл-С» выводит на орбиту сразу два посадочных корабля, причем один из них предназначен для посадки на Марс, а другой – для посадки на его спутники: Фобос и Деймос. Чтобы уменьшить издержки они используют тот же самый базовый модуль, что и командно-служебный модуль и модуль обеспечения ВКД. Аэродинамический экран марсианского посадочного корабля из-за слишком больших габаритов собирается уже на орбите. Сам МПК пристыковывается к нижнему стыковочному агрегату узлового модуля, а аппарат для посадки на Фобос и Деймос – к левому стыковочному узлу.

При следующих трех пусках ракеты «Шаттл-С» выводятся еще три двигательных модуля. Тем самым завершается строительство марсианского экспедиционного корабля. За полгода до старта начинается выведение элементов криогенного разгонного блока, обеспечивающего перевод комплекса на трассу перелета Земля-Марс. Сначала с помощью ракеты-носителя «Шаттл-С» выводится сам блок в незаправленном состоянии, который стыкуется с экспедиционным кораблем. Затем с помощью пяти пусков сверхмощной ракеты-носителя грузоподъемностью 140 тонн последовательно выводятся четыре больших сферических бака с переохлажденным жидким кислородом и один цилиндрический бак с жидким водородом.

За неделю до старта при очередном пуске ракеты «Шаттл-С» выводится модуль материально-технического обеспечения №2, который заменяет выведенный ранее. Только после этого экипаж марсианского экспедиционного корабля заменяет экипаж космонавтов-монтажников.

По расчетам Р. Рейнерта и М. Кроуча полет проходит по следующей схеме. 17 декабря 1998 года двигательная установка криогенного блока разгоняет экспедиционный корабль к Марсу, куда он прибывает через 280 суток полета. Сразу после разгона происходит реконфигурация комплекса для создания искусственной тяжести путем вращения со скоростью 2 оборота в минуту. Перед прибытием к Марсу, которое состоится 28 сентября 1999 года космонавты восстанавливают первоначальную конфигурацию комплекса. Выход на высокую околомарсианскую орбиту обеспечивается последовательной работой двух двигательных модулей. Затем два космонавта совершают посадку на поверхность Марса, где проводят исследования в течение 30 дней. После их возвращения еще два космонавта с помощью командно-служебного модуля доставляют другой посадочный аппарат к одной из марсианских лун, где также проводятся исследования в течение 30 дней. После воссоединения экипажа опять образуется необходимая для создания искусственной конфигурация комплекса, которая сохраняется до момента отлета к Земле. Это необходимая процедура, поскольку общее время пребывания космонавтов на марсианской орбите составляет 545 суток.

Старт экспедиционного корабля к Земле намечен на 25 января 2001 года. Перед стартом космонавты опять восстанавливают начальную конфигурацию комплекса, но при этом отбрасываются два двигательных модуля с пустыми топливными баками, модуль обеспечения ВКД и складской модуль. Таким образом, в составе корабля остаются командно-служебный модуль, узловой модуль, полетный модуль и один двигательный модуль, который обеспечивает перевод комплекса на траекторию полета к Земле. Обратный перелет длится 280 суток. В течение этого перелета также создается искусственная гравитация.

2 сентября 2001 года космонавты переходят в командно-служебный модуль и отстыковываются от комплекса. С помощью двигательной установки этого модуля они выходят на высокую околоземную орбиту с периодом 24 часа. На низкую орбиту экипаж доставляется с помощью пилотируемого межорбитального буксира.

Для повышения надежности всей экспедиции Р. Рейнерт и М. Кроуч предлагали отправлять к Марсу сразу два аналогичных корабля. В принципе, эта схема достаточна традиционна и, можно даже сказать, консервативна. В ней используются только проверенные технические решения. С этой точки зрения она легко реализуема. Но одновременно использование только двигательных установок на химическом топливе приводит к возрастанию стартовой массы и к увеличению количества запусков ракет-носителей. При этом любая авария ракет может привести к срыву всей экспедиции, ведь стартовать нужно в достаточно узкое астрономическое «окно». Впрочем, это относится и к многим другим проектам.

К следующему проекту применима поговорка о том, что «новое – это хорошо забытое старое». Его представили в 1990 году Роберт Зубрин и сотрудник компании «Мартин-Мариетта» Дэвид Бэйкер. Суть этого проекта заключается в использовании прямой схемы полета на Марс без промежуточного выхода на околомарсианскую орбиту. Как известно, именно такая схема рассматривалась в первоначальном плане проекта «Аполлон», для чего предлагалось создать гигантскую ракету «Нова». Однако в 1962 году НАСА приняло для реализации идею Джона Хуболта, предполагающую промежуточную стыковку на окололунной орбите, как требующую для запуска ракету-носитель меньшего размера. Надо сказать, что НАСА в 1993 году приняло идею прямого полета на Марс Р. Зубрина и Д. Бэйкера для проработки собственных проектов пилотируемого полета на Марс, при этом прямой полет к Марсу позволил бы осуществить пилотируемую экспедицию уже в 2001 году. Правда, отцы этой идеи рассматривали старт к Марсу в декабре 1996 года.

Для реализации этой идеи авторы статьи в журнале «Аэрокосмическая Америка» предложили использовать ракету-носитель «Арес», созданную из элементов МТКК «Спейс Шаттл». Ее основу составляют два твердопливных ускорителя, подвесной топливной бак с установленными на нем четырьмя ЖРД SSME. На верхушке модифицированного подвесного топливного бака устанавливается криогенная верхняя ступень и беспилотный марсианский грузовой посадочный корабль массой 40 тонн. Этот посадочный корабль включает в себя аэродинамический экран, аппарат для возвращения на Землю (без топлива), небольшую фабрику по производству топлива, 5,8 тонны жидкого водорода, ядерный реактор мощностью 100 кВт на передвижной платформе и запасы продовольствия на 9 месяцев для четырех человек.

Криогенная верхняя ступень разгоняет грузовой посадочный корабль к Марсу. После торможения в атмосфере непосредственно с подлетной траектории грузовой корабль совершает посадку на поверхность Марса. После посадки транспортная платформа отвозит ядерный реактор на безопасное расстояние, где с помощью робототехнических устройств он устанавливается и подготавливается к работе. А платформа возвращается к грузовому корабля, протягивая от реактора электрические кабели, после чего реактор активизируется для выработки электроэнергии. Полученное электричество питает фабрику по выработке ракетного топлива из атмосферы Марса. Привезенные запасы водорода служат для получения при соединении с двуокисью углерода в присутствии катализатора 37,7 тонны метана и воды. Из воды, в свою очередь, путем электролиза получают кислород и еще большее количество водорода, который опять используется для производства метана. За год предполагается произвести 107 тонн компонентов ракетного топлива (метан и жидкий кислород).

В январе 1999 года стартуют еще две ракеты «Арес». Одна из них выводит грузовой посадочный корабль, аналогичный запущенному ранее, а другая – пилотируемый космический корабль массой 38 тонн с экипажем из четырех человек. Пилотируемый корабль представляет собой двухэтажный цилиндр высотой 4,8 метра и диаметром 8,2 метра. Верхний этаж – жилая зона, а нижний этаж предназначен для размещения грузов и герметичного марсохода. После выработки топлива разгонный блок пилотируемого корабля остается связанным с ним тросом длиной 1500 метров. Это позволяет создать на время 6-месячного перелета искусственную силу тяжести путем вращения со скоростью один оборот в минуту. Только перед подлетом к Марсу верхняя ступень отбрасывается.

В отличие от предыдущего грузового корабля пилотируемый корабль после аэродинамического торможения выходит на орбиту и только затем совершает посадку около грузового корабля, запущенного ранее. Второй грузовой корабль служит в качестве резерва на тот случай, если космонавты совершают посадку на расстоянии более 600 км от первого грузового корабля. При меньших расстояниях космонавты преодолевают его на вездеходе. В штатном случае второй грузовой корабль совершает посадку в 800 км от первого и начинает заготавливать топливо для второй экспедиции, которая должна стартовать в 2001 году.

В ходе 500-суточного марсианского «сидения» совершают поездки на вездеходе со скоростью 32 км/час на расстояние до 960 км. Топливом для вездехода служит 11 из 107 тонн запасенного ракетного топлива. После завершения космонавты стартуют в заправленной местным топливом возвращаемой ракете и через 6 месяцев прибывают домой. Аналогичным образом организуются вторая, третья и все последующие экспедиции, после чего на Марсе остается развернутой сеть марсианских станций, на основе которых можно будет создать постоянно обитаемые марсианские базы.

По мнению Р. Зубрина и Д. Бэйкера замена криогенного разгонного блока на ступень с ЯРД позволило бы сразу увеличить экипаж марсианского корабля сразу до 12 человек., а после 2010 года развернуть постоянную базу на Марсе.

В принципе, и в этом проекте нет ничего фантастичного. Более того, в долговременной перспективе освоение человеком Марса необходимо строить именно за счет использовать местных ресурсов. Но делать ставку на производство ракетного топлива уже во время первой марсианской экспедиции – явный перебор. Но самое интересное, что идея использования местных ресурсов захватила многие умы в НАСА. Поэтому нет ничего удивительного, что большинство проектов полета человека на Марс, рожденные в США, основаны именно на этой идее.

Как уже говорилось, 20 июля 1989 года Президент США Джордж Буш по случаю 20-й годовщины первого полета на Луну выступил с космической исследовательской инициативой, которая в отдаленной перспективе предусматривала полета человека на Марс. А чуть позже на церемонии выпуска в Техасском университете 11 мая 1990 года он же сказал: «Еще до празднования 50-й годовщины высадки «Аполлона» на Луне американский флаг будет поднят на Марсе». В связи с эти вице-президент США и одновременно председатель Национального Совета по космосу Дэн Куэйл совместно с директором НАСА Ричардом Трули в августе 1990 года дали добро на создание объединенной группы для рассмотрения концепции и примерной структуры космической исследовательской инициативы. Возглавил эту группу известный астронавт Томас Стаффорд. Тысячи организаций и частных лиц направили свои предложения в объединенную группу. Эти предложения были рассмотрены, обработаны и систематизированы. Результатом этого явилось сообщение, выпущенное объединенной группой в июне 1991 года, которое было разослано в канцелярию Президента США, промышленным компаниям, высшим учебным заведениям, правительственным учреждениям и международным организациям.

Сообщение выделило четыре основных структурообразующих элемента космической исследовательской инициативы, создание и развитие которых основано на следующих предпосылках:

• высадка человека на Марс является конечной и главной целью, а освоение Луны служит в качестве этапа репетиции для марсианских экспедиций;

• транспортные системы для полетов на Луну и Марс создаются унифицированными, например, жилые модули, герметичные вездеходы, системы замкнутого жизнеобеспечения, ядерные энергоустановки и т.д.;

• к моменту начала освоения Марса будут созданы ядерные ракетные двигатели и ядерные энергоустановки, которые позволят увеличить грузопоток по лини Земля-Марс, обеспечить энергетикой марсианскую базу и организовать производство ракетного топлива из местных ресурсов;

• будут созданы мощные ракеты-носители грузоподъемностью до 250 тонн, которые позволят снизить число запусков, необходимых для сборки на околоземной орбите межпланетного экспедиционного комплекса. Использование орбитальной станции «Фридом» для сборки марсианских кораблей группой Стаффорда не рассматривалось.

В качестве первого структурного элемента космической исследовательской инициативы рассматривалось исследование Марса, которое должно было проходить в следующей последовательности:

• 1998-2005 годы – полеты на Марс автоматических межпланетных станций, в том числе, два искусственных спутника Марса в 1998 году для выбора мест посадки пилотируемой экспедиции и два марсохода в 2003 и 2005 годах для обследования выбранных мест посадки;

• 2005 год – запуск тяжелой ракеты-носителя с автоматическим грузовым кораблем, который должен совершить посадку на Луну в одном из шести мест, уже обследованных американскими астронавтами. Следующая тяжелая ракета доставляет экипаж из шести человек на окололунную орбиту. Пятеро из них высаживаются около грузового корабля, который служит им в качестве жилого модуля в течение 14 суток (лунный день) пребывания на лунной поверхности;

• 2006 год – запуск тяжелой ракеты-носителя с 6-местным космическим кораблем к Луне, который по сути повторяет программу полета предыдущей лунной экспедиции;

• 2007 год – запуск тяжелой ракеты-носителя, который доставляет на то же место лунной поверхности герметичный вездеход и ядерную энергоустановку. Следующим пуском на Луну доставляет экипаж из 6 человек, который остается там в течение 45-60 суток. Экипаж проводит научные исследования и на вездеходе обследует место для последующей репетиции марсианской экспедиции в 2009 году;

• 2008 год – доставка на Луну автоматического грузового корабля для обеспечения экспедиции 2009 года. Этот корабль фактически является копией марсианского грузового посадочного корабля и включает в свой состав жилой модуль, герметичный вездеход, ядерная энергоустановка, транспортно-погрузочное средство, научное и связное оборудование;

• 2009 год – полет на Луну экспедиции из 6 человек, которые проводят на лунной орбите 120 суток, имитируя полет к Марсу. Перед окончанием этого срока с Земли стартует еще один экипаж, который совершает посадку на старом месте. А предыдущий экипаж совершает посадку на новом месте, где в течение 30 суток проводит репетицию пребывания на Марсе. При посадке экипаж репетиции встречают три члена другого экипажа, прибывшие сюда на вездеходе. После отлета экипажа репетиции к Земле оставшиеся на Луне космонавты проводят исследования еще в течение 60 суток;

• 2012 год – запуск тяжелой ракеты-носителя с марсианским грузовым посадочным кораблем, причем разгонный блок оснащен ядерным ракетным двигателем. Этот грузовой корабль практически идентичен грузовому кораблю, совершившему посадку на Луну в 2008 году;

• 2012 год – запуск тяжелой ракеты-носителя, обеспечившей выведение пилотируемого корабля с экипажем из 6 человек к Марсу. После 120-суточного перелета корабль с помощью ЯРД выходит на марсианскую орбиту. Затем космонавты в посадочном корабле совершают посадку рядом с грузовым кораблем. После проведения исследований в течение 30 суток космонавты стартуют с поверхности Марса, стыкуются с орбитальным кораблем и также с помощью ЯРД стартуют к Земле. В это время с Земли запускается к Марсу еще один грузовой посадочный корабль для второй марсианской экспедиции;

• 2016 год – старт второй экспедиции к Марсу, которая проводит на его поверхности уже почти 600 суток.

При более значительном финансировании этой программы первую посадку человека на Марс можно было бы осуществить уже в 2008 году. При этом стало бы возможным широкомасштабное освоение луны и Марса, включая создание постоянно обитаемых баз и фабрик для освоения местных ресурсов, которые позволят создать замкнутый экологический цикл. В этих условиях марсианские корабли могли бы дозаправляться непосредственно на Марсе.

К сожалению, все предложения группы Стаффорда по космической исследовательской инициативе так и остались на бумаге. Сказались, конечно же, большие потребные затраты для реализации этой программы.

Надо сказать, что такой подход группы Стаффорда к освоению Марса вызывал определенную критику, поскольку был слишком растянут во времени. Альтернативу такому подходу предложили Ханс Марк, бывший руководитель бюро пилотируемых космических полетов НАСА, а к тому времени системный руководитель университета штата Техас, и Харлан Смит, директор обсерватории Макдональда. Свой взгляд на пилотируемую марсианскую экспедицию они изложили в статье, опубликованной в журнале «Космическая Америка» в августе 1991 года. Согласно их взглядам НАСА могло бы вернуться на Луну в 1995 году для поиска льда на лунном полюсе, а полет человека на Марс мог бы состояться уже в 2003 году. При этом сама программа должна была развиваться в следующей последовательности:

• 1992 год – орбитальные испытания ионного электрического двигателя в реальных космических условиях;

• 1994 год – завершение сборки орбитальной станции «Фридом», которая могла бы служить как база для сборки экспедиционного корабля и как космодром для его запуска;

• 1995 год – возвращение человека на Луну. Продолжительность лунной экспедиции составляет 10 суток. При этом два космонавта остаются на орбите, а двое совершают посадку на одном из полюсов для поиска льда;

• 1996 год – первый запуск к Марсу автоматического аппарата с ионным электрореактивным двигателем;

• 1998-2000 годы – разворачивание на Луне производства ракетного топлива из полярного льда, если таковой обнаружится. В противном случае, создание на Луне астрономической обсерватории;

• 1999 год – запуск к Марсу автоматического грузового корабля, несущего спутники ретрансляторы, вездеход и солнечную энергетическую установку;

• 2000 год – запуск к Марсу второго автоматического грузового корабля с ионным двигателем. В результате длительного разгона и последующего торможения он прибывает к Марсу и выходит на его орбиту только через 3 года.

В конце 2002 года производится заправка марсианского экспедиционного корабля на окололунной орбите топливом (жидкий кислород и водород), выработанным из лунного льда. Если же льда на Луне не окажется, корабль непосредственно стартует с околоземной орбиты, также используя кислородно-водородный разгонный блок. В октябре 2003 года трехместный корабль совершает посадку на Марсе рядом с грузовым кораблем, где проводит исследования в течение месяца.

По оценкам Х. Марка и Х. Смита вся программа займет 14 лет и будет стоить 125 миллиардов долларов. При отсутствии льда на Луне ее стоимость будет ниже и составит «всего лишь» 80 миллиардов долларов, но это займет больше времени. В первом случае потребуется запуск 19 шаттлов и 45 ракет-носителей «Титан IV», во втором случае – 13 шаттлов и 31 «Титан IV».

Как уже говорилось, сообщение группы Томаса Стаффорда, касающееся космической исследовательской инициативы, не нашла поддержки у Президента и его команды. Однако она не была и отвергнута с порога. Фактически дела в основном касалось потребных затрат. Это дало повод НАСА для поисков путей снижения затрат на марсианскую экспедицию, которые продолжаются и поныне. Одним из них явился план, предложенный помощником администратора НАСА по исследованиям Майкла Гриффина в октябре 1992 года. Он явился эволюционным шагом между предложениями группы Т. Стаффорда и предложениями НАСА, озвученными в 1993 году, о которых будет сказано чуть позже.

В плане предлагается использование не только традиционных, но и альтернативных средств транспортировки типа того, который предложили Зубрин и Бэйкер для прямого полета на Марс. При этом в качестве ракеты-носителя предлагается развитие «Сатурна-5» с грузоподъемностью 200 тонн. События же согласно плану должны развиваться следующим образом:

• 1995 год – 180-суточная экспедиция с участием американских космонавтов на российской орбитальной станции «Мир»;

• 1996 год – доведение продолжительности полета шаттла до 90 суток;

• 1998 год – создание тяжелой ракеты-носителя грузоподъемностью 100 тонн;

• 1999-2002 годы – разворачивание лунной базы;

• 1999-2004 годы – 180 и 360-суточные экспедиции на американской орбитальной станции «Фридом»;

• 2002-2005 годы – продолжительное пребывание человека на Луне.

Забегая вперед, стоит отметить, что из этого списка выполнен лишь первый пункт: в 1996 году американка Шеннон Люсид провела 188 суток космонавтов на российском орбитальном комплексе «Мир». Параллельно с выполнением вышеуказанной программы с помощью автоматических межпланетных станций ведется выбор мест для высадки пилотируемых экспедиций на Марсе.

Для доставки грузов и пилотируемых кораблей к Марсу предлагается использовать, разработанные еще в 60-х годах ядерные ракетные двигатели «Нерва». Сама марсианская экспедиция начинается запуском в 2007 году трех тяжелых ракет-носителей, которые обеспечивают доставку на Марс двух марсианских жилых модуля и одного герметичного вездехода. Каждый жилой модуль напоминает описанный Зубриным и Бэйкером. На нижней палубе жилого модуля находятся шлюзовая камера с четырьмя скафандрами, командный пост и научная лаборатория. На верхней палубе расположены три двухместных каюты, туалет и камбуз.

Четвертый тяжелый носитель обеспечивает выведение на трассу перелета Земля-Марс марсианского посадочного корабля, который 22 августа 2008 года выходит на околомарсианскую орбиту.

19 ноября 2009 года пятым носителем выводится пилотируемый корабль с шестью членами экипажа, а шестым пуском выводится разгонный блок с ЯРД, который потребуется для схода с марсианской орбиты и возвращения на Землю. 18 мая 2010 года экипаж выводит свой корабль на орбиту вокруг Марса, где стыкуется с марсианским посадочным кораблем. Перейдя в него, космонавты совершают посадку на марсианской поверхности рядом с жилыми модулями и вездеходом, запущенными ранее. После посадки экипаж основывает жилой лагерь, связав все модули герметичными туннелями. В этом лагере космонавты проводят 520 земных суток.

К моменту окончания исследований разгонный блок с ЯРД выходит на орбиту вокруг Марса. Космонавты стартуют с поверхности Марса и стыкуются с орбитальным жилым модулем, который все это время летал в беспилотном режиме. Затем производится сближение и стыковка с разгонным блоком, который обеспечивает выведение корабля на трассу перелета Марс-Земля 20 октября 2011 года. Прямой вход в атмосферу Земли происходит 12 апреля 2012 года.

В тот момент, когда первая экспедиция близится к завершению, вторая экспедиция направляется к Марсу для проведения исследований в том же самом месте. К 2015 году три марсианских экспедиции создают постоянно обитаемую базу, и обеспечивают производство ракетного топлива из местных ресурсов.

Работы в рамках космической исследовательской инициативы завершились в 1993 году. Итоги были подведены 24 мая 1993 году на втором симпозиуме по исследованию Марса в Центре Эймса и 21 сентября 1993 года на конференции по космическим программам и технологиям в Хантсвилле. В обоих случаях одним из докладчиков был Майкл Дьюк, представлявший бюро исследовательских программ НАСА.

Основной идеей представленных докладов было продвижение по пути к Марсу через создание лунной базы. При этом элементы лунной станции могли бы быть использованы в качестве элементов марсианского экспедиционного комплекса и марсианской базы. Это позволило бы сократить затраты на обе программы. В частности, можно было бы использовать одинаковые тяжелые ракеты-носители для старта с Земли и однотипные ступени для старта с лунной и марсианской поверхности. Эта ракета-носитель способна вывести на околоземную орбиту полезный груз массой 240 тонн, 100 тонн на трассу перелета к Марсу и 60 тонн на его поверхность. В то же время сама марсианская экспедиция строится без участия лунной базы, практически без сборки комплекса на околоземной орбите и даже без стыковки на марсианской орбите. Фактически это сильно напоминает схему прямого полета на Марс, предложенную Робертом Зубриным. Кроме того, предполагается использование местных ресурсов уже при первых полетах на Марс.

Первое астрономическое «окно» для полета к Марсу открывается в сентябре 2007 года. Три тяжелых ракеты-носителя выводят три космических аппарата первой экспедиции, которые достигнут Марса в августе-сентябре 2008 года:

• корабль для возвращения экипажа к Земле с полным запасом топлива. С помощью аэродинамического торможения он выводится на марсианскую орбиту. В его состав входит двухэтажный жилой модуль массой 60-70 тонн и кислородно-метановый ракетный блок с двумя двигателями типа RL-10, который должен обеспечить старт экипажа с марсианской орбиты к Земле;

• беспилотный взлетно-посадочный корабль, который доставляет на поверхность Марса 40 тонн груза, включая герметичный вездеход, ядерный реактор и фабрику для производства топлива из местных ресурсов;

• жилой модуль, аналогичный орбитальному жилому модулю, снабженный небольшим ядерным реактором.

После посадки взлетно-посадочного корабля небольшая автономная тележка отвозит ядерный реактор на расстояние до 500 метров и укрывает его в кратере для защиты будущей экспедиции от радиации. От реактора к топливной фабрике протягиваются кабели. В течение года эта фабрика производит до 5,7 тонн метана и 20,8 тонн кислорода. Этого достаточно для обеспечения взлета экипажа с поверхности Марса и выхода его на марсианскую орбиту для стыковки с экспедиционным кораблем. Затем для обеспечения проживания на Марсе космонавтов в течение 600 дней фабрика вырабатывает 14,5 тонн воды, 2 тонны азота и 3 тонны кислорода.

После наработки достаточных запасов воздуха, воды и ракетного топлива, а также проверки состояния поверхностного жилого модуля начинается следующий этап экспедиции. Он начинается в октябре-ноябре 2009 года. В этот период стартуют с Земли еще три тяжелые ракеты-носители. Одна из них обеспечивает выведение посадочного корабля с экипажем из 6 человек. Другая – корабль для возвращения экипажа на Землю, дублирующий запущенный ранее. При штатном развитии событий этот корабль станет основным для экспедиции 2012 года. И, наконец, третья – взлетно-посадочный корабль с топливной фабрикой, также дублирующий запущенный ранее. И также при штатном развитии событий этот корабль станет обеспечит старт с поверхности Марса второй экспедиции 2012 года.

Для выведения всех перечисленных кораблей к марсу используется разгонная ступень с ЯРД. Полет к Марсу длится примерно 180 суток. Корабль с экипажем с помощью аэродинамического торможения выходит на эллиптическую орбиту вокруг Марса с высотой апоцентра 34000 км и перицентра 250 км, а затем уже с орбиту совершает посадку на его поверхность рядом с жилым модулем и топливной фабрикой, запущенных еще в 2007 году. Вскоре после этого два оставшихся корабля также подлетают к Марсу. Корабль для возвращения на Землю выходит на марсианскую орбиту, а взлетно-посадочный корабль совершает посадку на его поверхность вблизи от экипажа если на основном взлетно-посадочном корабле возникли неполадки. В противном случае он садится в другом районе Марса, но в пределах радиуса действия вездехода.

После посадки соединяют герметичными туннелями жилые модули своего корабля и доставленного ранее. При этом в одном из жилых модулей создается оранжерея для воспроизводства воздуха и пищи в дополнение к привезенным с Земли. В течение 600-дневного пребывания на марсе космонавты совершают несколько 10-дневных поездок на вездеходе с удалением от базы до 500 км. После завершения исследований космонавты в октябре 2011 году стартуют с поверхности Марса. Выйдя на орбиту, они стыкуются с орбитальным кораблем, ракетная ступень которого обеспечивает разгон комплекса к Земле. Перед подлетом к Земле космонавты переходят в капсулу и совершают прямой вход в атмосферу Земли с последующим снижением и посадкой на парашюте по типу «Аполлона».

Вторая марсианская экспедиция стартует в первом квартале 2012 года. Ее полет проходит по той же схеме, что и первой.

У этой схемы есть несомненное преимущество: отсутствует необходимость многомесячной сборки экспедиционного комплекса на околоземной орбите из модулей, весящих десятки и сотни тонн. Фактически требуется только одна стыковка на околомарсианской орбите. Однако, как говорится, имеются отдельные, но существенные недостатки. Во-первых, требуется обеспечить автоматическую посадку на поверхность Марса аппаратов, весящих десятки тонн. Во-вторых, необходимо развернуть на Марсе производство ракетного топлива без присутствия человека. В третьих, ракетный блок, обеспечивающий разгон корабля с марсианской орбиты к Земле должен в течение четырех лет находиться в условиях космического пространства при наличии в баках десятков тонн жидкого кислорода. Получается, что уйдя от одного недостатка, взамен получаем другие.

Впрочем, практически все проекты марсианской экспедиции основались на небольшом количестве идей, которые использовались в разных комбинациях и модификациях. Попытку вырваться из замкнутого круга предприняла исследовательская группы из Космического центра имени Джонсона, которую возглавлял астронавт-ветеран Фрэнлин Чанг-Диаз. В своей работе, законченной выпуском отчета в марте 1995 года, эта группа предложила для межпланетных полетов перспективный ракетный двигатель, в котором используется разогрев плазмы и ее удержание в магнитном поле. Фактически эти технологии заимствованы из исследований по управляемому термоядерному синтезу.

Работы по такому двигателю, названному VASIMR (магнитоплазменный ракетный двигатель), были начаты еще в начале 80-х годов. Его особенность заключается в том, что, регулируя скорость истечения плазмы, он может работать как в режиме большой тяги при сходе с орбиты и выходе на орбиту, так и в режиме малой тяги в ходе межпланетного перелета. При этом с уменьшением тяги увеличивается удельный импульс. Это позволяет использовать один и тот же двигатель и для медленных перелетов грузовых кораблей, и для быстрых перелетов пилотируемых кораблей, но с меньшей весовой отдачей.

Двигатель VASIMR состоит из установленных в ряд магнитных элементов. Первый элемент отвечает за введение и нагрев рабочего тела; центральный действует как ускоритель, отвечая за дальнейший разогрев плазмы; задний является магнитным соплом и преобразует энергию потока в тягу. Нейтральный газ (обычно водород) вводится в передний элемент, где ионизируется. Полученная плазма возбуждается с помощью коротковолнового электромагнитного излучения в центральном элементе. В результате явления циклотронного резонанса ионов плазма разогревается и, зажатая магнитным полем, истекает через хвостовой элемент (сопло). Управляя электромагнитным полем, можно менять скорость истечения струи, при этом обеспечивая оптимально эффективный удельный импульс двигателя.

Грузовой корабль, оснащенный двигателем VASIMR мог бы за 180 суток доставить груз к Марсу, при этом масса полезного груза составила бы 66 от массы корабля. Первый пилотируемый полет на Марс можно было совершить за 235 суток, из них 101 сутки пришлось бы на полет к Марсу, 30 суток на пребывание на его поверхности и 104 суток на полет обратно. При этом во время перелета половину пути двигатель работал бы на ускорение, а половину на торможение. Масса полезного груза во время такой скоростной экспедиции составила 2 от начальной массы корабля. Если же провести на Марсе 705 суток, ожидая благоприятный условий для полета к Земле, то даже при сокращении времени каждого перелета до 90 суток (общая продолжительность экспедиции – 885 суток) масса полезного груза на трассе Земля-Марс возрастает до 18, а на трассе Марс-Земля до 14. При использовании аэродинамического торможения относительная масса полезного груза еще более возрастает.

По оценке Ф. Чанг-Диаза уже в 2003 году можно было приступить к демонстрационным испытаниям двигателя VASIMR в космосе, используя солнечную энергоустановку мощностью до 100 кВт. В 2005 году в качестве энергоустановки можно было бы использовать ядерный реактор мощностью в 1 МВт. Для организации полета на Марс необходимо увеличить мощность ядерного реактора до 30 МВт (по прогнозу к 2010 году). Тогда запуск грузового корабля к Марсу с двигателем VASIMR мог бы состояться в 2016 году, а пилотируемого корабля – в 2018 году.

Ну что ж, возможно такой двигатель придаст новый импульс проектам межпланетных пилотируемых полетов и сделает их более реальными и менее затратными. Однако до начала демонстрационных полетов аппаратов с двигателем VASIMR делать какие-либо прогнозы преждевременно.

Пока же предпринимались попытки упростить полет к Марсу, за счет чего добиться снижения его стоимости. Одной из них оказался доклад, представленный Кентом Джустеном, Райаном Шефером и Стефеном Хоффманом на специальной конференции по аэродинамике, проходившей 4-7 августа 1997 года в Сан Вэлли (штат Айдахо). За точку отсчета был принят проект НАСА 1993года. По мнению докладчиков снижение стоимости зависит, в первую очередь, от снижения массы полезного груза, выводимого на околоземную орбиту.

Как уже говорилось, в проекте НАСА 1993 года для осуществления первой пилотируемой экспедиции на Марс с помощью четырех тяжелых ракет-носителей к Марсу запускались четыре корабля общей массой 378 тонн. Для их разгона к Марсу использовались ракетные ступени с ЯРД.

Для запуска марсианской экспедиции авторы доклада предлагали использовать ракеты-носители грузоподъемностью до 85 тонн, созданные на базе элементов МТКС «Спейс Шатлл». При этом для запуска первой экспедиции требуется запуск восьми таких ракет. При первых трех пусках обеспечивается выведение на околоземную орбиту трех разгонных блоков с ЯРД. Еще три ракеты выводят марсианские корабли, которые стыкуются каждый со своим разгонным блоком. Вес каждой такой сборки составляет около 175 тонн. После стыковки корабли разгоняются к Марсу. Следом за ними с Земли стартуют еще две ракеты, которые обеспечивают выведение на околоземную орбиту разгонного блока с ЯРД и марсианского посадочного корабля массой 63 тонны с экипажем. После сборки они также направляются к Марсу. Общая масса всех кораблей на трассе Земля-Марс составляет 303 тонны.

Уменьшение общей массы марсианского экспедиционного комплекса достигается за счет уменьшения диаметра с 10 до 7,5 метров пилотируемого посадочного модуля, грузовой посадочной ступени и аппарата для возвращения на Земля, входящего в состав марсианского орбитального корабля, широкого применения композиционных материалов, отказа от парашютной системы посадки на Марс, исключения излишней научной аппаратуры, уменьшения размера вездехода.

Общая длина корабля, конструкция которого является унифицированной и для пилотируемого посадочного модуля, и для грузового посадочного аппарата, и для марсианского орбитального корабля с аппаратом для возвращения на Землю составляет 12,75 метра. Каждый корабль имеет биконическую форму с аэродинамическим экраном. После посадки на Марс экипаж живет в надувном модуле типа «Трансхэб», проект которого рассматривался в качестве жилого модуля для Международной космической станции. Наличие надувного модуля «Трансхэб» в составе марсианской экспедиции позволяет сократить число запусков ракет-носителей, по крайней мере, на два. Кроме того, малый вес надувного модуля позволяет транспортировать по поверхности Марс, увеличивая тем самым возможный район исследования.

Другой попыткой улучшить проект НАСА 1993 года стало предложение сотрудников Исследовательского центра имени Льюиса (теперь Центр имени Джона Гленна) Леона Джеферта, Курта Хэка и Томаса Керслейка, озвученной на Международном форуме по космическим технологиям и их применению, проходившем с 31 января по 4 февраля 1999 года в Аьбукерке, штат Нью-Мексико. Они предложили для полета к Марсу использовать солнечную электрореактивную двигательную установку, что, в общем-то перекликалось с предложениями НПО «Энергия». Вместо четырех тяжелых ракет-носителей грузоподъемностью 240 тонн по проекту 1993 году для организации первой марсианской экспедиции потребуется запуск восьми ракет-носителей грузоподъемностью до 85 тонн, созданных на базе элементов МТКС «Спейс Шатлл».

Для сборки на орбите солнечной электрореактивной двигательной установки массой 123 тонны требуется запуск пяти ракет-носителей. Сюда входят и три небольшие ступени с ЖРД для ухода корабля с околоземной орбиты. Для выработки электроэнергии служат 16 панелей солнечных батарей общим размахом 195 метров. Это электричество питает стационарные плазменные двигатели, известные как двигатели с анодным слоем или двигатели Холла. Кстати, наибольшего прогресса в создании именно этого типа электрореактивных двигателей достигла Россия. В качестве топлива используется криптон. Более эффективный ксенон слишком редкий элемент на Земле.

Поскольку разгон с помощью электрореактивных двигателей занимает очень много времени, а сам разгон у Земли проходит в радиационных поясах, на первой стадии СЭРДУ в без экипажа доставляет две ракетные ступени с грузовыми посадочными кораблями на высокоэллиптическую промежуточную орбиту. Общая масса этой сборки составляет 150 тонн, мощность, вырабатываемая солнечными батареями, на начало полета составляет 1100 кВт. СЭРДУ требуется от 6 до 12 месяцев, чтобы самостоятельно вывести космический аппарат на трассу перелета к Марсу. Поэтому авторы выбрали комбинированную схему. После достижения апогее в 40000 км ракетные ступени с грузовыми кораблями отделяются от СЭРДУ. В перигее производится включение ЖРД разгонных блоков, после грузовые корабли отправляются к Марсу, а СЭРДУ своим ходом возвращается на низкую орбиту для последующего использования. Перелет грузовых кораблей к Марсу длится 6 месяцев.

На второй стадии СЭРДУ проводит такую же операцию с пилотируемым кораблем и еще одним разгонным блоком. Общая масса сборки без СЭРДУ составляет 109 тонн. К этому времени за счет радиации и других космических факторов мощность, вырабатываемая солнечными батареями, снизилась до 850 кВт. Вся раскрутка в радиационных поясах с помощью СЭРДУ проходит без экипажа. Он подсаживается в корабль непосредственно перед стартом к Марсу в апогее переходной орбиты. Его доставку обеспечивает небольшой корабль-такси. Разгон к Марсу аналогичен разгону грузовых кораблей, а СЭРДУ также возвращается на низкую орбиту. Дальнейший полет проходит по схеме, описанной К. Джустеном, Р. Шефером и С. Хоффманом.

Завершая обзор проектов марсианских экспедиций, появлявшихся в разное время в США (конечно же, не всех), стоит упомянуть и о еще одном проекте, который разработали в 1999 году студенты Калифорнийского технологического института (Калтех) Кристофер Хирата, Джейн Гринхэм, Натан Браун и Дерек Шэннон, которых консультировал сотрудник Лаборатории реактивного движения (JPL) Джеймса Бёрка. Их работа явилась вкладом Калтеха в процесс планирования исследований НАСА, проводимый университетами США. Студенческий проект построен на идее прямого полета на Марс, предложенного Зубриным. При этом используется максимальное количество отработанных решений и технологий и минимальное количество новых, а также политически чувствительных технологий типа ядерной энергии. Кроме того, в основу проекта положены максимальная безопасность экипажа и максимальная научная отдача.

Для реализации марсианской экспедиции авторы предложили создать целое семейство тяжелых ракет носителей «Кахира», так на арабском языке называется Марс. Первая экспедиция, запланированная на 2014 год, требует запуска шести тяжелых трехступенчатых ракет-носителей Q3041 со стартовой массой 2500 тонн, каждая из которых способна вывести на траекторию полета к Марсу груз массой 55 тонн, а также одной двухступенчатой ракеты Q1310, способной вывести на околоземную орбиту груз массой 70 тонн. При последующих экспедициях уже будут использоваться ракеты Q1010 грузоподъемностью 40 тонн. Все ракеты используют существующие ЖРД и твердотопливные ускорители. Так ракета Q1310 отличается от Q1010 наличием трех твердотопливных ускорителей «Кастор 120» на первой ступени. Разгонная ступень, с помощью которой корабль отправляется к Марсу, унифицирована с третьей ступенью ракеты Q3041 и со вторыми ступенями ракет Q1310 и Q1010.

Базовыми элементами марсианского экспедиционного комплекса являются корабля для возвращения экипажа и его производные, грузовой корабль и жилой модуль. Корабль для возвращения экипажа, рассчитанный на экипаж из пяти космонавтов, обеспечивает сближение и стыковку, аэродинамическое торможение в атмосфере Марса и Земли, посадку на Землю и Марс, а также взлет с поверхности Марса. Он представляет собой конус с небольшой цилиндрической носовой частью. Базовая конструкция с диаметром теплозащитного экрана 6,5 метров служит основой для спускаемого аппарата, марсианской взлетной ракеты и марсианского вездехода. При этом спускаемый аппарат весит 15,5 тонн, взлетная ракета 16 тонн, дублер возвращаемого корабля 11 тонн, а вездеход 19 тонн. Марсианский взлетный корабль имеет в своем составе две ракетные ступени и установку по производству ракетного топлива, а корабль для возвращения на Землю только одну ракетную ступень. Аналогично устройство и корабля-дублера, но на нем отсутствуют запасы продовольствия и система жизнеобеспечения замкнутого цикла.

Грузовой корабль обеспечивает доставку на Марс ядерной энергоустановки, научного оборудования и 10 тонн водорода для обеспечения работы установки по производству ракетного топлива. Посадочная платформа грузового корабля может перемещаться для доставки топлива на марсианский взлетный корабль.

Жилой модуль представляет собой цилиндр с закругленными торцами длиной и диаметром по 6,5 метров и массой 24,2 тонны. В его состав входят также 6 скафандров для выхода космонавтов на поверхность Марса и один открытый вездеход.

После старта с околоземной орбиты жилой модуль отделяется от разгонного блока, оставаясь связанным с ним 125-метровой алюминиевой фермой. Вращаясь вокруг общего центра масс со скоростью, эта конструкция позволяет создать для космонавтов силу тяжести равную земной.

Первая марсианская экспедиция начинается запуском 1 июля 2011 года ракеты-носителя Q3041 с беспилотным кораблем для возвращения на Землю. Он летит к Марсу по медленной, энергетически более выгодной траектории, поэтому прибывает к Марсу только 15 июля 2013 года и после аэродинамического торможения выходит на орбиту ожидания. 27 октября 2011 года такая же ракета выводит к Марсу грузовой корабль, но он прибывает раньше (24 августа 2012 года) и с помощью аэродинамического торможения выходит на орбиту, а затем совершает посадку на поверхность планеты. Грузовой корабль доставляет на Марс ядерный реактор и посадочный маяк. И наконец, 11 ноября 2011 года к Марсу запускается взлетный корабль без экипажа, который 7 сентября 2012 года совершает посадку около грузового корабля. Посадочная платформа грузового корабля подъезжает к взлетному корабля для подключения к ядерной энергоустановке. Получаемая от реактора электроэнергия позволяет запустить топливную фабрику, доставленную вместе с взлетным кораблем.

Уже после того, как выработано определенное количество топлива, 20 ноября 2013 года с Земли запускается марсианский взлетный корабль без экипажа для следующей экспедиции. Вскоре после этого запускается грузовой корабль для следующей экспедиции с вездеходом и запасом водорода, предназначенным для обеспечения работы топливной фабрики.

В начале января 2014 года завершается заполнение баков первой и второй ступеней взлетного корабля «местным» топливом (30 тонн метана и 106 тонн жидкого кислорода). А фабрика продолжает вырабатывать топливо для следующих экспедиций. Вскоре после этого ракета-носитель Q3041 выводит на орбиту жилой модуль с разгонным блоком. 11 января 2014 экипаж из пяти человек в возвращаемом корабле или командно-служебном модуле стартует на ракете Q1310. После стыковки вся связка с помощью разгонного блока выводится на траекторию полета к Марсу.

Уже на трассе Земля-Марс возвращаемый корабль отделяется от жилого модуля и летит в беспилотном режиме неподалеку на случай аварии жилого модуля. Если же она произойдет, то экипаж может в возвращаемом корабле, облетев Марс, вернуться на Землю через два года полета.

25 мая 2014 года космонавты прибывают к Марсу после 134 дней полета. Возвращаемый корабль пролетает мимо планеты, а жилой модуль с помощью аэродинамического торможения выходит на орбиту, а затем совершает посадку рядом со взлетным и грузовым кораблями.

4 июля 2016 года там же совершает посадку еще один грузовой корабль с вездеходом, который используется космонавтами для исследования удаленных областей планеты. 15 сентября 2016 года в том же районе садится еще один взлетный корабль, который предназначен для второй экспедиции, но может быть использован экипажем первой в случае аварии своего. После его посадки к нему перемещается топливная фабрика, и начинается заполнение топливом его баков.

25 декабря 2015 года беспилотный возвращаемый корабль с помощью аэродинамического торможения выходит на орбиту Земли для его последующего использования второй экспедицией. Первая экспедиция стартует с марсианской поверхности 27 января 2016 года. Выйдя на орбиту они стыкуются с орбитальным кораблем, после чего вся экспедиция стартует к Земле. При этом до самого подлета к Земле в составе экспедиции остаются и жилой модуль взлетного корабля, и жилой модуль орбитального корабля. Наличие в составе обоих кораблей аэродинамического тормозного экрана позволяет экипажу на любом из них выйти на орбиту Земли без посадки на ее поверхность. Эти же корабли после восстановления могут быть использованы для последующих экспедиций.

В общем-то, идеи, заложенные в проекте студентов Калтеха, встречались и у других. Но, может быть, именно им из-за своей молодости удастся осуществить свою мечту – полет человека на Марс.

Пока же на пути всех заинтересованных в разработке марсианской экспедиции непреодолимым препятствием встают финансовые проблемы. В предыдущей главе уже рассказывалось о полете человека на Луну, проходившее под флагом соревнования двух социальных систем и вылившееся в космическую гонку между СССР и США. Стремление опередить потенциального противника приводило к неоправданным тратам, зато цель была достигнута. В настоящее время ни одна страна, даже США, не будет тратить колоссальные деньги на столь грандиозный технический проект. Соперничество не только в космосе, но и в других сферах человеческой деятельности, постепенно превращается в сотрудничество. Ярким примером тому является Международная космическая станция. Этот поворот не мог не отразиться и на проектах марсианских экспедиций.

С 14 по 16 сентября 1998 года в Институте космических исследований Российской Академии наук в Москве состоялось международное совещание под названием «Экспедиция к Марсу», организованное РКК «Энергия», ИКИ РАН, а также Планетарным обществом США и его исполнительным директором Луисом Фридманом. На совещании были представлены проекты марсианской экспедиции РКК «Энергия» Космического центра НАСА имени Джонсона, а также Исследовательского центра имени М. В. Келдыша.

От РКК «Энергия» проект марсианского экспедиционного комплекса представил Леонид Александрович Горшков, много лет возглавляющий это направление на предприятии. В принципе, этот проект явился дальнейшим развитием проекта 1989 года. Тем не менее, были и отличия. Первое, что бросается в глаза, это – наличие одного ромбовидного каркаса с солнечными батареями со стороной 400 метров вместо двух ромбовидных каркасов со стороной по 200 метров. Точно в центре ромба расположен солнечный буксир, соединенный с жилым модулем и марсианским посадочным аппаратом. В качестве электроракетного двигателя солнечного буксира используются сборки из двигателей с анодным слоем разработки ЦНИИМАШ. Масса солнечного буксира составляет 210-250 тонн, из которых – 160 тонн рабочего тела (ксенон).

Основой марсианского экспедиционного корабля является цилиндрический жилой (орбитальный) модуль массой 80 тонн. Он включает в себя радиационное убежище с каютами членов экипажа из 4 человек, командный пост, шлюзовую камеру и стыковочный узел. Для уменьшения запасов продуктов питания в жилом модуле имеется оранжерея для выращивания различных овощей. Она же является элементом частично замкнутой системы жизнеобеспечения.

Еще одним элементом экспедиционного комплекса является марсианский двухместный посадочный корабль массой 60 тонн, в состав которого входит и взлетная ракета массой 25 тонн. Было рассмотрено несколько вариантов МПК с аэродинамическим качеством 0,3-0,5; 0,5-1,0 и 1,0-1,5, однако на совещании был представлен вариант марсианского посадочного корабля, напоминающий вариант из аванпроекта 1969 года.

Общая масса марсианского экспедиционного комплекса составляет около 400 тонн. Для сборки его на орбите потребовалось бы 5 ракет-носителей «Энергия». Впрочем, Л. А. Горшков отметил, что к моменту начала реализации марсианской экспедиции вряд ли удастся возобновить производство ракет «Энергия» и придется создавать новую ракету-носитель тяжелого класса.

Сборка марсианского комплекса выполняется автономно, без использования в качестве базы той или иной орбитальной станции. Первым на орбиту высотой 500 км выводится жилой модуль, на который транспортными кораблями доставляются сменные экипажи сборки и испытаний. В течение нескольких месяцев последовательно запускаются элементы солнечного буксира, последним доставляется марсианский посадочный аппарат. Экипажи сборки и испытаний развертывают батареи солнечного буксира и проводят испытания комплекса, а затем прибывает экипаж марсианской экспедиции из четырех человек.

Разгон с орбиты ИСЗ по спиральной траектории до отлетной скорости выполняется с помощью ЭРДУ в течение примерно трех месяцев. В течение 20 суток, когда комплекс проходит через радиационные пояса, экипаж укрывается в радиационном убежище. Для выхода на орбиту Марса, схода с нее и возвращения на орбиту Земли также используется солнечный буксир. После выхода на околомарсианскую орбиту два человека из экипажа, используя МПК, совершают посадку на поверхность Марса, где проводят исследования в течение 7-30 суток.

Подготовку и реализацию марсианской экспедиции предполагалось провести в три этапа. На первой, в 1999-2005 годах, на базе станции «Мир» и российского сегмента МКС отрабатываются использование электрореактивных двигателей (проекты «Модуль-М», «Модуль-М2» и «Марс-Модуль». Причем «Модуль-М» представляет собой грузовой корабль «Прогресс М» с установленными на нем электрореактивными двигателями с анодным слоем, а «Марс-Модуль» – масштабный прототип пилотируемого марсианского корабля.

На втором этапе, в 2010-2012 годах, проводится генеральная репетиция марсианской экспедиции в беспилотном варианте. Служебный (орбитальный) модуль не включается в состав комплекса – он отрабатывается в пилотируемом режиме на орбите ИСЗ. Вместо него к Марсу отправляется второй посадочный аппарат. Первый посадочный аппарат заберет образцы марсианского грунта и вернет их на Землю. Второй вместо взлетной ракеты будет нести полезную нагрузку, в качестве которой рассматривается комплект из десяти марсоходов массой по 1,5-2 тонны с большим радиусом действия. Они могли бы пройти по разным маршрутам и выполнить огромный объем научных исследований.

На третьем этапе реализуется первая пилотируемая экспедиция, старт которой может быть осуществлен в 2015 году, а длительность составит два года. Если в ее задачи включено развертывание марсианской базы, длительность работы экипажа на поверхности Марса составит от 7 до 30 суток. Если на этапе беспилотных исследований выяснится, что такая база (или радиационное убежище) необходимо, ее оборудование может быть доставлено одновременно с марсоходами, а первая пилотируемая экспедиция продлится дольше.

Надо сказать, что у проекта, предложенного РКК «Энергия», довольно много достоинств. Он хорошо проработан. Технические идеи и решения, заложенные в проект, доступны уже сегодня, а многие из них прошли проверку в космосе и, в частности, на борту орбитального комплекса «Мир». Кроме того, максимальная продолжительность человека в космосе доведена до 14,5 месяцев (Валерий Поляков). Пожалуй, единственным недостатком проекта является необходимость длительного пребывания космонавтов в радиационных поясах Земли на пути к Марсу и обратно. Поэтому в РКК «Энергия» рассматривается и вариант посадки спускаемого аппарата с экипажем на Землю с подлетной траектории.

НАСА было представлено двумя докладами. В одном из них Луис Фридман изложил план и задачи беспилотных пусков к Марсу, которые бы подготовили полет человека на Марс. С проектом пилотируемого полета выступил руководитель Отдела исследований Космического центра имени Джонсона Даглас Кук. В качестве основных отличий проекта НАСА были производство топлива на Марсе из местных ресурсов, использование аэродинамического торможения для выхода на орбиту и применение надувных жилых отсеков. Правда, новшеством это можно было назвать весьма условно, поскольку все это кочевало из проекта в проект на протяжении последнего десятилетия. Тем не менее, по оценкам специалистов НАСА использование ЭРД дает снижение массы на 55, аэродинамическое торможение – на 40-45, использование местных ресурсов – на 21-25. Вместе взятые эти три решения сокращают массу комплекса на 68 по сравнению с вариантом с ЖРД на всех ступенях. Надувные конструкции дают 25-процентное снижение массы жилых модулей. Замкнутый цикл жизнеобеспечения также дает экономию в 25. Однако для реализации пилотируемой экспедиции с такими техническими решениями требуется огромный объем предварительных испытаний, которые предполагается провести в пусках к Марсу автоматических станций.

Для реализации марсианской экспедиции по проекту НАСА необходимо создание тяжелой ракеты-носителя грузоподъемностью 80 тонн, получившей название «Магнум». Ее основу составляет подвесной топливный бак шаттла с тремя ЖРД SSME и два возвращаемых жидкостных стартовых ускорителя, которые предполагается разработать взамен твердотопливных. Необычным же в ней является головной обтекатель, который предполагается использовать в качестве аэродинамического экрана (его еще назвали «санками») для вывода модулей на марсианскую орбиту и посадки на поверхность планеты.

Для разгона пилотируемого корабля к Марсу также используется солнечный буксир многоразового использования с ЭРД. Однако в отличии от проекта РКК «Энергия» сам буксир до Марса не долетает. Он обеспечивает в течение 9-12 месяцев перевод марсианского корабля с низкой на высокую эллиптическую околоземную орбиту, после чего возвращается обратно. Во избежание длительного нахождения экипажа в радиационных поясах он подсаживается в экспедиционный корабль уже на эллиптической орбите, куда его доставляет транспортный корабль. Для разгона к Марсу в перицентре орбиты включается ЖРД самого корабля. Основу солнечного буксира составляют веероподобные конструкции солнечных батарей максимальным размахом 185 метров, общей площадью 7100 м2 и выходной электрической мощностью 800 кВт.

По одной из схем, предложенной НАСА, при первом запуске в 2016 году к Марсу отправляются корабль для полета к Земле и ракетный блок для увода его от Марса. С помощью аэродинамического торможения они выходят на околомарсианскую эллиптическую орбиту ожидания с периодом равным одним марсианским суткам (сол). Одновременно комплекс в составе взлетной ракеты, установки для производства компонентов топлива, научной аппаратуры и ядерного источника питания садится на поверхность с подлетной траектории. Вторым пуском в 2018 году выводится к Марсу жилой модуль с экипажем, который с помощью аэродинамического торможения выходит на марсианскую орбиту, а затем совершает посадку на поверхность планеты. После проведения исследований и выработки необходимого количества топлива из местных ресурсов космонавты стартуют с поверхности и стыкуются с орбитальным кораблем. Далее этот корабль выводится с помощью ракетного блока с ЖРД на трассу перелета Марс-Земля. Также с помощью аэродинамического торможения корабль переводится с пролетной траектории на околоземную орбиту, откуда космонавтов забирает шаттл.

В качестве жилого модуля марсианской экспедиции НАСА предложило использовать надувной модуль типа «Трансхэб», проект которого одно время рассматривался для использования на МКС. В сложенном состоянии он весит всего лишь 11,8 тонны, и его можно вывести на орбиту в грузовом отсеке шаттла. После развертывания надувной модуль имеет высоту 12,2 метра, а диаметр – 8,2 метра. Такие размеры модуля позволяют без проблем сделать его трехэтажным и разместить на нем отдельные каюты для шести членов экипажа и даже большую кают-компанию с обеденным столом на 12 персон.

Как уже отмечалось, такой подход НАСА к реализации марсианской экспедиции достаточно перспективен, однако для первого пилотируемого полета на Марс в нем слишком много новых технологий, возможность использования которых еще требует подтверждения.

Кроме вышеупомянутых проектов с отдельным докладом выступил Виталий Семенов из Исследовательского центра имени М. В. Келдыша. В нем был представлен проект марсианской экспедиции, проработка которого ведется в созданном под эгидой Минатома России Международном научно-техническом центре с участием специалистов Центра Льюиса НАСА, компании «Рокетдайн» и CNES. Работа в такой серьезной компании не могла не принести положительных результатов.

Поначалу за основу был взят проект марсианского комплекса с ЯРД, разработанный в конце 80-х годов совместно Курчатовским институтом и НИИТП (ныне Исследовательский центр имени М. В. Келдыша). В качестве ядерных ракетных двигателей предлагалось использовать связку из четырех РД0410 с суммарной тягой 80 тонн, отдельные элементы которого уже прошли испытания. Этот двигатель мог работать в двух режимах. Его можно было использовать и как ракетный двигатель с удельным импульсом 927 секунд, и как ядерную энергоустановку с тепловой мощностью 1200 МВт и электрической мощностью от 50 до 200 кВт. При такой вырабатываемой мощности необходимо было иметь радиаторы площадью 600 м2. Для защиты экипажа из 5 человек от излучения ядерного реактора сам корабль окружен баками с жидким водородом.

Марсианский экспедиционный комплекс по проекту Курчатовского института и Исследовательского центра имени М. В. Келдыша (НИИТП) от 1994 года состоит из двигательной установки – четыре ЯРД РД0410, радиатора для сброса тепла, шести баков с жидким водородом длиной по 36,5 метров (четыре бака диаметром 6 метров для разгона к Марсу и два бака диаметром по 5 метров для выхода на орбиту Марса и схода с нее), жилого модуля типа базового блока станции «Мир» длиной 33 метра и диаметром 5,5 метров с несколькими стыковочными узлами и радиационным убежищем, марсианского посадочного корабля длиной 13 метров и диаметром 3,8 метра, а также аппарата для возвращения на Землю, аналогичного по форме МПК. Стартовая масса комплекса составляет 800 тонн, из которых 400 тонн – топливо. Общая длина комплекса – 84 метра. Продолжительность всей экспедиции составляет 460 суток.

Однако для международного сообщества необходимость использования ядерных двигателей связано с возможностью радиационного загрязнения окружающей среды. Именно поэтому и в нашей стране, и за рубежом предпочитают пока для межпланетных перелетов использовать экологически чистые двигатели, например, солнечные энергодвигательные установки. В конечном итоге, в проекте Международного научно-технического центра специалисты остановились на том же. Через три года в январе 2001 года в Голландии состоялась защита аванпроекта марсианской экспедиции, состоящего из 13 томов.

Проектом предусматривается первый пилотируемый полет на Марс в 2014-2016 годах. При этом сначала к Марсу отправляется грузовой корабль массой 143 тонны, а через 9 месяцев после него – пилотируемый корабль массой 585 тонн с экипажем из 6 человек. Разгон грузового корабля производится с помощью электрореактивных двигателей (общая площадь солнечных батарей 60 тысяч квадратных метров), и время его полета до Марса составляет 474 суток. Во избежание воздействия радиационных поясов на космонавтов пилотируемый корабль разгоняется с помощью ЖРД, поэтому его перелет длится 191 сутки. В результате они прибывают к Марсу почти одновременно.

Высота марсианской орбиты грузового корабля составляет 400 км, а пилотируемого корабля – от 1000 до 20000 км. После прибытия трое космонавтов (пилот и двое ученых – биолог и геолог) на космическом такси перелетают на грузовой корабль, а командир, бортинженер и врач остаются на орбите. В составе грузового корабля находятся два посадочных корабля длиной по 22 метра. При этом первый из них совершает автоматическую посадку на поверхность Марса, а следом за ним на другом космонавты сами садятся на поверхность рядом с первым. В отличие от большинства предыдущих проектов посадочная конфигурация горизонтальная как у бокового блока «А» ракеты-носителя «Энергия». Впрочем, на заре проекта «Аполлон» предлагалась аналогичная конфигурация для лунного посадочного модуля. Каждый из них имеет в своем составе взлетную ракету и герметичный вездеход, который одновременно является лабораторно-жилым модулем. Это повышает надежность экспедиции в случае аварии одного из посадочных кораблей.

После окончания исследований в течение месяца космонавты стартуют с поверхности Марса и стыкуются с орбитальным кораблем. Оставшийся на поверхности взлетно-посадочный корабль в случае его исправности будет использован второй пилотируемой экспедицией.

Обратный путь космонавтов будет дольше и займет 390 суток. Таким образом, вся пилотируемая экспедиция без учета полета грузового корабля продлиться 615 суток.

Для сборки марсианских кораблей их модули предлагается выводить на околоземную орбиту не тяжелыми ракетами класса «Сатурн-5» или «Энергия» грузоподъемностью более 100 тонн, которые слишком дороги и вряд ли будут востребованы для других программ. Их можно заменить носителями более легкого класса, например: «Энергия-М» грузоподъемностью 35-40 тонн, «Ангара-4В» грузоподъемностью 35 тонн или даже «Ариан-5», способный вывести на низкую орбиту груз массой около 20 тонн. Так для сборки пятимодульного грузового корабля массой 143 тонны потребуется запуск в течение 3-4 месяцев пяти носителей такого класса, что вполне реально. Для сборки пилотируемого корабля массой 585 тонн потребуется больше времени и не менее 15 пусков. Для одной страны это, может быть, и много, но с учетом международной кооперации и участия в проекте России, США и Европы такой график вполне по силам.

Как мне кажется, такой проект символичен. Участие в нем специалистов разных стран показывает путь, который может привести к реальному полету человека на Марс уже в ближайшем будущем. Сейчас трудно сказать, когда произойдет это событие, но уже ясно, что это будет международная экспедиция с участием многих государств.

Хотя РКК «Энергия» принимает активное участие в проекте марсианской экспедиции Международного научно-технического центра, ее специалисты под руководством Ю. П. Семенова и Л. А. Горшкова продолжают собственные проработки. В принципе, нынешний проект продолжает линию РКК «Энергия», проводимую в течение десятилетий. Однако в 1999 году в него были внесены некоторые изменения. Во-первых, вернулись к прежней конструкции солнечных батарей, то есть вместо одной большой две поменьше. Во-вторых, к одному посадочному кораблю был добавлен грузовой аналогичной конструкции. И, наконец, изменилась форма самого посадочного аппарата. Начав с фарообразного посадочного аппарата с аэродинамическим щитком-зонтиком, через несущий корпус пришли к дискообразному посадочному аппарату, напоминающему летающую тарелку.

Сам межпланетный экспедиционный комплекс, начальная масса которого составляет около 600 тонн, состоит из следующих основных частей:

• межпланетного орбитального корабля, в котором живет и работает экипаж из 6 человек в течение всей экспедиции, и в котором размещена вся основная аппаратура;

• электрореактивной двигательной установки тягой 30 кг с солнечными батареями мощностью 15 МВт в качестве источника энергии, обеспечивающей перелет от Земли к Марсу и обратно;

• посадочного корабля массой 70 тонн со взлетным модулем, на котором часть экипажа садится на планету и возвращается на основную часть комплекса.

Орбитальный корабль по форме напоминает базовый блок орбитального комплекса «Мир», однако значительно больше его. Масса корабля составляет 70 тонн, его максимальный диаметр – 6,2 метра, а минимальный – 2,5 метра. В зоне максимального диаметра расположены два жилых отсека, два переходных отсека, агрегатный отсек, тренажерно-медицинский отсек, бытовой и исследовательский отсеки. В средней зоне, чей диаметр составляет 4,1 метра расположен рабочий отсек, а в зоне малого диаметра барокамера и шлюзовой отсек. Общий объем гермоотсеков составляет 410 м3. Как и на базовом блоке «Мира» на орбитальном корабле в районе зоны среднего диаметра установлены две панели солнечных батарей мощностью 30 кВт. Так же, как и на базовом блоке «Мира» на орбитальном корабле имеется шесть стыковочных узлов, из которых два осевых. Но в отличие от «Мира» здесь боковые стыковочные узлы размещены на корпусе большого диаметра.

Как уже говорилось, для взлетно-посадочного корабля выбрана форма диска диаметром около 24 метров. Собственно говоря, диск является лишь оболочкой, которая защищает взлетно-посадочный корабль на этапах выведения на околоземную орбиту, а также при входе в атмосферу Марса. Перед посадкой эта оболочка сбрасывается, а сама посадка совершается с помощью двигателей. Внутри диска расположены двухступенчатая взлетная ракета, лабораторно-жилой модуль и герметичный вездеход. Стартовая масса ВПК составляет 70 тонн, его масса перед сходом с орбиты Марса – 62 тонны, на поверхности – 40 тонн. Масса взлетного модуля составляет 22 тонны, а масса взлетной кабины – 4,3 тонны. Время пребывания космонавтов на поверхности Марса составляет от 30 до 60 суток.

После сборки и проверки экспедиционного комплекса на орбите место экипажа сборщиков занимает основной экипаж. Поскольку тягу создают электрореактивные двигатели малой тяги разгон происходит по спирали и длится до выхода из сферы притяжения Земли 3 месяца. Перелет к Марсу длится 8 месяцев, причем почти весь этот участок продолжают работать ЭРД. При подлете к сфере притяжения Марса происходит скрутка по спирали для выхода на околомарсианскую орбиту. После окончания исследования Марса полет к Земле происходит в обратной последовательности, только вместо 8 месяцев сам обратный перелет занимает 7 месяцев.

После выхода на околоземную орбиту экипаж экспедиционного комплекса возвращается на Землю на обычном транспортном корабле. Использование электрореактивных двигателей и солнечных батарей позволяет сделать марсианский корабль многоразовым, что позволяет расширить программу летной отработки и существенно снизить стоимость программы освоения Марса. Сам марсианский корабль после возвращения на орбиту Земли можно использовать как орбитальную станцию или орбитальный завод для производства энергоемкой продукции. Кроме того, он же может быть использован для полетов на Луну или снова на Марс. Правда, при этом нужно будет дозаправить его топливом и заменить пленочные солнечные батареи из-за их деградации под воздействием космической радиации.

Несмотря на то, что работа непосредственно над проектом марсианской экспедиции ведется исключительно на бумажном уровне, а в российском бюджете нет даже намека на полет человека к Марсу, многие технические решения, которые предполагается использовать, уже опробованы, или это будет сделано в ближайшие годы. Достаточно будет отметить доведение продолжительности пребывания человека в условиях невесомости до почти полутора лет, развертывание на борту орбитального комплекса «Мир» больших ферменных конструкций типа «Рапана», «Софора», а также радиотелескопа КРТ10 и рефлектора. Кроме того, прошли испытания в условиях космического пространства электрореактивные двигатели типа ДАС55 и тонкопленочные покрытия в экспериментах «Знамя», правда, без фотопреобразователей. Впрочем, на внешней поверхности орбитальной станции «Мир» в октябре 1998 года было проведено экспонирование тонкопленочной солнечной батареи с аморфным кремнием (толщина 20 мкм).Уже есть серьезные наработки по системам жизнеобеспечения «с замкнутым циклом» по кислороду и воде. Накоплен большой опыт по стыковкам на орбите космических аппаратов, в том числе в беспилотном режиме, по работе космонавтов в открытом космосе и по выведению на околоземную орбиту тяжелых грузов массой порядка 100 тонн с помощью ракетных систем типа «Сатурн-5», «Энергия» и «Спейс Шаттл».

На ближайшие годы планируется создание серии модулей прообразов марсианских кораблей, доставляемых на орбитальную станцию грузовыми кораблями «Прогресс». Первый экспериментальный аппарат «Модуль-М» массой 225 кг планируется доставить на МКС в составе корабля «Прогресс», после чего экипаж при выходе в открытый космос выполнит сборку аппарата и отвод его от станции. Аппарат с помощью маршевых электрореактивных двигателей ДАС38 тягой 3,5 грамма при удельном импульсе 2100 секунд осуществит подъем орбиты до 1200 км. Во время этого полета будут проведены исследования по влиянию на аппаратуру длительной работы электрореактивных двигателей.

Следующий аппарат «Модуль М2» массой 960 кг планируется направить в точку Лагранжа L1 (Н = 1,5 млн. км). На нем будут установлены ЭРД ДАС55. Наряду с отработкой принципиальных проблем полета межпланетного корабля, этот аппарат планируется использовать для предупреждения о магнитных бурях на Земле, вызванных солнечной активностью.

И, наконец, «Марс-модуль» массой 2600 кг планируется направить к Марсу для проведения его исследования. На нем будут установлены те же самые ЭРД ДАС100, которые предполагается установить на пилотируемом марсианском корабле. Тяга одного модуля ДАС100 составляет 30 грамм при удельном импульсе 4000 секунд. Он будет первым аппаратом, который одновременно с отработкой межпланетного корабля будет предназначен для исследования Марса с помощью доставляемой на нем аппаратуры дистанционного зондирования и спускаемых аппаратов с необходимым оборудованием. При этом обеспечивается длительность функционирования аппаратуры на орбите Марса более двух лет. При необходимости этот аппарат способен вернуться на околоземную орбиту. С помощью «Марс-модуля» возможно решение следующих задач:

• исследование климата, поверхности и внутреннего строения Марса;

• глобальная фотосъемка поверхности Марса;

• дистанционное зондирование Марса.

Основная особенность серии аппаратов для отработки межпланетного комплекса – доставка их на МКС в составе кораблей «Прогресс» с последующей их сборкой силами экипажа станции. Реализация этих планов связана со стабильным финансированием, а с этим в нашей не очень. Впрочем, в этой ситуации возможен выход лишь с привлечением широкой международной кооперации как это произошло при создании Международной космической станции. В этом случае можно распределить нагрузку на несколько высокоразвитых стран, включая США, Японию, Канаду и страны Европы. Многое здесь будет зависеть от политической воли лидеров этих стран. Тогда соображения финансового порядка отойдут на второй план. Правда, такое вряд ли произойдет до окончания строительства Международной космической станции, то есть до 2006 года. Но к этому времени необходимо подготовить детально проработанный и реалистичный проект марсианской экспедиции. Что ж, до 2006 года осталось времени не так много. Будем ждать.

Итак, на протяжении всей главы рассматривались многочисленные проекты полета человека на Марс. Что ж, такой интерес к Марсу вполне объясним, поскольку после Луны это самый достижимый объект в космосе. Это касается и его удаленности от Земли, и условий, с которыми столкнутся космонавты на его поверхности. Правда, Венера находится к Земле несколько ближе, и полет к ней гораздо проще чем к Марсу. Одно время Венера в произведениях фантастов занимала не меньшее место. Достаточно вспомнить «Венериану» Эдгара Берроуза, «Астронавтов» Станислава Лема или «Страну багровых туч» братьев Стругацких. Однако условия на поверхности этой планеты таковы, что вряд ли когда-нибудь нога человека коснется ее. По-видимому, в обозримом будущем Венеру будут исследовать только роботы.

Полеты к малым планетам или астероидам типа Церера, Паллада, Веста сравнимы с полетами к Марсу, а точнее – к Фобосу или Деймосу. Ведь посадка на эти небесные тела с малой силой тяжести требует небольших затрат, а значит и масса полезного груза будет меньше чем при полетах к Марсу. Затруднение могут вызвать слабая изученность рельефа астероидов и большая удаленность их от Земли и Солнца. Последнее обстоятельство вызывает необходимость увеличения площади солнечных батарей в случае применения солнечной электродвигательной установки. Но задача эта решаема.

Гораздо сложнее обстоит дело с внешними планетами Солнечной системы. Правда, до сих пор неизвестно, есть ли у планет-гигантов твердая поверхность? Зато у их спутников она определенно есть, и многие из них вызывают неподдельный интерес ученых-планетологов, например: спутники Юпитера Ио, Европа, Ганимед и Каллисто; спутник Сатурна Титан; спутник Нептуна Тритон и другие. В этом ряду и самая дальняя планета Солнечной системы Плутон со своим спутником Хароном. Очевидно, что из-за своей удаленности от Солнца полет к ним с помощью солнечной электродвигательной установки невозможен. Хотя сами электрореактивные двигатели могли бы использоваться, но для них нужен другой источник энергоснабжения. Первое, что приходит в голову, это – ядерные энергоустановки. Тем более, что опыт использования их в космосе есть. Так, в частности, на советских космических аппаратах «Плазма-А» ядерная энергоустановка «Топаз-1» обеспечивала энергией не только бортовую аппаратуру, но и электрические плазменные двигатели, использовавшиеся как для проведения маневров на орбите, так и для ориентации спутника.

Конечно, для полетов к дальним планетам на борту пилотируемого корабля потребуется установить ядерный реактор значительно большей мощности, но это уже дело техники. Главное, что за счет высокого удельного импульса можно при приемлемой стартовой массе экспедиционного комплекса обеспечить полет, скажем, к Юпитеру и обратно. Замена электрореактивных двигателей на ядерные ракетные двигатели с твердофазной реакторной зоной, имеющих большую тягу, но в 3-5 раз меньший удельный импульс, уменьшит время пролета через радиационные пояса, но резко увеличит стартовую массу межпланетного комплекса на околоземной орбите. Даже использование ЯРД с газофазным реактором, создание которого с точки зрения сегодняшнего дня весьма проблематично, не даст больших преимуществ по сравнению с ЭЯРД, поскольку их удельные импульсы сопоставимы.

Казалось бы, вот он универсальный двигатель для полетов в пределах солнечной системы. Но, к сожалению, законы небесной механики неумолимы. Полеты к планетам с минимальными энергетическими затратами возможны лишь по гомановским траекториям, при этом чем дальше планета, тем, естественно, дольше длится экспедиция. И если к Марсу полет по такой траектории в оба конца составляет от 2,5 до 3 лет, то уже к Юпитеру экспедиция продлится 6 лет, к Сатурну 13 лет, к Урану 33 года, к Нептуну 27 лет, а к Плутону целых 92 года. Так долго не живут. Конечно, по дороге можно было бы использовать гравитационный маневр в поле тяготения попутных планет-гигантов. Но такое встречается редко, поэтому гравитационные маневры используются лишь автоматическими межпланетными станциями для полета в одну сторону, например, «Вояджер-1,2» и «Кассини».

Но кроме гомановских возможны также полеты и по параболическим траекториям, когда скорость близка к третьей космической, то есть 16,6 км/с. В этом случае продолжительность межпланетных экспедиций резко снижается. Так, например, продолжительность полета на Юпитер и обратно будет длится всего лишь 2,8 года, к Сатурну – 5,8 года, к Урану – около 14 лет, к Нептуну – 27 лет, а к Плутону – аж 39 лет. Разумеется, это тоже не сахар, но все ж таки получше. Однако полет по параболическим траекториям требует большой суммарной характеристической скорости, а, следовательно, и больших затрат топлива. ЯРД с твердофазным реактором не годится из-за малого удельного импульса, а использование ЭРД потребует слишком длительного разгона по спирали до третьей космической скорости и затем торможения. Применение газофазного ЯРД позволило бы совместить достоинства твердофазного ЯРД (большая тяга) и ЭРД (высокий удельный импульс). Но, как уже говорилось, до реализации идеи создания газофазного ЯРД еще очень далеко.

Возможно, окажется весьма плодотворной идея магнитоплазменного ракетного двигателя VASIMR, о котором уже рассказывалось в этой главе. В нем происходит разогрев плазмы и создание с ее помощью реактивной тяги. Причем по утверждению разработчиков этот двигатель может работать в режиме большой и малой тяг. Для обеспечения его работы энергией служит ядерная энергоустановка. В принципе, по такому же принципу работает и термоядерный реактор. В нем также происходит разогрев и удержание плазмы для обеспечения управляемого термоядерного синтеза. Если же выделяемая энергия при этом превысит потребляемую, то от ядерного реактора можно будет отказаться и получится термоядерный двигатель. Впрочем, устойчивый термоядерный синтез не получен пока даже в наземных экспериментальных установках, что уж говорить тогда о его использовании для полетов в космос.

Можно вспомнить и еще одну идею, упоминавшуюся в этой главе, – импульсный ядерный двигатель в проекте «Орион». В нем тягу космического корабля создавали взрывы ядерных зарядов. Сама идея достаточна реалистичная с точки зрения технологий сегодняшнего дня. Однако само накопление большого количества атомных бомб, предназначенных для полетов в космос, их транспортировка на орбиту представляет несомненную угрозу для всех живущих на Земле. Поэтому скорее будет уничтожено все ядерное оружие на Земле, чем политики примут решение об использовании его в космических полетах.

Вот и получается, что на сегодняшний день можно уверенно строить планы полетов лишь к Луне и Марсу, в крайнем случае, к Юпитеру. Все остальное пока недоступно. В таких условиях говорить об освоении человеком просторов Солнечной системы и уж тем более о заселении планет преждевременно. А как все это красиво выглядит в фантастических романах. Но неужели мы обречены сидеть десятилетиями или даже столетиями в ожидании революционного прорыва, который позволил бы нам осваивать далекие планеты. Впрочем, отдельные достаточно сумасшедшие идеи иногда появляются и сейчас.

Одна из них принадлежит киевскому исследователю Николаю Петровичу Разумному («Российская газета» от 6 сентября 1996 года). Под его руководством российские и украинские специалисты в течение 15 лет разрабатывали принципиально новый тип двигателя. В результате родился проект межпланетного корабля «РУСС». Он имеет форму «летающей тарелки» диаметром 270 метров и высотой 60 метров, а его грузоподъемность по расчетам должна составить 10 миллионов тонн!!! Главное в этом корабле, разумеется, двигатель. Для каждого этапа полета корабля существует свое топливо, в которое входит в общей сложности 40 металлических элементов. Для каждого типа топлива и свой тип двигателя. Сердце каждого двигателя – «улитка», сложная спираль, где и происходит расщепление элементов. Но продукты распада топлива не рассеиваются в пространстве. Они собираются и синтезируются в первоначальное состояние.

Корпус «РУСС» имеет два корпуса – один в другом. И в межкорпусном пространстве, в туннелях 14-километровой длины, спиралью обволакивающих звездолет, происходит синтез отработанного вещества – превращение его снова в полноценное топливо для двигательных установок. Каждая установка состоит из восьми секций, в которых превращаются в энергию по пять элементов в разных сочетаниях. В первых двух секциях главные элементы – барий и магний. Назначение этих секций – создать высокую температуру для запуска процессов в остальных шести. И если в первых двух секциях работает молекулярная физика, то в остальных – физика элементарных частиц.

К сожалению, нет подробного описания как работы самого двигателя, так и физико-химических процессов, лежащих в основе этого двигателя. Возможно, перед нами еще один «вечный двигатель» и нам остается уповать только на инопланетян, которые прилетят и подарят нам описание идеального ракетного двигателя. Впрочем, по утверждению некоторых журналистов, пишущих о НЛО, в сверхсекретной «зоне 51» в Грум-Лэйк (штат Невада) американские специалисты изучают одну из потерпевших аварию «летающих тарелок». Она якобы прилетела из звездной системы Дзета Ретикули, расположенной на расстоянии 30 световых лет от Солнца. Принцип работы двигателя «летающей тарелки» земным специалистам непонятен, однако известно, что в нем используется трансурановый элемент 115, а также искривление пространства и времени («Совершенно секретно» №5, 1999).

Можно ли верить таким сообщениям? Я думаю, в такой же степени как и сообщениям о катастрофе «летающей тарелки» в Розуэлле в 1947 году. Но если в этом что-то есть, и нас посетили пришельцы из других миров, то сразу возникает вопрос: а нам-то как долететь до звезд? Ясно, что все рассмотренные выше двигатели для этой цели непригодны. Для полетов к звездам нужны скорости близкие к скорости света, то есть 300 000 км/с, а для всех известных двигателей в том числе перспективных скорость истечения струи не превышает 150 км/с. Пропагандируемый же в научно-популярных брошюрах фотонный двигатель кажется такой же фантастикой, как транспортация или полет через гиперпространство со сверхсветовой скоростью. Ведь, как известно из тех же брошюр, в фотонной ракете для создания тяги используется реакция аннигиляции вещества и антивещества. Эту идею предложил еще в 1946 году американский физик И. Эккерт. Сразу возникает несколько вопросов. Где взять столько антивещества, если в обозримом пространстве оно даже не встречается? Как его хранить, если вся ракета сделана из вещества? И как защититься от мощного светового излучения, возникающего при аннигиляции, способного мгновенно испарить любой жаропрочный материал?

Ни на один из этих вопросов наука пока не дала ответа. Поэтому полеты к звездам сегодня являются прерогативой писателей-фантастов, для которых прыжок через гиперпространство в другую галактику обыденное явление. На долю науки остаются лишь робкие попытки достичь хотя бы ближайших к нам звезд. О проекте ученых Британского межпланетного общества «Дедал» я уже немного рассказывал в этой главе. Этот двухступенчатый межзвездный зонд колоссальных размеров (высота его 200 метров) предназначен для полета к звезде Бернарда, дальность до которой составляет около 15 световых лет. Основу «Дедала» составляет импульсный термоядерный двигатель. В качестве топлива используется изотоп водорода дейтерий и гелий-3, добытые в атмосфере Юпитера, причем первая ступень содержит 46000 тонн топлива, а вторая – 4000 тонны. Сборка зонда также осуществляется на орбите Юпитера. Активный участок длится 4 года, за которые зонд разгоняется до 12 от скорости света и преодолевает расстояние в 0,21 светового года. Оставшееся до звезды Бернарда расстояние «Дедал» покрывает за 46 лет.

Очевидно, что по многим параметрам этот проект просто неподъемен. Чего стоит только стартовая масса зонда в 50000 тонн, да еще собираемого на орбите Юпитера. Для решения такой задачи нужно как минимум свободно перемещаться в пределах Солнечной системы, а сегодня по орбите Юпитера кружит только один автоматический зонд «Галилей», масса которого не превышает одной тонны. Да и продолжительность экспедиции в 50 лет в одну сторону делает ее неприменимой для пилотируемых полетов.

Несколько иной вариант звездолета с импульсным термоядерным двигателем предложили ученые Института астрономии Российской Академии наук Александр Багров и Михаил Смирнов («Известия» от 17 апреля 1993 года). По их мнению в качестве отражателя частиц можно использовать мощное магнитное поле, создаваемое сверхпроводящим тор-генератором, имеющим форму бублика. Такой звездолет при стартовой массе 1110 тонн, из которых 960 тонн топлива, мог бы разогнаться до скорости 10000 км/с с последующим торможением у цели. Правда, это составляет всего лишь 3 от скорости света, поэтому полет даже к ближайшей звезде Проксима Центавра займет 120 лет. Однако в пределах Солнечной системы даже при скорости 1000 км/с полет до Плутона и обратно занял бы всего 4 месяца, а это уже делает достижимыми самые удаленные ее уголки.

Одним словом, полеты к другим звездам или галактикам – дело настолько далекого будущего, что вообще сомневаешься, а возможны ли они. Пока о них можно только мечтать. Впрочем, если будут обнаружены внеземные цивилизации, то скорее всего будут найдены способы получения информации о других мирах без совершения космических полетов к звездам. А на долю человека останется покорение планет Солнечной системы с целью освоения местных ресурсов.