Из космоса на крыльях.

В двадцатом веке человечество стало свидетелем стремительного развития авиации. Казалось, что по мере роста скорости самолет будет достигать все больших высот и, наконец, выйдет в космос. Ведь не использовать подъемную силу крыльев и атмосферный кислород в качестве окислителя было бы грешно. Одним из первых проектов стал межпланетный крылатый корабль, разработанный в середине 20-х годов энтузиастом ракетного дела Фридрихом Артуровичем Цандером. Он представлял собой двухступенчатый аппарат, состоящий из двух самолетов с комбинированными двигательными установками. Оба самолета монтировались так, чтобы при старте с поверхности планеты работал сначала большой самолет с поршневым или воздушно-реактивным двигателем. За пределами атмосферы разгон продолжался с помощью ракетного двигателя. При этом конструкция большого самолета, ставшего после первого этапа разгона ненужной, должна разбираться и использоваться в качестве дополнительного топлива ракетного двигателя. К моменту возвращения из космоса остается “неизрасходованным” только малый самолет с экипажем и полезной нагрузкой. Он должен войти в атмосферу и планировать на посадку. Применение малых крыльев при спуске с орбиты по расчетам Ф. А. Цандера должно было избавить экипаж от влияния больших перегрузок. Конструктор полагал, что использование планирующего спуска позволит обеспечить без затрат дополнительной энергии облет половины земного шара и спуск в любом месте планеты. Модель корабля Цандера экспонировалась на первой выставке по межпланетным полетам в Москве в 1927 году.

А ведь за окном были 20е годы – расцвет эпохи поршневых самолетов. Но именно в эти годы начались эксперименты по установке на летательных аппаратах пороховых двигателей. Первые практические шаги в этой области были сделаны в Германии в конце 20-х годов. Группа энтузиастов реактивного полета М. Валье, Ф. фон Опель, Ф. Зандер и А. Липпиш решили установить пороховой ракетный двигатель на планере. Такой вид летательного аппарата получил впоследствии название “ракетоплан”. В задней части фюзеляжа установили две пороховые ракеты конструкции Зандера, которые должны были срабатывать последовательно одна за другой. 11 июня 1928 года летчик Ф. Штамер первым в мире совершил 4 полета на ракетоплане, достигнув дальности 1,5 км. В 1929 году испытания были продолжены. 30 сентября фон Опель на новом летательном аппарате, снабженным целой батареей из 16 пороховых ракет, совершил 10-минутный полет, во время которого скорость достигала 160 км/ч. В конце 20-х – начале 30-х годов опыты по применению ракетных двигателей на планерах проводили также Рааб-Катценштейн, Хети и Эстенлауб в Германии, Катаньо в Италии, Сван в США.

Опыты с пороховыми двигателями показали принципиальную возможность полета реактивного летательного аппарата. Однако они не могли дать практического результата. Из-за кратковременности работы пороховых двигателей время полета, как правило, измерялось секундами. Эксперименты часто сопровождались взрывами и пожарами. В общем, как заявил С. П. Королев в докладе на Всесоюзной конференции по изучению стратосферы в 1934 году: “... если можно говорить о применении пороховых ракетных двигателей, то только в качестве вспомогательного средства и, в первую очередь, как мощного кратковременного действующего источника силы для взлета”.

В 30е годы появилась техническая возможность и началось создание турбореактивных и жидкостных ракетных двигателей. Поскольку ЖРД по конструкции гораздо проще ТРД, естественно, что и устанавливать их на самолетах стали раньше. Наибольших успехов в этом плане до войны достигла Германия. В 1935 году известный авиаконструктор Э. Хейнкель встретился с Вернером фон Брауном, работавшим тогда под руководством профессора Г. Оберта над созданием ракет с ЖРД, и предложил ему свой самолет He112 для проверки потенциальных возможностей применения ЖРД в авиации. Двигатель установили в хвостовой части фюзеляжа, дополнив этим обычный поршневой бензиновый двигатель. Испытывал машину военный летчик Э. Варзиц. В 1937 году самолет был опробован в полетах. Взлет происходил как обычно, с помощью поршневого двигателя, а ЖРД включали уже на высоте на короткое время; прирост скорости при этом составил около 100 км/ч. Но однажды Варзиц решился взлететь только на ракетном двигателе. Самолет круто набрал высоту, совершил полкруга над аэродромом и приземлился. Принципиальная возможность полета с ЖРД была доказана.

Тем временем инженер Вальтер из Кёльна создал новый, более совершенный тип ЖРД – HWK R1. Он мог развивать тягу 500 кг в течение 60 секунд (ЖРД конструкции фон Брауна мог работать только 30 секунд и был значительно сложнее в эксплуатации). Для испытания этого двигателя был построен экспериментальный самолет He176. На этот раз на самолете не предусматривалось ни пропеллера, ни поршневого двигателя. Пилот располагался в передней застекленной части фюзеляжа в полулежачем положении. Первый полет He176, пилотируемый тем же Э. Варзицем, состоялся 20 июня 1939 года и продолжался 50 секунд. В июле было выполнено еще несколько полетов. Необычную машину приезжал посмотреть сам Гитлер. Из-за неэкономичности ЖРД горючего хватало только на очень короткое время, и как боевая машина He176 не представлял большого значения.

В Советском Союзе работы по ЖРД также продвигались достаточно успешно. В 1939 году в НИИ3 (до 1937 года – РНИИ) прошел стендовые испытания жидкостной ракетный двигатель РДА1150 конструкции Л. С. Душкина с тягой 150 кг. Испытания его в воздухе было решено провести на планере РП3181 С. П. Королева (сам Королев в это время находился в застенках НКВД). Вначале планер буксировался за самолетом Р5, после чего отцеплялся и производил планирующий спуск. Наконец, 28 февраля 1940 года летчик Владимир Федоров после отцепки от самолета-буксировщика на высоте 2800 метров произвел планирование до высоты 2600 метров со скоростью 80 км/ч, затем включил ЖРД и после разгона в течение 5-6 секунд в горизонтальном полете до скорости 140 км/ч перешел в набор высоты со скоростью 120 км/ч, который 110 секунд до конца работы ЖРД. Последующие планирование и посадка производились с неработающими ЖРД.

Начавшаяся вторая мировая война положила конец экспериментам с ракетными самолетами. Однако необходимость отражения массированных налетов бомбардировщиков вызвала потребность в истребителях-перехватчиках, за считанные минуты достигающих любых высот. Такую скороподъемность могли дать только реактивные двигатели. Поэтому, несмотря на военную обстановку, продолжались работы по созданию самолетов с ТРД и ЖРД, но уже в практическом плане.

Начало войны для Советского Союза сложилось просто катастрофически. Сотни самолетов были уничтожены на земле и в воздухе. В условиях господства в воздухе немецкой авиации стало практически нечем бороться с немецкими бомбардировщиками. Поэтому, когда в июле 1941 года В. Ф. Болховитинов обратился к правительству с проектом истребителя-перехватчика с ЖРД, разработка которого велась еще с весны, он сразу же получил задание на постройку самолета в течение месяца. Работу по самолету, названному БИ (боевой истребитель), вели будущие главные конструкторы космических ЖРД А. М. Исаев и авиационных крылатых ракет А. Я. Березняк. За 40 дней был построен ракетный истребитель-перехватчик БИ1 с прямым крылом, снабженный ЖРД Д1А1100 тягой 1100 кг конструкции Л. С. Душкина и В. А. Штоколова, сотрудников НИИ3 (бывший РНИИ) Наркомата боеприпасов, и двумя пушками ШВАК20 калибра 20 мм. Причем сам самолет был в основном деревянной конструкции. Были проведены продувки в натурной аэродинамической трубе ЦАГИ. Первоначально самолет испытывался на буксире в безмоторном полете за самолетом Пе2. После эвакуации на Урал началась подготовка к моторному полету.

15 мая 1942 года летчик Григорий Бахчиванджи совершил первый успешный полет с работающим ЖРД в течение чуть более трех минут. Взлетная масса самолета в первом полете была ограничена 1300 кг, а двигатель отрегулирован на тягу 800 кг. Самописцы зафиксировали максимальную высоту полета 840 м, скорость 400 км/ч, скороподъемность – 23 м/с. В июне 1942 года началась постройка малой войсковой серии. Второй полет опытного самолета БИ-1 состоялся 10 января 1943 года. Вместе с Г. Бахчиванджи полеты совершал и К. Груздев. Испытания продолжались, и в них была зафиксирована максимальная скорость до 675 км/ч (расчетная 1020 км/ч на высоте 10 000 метров), вертикальная скороподъемность 82 м/с, высота полета 4000 метров, время полета 6 мин 22 с, продолжительность работы двигателя 84 секунды. Но 27 марта 1943 года летчик Г. Бахчиванджи, совершая свой седьмой полет на третьем экземпляре БИ1, при выходе на максимальную скорость (800 км/ч) в горизонтальном полете был затянут в пикирование. Произошла катастрофа, летчик погиб.

После катастрофы несколько десятков (30-40) недостроенных самолетов БИ уничтожили, признав их опасными для полетов. Однако работы по этой теме продолжались еще некоторое время. С целью изучения возможности увеличения продолжительности полета ракетного истребителя-перехватчика типа «БИ», составлявшего всего 2 минуты, в 1943-1944 годах рассматривалась модификация этого самолета с прямоточными воздушно-реактивными двигателями на концах крыла. На шестом экземпляре (БИ-6) установили 2 ПВРД. Самолет испытали в натурной аэродинамической трубе ЦАГИ весной 1944 года, но дальше трубных экспериментов дело не пошло.

В январе 1945 года, по возвращении в Москву, на самолете «БИ» с лыжным шасси и двигателем РД-1 А. М. Исаева, являвшимся развитием двигателя Д-1А-1100, летчик Борис Кудрин выполнил два полета. В одном из этих полетов при взлетной массе самолета 1800кг и скорости 587 км/ч вертикальная скорость «БИ» у земли составила 87 м/с. При полетах БИ-7, отличавшегося от остальных БИ формой зализов крыла и наличием на моторных капотах обтекателей дугового пускача, возникла вибрация и тряска хвостового оперения. Чтобы выяснить причины этих явлений, по аналогии с компоновкой БИ-7 были модифицированы БИ-5 и БИ-6. В марте-апреле 1945 года проводились их летные испытания в планерном варианте (то есть без включения ЖРД). В качестве буксировщика использовался бомбардировщик B-25. БИ-5 испытывался с лыжным шасси, а БИ-6 – с обычным колесным. Никакой тряски или вибрации на них выявить не удалось. Эти полеты были последними для истребителей БИ, так как вскоре работы по данной тематике свернули. Всего для проведения различных испытаний было построено 9 самолетов «БИ».

Стало ясно, что самолет БИ как истребитель принят быть не может из-за чрезмерно малой продолжительности полета, что не покрывалось полуторакратным перевесом в скорости. Самолет БИ послужил для накопления опыта в подобного рода работах – в других проектах истребителей с ЖРД и в установках ЖРД на поршневых самолетах в качестве временных ускорителей полета.

Надо сказать, что проект ракетного истребителя БИ-1 был не единственным в нашей стране в военные годы. Один из них разрабатывался под руководством «короля истребителей» Н. Н. Поликарпова. Свой проект одноместного ракетного истребителя с прямым крылом он назвал «Малютка». Работы над проектом проводились в 1943-1944 годах под те же требования, что и БИ1. Жидкостной ракетный двигатель конструкции В. П. Глушко, установленный на самолете, развивал тягу 1000 кг и работал на керосине и азотной кислоте. В отличие от БИ1 самолет имел цельнометаллические крылья и хвостовое оперение. По расчетам «Малютка» должна была за 1 минуту достигать высоты 5000 метров, а максимальная скорость должна была составить 890 км/ч. Смерть Н. Н. Поликарпова в 1944 году прервала работы над самолетом в процессе строительства первого экземпляра.

Одни из самых оригинальных проектов ракетных истребителей времен войны принадлежат авиаконструктору Роберту Бартини, итальянскому коммунисту, эмигрировавшему из Италии в Советский Союз. Как и многие он был арестован в 1937 году и всю войну трудился в «шарашке» – ЦКБ29 НКВД в Омске. По заданию Л. П. Берия он разработал два проекта реактивных истребителей перехватчиков. Один из, имевший индекс «Р» представлял собой сверхзвуковой одноместный истребитель типа «летающее крыло» с крылом малого удлинения с большой переменной по размаху стреловидностью передней кромки, с двухкилевым вертикальным оперением на концах крыла, с однолыжным убираемым шасси и комбинированной жидкостно-прямоточной силовой установкой. Силовая установка была скомпонована по принципу газодинамического слияния несущих и тянущих устройств – слияния двигателя и крыла. Это достигалось превращением внешних отсеков крыла в плоские прямоточные комбинированные двигатели, в которых применялась инжекция воздуха перегретыми парами топлива и окислителя с рекуперацией внутреннего и внешнего нагрева поверхности конструкции. Для старта с аэродрома предполагалось использовать ЖРД В. П. Глушко тягой 300кг.

В другом проекте Р. Бартини предлагал создать зенитный истребитель-перехватчик Р114 с четырьмя ЖРД В. П. Глушко тягой по 300 кг, со стреловидным крылом (33° по передней кромке), имеющим управление пограничным слоем для увеличения аэродинамического качества крыла; шасси – одна убираемая лыжа. Были разработаны аэродинамические профили и, в частности, – профили с отсосом пограничного слоя. К самолету разрабатывался инфракрасный локатор. Р-114 должен был развивать невиданную для 1942 скорость более 2000 км/ч. Однако эти идеи Р. Бартини намного опередили время, да и уровень отечественной технологии не позволил бы создать такие самолеты во время войны, и осенью 1943 года ОКБ было закрыто.

Стоит отметить, что перечисленные выше проекты были разработаны в авиационных КБ. Однако была в СССР организация, которой уже по самой своей сути и назначению было суждено заниматься ракетными проблемами. Это был первый в мире ракетный НИИ (РНИИ), в 1938 году переименованный в НИИ3 Наркомата боеприпасов. Еще в довоенные годы в стенах этого учреждения С. П. Королевым был разработан ракетный планер РП3181. Однако к началу войны многие его ведущие сотрудники были репрессированы. Тем не менее, в 1940 году был разработан проект реактивного истребителя «302» с необычной силовой установкой, состоявшей из одного разгонного ЖРД и двух ПВРД с прямоугольными управляемыми соплами под крылом, нормальный свободнонесущий низкоплан по схеме. Жидкостной ракетный двигатель Л. С. Душкина РД-1400 тягой до 1400 кг, предназначенный для взлета с аэродрома, располагался под хвостовым оперением, а прямоточные воздушно-реактивные двигатели конструкции В. С. Зуева – под крыльями. В качестве вооружения истребитель был оснащен двумя пушками ШВАК в носу фюзеляжа и двумя такими же под кабиной летчика, а под крылом – выдвижная подвеска для двух реактивных снарядов, также разработанных в РНИИ. Первый вариант силовой установки (ЖРД и два ПВРД) предполагал наибольшую скорость самолета «302» – 900 км/ч, потолок – 9000 метров и время его набора – 2 минуты.

Самолет разрабатывала группа инженера М. К. Тихонравова под общим руководством А. Г. Костикова (злого гения С. П. Королева) – в то время главного инженера НИИ-3.

Проект реактивного истребителя «302» в 1942 году был одобрен И. В. Сталиным, а на А. Г. Костикова была возложена персональная ответственность за создание такого самолета в течение одного года. Сам он был назначен Главным конструктором ОКБ-55 и директором опытного завода. Начальником ОКБ стал М. Р. Бисноват, чей планер был взят за основу самолета «302». Тогда же, в июле 1942 года НИИ-3 наркомата боеприпасов был преобразован в НИИ реактивной техники с непосредственным, помимо наркоматов, подчинением Совету народных комиссаров.

К весне 1943 года выявилось отставание от графика с выпуском ПВРД Зуева – они были закончены лишь в виде моделей в половину натуральной величины и полных испытаний не проходили. ЖРД Душкина Д-1-А тягой 1100 кг с дополнительной камерой 450 кг еще не был готов и только начал огневые испытания. Поэтому истребитель «302» решили оснастить только двухкамерным жидкостным ракетным двигателем РД-2М, правда, при этом максимальная скорость самолета снизилась до величины 900 км/ч. Поскольку доводка ЖРД затянулась, то было принято решение испытать истребитель в планерном варианте, получившем обозначение «302П». С самолета сняли вооружение и некоторое оборудование, а в хвостовой части фюзеляжа поставили макет однокамерного ЖРД под обтекателем. В конце августа 1943 года он поступил на испытания в ЛИИ. Испытывали его опытнейшие летчики-испытатели С. Н. Анохин, М. Л. Галлай и Б. Н. Кудрин, которые дали высокую оценку его летным качествам как планера.

Однако моторных полетов так и не было из-за неготовности ЖРД. В результате, А. Г. Костиков, не выполнивший указаний товарища И. В. Сталина создать ракетный самолет за один год, был снят с работы и 15 марта 1944 года арестован. А чуть ранее, в феврале того же года, НИИ РТ был передан в подчинение наркомату авиационной промышленности и в мае 1944 года вновь переименован, но теперь уже в НИИ-1.

Гораздо более успешно шло внедрение ракетных самолетов в фашистской Германии. Неудовлетворенные достигнутой на He176 скорости (345 км/ч) руководители исследовательского отдела Министерства авиации предложили использовать ракетный двигатель на “бесхвостке”. По их заказу немецкий авиаконструктор Александер Липпиш, занимавшийся до этого проектированием аппаратов типа “летающее крыло”, в 1940 году построил экспериментальный самолет–”бесхвостку” DFS194 с ЖРД «Вальтер R1203». Летные испытания в Пенемюнде проводил знаменитый планерист, чемпион мира 1937 года капитан Хайни Дитмар, ранее испытывавший несколько самолетов Липпиша. Первый полет был выполнен 3 июня 1940 года. Из-за небольшой тяги двигателя (400 кг) и непродолжительности его работы (1 минута) скорость самолета (547 км/ч) оказалась не больше, чем у винтомоторных самолетов.

Однако вскоре был создан ЖРД «Вальтер R2203», способный развивать тягу 750 кг. В качестве топлива использовалась смесь перекиси водорода (80%) и воды (20%), а в качестве окислителя водный раствор перманганата калия. Заручившись поддержкой фирмы «Мессершмитт», Липпиш выпустил новый ракетный самолет Ме163А с этим двигателем. Моторные летные испытания проводились в Пенемюнде с июля по октябрь 1941 года. Первый полет на максимальной тяге был выполнен 13 августа 1941 года. Во время одного из первых же полетов Х. Дитмар превысил мировой рекорд скорости, достигнув где-то около 800-900 (919) км/ч.

Главной проблемой с достижением большой скорости был малый запас топлива – только на несколько минут моторного полета. Это позволяло разогнать самолет только до скорости 900 км/ч. В октябре 1941 года летчик Х. Дитмар после подъема самолета на буксире, который тянул «Мессершмитт-110», на высоту 4000 метров, запустив двигатель, через несколько минут полета на полной тяге достиг невиданной прежде скорости – 1003 км/ч. Казалось бы, после этого немедленно последует заказ на серийное производство самолета в качестве боевой машины. Результаты испытаний вызвали к жизни распоряжение Министерства авиации от 1 декабря 1941 года, в котором санкционировалось продолжение работ над боевой версией самолета – Me-163B. Но верховное немецкое военное командование не торопилось. В то время ситуация в войне складывалась в пользу Германии, и нацистские лидеры были уверены в скорой победе с помощью имеющихся у них вооружений.

Но уже к 1943 году положение стало иным. Немецкая авиация быстро утрачивала свое превосходство в воздухе. Союзная авиация все чаще и чаще стала наносить удары по территории Германии. В этих условиях идея создания высокоскоростного ракетного истребителя-перехватчика стала чрезвычайно заманчивой. К тому же был достигнут прогресс в развитии ЖРД – новый двигатель фирмы «Вальтер» HWK109509A мог развивать тягу 1700 кг. Вместо нестабильного топлива на была применена смесь гидразингидрата (30%), метанола (57%) и воды (13%). Самолет с этим двигателем получил обозначение Ме163В. В отличие от экспериментального Ме163А он имел пушечное вооружение (2*30 мм) и бронезащиту пилота.

Первый серийный Ме163В поднялся в воздух 21 февраля 1944 года, а всего до конца войны было построено 279 таких самолетов. Из-за большой тяги двигателя по скорости Ме163В превосходил другие реактивные самолеты периода второй мировой войны и обладал невиданной прежде скороподъемностью – 80 м/с. Однако его боевую эффективность сильно снижала очень малая продолжительность полета: запаса топлива хватало на 6 минут работы ЖРД на полной тяге. После набора высоты 9-10 км летчик имел время только на одну короткую атаку. Самолет оказался очень сложным в эксплуатации. К тому же он не оказал заметного влияния на ход боевых действий.

В июне 1944 года в условиях массированных налетов англо-американской бомбардировочной авиации в Германии был объявлен срочный конкурс на ракетный истребитель-перехватчик большой скороподъемности, который мог бы стартовать непосредственно перед строем бомбардировщиков осуществлять их перехват. В конкурсе участвовали несколько авиационных фирм, которые быстро представили свои очень интересные проекты. В августе 1944 года на конкурс был представлен проект инженера Эриха Бахема ВР20, который по своей концепции резко отличался от других конкурентов. По сути это был одноразовый самолет-ракета. Проект был отвергнут. Однако Бахем, добившись аудиенции у всесильного шефа СС Г. Гиммлера, протолкнул свой проект.

Самолету было присвоено обозначение Ва349 «Наттер» (гадюка). Его старт происходил вдоль вертикальной направляющей длиной 25 метров. Самолет разгонялся с помощью четырех пороховых ускорителей, установленных по бокам фюзеляжа. На высоте 150 метров отработанные ракеты сбрасывались и полет продолжался за счет работы основного двигателя – ЖРД Вальтер HWK109509A тягой до 1700 кг. Вначале перехватчик наводился на вражеский бомбардировщик автоматически по радиосигналам, а когда пилот видел цель, он брал управление на себя. Приблизившись к цели, летчик давал залп из 24 реактивных снарядов, установленных под обтекателем в носу самолета, при этом максимальная скорость в момент атаки по расчетам достигала – 900-1000 км/ч. Затем он должен был отделить переднюю часть фюзеляжа и спуститься с парашютом на землю. Двигатель также должен был сбрасываться на парашюте, чтобы его можно было использовать повторно. Это была, по сути, зенитная ракета, управляемая летчиком. После многочисленных продувок в аэродинамической трубе самолет Ва349 совершил несколько свободных планирующих полетов. Первый взлет осуществил 1 марта 1945 года обер-лейтенант Лотар Зиберт. После зажигания Ва349 быстро пошел вверх, но на высоте 150 метров по какой-то причине сбросился фонарь кабины. Самолет продолжал набирать высоту, постепенно заваливаясь на спину. В конце концов, он вошел в пике и на полной скорости врезался в землю, похоронив под собой пилота. Как бы то ни было, но это был первый в истории вертикальный взлет человека на ракете.

Вообще же научно-техническая мысль Германии 1930-1940-х годов явила миру много пионерских идей. Другое дело, что большинство из них служило милитаристским устремлениям нацистской верхушки. Именно Германия в этот период достигла наибольших успехов в ракетной технике. Немецкими инженерами были созданы первые серийные крылатая ракета Fi103, больше известная как «Фау1», и баллистическая ракета А4 («Фау2»), зенитные ракеты «Вассерваль», «Энциан» и «Шметтерлинг», первый ракетный истребитель Ме163 и один из первых боевых истребителей с турбореактивными двигателями Ме262.

В этом ряду особняком стоит проект “антиподного бомбардировщика”, разработанный в 1938-1942 годах инженером из Вены Ойгеном Зенгером вместе со своей женой математиком Ирэн Бредт. Разгон осуществлялся с помощью рельсовой катапульты длиной 3 км и ракетной разгонной наземной ступени с тягой двигателя 600 тонн. После разгона пилотируемый летчиком аппарат массой около 100 тонн, используя собственные двигатели, поднимался на высоту 160 км и разгонялся до скорости 6 км/с. Самолет должен был совершить планирующий вход обратно в атмосферу по пологой траектории, чтобы рикошетировать о верхние слои атмосферы. После отражения аппарат будет снижаться и затем снова отражаться – каждый раз все на меньшей высоте. Между прочим, такое же рикошетирование предполагалось использовать для баллистической ракеты с крылатой верхней ступенью А9/А10. На пятом рикошете аппарат будет находиться на расстоянии 12 300 км от стартовой позиции, а на девятом – 15800 км. На высоте 40 км аппарат переходит на режим планирования с непрерывным снижением. Предполагалось, что аппарат будет совершать посадку со скоростью 145 км/ч на расстоянии в половину длины окружности земного шара от стартовой позиции. Во время одного из своих погружений он должен был сбросить 300 кг бомб. Фактически это был по-настоящему первый проект воздушно-космического самолета.

Окончилась вторая мировая война. Державы-победительницы устроили настоящую охоту за образцами немецкой техники и за немецкими специалистами. О том, как это повлияло на развитие ракетостроения в Советском Союзе и Соединенных Штатах Америки, рассказывалось в предыдущих главах. Аналогичная ситуация создалась и в отношении немецкой реактивной авиации. Уцелевшие экземпляры немецких реактивных и ракетных самолетов, захваченные советскими войсками, были вывезены для изучения в Советский Союз. Так, например, единственный экземпляр экспериментального ракетного истребителя-перехватчика Ме263 (другое название – Ме163D) попал в ОКБ А. И. Микояна. Этот самолет представлял собой дальнейшее развитие известного ракетного истребителя Ме163В с удлиненным на 0,85 метра фюзеляжем и увеличенным объемом топливных баков. На нем был установлен жидкостной ракетный двигатель HWK 509C-1.

Поначалу конструкторское бюро Микояна и Гуревича получило задачу довести до производства Ме263. Опыты над немецким прототипом были завершены в 1946 году. Не имея опыта работы со стреловидными крыльями и испытывая сомнения относительно схемы бесхвостка, Микоян решил отказаться от того и другого. Фюзеляж Ме263 получил прямое крыло тонкого профиля и горизонтальное оперение на киле. Этот ракетоплан получил обозначение И-270(Ж). Он стал разрабатываться как истребитель-перехватчик для частей ПВО крупных промышленных объектов и военных баз и должен был обладать высотой боевого применения 16000-17000 м и скоростью 1100 км/ч. Первый буксировочный полет состоялся в 1946 году. В следующем году на второй экземпляр самолета установили ракетный двигатель РД-2М-3В. 2 сентября 1947 года состоялся первый вылет И270 (Ж), который оказался и последним. Во время неудачной посадки самолет, пилотируемый летчиком-испытателем А. К. Пахомовым, потерпел аварию и был разрушен. Самолет решили не восстанавливать. Вскоре на первом экземпляре истребителя И-270 макетный двигатель заменили на кондиционный и 2 октября 1947 года летчик-испытатель В. Н. Юганов выполнил на нем первый полет. Но из-за специфических особенностей и трудности эксплуатации ЖРД в зимних условиях, было принято решение законсервировать самолет до марта 1948 года В 1948 года, вскоре после возобновившихся испытаний Юганов совершил вынужденную посадку без выпущенного шасси. Самолет получил повреждения и больше не восстанавливался. К этому моменту был уже в стадии постройки опытного образца реактивный истребитель с ТРД МиГ15 с намного лучшими характеристиками, и проект И-270 был остановлен.

Но не только отечественные авиационные КБ изучали немецкую трофейную технику и пытались ее воспроизвести. В октябре 1946 года был организован вывоз немецких специалистов (519 специалистов и более 1000 членов их семей) в Советский Союз. Пунктом назначения немецких ОКБ (фирмы «Юнкерс» из г. Дессау и фирмы «Зибель» из г. Галле) был определен завод № 458 в поселке Иваньково Кимрского района Калининской области (ныне – город Дубна). Основными задачами этих ОКБ было продолжение проектных и экспериментальных работ, начатых еще в Германии в 1945-1946 годах; разработка новых типов реактивных самолетов и экспериментальной сверхзвуковой летающей лаборатории. В частности, ОКБ-2 – по проектированию и освоению экспериментальных самолетов с жидкостным ракетным двигателем во главе с главным конструктором Гайнцем Рессингом и его заместителем А. Я. Березняком, одним из создателей первого советского ракетного самолета БИ1.

ОКБ-2 занималось разработкой, изготовлением и испытанием экспериментального самолета «346» с двухкамерным ЖРД с целью достижения околозвуковых скоростей и изучения поведения самолета в этой области, исследования нагрузок и их распределения. Для этой цели самолет «346», собранный частично из агрегатов, изготовленных еще в Германии, оснащался большим количеством различных датчиков, многие из которых создавались в лабораториях ОКБ-2.

Сам самолет был создан немецким институтом исследований в области планеризма DFS. Еще осенью 1944 года Техническое Бюро Люфтваффе составило задание на разработку самолета, способного достигнуть крейсерской скорости М=2 и высоты 35000 м. Экспериментальный самолет DFS-346, оснащенный двухкамерным ракетным двигателем Walter HWK 109-509C тягой 2000 кг, предназначался для ведения разведки. Заказ выполняла фирма «Зибель». По расчетам доктора Феликса Кратча, главного конструктора проекта, DFS346 на высоте 20 км мог достичь скорости М=2,6. Самолет имел стреловидное крыло (45°). Двигатель HWK 109-509C должен был за 2 минуты разгонять самолет до скорости М=2. Пилот должен был находиться в положении лежа, лицом вниз в герметичной отделяемой кабине. В случае аварийной ситуации крепежные болты подрывались и кабина отбрасывалась от фюзеляжа. Через несколько секунд должна была сработать катапульта и выбросить пилота вместе с креслом из кабины. Затем пилот отделялся от кресла и спускался на парашюте. Шасси DFS-386 не имел и должен был садиться на центральную лыжу. Запас топлива обеспечивал лишь непродолжительное время работы двигателя, а для продолжительности полета можно было лишь отключить одну из камер двигателя, что, хотя и не сильно, но сказывалось на скорости. Немцы успели построить несколько моделей и даже приступили к созданию самолета. Единственный экземпляр этого самолета на конечной фазе постройки был уничтожен в апреле 1945 года.

Сборка самолета «346» производилась немецкими специалистами на авиационном заводе в Галле. После наземных испытаний его демонтировали и отправили в СССР. Здесь летчиком-испытателем самолета «346» стал капитан Вольфганг Цизе, бывший шеф-пилот на авиазаводе «Зибеля». В 1948 году он выполнил планирующий полет на «346-1» (346П). Полеты выполнялись как на буксире с трофейным самолетом «Юнкер-388», так и на подвеске под правым крылом американского тяжелого бомбардировщика B-29 и сменившим его Ту-4. Бомбардировщик поднимал самолет «346» на высоту нескольких километров, где происходило расцепление. Дальнейший полет «346» выполнял самостоятельно. Первый прототип летал в безмоторном варианте, с целью проверки устойчивости и управляемости.

На второй самолет «346-3» был установлен двигатель. И если безмоторные полеты проводились в теплом Стане, то для моторных полетов оборудовали специальное взлетное поле в Луховицах. 6 апреля 1951 года В. Цизе совершил полет на самолете «346-3» в безмоторном варианте, а 15 августа 1951 года впервые был запущен двигатель, правда, только одна камера из двух. Двигатель развил тягу 1750 кг и отработал одну минуту, после чего летчик совершил посадку. Последний, четвертый полет состоялся 14 сентября 1951 года. «346» отцепился от носителя на высоте 10 км, и, включив реактивный двигатель, стал стремительно набирать высоту. После двух минут работы ЖРД скорость превысила 900 км/ч. При наборе скорости самолет вошел в кризис и потерял управляемость. «На спине» пилот управлением не овладел и получил приказ катапультироваться. Летчик, взорвав болты, отделил на высоте 6000 метров кабину и катапультировался на высоте 3000 метров. Раскрыв парашют, летчик приземлился, повредив при этом ногу. Самолет же упал и сгорел. Предполагаемая скорость пикирования во время последнего полета с работающим ЖРД была сверхзвуковой.

На основе самолета «346» в ОКБ-2 под руководством бывшего конструктора фирмы «Хейнкель» 3. Гюнтера в 1949 году был разработан проект сверхзвукового истребителя-перехватчика «486» по схеме «бесхвостка» с треугольным крылом малого удлинения. В качестве силовой установки предполагалось применить многокамерный жидкостный ракетный двигатель. Взлет должен был осуществляться со стартовой тележки, посадка – на лыжу.

Для проведения предварительных испытаний и снятия летных характеристик на скорости до 500 км/ч в 1950 году на заводе построили деревянный планер «466», повторяющий по схеме самолет «486». Начались его продувки в натурной аэродинамической трубе ЦАГИ. Однако к этому времени стало очевидно, что применение ЖРД на боевых самолетах нецелесообразно, так как продолжительность полета слишком мала. Поэтому в июне 1951 году Министерство авиационной промышленности прекратило финансирование темы. В апреле 1951 года ОКБ-2 переводится на завод № 492 (Савелово). К концу 1953 г. ОКБ-2 было распущено, а все немецкие инженеры репатриированы в Восточную Германию. Впоследствии в Дубне был образован филиал микояновского ОКБ155, которое возглавил все тот же А. Я. Березняк.

В целом же, в отличие от ракетной техники немецкая авиационная техника не оказала заметного влияния на советское самолетостроение. Хотя, как утверждают западные эксперты, легендарный МиГ15 явился копией немецкой разработки. По крайней мере, внешне он напоминает истребитель Та183, спроектированный в конце войны главным конструктором фирмы «Фокке-Вульф» Куртом Танком. Но похож не означает аналог. Похожи многие самолеты. Во всяком случае, здесь не было слепого копирования, как это было с американским бомбардировщиком Б29 и немецкой баллистической ракетой А4. А ракетные самолеты с ЖРД на тот момент и вовсе оказались тупиковой ветвью развития авиации, ведь самолеты с ТРД уже выходили на штурм звукового барьера. В Советском Союзе впервые превысил скорость звука 26 декабря 1948 года опытный реактивный истребитель Ла176 конструкции С. А. Лавочкина (летчик О. В. Соколовский). Правда, проводились отдельные экспериментальные работы по исследованию проблем сверхзвукового полета. В частности, для этих целей в 1945-1948 годах под руководством М. Р. Бисновата был создан экспериментальный ракетный самолет «5». В качестве самолета-носителя использовали тяжелый бомбардировщик Пе-8. Самолет «5» был оснащен двухкамерным ЖРД РД2М3Ф конструкции Л. С. Душкина, полная тяга которого составляла 2000 кг. В отличие от первых советских ракетопланов этот имел цельнометаллическую конструкцию и стреловидное крыло (45). По техническому заданию самолет «5» должен был иметь максимальную скорость 1200 км/ч (М = 1,13) на высоте 12000-13000 метров. Однако расчеты специалистов показали, что самолет может существенно превысить требуемые характеристики.

Летные испытания последовательно прошли два самолета «5» под обозначением «5-1» и «5-2». Ведущим летчиком по испытаниям назначили А. К. Пахомова. Было решено сначала испытать самолет в планерном варианте, а затем – перейти к полетам с использованием ЖРД. Первый полет самолета «5-1» состоялся 14 июля 1948 года. При отделении от самолета-носителя он зацепил за упор фермы подвески на Пе-8 и повредил обшивку консоли крыла, частично заклинило продольное управление. Но летчику все же удалось совершить посадку, хотя и не на ВПП аэродрома. Самолет «5-1», получив значительные повреждения, был отправлен на завод дня ремонта. В третьем полете, состоявшемся 5 сентября 1948 год произошла авария. Самолет подошел к взлетно-посадочной полосе с креном, вначале коснулся земли одной консолью крыла, затем ударился другой и в конце пробега резко перешел на нос. Летчик остался цел, но самолет был разбит и восстановлению не подлежал.

Полеты на самолете «5-2» выполнял летчик-испытатель Г. М. Шиянов. Первый полет новой машины состоялся 26 января 1949 года, но из-за посадки за пределами взлетно-посадочной полосы закончился аварией «5-2» был поврежден и нуждался в ремонте. После всех доработок самолета Г. М. Шиянов совершил на «5-2» еще шесть полетов, последний из которых состоялся в июне 1949 года. Все системы были отлажены и самолет подготовлен для полетов с ЖРД, но было принято решение о прекращении дальнейших работ. К этому времени опытные самолеты с ТРД уже вышли на рубеж скорости 1200 км/ч и необходимость в продолжении испытаний ракетоплана исчезла. А на базе самолета «5» М. Р. Бисноват и А. М. Исаев создали крылатую ракету «воздух-поверхность» Р-1.

Как было показано выше, все созданные в нашей стране ракетопланы решали вполне «приземленные» задачи. Они создавались либо как истребители-перехватчики, либо как экспериментальные самолеты для исследования проблем полета со скоростями, близким к скорости звука. Когда же самолеты с турбореактивными двигателями преодолели звуковой барьер, надобность в ракетопланах просто отпала. Да это и не удивительно, ведь прогресс в создании реактивных самолетов с ТРД позволял достичь рубежей, доступных ранее только для ЖРД. Но и в этом случае высота в 20-25 км была пределом для них, а большего и не требовалось для решения военных задач. А задачи достижения границ стратосферы ставить было просто некому, поскольку не было в СССР ведомства, военного или гражданского, которое было бы заинтересовано в проникновении в космос. В общем, никому в нашей стране это не было нужно.

Зато такая организация была в США. Ею являлось Национальное консультативное агентство по аэронавтике (НАКА), созданное в 1915 году. Правда, пока перед ним не ставились задачи достижения космических высот. Зато исследования в области достижения больших высот и скоростей было его прямой обязанностью. В принципе, НАКА уже к началу войны вплотную подошло к проблемам, возникающим при скоростях близких к скорости звука. Начало войны отодвинуло решение этих проблем, но сообщения о создании немцами боевого реактивного истребителя Ме-262 и ракетного Ме-163 вынудило активизировать усилия в этом направлении. Еще в 1943 году на совместном заседании представители НАКА, ВВС, ВМС и промышленности США наметили программу исследований летательных аппаратов с высокими скоростями полета в интересах создания боевых самолетов. В апреле 1944 года НАКА предложило ВВС и ВМФ программу создания экспериментального самолета. В процессе обсуждения выявились разногласия между НАКА и ВВС. НАКА предлагало создание самолета с турбореактивным двигателем, тогда как ВВС склонялось к ракетоплану с ЖРД. В конце концов, сошлись на ракетоплане.

Из-за перегруженности промышленности массовым производством боевых самолетов, лишь фирма «Белл эйркрафт» согласилась проводить эти исследования. 30 ноября 1944 года с ней было подписано соглашение о строительстве опытного самолета (первоначальное обозначение МХ-524, затем МХ-653, ХS-1 и последнее – Х-1) и проведении исследований его характеристик на околозвуковых скоростях полета. В конце 1944 года группа конструкторов под руководством Р. Вудса приступила к проектированию Х-1. Основные технические параметры машины были сформулированы специалистами Национального консультативного совета по аэронавтике, а строительство финансировалось военно-воздушными силами. Целью создания самолета, как и всей программы в целом, являлось достижение сверхзвуковой скорости и изучения условий полета с большими числами Маха на больших высотах.

В марте 1945 года проект самолета был представлен специалистами компании «Белл Эйркрафт», после чего ВВС выдало компании контракт на строительство самолета.

По внешнему виду самолет напоминал ракету «Фау2» с крыльями. Причем крыло было не стреловидное, а прямое. На нем был установлен жидкостной ракетный двигатель 6000С4, разработанный компанией «Риэкшн Моторс». Используя жидкий кислород и спирт в качестве топлива, двигатель развивал тягу 2720 кг, причем при наличии четырех камер сгорания можно было их использовать в любой комбинации. Максимальный взлетный вес первого экземпляра составлял 6300 кг. Х1 сбрасывался с бомбардировщика Б29, после чего включались ЖРД, и самолет разгонялся до требуемой скорости на протяжении 2-5 минут. Посадка проходила в безмоторном режиме на дно высохшего озера Роджерс в пустыне Мохаве. Посадочная скорость Х1 составляла 290 км/час.

Первый опытный образец Х1 был построен к январю 1946 года. Сначала на опытном образце X-1 было выполнено большое количество безмоторных (жидкостной ракетный двигатель фирмы «Риэкшн моторз» еще не был готов) полетов для снятия аэродинамических характеристик. Х-1 стартовал (отделялся от носителя с помощью бомбосбрасывателя) с бомбардировщика Б-29 фирмы «Боинг», планировал и приземлялся на аэродром.

8 декабря 1946 года летчик испытатель фирмы «Белл» Чалмерс Гудлин выполнил первый полет на самолете Х1 с двигателем. В двадцатом полете была достигнута скорость М=0,8. А 14 октября 1947 года летчик Чарльз Йегер впервые превысил скорость звука – 1260 км/ч (М=1,05). До января 1949 года было выполнено еще около 80 полетов. В 1948 году была достигнута скорость 1556 км/ч на высоте 14 тысяч метров, а в январе 1949 года Ч. Йегер впервые стартовал на Х1 со дна высохшего озера Роджерс в пустыне Мюрок (авиабаза Эдвардс) без самолета-носителя с половинным запасом топлива. В том же году на самолете Х1 была достигнута максимальная высота 21383 метра. Всего было изготовлено три самолета Х-1, последний из которых в 1951 году сгорел вместе с самолетом-носителем в воздухе, первый был передан в музей в 1949 году, а второй был модернизирован и получил наименование Х-1Е.

Надо сказать, что основной задачей создания и испытаний ракетоплана Х1 были все же исследования сверхзвукового полета. При этом создававшиеся самолеты с ТРД буквально наступали ему на пятки. Уже в самом начале 50-х годов были созданы, запущены в серию и приняты на вооружение сверхзвуковые истребители МиГ19 (СССР) и F100 (США). Тем не менее, американцы, продолжая строить ракетопланы и, достигая рекордных высот и скоростей, с одной стороны прокладывали путь реактивной авиации, а с другой – все ближе и ближе подходили к границам стратосферы. Так, например, 15 августа 1951 года летчик Бриджмен на ракетоплане D558II фирмы «Дуглас», больше известном под названием «Скайрокет», на высоте 24 км достиг скорости 1980 км/ч. Чуть позже, 21 августа 1953 года летчик М. Карл поднялся на самолете «Скайрокет» на высоту 25370 метров, а 14 октября того же года другой летчик-испытатель Скотт Кроссфилд пролетел на высоте 18 км со скоростью 2123 км/ч.

В ответ на вызов фирма «Белл эйркрафт» создала усовершенствованные ракетопланы Х1А и Х2. Х-1А, который имел взлетную массу 8165 кг и был на 1,5 метра длиннее Х1, предназначенного для достижения более высоких скоростей. Его летные испытания были начаты в 1953 году. 12 декабря 1953 года пилотом Чаком Йегером на нем была достигнута максимальная скорость 2655 км/ч на высоте 21 тысяча метров. Летом 1954 году – максимальная высота полета 27450 метров. На следующем образце, получившим наименование Х1В, была достигнута высота 28651 метров.

Ракетоплан Х2 («Старбустер» или «Звездный ускоритель»), проектирование которого специалисты фирмы «Белл» начали в 1949 году, предназначался для исследований аэро- и термодинамических явлений на скоростях с числом М~3. Предполагалось, что постепенно, по мере модернизации, Х-2 сможет достигнуть высоты в 60 километров. Ракетоплан был оснащен одним ЖРД XLR-25-CW-1 тягой 6,8 тонны компании «Кёртисс-Райт». Первый опытный образец Х-2 был построен в 1952 году, однако при заправке ракетоплана топлива во время подготовки второго моторного полета 12 мая 1953 года, которая проводилась в воздухе, произошел взрыв, в результате чего погибли два испытателя из экипажа самолета-носителя Б-50, который также сгорел в воздухе.

После этого испытания были прерваны до конца 1955 года, когда был готов второй экземпляр Х-2 с максимальной взлетной массой 13 тонн. Его первый полет с работающим двигателем состоялся 18 ноября 1955 года. В июле следующего была достигнута рекордная скорость в горизонтальном полете (3360 км/ч), а 7 сентября – высота 38430 метров (летчик А. Кинчилоу). Во время следующего вылета 27 сентября 1956 года, достигнув рекордной скорости 3,2М или 3500 км/ч, которая не была превышена до 1961 года, самолет потерпел катастрофу, а пилот капитан Милбурн Эпт погиб. Причины катастрофы выяснить не удалось. Следующим шагом должен был стать выход за пределы стратосферы.

Первым таким робким шагом стало создание экспериментального аппарата Х15. Первое предложение о создании самолета, способного превысить скорость звука в пять и более раз (будущая программа Х-15), появилось в 1951 году в недрах правительственного Национального консультативного совета по аэронавтике (НАКА), предшественника НАСА. Причем высказал его создатель первого американского ракетоплана Роберт Вудс из компании «Белл Эйркрафт» 4 октября 1951 года на заседании комитета НАКА по аэродинамике. 24 июня 1952 года уже сам Комитет НАКА по аэродинамике рекомендовал расширить исследования возможности полетов на скоростях, достигающих М=10, и высотах от 20 до 80 км. Кроме того, была высказана рекомендация НАКА о необходимости выявления и решения проблем, которые могли возникнуть при полетах за пределами земной атмосферы в недалеком будущем. Уже в июле 1952 года исполнительный комитет НАКА принял эти рекомендации к исполнению, а в сентябре 1952 года началась работа по изучению проблем, связанных с космическим полетом.

На первых порах работа носила чисто исследовательский и теоретический характер, так как экспериментальные работы, а особенно летные испытания стоили дорого, а денег то у НАКА никогда много не было. Правда, в августе 1953 года два инженера Летной станции высоких скоростей НАКА на базе Эдвардс в Калифорнии Роберт Кармэн и Хьюберт Дрейк предложили конфигурацию самолета, запускаемого с самолета-носителя и способного летать быстрее трех скоростей звука. Причем его развитие предполагало пять стадий, последняя из которых подразумевала выход на околоземную орбиту. НАКА отвергло это дерзкое предложение как слишком фантастическое. Да и не было у НАКА денег на это. Оно могло лишь поддерживать начинания военных, у которых деньги водились. В октябре 1953 года научный консультативный совет ВВС рекомендовал создание исследовательского самолета, способного летать со скоростью М=5-7. Параллельно исследовательское бюро ВМФ США выделило деньги компании «Дуглас эйркрафт» для изучения возможности создания ракетоплана D-558-3, способного летать со скоростью М7.

Естественно, и авиация, и флот рассматривали этот самолет, в первую очередь, как боевую машину. Научные исследования стояли на втором плане, но, надо отдать должное американским военным, они прекрасно понимали, что не решив чисто научные проблемы, они не получат боевую машину. Поэтому с самого начала и ВВС, И ВМФ тесно взаимодействовали с НАКА. В течение 1954 года была тщательно исследована концепция гиперзвукового самолета. Под эту задачу в лаборатории Лэнгли была сформирована рабочая группа, которую возглавил Джон Бекер. В эту же группу вошел и один создателей будущего первого американского корабля Максим Фейджет. Именно эта группа разработала проект гиперзвукового самолета, из которого впоследствии вырос Х15.

Наконец, 22 октября 1954 года в Райт-Филд состоялась встреча представителей НАКА, ВВС и ВМФ, на котором были согласованы организация работ и требования к создаваемому ракетоплану. Это согласие нашло свое отражение в меморандуме, подписанном всеми заинтересованными сторонами 23 декабря 1954 года. Согласно этого меморандума создавался трехсторонний рабочий орган, получивший название Комитет Х-15 (это название проект получил в январе 1955 года), который координировал все работы по этой программе. На НАКА возлагались функции контроля за реализацией проекта в целом. ВВС брали на себя изготовление самолета и его приемные испытания на заводе-изготовителе. Затем самолет передавался НАКА, которое проводило программу исследований, с привлечением, как своих пилотов, так и пилотов из Воздушных сил и Военно-морских сил.

Именно с момента подписания меморандума можно говорить о рождении ракетного самолета Х-15. Официальное предложение на подачу заявок 30 декабря 1954 года было разослано 12 авиационным компаниям – «Белл», «Боинг», «Чэнс-Воут», «Конвэр», «Дуглас», «Грумман», «Локхид», «Мартин», «Макдоннел», «Норт Америкэн авиэйшн», «Нортроп» и «Рипаблик», а 4 февраля 1955 года четырем моторостроительным компаниям (««Риэкшн Моторз Инк.», «Норт Америкэн авиэйшн», «Дженерал Электрик» и «Аэроджет») было предложено заключить контракт на производство ракетного двигателя. В конкурсе приняли участие авиастроительные компании «Норт Америкэн авиэйшн», «Белл», «Дуглас» и «Рипаблик». По итогам конкурса победила корпорация «Норт Америкэн авиэйшн», о чем было объявлено 30 сентября 1955 года. С ней в ноябре 1955 года был заключен контракт на производство трех самолетов Х-15 (NA-240), а с компанией «Риэкшн Моторз Инк.» в сентябре 1956 года – на производство двигателя XLR-99.

К 1958 году компанией «Норт Америкэн» были построены три самолета Х15. При длине фюзеляжа, изготовленного из жаропрочного сплава «Инконель», 15 метров Х15 имел крылья стреловидной формы с размахом всего-навсего 6,5 метров. Крылья предполагались относительно тонкими и небольшими по площади. Самолет имел стартовую массу 14 тонн (сухая масса 7 тонн) и был оснащен двигателем XLR99RM1 фирмы «Тиокол Кемикл» (отделение компании «Риэкшн Моторз Инк.») с тягой 22,7 тонны, работающим на жидком кислороде и аммиаке. Х15 подвешивался под крылом бомбардировщика Б52 и сбрасывался на высоте 12-13 км при скорости 800 км/ч. Сразу же после сброса летчик включал ЖРД. Двигатель работал примерно 88 секунд и за это время разгонял самолет Х15 до скорости около 5760 км/ч. Затем наступал период невесомости, когда самолет по инерции движется к верхней точке траектории, достигая при этом высоты более 75 км. Для обеспечения управления в безвоздушном пространстве Х15 был оснащен десятью газореактивными соплами. Снижение и посадка производилась на авиабазе Эдвардс в безмоторном режиме.

Основными задачами, которые ставились перед программой Х-15, были следующие:

• создание мощного многократно используемого пилотируемого самолета для высотных скоростных полетов;

• исследование аэродинамических процессов при таких полетах;

• создание и проверка работоспособности систем управления для таких самолетов; исследования воздействия условий полета на организм человека;

• создание специальных костюмов для пилотов самолетов.

С использованием самолета Х-15 предполагалось достигнуть скорости полета около шести скоростей звука (6 Махов) и высоты 76000 метров.

Первый самолет Х-15 был построен в середине октября 1958 года и с завода доставлен на авиабазу Эдвардс в штате Калифорнии. Второй экземпляр самолета Х-15 был готов к апрелю 1959 года, а третий – к июню 1961 года.

8 июня 1959 года пилот фирмы Скотт Кроссфилд впервые отцепил Х15 от самолета-носителя и выполнил планирующую посадку. Во втором полете 17 сентября 1959 года впервые был включен ЖРД и достигнута скорость 2,11 Маха. Правда штатный двигатель XLR-99 к тому времени еще не был готов и полет совершался с использованием двигателя XLR-11, который использовался на самолетах Х-1. Однако даже использование этого двигателя позволило достигнуть скорости свыше 2000 километров в час. Именно с этого момента начинаются интенсивные испытательные полеты самолета Х-15. А однокамерный двигатель XLR-99 был опробован 15 ноября 1960 года.

Всего три экземпляра Х15 выполнили в 1959-1968 годах 199 полетов. 22 августа 1963 года летчик-испытатель НАСА Джозеф Уолкер поднялся на Х15 на рекордную высоту 107 960 метров, а 3 октября 1967 года другой летчик Уильям Найт достиг рекордной скорости для несамостоятельно взлетающего самолета – 7273 км/ч или 6,72 Маха. Фактически это были суборбитальные полеты. И хотя Х15 космическим кораблем не являлся, восьми из 12 его пилотов военное ведомство США официально присвоило звание астронавта за полет на высоту более 50 миль (80 км). Среди летчиков, совершивших полеты на ракетоплане, были и будущие настоящие астронавты: первый человек на Луне Нейл Армстронг и один из первых пилотов шаттла Джо Энгл.

Второй этап испытаний доработанного Х15 предусматривалось провести с 1963 по 1967 годы. В ходе этого этапа предполагалось осуществить попытку достижения скорости в 7 Махов, достижение высоты полета более 80 километров, покрытие самолета специальными теплозащитными материалами, запуск с борта Х-15 небольшого искусственного спутника Земли. Второй этап программы Х-15 закончился трагически и, наверное, именно эта трагедия поставила крест на программе в целом. 15 ноября 1967 года в катастрофе третьего экземпляра Х-15 погиб Майкл Адамс. Почему произошла катастрофа, неизвестно до сих пор. Из-за этого в 1968 году начинается и тут же заканчивается третий этап испытаний Х-15. Было совершено еще восемь испытательных полетов, но результаты предыдущих испытаний превзойти не удалось. А на 1969 год финансирование уже не было выделено, и программа оказалась закрытой.

В целом программа ракетоплана Х15 внесла серьезный вклад в освоение гиперзвуковых скоростей, а полученные результаты были использованы при проектировании другого ракетоплана «Дайна Сор» и создании космического корабля многоразового использования «Спейс Шаттл».

Но прежде, чем перейти к рассказу о проекте первого космического ракетоплана «Дайна Сор», нельзя не упомянуть о проектах, которые не были воплощены в жизнь, но которые сыграли весомую роль в последующих разработках.

После Второй мировой войны бывший директор Немецкого ракетного центра в Пенемюнде Вальтер Дорнбергер и его сподвижник Краффт Эрике среди прочих были вывезены в США, где стали работать в компании «Белл Эйркрафт». Во время работы на фирме «Белл» они разработали проект аппарата, подобного антиподному бомбардировщику Зенгера, и в начале 1952 года даже съездили во Францию, тщетно пытаясь убедить Ойгена Зенгера и Ирэн Бредт прибыть в Соединенные Штаты, чтобы присоединиться к работам компании «Белл».

Ранние проекты фирмы «Белл» были простыми вариантами антиподного бомбардировщика Зенгера-Бредт, но прямые крылья с клиновидным профилем вскоре уступили дельтовидному в плане крылу, более типичному для более поздних концепций. Компания уделила много внимания проблемам входа в атмосферу, особенно в области теплозащиты, где исследованиям подверглись схемы с активной и пассивной теплозащитой.

17 апреля 1952 года компания «Белл» предложила построить для ВВС пилотируемый бомбардировщик-ракету, названный сокращенно BoMi (Bomber-Missile). Bo-Mi был двухступенчатым аппаратом, имеющий в своем составе стартовый ускоритель с пятью двигателями и дельтовидным крылом, и планирующую крылатую ракету с тремя двигателями и крылом, имеющим в плане двойную дельту. При старте в течение двух минут использовались двигатели ускорителя, затем планирующая ракета отделялась, используя свои двигатели. Стартовый ускоритель планировал бы обратно к месту старта для посадки на аэродром и последующего многократного использования. В момент прохождения точки максимального аэродинамического давления планирующая ракета уменьшала тягу двух из двигателей, чтобы ослабить нагрузку от скоростного напора.

Первая ступень (стартовый ускоритель) с экипажем из двух человек имела длину почти 36,6 метров и размах крыла 18,3 метра. Большая часть конструкции из различных алюминиевых сплавов, а крыло «горячей конструкции» с титановыми передними кромкам. Вторая ступень (планирующая ракета) была длиной 18,3 метра с крылом 10,7 метров в размахе и несла одного пилота и полезную нагрузку – ядерное оружие массой 1814 кг. Она должна была быть изготовлена полностью из титановых сплавов и использовать новую систему охлаждения излучением.

Проектная стартовая масса аппарата BoMi, включая боевую нагрузку, должна была составлять 362,88 тонны. Компоненты ракетного топлива, предусматриваемые для обеих ступеней, были несимметричный диметилгидразин (НДМГ) и четырехокись азота (N2О4). В течение мая 1952 года компания «Белл» запросила 398 тысяч долларов для начала работ по анализу реализуемости проекта концепции.

Проект BoMi представлял собой суборбитальный аппарат для полета на дальность порядка 5000 км, способный развивать скорость около М=4 на высоте 30 км. Был также предложен орбитальный вариант, имеющий нижнюю ступень длиной 43,9 метра, полностью изготовленную из титана. Вторая ступень длиной 22,8 метра с полезной нагрузкой 6350 кг должна была быть покрыта графито-эпоксидным абляционным тепловым экраном. Рассчитывалось, что абляционное покрытие могло восстанавливаться после каждого полета, для возобновления свойств теплового экрана, но это было одно из наиболее рискованных решений в разработке аппарата. Он мог нести в заднем отсеке две ядерные бомбы на специальных узлах подвески. Компоненты ракетного топлива для орбитального варианта были заменены на жидкий кислород и жидкий водород, которые обеспечивают несколько более высокий удельный импульс.

Начальный обзор проекта BoMi был завершен 10 апреля 1953 года, в результате было подчеркнуто несколько серьезных недостатков. Тем не менее, 1 апреля 1954 года ВВС заключило контракт с фирмой «Белл» на один год для исследования системы оружия MX-2276, основанной на концепции «Ракетоплан». Аппарат MX-2276 должен был быть способен к выполнению разведки и бомбометания, имея при этом максимальную скорость 24000 км/час на высоте 79 км и проектную дальность в диапазоне около 17000 км. К маю 1955 года срок контракта истек, но компания «Белл» продолжила исследования на собственные средства, и к 1 декабря 1955 года были проработаны различные варианты BoMi и MX-2276.

ВВС также обратились к компании «Боинг» с просьбой включить изучение концепции «Ракетоплан» в исследования по проекту MX-2145, который был инициализирован в мае 1953 года, чтобы исследовать возможные модификации бомбардировщика «Конвэр» Б-58 («Хасилер»). Ограниченное исследование компании «Боинг» показало, что будет гораздо проще разработать аппарат, который может облететь Землю по орбите, вместо того чтобы возвращаться назад после атаки цели. Компания «Боинг» также подчеркнула трудности в проектировании конструкции, которая могла бы выдерживать нагрев до критического состояния и аэродинамические напряжения, ожидаемые при таком полете, но рекомендовала продолжить исследования из-за большого военного потенциала системы. Хотя инженеры компании «Белл» не могли этого знать, но система BoMi оказала значительное влияние на будущие концепции космического корабля «Спейс Шаттл».

4 января 1955 года ВВС выдвинули требования к гиперзвуковому аппарату разведки с дальностью полета 48000 км на высоте более 30 км. WADC приняли эти требования и использовали их, чтобы установить рабочие требования к Системе 118P. Несколько подрядчиков вскоре выразили некоторый интерес к Системе, включая фирму «Белл», которая получила контракт, заключенный 21 сентября 1955 года, чтобы исследовать применение технологий, разрабатываемых для BoMi, к Системе 118P.

Проект компании «Белл» включал двухступенчатую ракету, которая разгоняла планер на высоту 50,3 км при скорости, соответствующей М=15. Это предложение компании «Белл» предусматривало разбиение работ по проекту Системы 118P на три стадии. Первая фаза рассматривала аппарат с дальностью полета 8000 км, второй – дальностью 16000 км, и в последней фазе разрабатывался аппарат с глобальной (орбитальной) дальностью. Это предложение было принято ВВС, и детальное предложение, касающееся этих требований, было представлено компанией «Белл» 1 декабря 1955 года.

Усилия по ВоМi и Системе 118Р были объединены 20 марта 1956 года, и ВВС присудили компании «Белл» контракт стоимостью 746 тысяч долларов (позже увеличенной до 1,2 миллионов долларов) на Систему Разведки 459L, также известной как проект «Brass Bell» (Медный колокольчик). Это было прямым ответом на общие требования к эксплуатации системы, которые были выданы 12 мая 1955 года. Это требование определило новую пилотируемую высотную платформу для разведки, которая должна была поступить на вооружение ВВС в третьем квартале 1959 года.

В течение ноября 1956 года ВВС запросили НАКА сделать обзор продолжающихся исследований ракетоплана компаний «Белл» и «Боинг», и директор НАКА Хью Драйден сформировал управляющий комитет в рамках своей организации, чтобы оценить усилия и рекомендовать подходы к исследованиям гиперзвукового и орбитального полета.

В декабре 1956 года был предложен аппарат «Brass Bell», предусматривающий его запуск с помощью двухступенчатой МБР «Атлас» до скорости 19000 км/час на высоту 52 км. Ожидалось получение дальности 10000 км. Инженеры компании «Белл» рассуждали, что путем добавления еще одной ступени дальность полета «Brass Bell» может быть увеличена до 18400 км с максимальной скоростью полета 24000 км/час, хотя фактически эта возможность рассматривались лишь в немногих исследованиях.

В то время как ВВС были заняты оценкой большинства работ компании «Белл» по увеличению дальности разрабатываемой по концепции «Ракетоплан» разведывательной системы, они не отказывались от применения концепции к бомбардировочной платформе. 19 декабря 1955 года ВВС попросили, чтобы аэрокосмическая промышленность провела анализ и определила задачи к эскизному проекту пилотируемого гиперзвукового бомбардировщика. Шесть компаний, включая «Боинг», «Конвэр», «Дуглас», «Макдоннел», «Норт Америкэн авиэйшн» и «Рипаблик», ответили на запрос и предприняли компанию финансируемых исследований. 12 июня 1956 года были выпущены требования для формального исследования ракетного бомбардировщика, названного логически RoBo; три подрядчика – «Конвэр», «Дуглас» и «Норт Америкэн авиэйшн» – получили средства на исследования общей суммой 860 тысяч долларов, которые были проведены в декабре 1956 года.

Цель исследований состояла в том, чтобы определить выполнимость большой пилотируемой гиперзвуковой бомбардировочной системы, и одной из технологий, которые исследовались – ракетоплан, подобный BoMi и «Brass Bell». Ожидаемая полезная нагрузка такого бомбардировщика варьировалась от 680 до 11340 кг. В качестве вторичной задачи аппарату была определена возможность проведения разведывательных операций. Подрядчики продолжили исследовать концепцию за счет собственных средств, и к концу 1957 года все стороны израсходовали в сумме 3,.2 миллиона долларов.

В поддержку проектов RoBo и «Brass Bell» ВВС инициализировал программу исследования, названную Система Изучения Гиперзвукового Оружия (HYWARDS). Программа была формализована в требованиях, выпущенных ARDC 6 ноября 1956 года, и HYWARDS получила непосредственное обозначение: Система 455L. Назначением программы было получение научно-исследовательских данных по аэродинамике, конструкции, человеческом факторе и других проблемах, связанных с высокоскоростным (М=15) полетом в атмосфере и возвращением из космоса. Аппарат HYWARDS должен был также служить в качестве испытательного стенда при разработке подсистем, которые будут использованы в будущих системах типа ракетоплана.

Для аппарата типа HYWARDS были отобраны четыре наиболее подходящих двигателя: первый, разработки «Белл», работал на экзотическим топливе фтор-аммиак, развивая тягу 15876 кг; второй, тягой 25175 кг – маршевый двигатель МБР «Атлас»; затем двигатель МБР «Титан» тягой 27216 кг; четвертый двигатель – XLR-99, развивающий тягу 25855 кг, используемый на самолете X-15. Ожидалось, что один из этих двигателей сможет разогнать HYWARDS до скорости 13000 км/час и поднять на высоту 110 км. При первых полетах аппарат должен был запускаться в воздухе подобно X-15, а во время более поздних полетов предполагался вертикальный запуск, используя соответственно модифицированную МБР в качестве стартового ускорителя. Теоретически, если это требовалось, пилотируемый аппарат позже мог быть модифицирован для достижения орбитальной скорости.

Две различных группы NASA, одна из лаборатории имени Лэнгли и другая из лаборатории имени Эймса, проводили исследования возможных конфигураций аппарата HYWARDS. Группу Лэнгли возглавлял Джон Бекер, который в значительной степени отвечал за форму исследовательского аппарата X-15. Последний отчет Лэнгли, выпущенный 17 января 1957 года, содержал удивительное открытие, состоящее в том, что проектная скорость HYWARDS могла быть увеличена до М=18.

Анализ указывал, что это была скорость, на которой аппараты типа «плокодонки» приближаются к своим максимальным температурным условиям, так как быстрый подъем на высоту, необходимую для полета на скоростях М>18, вызывал снижение теплообмена (скоростей нагрева), а теплообмен в космосе сам по себе был незначителен. Анализ нагрева показал основные преимущества конфигурации, имеющей плоскую нижнюю поверхность и дельтовидное крыло, с фюзеляжем, размещенным в относительно прохладной верхней области, огражденной крылом. Эта конфигурация с плоским дном имела наименьшую возможную критическую область нагрева для данной нагрузки на крыло. Таким образом, фактически необходимое количество теплозащиты уменьшалось. В этом отношении, конфигурация значительно отличалась от более ранних проектов фирмы «Белл», которые использовали среднее расположение крыла. Впервые было доказано, что аэродинамические конструктивные решения могли значительно уменьшить нагрев и нагрузки на конструкцию, связанные с гиперзвуковым полетом. Эта идея имела значительное воздействие на конструкцию аппарата «Дайна-Сор».

Исследовательская группа во главе с Альфредом Эггерсом и H. «Харви» Джулианом из Аэронавигационной лаборатории имени Эймса также разработала аппарат HYWARDS, являющийся по существу продуктом ранее разработанного в лаборатории Эймса аппарата-демонстратора на скорость М=10. В предложениях называлась максимальная скорость М=10, но аппарат лаборатории Эймса имел дальность полета только 3200 км по сравнению с 5100 км аппарата центра Лэнгли. Чтобы достигнуть высокого аэродинамического качества, равного 1,71, проект лаборатории Эймса использовал преимущества подъемной силы, создаваемой за счет интерференции, когда область давления от фюзеляжа распространяется на крыло. К сожалению, в этой концепции весь фюзеляж, требующий специального охлаждения, располагался в области горячего потока. Дополнительная масса, требуемая для сохранения каркаса холодным, быстро перевешивала преимущество от наличия более высокого аэродинамического качества.

Защита проекта RoBo проводилась 20 июня 1957 года. Подрядчики представили свои предложения. Компании «Белл» и «Дуглас» выбрали трехступенчатый аппарат типа ракетоплан, тогда как предложенный фирмой «Конвэр» в основном был подобным аппаратом с третьей ступенью, оснащенной комбинированной двигательной установкой с ракетным и турбореактивным двигателями. Компания «Норт Америкэн авиэйшн» предложила обычный двухступенчатый аппарат, «Боинг» предпочел беспилотный ракетоплан, упоминаемый как «планирующая ракета», а фирма «Рипаблик» хотела построить малый беспилотный аппарат, значительно напоминающий XF-103, оснащенный гиперзвуковым маршевым прямоточным двигателем и стартующий с помощью неизвестного трехступенчатого стартового ускорителя. После полного обзора этих предложений, должностные лица Военно-воздушных сил решили, что концепция ракетоплана была вполне жизнеспособной и могла быть рассмотрена в качестве системы оружия, которую можно принять на вооружение в 1970-х годах.

Было много нерешенных вопросов в части двигательных установок, поскольку к этому времени не имелось никаких крупных пилотируемых ракет, кроме того, не была разработана подходящая система жизнеобеспечения. МБР «Атлас» и «Титан» были позже приспособлены в качестве носителей космических кораблей «Меркурий» и «Джемини» разработки NASA, наряду с «Сатурном-1» и «Сатурном-5», которые предлагались в качестве носителей для большинства орбитальных проектов этого времени. Далее исследование заключило, что экспериментальный аппарат может совершить первый полет к 1965 году, а полностью готовая система типа RoBo могла появиться к 1974 году, что было весьма оптимистичным план для такого перспективного проекта.

Помимо бомбардировщика Краффт Эрике и Вальтер Дорнбергер занимались в 1957 году разработкой пассажирского варианта BoMi. Предполагалось, что аппарат сможет пролететь за 75 минут расстояние в 4800 км. В конце 1957 года они же приступили к разработке двухступенчатого пассажирского варианта бомбардировщика BoMi. Ступени системы должны соединяться по типу piggyback (вторая ступень стояла на «спине» первой). Первая ступень имела пять ракетных двигателей, и пассажирская вторая ступень имела три двигателя. Первоначально каждая ступень рассматривалась как аппарат с прямым (нестреловидным) крылом. Ожидалось, что аппарат будет стартовать вертикально при помощи двигателей обеих ступеней, работающих совместно 130 секунд, затем первая ступень отделялась и планировала обратно, чтобы совершить посадку. Пассажирская ступень продолжила бы полет на дальность 4800 км в течение примерно 75 минут на высоте 46 км.

Хотя в начале различные авиакомпании проявили некоторый интерес к проекту, однако, ни одна из них не пожелала вложить большие средства в разработку столь радикальной и неопробованной концепции, особенно когда возможность полета с помощью реактивных двигателей была им еще не доказаны хорошо.

Тем не менее, в марте 1960 года компания «Белл Эйркрафт» объявила о планах создания гиперзвуковой пассажирской транспортной системы, основанной на результатах работ Дорнбергера и Эрике. Ожидалось, что система могла быть введена в действие в середине 1980-х годов. Первая ступень представляла собой обычный самолет с дельтовидным крылом, оснащенный шестью мощными воздушно-реактивными двигателями. Эти двигатели должны били функционировать в трех различных режимах: как обычный турбореактивный двигатель до высоты 15 км; в переходной фазе – как комбинированный турбопрямоточный двигатель и, в конченом счете, как чисто прямоточный двигатель на высоте 36,6 км и при скорости М>5,2. Суборбитальный воздушно-космический аппарат, представляющий собой видоизмененный проект «Дайна-Сор», предложенный фирмой «Белл», включал в этот момент двигатели и разгонялся по рельсовым направляющим, проложенным в верхней части нижней ступени. Воздушно-космический аппарат имел бы максимальную высоту полета 64 км и скорость примерно 24000 км/час. Вспомогательные турбореактивные двигатели позволяли маневрировать перед посадкой, которая могла быть выполнена в любом обычном аэропорту. Эта концепция умерла прежде, чем началась какая-либо серьезная конструкторская работа.

4 октября 1957 года Советский Союз вывел на орбиту первый искусственный спутник Земли. Западные правительства были в глубоком шоке, и меньше чем через неделю ВВС США объединили проекты Brass Bell, RoBo и HYWARDS в единую программу разработки, насчитывающую три стадии и названную «Дайна-Сор» или Dyna-Soar (от Dynamic Soaring – Разгон и Планирование, в соответствии с методикой повторного входа в атмосферу Ойгена Зенгера).

15 октября 1957 года в Аэронавигационной лаборатории имени Эймса открылась конференция, посвященная гиперзвуковым исследованиям, которая определила направление работ по проекту «Дайна-Сор». В ходе ее было предложено три различных подхода к пилотируемому космическому полету. Меньшая часть, во главе с М. Фейджетом, приводила доводы в пользу чисто баллистического тела затупленной формы для входа в атмосферу, такой, какой по существу стали позже капсулы космический кораблей «Меркурий» и «Джемини». Другая часть одобрила подход «несущий корпус», тела затупленной формы, приспособленного к входу в атмосферу и имеющего умеренное аэродинамическое качество, которой позволяло ему совершать ограниченные маневры во время входа в атмосферу. Оставшаяся часть конференции одобрила концепцию гиперзвукового планера с плоской нижней частью.

21 декабря 1957 года Командование научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ ВВС выпустило Директиву 464L для «Первого шага» разработки системы «Дайна-Сор», небольшого одноместного гиперзвукового ракетоплана – демонстратора концепции. Цели первого шага в разработке системы «Дайна-Сор» состояли в том, чтобы построить аппарат для получения данных о режимах полета, значительно превышающих режимы полета самолета X-15, при этом также получить средство, с помощью которого возможно было бы оценить возможности различных подсистем с военной точки зрения. Ожидалось получение скорости 19600 км/час и высоты 52 км, используя стартовый ускоритель, выбранный для аппарата HYWARDS.

Второй шаг включал бы достижение тех же целей, что и более ранняя программа Brass Bell. Двухступенчатый стартовый ускоритель разгонял бы аппарат до скорости 24000 км/час на высоте 106,8 км, допуская при этом планирование на дальность 9200 км. Система должна была быть способна производить высококачественное фотографирование и радиолокационную разведку. Кроме того, она должна была способна выполнять ограниченные полеты с целью бомбардировки. Аппарат последнего, «Третьего Шага», включал большинство возможностей, предварительно предусматриваемых для RoBo. Однако имелся ввиду более сложный аппарат, способный к орбитальному полету при выполнении стратегической разведки и бомбардировочных полетов.

К 25 января 1958 года ВВС имели список из 111 потенциальных участников конкурса на концептуальный демонстратор, из которых были отобраны десять компаний, включая «Белл», «Боинг», «Чэнс-Воут», «Конвэр», «Дуглас», «Дженерал Электрик», «Локхид», «Мартин Мариетта», «Норт Америкэн авиэйшн» и «Вестерн Электрик». Позже, дополнительно к списку были добавлены три крупных аэрокосмических подрядчика, «Макдоннел», «Нортроп» и «Рипаблик», хотя в результате объединения нескольких фирм в группы было фактически получено только девять предложений, которые могли конкурировать за получение контракта на научные исследования.

Различные предложения были представлены на рассмотрение комитету по выбору предложений в марте 1958 года, и среди них можно выделить два основных подхода к выполнению первого орбитального полета. Первая концепция, получившая название «Сателлоид», использовала планер, летящий при скорости 27800 км/час на высоте 122 км, имея, таким образом, глобальную дальность, как у спутника. Второй подход использовал планер, имеющий несколько большее аэродинамическое качество, который мог облетать Землю, используя модифицированный вариант концепции Зенгера, после того, как поднимался на высоту не более 91 км.

Три подрядчика предложили первый подход. Компания «Рипаблик» предлагала планер с дельтовидным крылом массой 7258 кг, разгоняемый с помощью трехступенчатого твердотопливного стартового ускорителя и способный нести на борту одну большую ракету класса «Космос-Земля». Компания «Локхид» предложила планер аналогичной конструкции массой 2268 кг, но предложенный ею носитель «Атлас» не давал возможности достичь аппарату глобальной дальности полета. Компания «Норт Америкэн авиэйшн» рассчитала двухместную концепцию, названную X-15B, представляющую собой самолет с дельтовидным крылом, оснащенный уникальным жидкостным полутораступенчатым стартовым ускорителем с одноразовым баком, в чем прослеживается связь с космический кораблем типа «Спейс Шаттл».

Другие шесть подрядчиков выбрали планер с высоким аэродинамическим качеством. Компания «Конвэр» предложила планер с дельтовидным крылом массой 5126 кг, включающий воздушно-реактивные двигатели для посадки, хотя, что интересно, стартовый ускоритель не исследовался. Интересно потому, что «Конвэр» была основным подрядчиком МБР «Атлас», предложенным в качестве носителя другими конкурентами. «Атлас» вскоре стал постепенно сниматься с вооружения как МБР, но был широко использован в проекте «Меркурий», и продолжает оставаться одним из основных носителей для запусков в космос и в 1990-е годы.

Проект компании «Дуглас» использовал планер массой 5897 кг со стреловидным крылом, стартующим с помощью трех модифицированных ступеней МБР «Минитмен», работающих параллельно. Добавление второй ступени позволяло бы аппарату достигнуть орбиты, но первоначально планер не имел соответствующих систем жизнеобеспечения для длительного орбитального полета. Компания «Макдоннел» предложила подобный проект со стреловидным крылом, но выбрала для старта модифицированную МБР «Атлас». Компания «Нортроп» предложила планер массой 6441 кг, запускаемый ускорителем с гибридным двигателем, использующим твердое горючее и жидкий окислитель. Группа «Белл»-«Мартин» разработала планер массой 6033 кг с дельтовидным крылом и экипажем из двух человек. Аппарат должен был использовать модифицированную МБР «Титан» в качестве ракеты-носителя. Фирмы «Боинг» и «Чэнс-Воут», собравшись с силами, предложили совместно небольшой планер массой 2948 кг с дельтовидным крылом, использующим связку двигателей МБР «Минитмен» в качестве стартового ускорителя. Планер группы «Боинг»-«Чэнс-Воут» был способен нести полезный груз в 227 кг, который включал пилота в высотном скафандре и фактически оставлял слишком мало места для чего-нибудь еще.

В то время как начальный конкурс среди подрядчиков продолжался, ВВС и НАСА заключили соглашение, очерчивающее участие НАСА в программе «Дайна-Сор». Соглашение было подписано 14 ноября 1958 года. Оно устанавливало, что НАСА обеспечит технический совет и помощь, в то время как ВВС обеспечивали бы финансирование, управление и менеджмент программы. Тут же Джон Бекер из Лэнгли рекомендовал забраковать концепцию с высоким аэродинамическим качеством, включающую конструктивно сложный охлаждаемый водой планер, рекомендованный ранее в проекте HYWARDS. Вместо этого он предложил небольшой планер, относительно простой, с радиационным охлаждением, имеющий аэродинамическое качество на сверхзвуке, равное 2, увеличивающееся на дозвуковой скорости до 5. Такой аппарат, по мнению Бекера, мог быть заказан быстрее и с меньшим техническим риском, а также значительно ослаблял проблему выбора стартового ускорителя необходимой тяги. Основной аппарат мог служить одинаково также в качестве продвинутого прототипа ракетоплана, а также в качестве перспективной системы оружия и маневренной космической системы для входа в атмосферу и посадки.

Из всех подрядчиков только группы «Боинг»-«Чэнс-Воут» и «Белл»-«Мартин» фактически сделали попытку разработки действительно орбитального космического аппарата, в то время как другие предусматривали создание некоего гиперзвукового исследовательского аппарата, который мог быть, в конечном счете, превращен в орбитальный аппарат. Не поддерживая такой промежуточный подход, ВВС выбрали 16 июня 1958 года группы «Боинг»-«Чэнс-Воут» и «Белл»-«Мартин», чтобы предпринять более детальные исследования.

Так уж получилось, что только группа «Боинг»-«Чэнс-Воут» предложила малый аппарат, прямо соответствующий концепции, предложенной Бекером. Проект этой группы, однако, содержал несколько дефектов, главным образом в части аэродинамики проекта, которые ухудшали вход в атмосферу в части нагрева конструкции. Группа «Белл»-«Мартин» использовала более высокое аэродинамическое качество со среднерасположенным крылом, которое также имело серьезные проблемы с нагревом, но исходная выборная комиссия, рассматривая опыт фирмы «Белл» по проектированию горячий конструкции в ранних проектах BoMi и Системы 118P, сочла риск вполне преодолимым. Обе группы были впоследствии проинформированы Бекером и другими специалистами НАСА по поводу результатов различного исследований Центров НАСА имени Лэнгли и имени Эймса.

С учетом ожидаемых ограничений финансирования, объединенное ведомство по проекту «Дайна-Сор» выпустило предварительный план работ, который вытеснил собой «трехшаговый» подход, одобренный в октябре 1957 года. Теперь программа состояла из двух фаз, первая из которых должна была оценить аэродинамические характеристики, эффективность присутствия на борту пилота и работу подсистем военного испытательного аппарата. Для достижения этих целей группы «Боинг»-«Чэнс-Воут» и «Белл»-«Мартин» рассматривали «Дайна-Сор» как пилотируемый планер с большой стреловидностью крыла по передней кромке. Масса планера колебалась между 3175 и 5897 кг, скорость составляла 27200 км/час на высоте 91,5 км.

Проектное ведомство настаивало на использовании связки твердотопливных ступеней МБР «Минитмен» в качестве стартового ускорителя для аппарата. При принятии предварительного плана разработки, утвержденного в марте 1959 года, ведомство полагало, что испытания аппарата со сбросом с самолета и планированием могли начинаться в январе 1962 года, продолжиться пилотируемыми суборбитальными испытательными полетами с июля 1962 года и выполнением полностью орбитального полета в октябре 1963 года. Исследования системы оружия будут проводиться одновременно с разработкой аппарата, с обеспечением начальной боеготовности вооруженного аппарата «Дайна-Сор II» в конце 1967 года. Ожидалось, что «Дайна-Сор II» может использоваться для разведки, противовоздушной и противокосмической обороны и выполнения бомбардировочных миссий. Возможные системы оружия, предусматриваемые для аппарата «Дайна-Сор II», включали управляемые ракеты класса «Космос-Космос», «Космос-Воздух» и «Космос-Земля», а также обычные бомбы.

23 апреля 1959 года Директор по научным исследованиям и технике Министерства Обороны доктор Х. Йорк предпринял усилия, чтобы установить новые цели для аппарата «Дайна-Сор I». Теперь аппарат должен был обеспечить доорбитальные исследование в гиперзвуковом полете при скоростях до 24000 км/час. Никаких новых стартовых ускорителей разрабатывать не предполагалось. Вместо этого должен был быть запущен с помощью существующих носителей, принадлежащих ВВС или НАСА. Вторичными целями на данном этапе финансирования должны были стать испытание различных военных подсистем и достижение орбитальных скоростей. Не удивительно, что ВВС не одобряли такой подход. Это противоречило тому, что вкладывалось в программу «Дайна-Сор», и вело к искажениям программы и ее возможной смерти.

29 октября 1959 года был выпущен еще один обзор требований к системе «Дайна-Сор», и снова департамент Космоса ВВС выразил потребность в орбитальном аппарате с военными возможностями. 1 ноября проектное ведомство завершил другой план разработки, возвратившись к «трехшаговому» подходу. Первый шаг – пилотируемый планер массой от 2980 до 4268 кг, который будет запущен по суборбитальной траектории с помощью модифицированного носителя «Титан-1». Второй шаг – использование более мощного ускорителя, чтобы достигнуть орбитальных скоростей и выполнять ограниченные военные работы. Третий шаг – создание полномасштабной орбитальной системы оружия, используя носитель «Титан-3». Теперь ожидалось, что первое из 19 испытаний со сбросом аппарата с самолета-носителя будет проведено в апреле 1962 года. На июль 1963 года намечалось проведение первого беспилотного суборбитального полета. Восемь пилотируемых суборбитальных полетов планировались провести, начиная с мая 1964 года, на что предполагалось потратить 493,6 миллионов долларов, включая издержки разработки «Дайна-Сор». Первый пилотируемый орбитальный полет как Второй шаг программы, мог быть выполнен в августе 1965 года со стартового комплекса №40 станции ВВС Мыс Канаверал во Флориде. Этот план был одобрен Комитетом Систем Оружия ВВС 2 ноября 1959 года.

Группа «Боинг»-«Чэнс-Воут» была объявлена победителем конкурса на проект «Дайна-Сор» 9 ноября 1959 года. (Участие компании «Чэнс-Воут» в проекте, в конечном счете, свелось к разработке и изготовлению высокотемпературного носового закругления). Контракт был подписан 11 декабря 1959 года. Компания «Мартин-Мариетта» получила контракт на разработку варианта носителя «Титан», приспособленного для выполнения пилотируемого полета. 27 апреля 1960 года ВВС заказали десять «серийных» аппаратов «Дайна-Сор», которые получили в ВВС обозначение как «Система 620A». Программа закупок запрашивала поставку двух аппаратов в течение 1965 года, четырех – в 1966 году, и двух в 1967 году. Два корпуса других аппаратов должны были использоваться для статических испытаний и беспилотных испытаний со сбросом с самолета-носителя, которые наиболее вероятно предполагалось завершить в 1965 году. 6 декабря 1960 года было объявлено о заключении двух дополнительных контрактов: один с фирмой «Хониуэлл» для разработки основных бортовых системы и один с фирмой RCA десятью днями позже для разработки систем связи и передачи данных.

Последующее усилия конструкторов, направленные на разработку аппарата «Дайна-Сор», потребовали почти два года. Первая фаза этих работ была названа достаточно логично как «Фаза Альфа». Подрядчики исследовали несметное число конструктивных решений. Был учрежден специальный комитет, известный как «Группа Альфа», предназначенный для сравнения технических данных и проектов, касающихся определения орбитального аппарата «Дайна-Сор». Аппарат, который, в конечном счете, появился на свет, имел куда большее сходство с концепцией, предложенной группой «Белл» – «Мартин», чем более близкая к победе концепция группы «Боинг» – «Чэнс-Воут». Он состоял из дельтовидного крыла с двумя концевыми шайбами вертикальных стабилизаторов и фюзеляжа со слегка приподнятой и закругленной на конце носовой частью. Он был изготовлен большей частью из экзотического суперсплава Rene-41 по концепции «горячей конструкции», но включал в себя тепловой экран из молибденового сплава на своей нижней поверхности.

Испытания установили, что экран обеспечивает защиту для аппарата массой около 4536 кг при температуре приблизительно 1480С. Передние кромки крыла должны были закрываться сегментами из сплава молибдена, которые могли выдерживать температуры до 1650С. Отдельные места аппарата, которые при входе в атмосферу нагревались до 2371С, могли быть защищены армированным графитом и циркониевым полусферическим колпаком в носовой части фюзеляжа.

Еще один план разработки, выпущенный 1 апреля 1960 года, позже предусматривал трехфазную программу, представленную в ноябре 1959 года. Чисто суборбитальный «Первый шаг» был теперь направлен к достижению четырех основных целей:

• исследование областей максимального нагрева во время входа в атмосферу;

• исследование маневренности во время входа в атмосферу;

• демонстрация методов обычной горизонтальной посадки;

• оценка способности человека успешно работать в течение длительного гиперзвукового полета.

Теперь планировалось выполнить 20 воздушных запусков начиная с июля 1963 года с использованием ракетного двигателя XLR-11, чтобы обеспечить скорости до М=2. Термин «воздушный запуск» в данном случае означает, что ракетный двигатель, установленный на аппарате, служит для достижения последним более высоких скоростей, чем те, что возможны при пассивном сбросе аппарата с самолета-носителя и планировании без двигателя. Первоначально в качестве такого двигателя рассматривался основной двигатель аппарата, наиболее вероятно XLR-11, однако когда к конструкции аппарата была добавлена тормозная двигательная установка (ТДУ), было установлено, что модифицированный вариант такой ТДУ может быть использован для выполнения воздушных запусков. Второй шаг был подразделен теперь на «Шаг IIA», предназначенный для сбора данных относительно маневрирования с орбитальными скоростями и работы военных подсистем, и «Шага IIB», целью которого было создание промежуточной действующей системы, способной к выполнению орбитальной разведки и инспекции спутников. Полностью рабочая система оружия стала целью «Шага III».

26 апреля 1961 года ведомство «Дайна-Сор» выпустило предварительный план летных испытаний: 20 воздушных запусков последуют начиная с января 1964 года, два пуска беспилотных аппаратов состоятся начиная с августа 1964 года, а первый из 12 пилотируемых суборбитальных полетов состоится в апреле 1965 года с помощью модифицированной ракеты «Титан-2». В первых пилотируемых полетах, как ожидалось, будут достигнуты скорости от 17600 до 24000 км/час. План также детализировал последующие испытания, включая одновитковый орбитальный полет с Мыса Канаверал до авиабазы Эдвардс в апреле 1966 года. Появление промежуточного действующего аппарата, способного к выполнению разведки, инспекции спутников, снабжению станций и бомбардировочным полетам ожидалось к октябрю 1967 года.

Полностью рабочая система, оснащенная управляемыми ракетами классов «Космос-Земля» и «Космос-Космос», могла появиться в конце 1971 года. Весьма скоро после выпуска этого плана финансовые ограничения вынудили объединить цели «Шага I» и «Шага IIA», хотя фактический план летных испытаний не изменялся.

Однако 19 мая 1961 года Отдел космических систем ВВС (SSD) объявил собственную пилотируемую программу SATELLITE INSPECTOR (Спутник-Инспектор), сокращенно SAINT (Святой). Предложенный двухместный демонстратор «SAINT II» имел концепцию аппарата с несущим корпусом и был развитием беспилотного аппарата SAINT I, находящегося в разработке SSD. (Беспилотный SAINT I был отменен в середине 1961 перед первым полетом). SAINT I представлял собой орбитальную систему, способную идентифицировать и уничтожать спутники на околоземной орбите. Предложение по SAINT II включало пилотируемый аппарат, способный к выполнению задач высокоточного сближения на орбите, и снабжения в космосе. Лежащий в основе концепции аппарат с несущим корпусом был способен маневрировать при входе в атмосферу для выполнения захода на посадку в заранее определенном месте. SAINT II должен был запускаться при помощи РН «Титан-2» с новой верхней ступенью, названной «Шариот» (Колесница) и работающей на высокоэнергетическом топливе «жидкий фтор – гидразин». Были запланированы двенадцать пилотируемых орбитальных полетов, начинающихся беспилотным полетом в начале 1964 года и первым пилотируемым полетом в конце того же года. SAINT II должен был иметь возможность маневрирования как на низких околоземных, так и высоких орбитах.

Должностные лица из SSD назвали несколько причин, по которым начальный вариант ракетоплана «Дайна-Сор I» не мог выполнять миссии, предназначенные для SAINT II, главным образом из-за ограничений по полезному грузу и неспособности работать на высоких околоземных орбитах. Устанавливалось также, что скорость входа в атмосферу аппарата «Дайна-Сор» не могла быть увеличена значительно из-за температурных ограничений материала, из которого изготавливался силовой набор аппарата, а адаптация к конфигурации абляционной теплозащиты исключалась. Оценочная стоимость программы SAINT II (413,8 миллионов долларов на 1962-1965 финансовые годы) позволяла рассматривать ее в качестве серьезного соперника «Дайна-Сор» в борьбе за финансирование.

К лету 1961 года группа «Боинг»-«Чэнс-Воут» достигла значительного прогресса в укреплении базовой концепции планера начального варианта аппарата «Дайна-Сор I». Продвигались исследования конфигурации в аэродинамических трубах, различные отделения фирмы «Боинг» проводили многочисленные испытания материалов и подсистем. К этому моменту носовой колпак фюзеляжа из экзотического материала графит-цирконий был заменен керамическим теплоизолирующим покрытием из колубмия (ниобия). Основная теплозащита аппарата состояла из «водяной стенки», которая использовала скрытую теплоту испарения для рассеивания тепла между внутренними и внешними оболочками. Эти оболочки были изготовлены либо из суперсплава Rene-41, либо из молибдена и/или ниобия в зависимости от их расположения на аппарате. Внутренняя защита обеспечивалась двумя новыми изоляционными материалами, называемыми «Дайна-Флекс» или «Микро-Кварц», напоминающими толстую стекловолоконную изоляцию, но способными обеспечить намного лучшую защиту.

Полноразмерный макет в Сиэтлском подразделении фирмы «Боинг» был рассмотрен ВВС и НАСА 11 сентября 1961 года. Конструкция с двойной стенкой и водяным охлаждением была заменена на простую «горячую конструкцию» вскоре после проведения этого осмотра.

Типичный одновитковый полет предусматривал следующее: «Дайна-Сор» стартует с помощью ракеты-носителя «Титан-3C» со стартового комплекса №40 на мысе Канаверал, достигнув орбиты через 9,7 минут после запуска на высоте 97,6 км и скорости 7457 м/с. Аппарат «Дайна-Сор» остается на орбитальной высоте, выполняя полет на дальность приблизительно 19200 км, начиная возврат на Землю приблизительно на дальности 2000 км. Вход в атмосферу происходит примерно через 3200 км при скорости 25600 км/час. Аппарат совершает посадку на авиабазе Эдвардс через 107 минут после запуска, приближаясь к ВПП при скорости 400 км/час. Посадка происходит при скорости 280 км/час, посадочная дистанция 839 метров.

Во время подробной работы макетной комиссии ВВС направили компании «Боинг» требование об оснащении аппарат системами для полета по многовитковой орбите в противоположность одиновитковой орбите. Это требовало установки более сложной системы наведения, а также ТДУ для схода с орбиты. Ранее одновитковое полетное задание «Дайна-Сор» не требовало использование ТДУ, благодаря чему, в значительной степени профиль полета был просто баллистической траекторией полета вокруг Земли. Были исследованы два различных варианта ТДУ: в соответствии с первым двигатель малой тяги устанавливался в переходнике в хвостовой части планера, по другой к ракете-носителю «Титан-3» присоединялась новая (четвертая) ступень в двигателями тягой 7258 кг, создавая новую модификацию «Титан-3C». Эта четвертая ступень могла использоваться для точного выведения на орбиту, а затем оставаться присоединенной к планеру и включаться повторно, чтобы обеспечить сход с орбиты. Правильная размерность ступени могла обеспечить в будущем доступ к высоким околоземным орбитам. Этот последний метод был впоследствии выбран для рабочих вариантов аппарата «Дайна-Сор».

С этого момента планер «Дайна-Сор» имел длину 10,77 метра и дельтовидное крыло с большой стреловидностью по передней кромке размахом примерно 6,22 метра и площадью примерно 32 м2. Аэродинамическое управление аппаратом обеспечивалось стандартными элевонами на задней кромке крыла, которые приводились в действие гидравликой и могли обеспечивать управление, как по крену, так и по тангажу. Для управления полетом должна была использоваться адаптивная система управления компании «Хониуэлл», идентичная той, которая позже привела к аварии третьего самолета X-15. К этому моменту планер имел «пустую» массу 4912 кг и полностью укомплектованную 5167 кг.

Пилот располагался в кресле, которое могло катапультироваться с помощью РДТТ и обеспечивало безопасное катапультирование только при дозвуковых скоростях. Планер «Дайна-Сор» управлялся стандартными рулевыми педалями и боковой ручкой управления. Кабина экипажа была оснащена боковыми окнами и ветровым стеклом, которые были защищены при входе в атмосферу теплозащитным экраном, который сбрасывался только перед посадкой. Полезный груз массой до 454 кг можно было поместить в отсек 2,13 м3 сразу за кабиной пилота. Трехопорное посадочное шасси состояло из трех убираемых стоек, оснащенных адаптируемыми полозьями. Посадка могла быть совершена на поверхности высохших соляных озер подобно самолету X-15. В 1962 году в группу «Дайна-Сор» были отобраны шесть летчиков, включая капитана Альберта Круза, майора Генри Гордона, капитана Уильяма Найта, майора Рассела Роджерса, майора Джеймса Вуда и летчика-испытателя НАСА Милтон Томпсона. Забегая вперед, стоит заметить, что из 6 пилотов программы «Дайна Сор» ни один так и не слетал в космос, хотя впоследствии один из них У. Найт получил значок и звание астронавта за полет на ракетоплане Х15 на высоту более 80 км.

7 октября 1961 года должностные лица программы «Дайна-Сор» обнародовали план еще одной реструктуризации программы, на сей раз включив в нее разработку аппарата-демонстратора для полета на высоких околоземных орбитах в дополнение к первоначально предусмотренному аппарату для полета по низким орбитам. Этот план полностью отказывался от испытаний по суборбитальным траекториям и уменьшал число воздушных пусков в 15 полетов. Ведомство программы «Дайна-Сор» ожидало выполнить первый беспилотный орбитальный полет в ноябре 1964 года, и первый пилотируемый орбитальный полет в мае 1965 года с помощью ракеты-носителя «Титан-3C» с двумя навесными твердотопливными ускорителями. Следующие пять пилотируемых полетов должны были быть многовитковыми. Девятый испытательный полет, который предлагалось выполнить в июне 1966 года, имел целью исследование в беспилотном варианте входа в атмосферу со скоростями, которые развиваются при возвращении с высоких околоземных орбит. Дальнейшие девять полетов (пилотируемых) планировалось провести с демонстрацией военного потенциала системы при выполнении инспекционных и разведывательных операций. Эта программа летных испытаний должна была завершиться в декабре 1967 года при общей стоимости 921 миллионов долларов. Однако никаких конкретных заданий для промышленности и рабочих программ эксплуатации в пересмотренный план включено не было.

Тогда же в октябре 1961 года группа управления ВВС строго критиковала программу SAINT II, настаивая, чтобы заложенное в нее число летных испытаний и предложенное ограниченное финансирование было слишком нереалистичными. Эта критика уничтожила программу SAINT II, и в результате ВВС запретили далее использование обозначение SAINT.

23 февраля 1962 года министр обороны Роберт Макнамара одобрил последнюю реструктуризацию. С этого момента «Дайна-Сор» официально называлась научно-исследовательской программой, имеющей целью исследовать и показать возможность выполнения пилотируемым орбитальным планером маневрирования при входе в атмосферу и посадки на взлетно-посадочную полосу в заданном месте Земли с необходимой точностью.

После рассмотрения различных вариантов обозначения «Дайна-Сор» 19 июня 1962 года получил индекс X-20. Впоследствии название «Дайна-Сор» также сделалось официальным. К этому времени стало очевидно, что возможность адекватного финансирования для ракеты-носителя «Титан-3C», которая приобреталась отдельно, вскоре должна была стать главным ограничением в разработке программы «Дайна-Сор». Планировалось, что первый беспилотный испытательный полет X-20 будет выполнен во время четвертого пуска «Титан-3C», но дата запуска не могли быть определены до тех пор, пока не будет установлена готовность носителя. Формально финансирование «Титан-3C» было одобрено Конгрессом 15 октября 1962 года, и вскоре после этого был выпущен пересмотренный план запусков X-20.

Но «Дайна-Сор» оказался перед лицом нового конкурента – космического корабля «Блю Джемини». 18 января 1963 года Р. Макнамара приказал провести сравнительные исследования проектов X-20 и «Джемини» (НАСА) с тем, чтобы определить, какой из аппаратов имеет больший военный потенциал. Главным пунктом исследований было то, что «Джемини» должен был быть двухместным, а X-20 – одноместным, и это на фоне подписания соглашения с НАСА о допуске военных экипажей к полетам на «Джемини».

Руководитель ВВС по персоналу генерал К. ЛеМей настаивал, чтобы цель участия ВВС в программе НАСА «Джемини» ограничивалась получением опыта и информации относительно пилотируемого космического полета, а «Дайна-Сор» имел привилегию рабочей системы. Макнамара, однако, не был убежден, что ВВС могли демонстрировать жесткие требования при любой возможности выполнения пилотируемого орбитального полета.

Тем не менее, 26 марта 1963 года компания «Боинг» получила средства в рамках дополнительного контракта для продолжения разработки, производства и испытаний X-20, хотя к этому времени уже циркулировали постоянные слухи об отмене программы. Контракт включал переделку бомбардировщика Б-52C для воздушных пусков, и модификацию пускового комплекса №40 на Станции ВВС Мысе Канаверал для запусков ракеты-носителя «Титан-3C» с планером «Дайна-Сор». Эти модификации так и не были завершены.

Тем временем, начинало сказываться изменение задач программы «Дайна-Сор». Военной целью окончательного варианта первого эскизного проекта «Дайна-Сор» была разработка орбитальных аппаратов для разведки и бомбардировки. Эти цели были изменены, и главный акцент пришелся на разработку суборбитальных и орбитальных исследовательских аппаратов. К середине 1963 года Министерство обороны США уже серьезно сомневалось относительно необходимости программы «Дайна-Сор». Казалось, что альтернативы программы X-20 были строго очерчены: либо достижение военных целей, либо прекращение программы.

Военная программа летных испытаний, определенная впоследствии ВВС для «Дайна-Сор», включала шесть полетов X-20A, четыре полета для испытания оборудования для разведки и инспекции спутников, затем следовали два «рабочих» полета для демонстрации возможности инспекции спутников. Стоимость разработки и испытаний военного варианта X-20A достигала 228 миллионов долларов в дополнение к основным издержкам программы «Дайна-Сор».

Ведомство проекта «Дайна-Сор» также завершило исследование относительно использования предложенного аппарата X-20B для проведения противоспутниковых операций. К основной программе X-20 были добавлены два полета для демонстрации эксплуатационных возможностей аппарата при дополнительной стоимости 227 миллионов долларов.

Для выполнения программы эксплуатации «Дайна-Сор» из 50 полетов необходимо было выделить 1,2 миллиарда долларов в течение 1965-1972 финансовых годов. Вариант для проведения инспекции спутников на высоких орбитах, обозначенный как X-20X, мог совершать полет продолжительностью 14 суток с экипажем из двух человек на высоте до 1600 км. Первый полет варианта X-20X был запланирован на сентябрь 1967 года и нуждался в дополнительном финансировании в размерах 350 миллионов долларов.

Хотя военные цели программы «Дайна-Сор» были окончательно определены, убедить Вашингтон в том, что программа необходима, было трудно. Военное присутствие в космосе могло быть реализовано быстрее, и намного более экономно при участии в проекте НАСА «Джемини». Например, небольшие изменения в оборудовании и профиле полета при затратах только в 16,1 миллионов долларов, могли позволить испытать военные подсистемы на борту корабля «Джемини» во время длительного (14 суток) полета. Основное преимущество «Джемини» состояло в том, что он было легче, чем X-20 и, следовательно, мог нести большее количество топлива для орбитального маневрирования, или больший полезный груз при использовании меньшего, и в основном менее дорогого, носителя («Титан-2»). Аппарату «Дайна-Сор» были свойственны такие преимущества, как маневренность во время входа в атмосферу, которая позволяла ему быстрее вернуться на базу, а также менять посадочные площадки во время возвращения в атмосферу в случае необходимости. В перспективе «Дайна-Сор» также мог выполнять действительно военные задания, в то время как «Джемини» всегда были ограничены лишь испытанием подсистем.

ВВС продолжали доказывать, что нужно дать возможность продолжить обе программы. Однако когда заместитель министра обороны Гарольд Браун рекомендовал создать постоянно действующую пилотируемую военную космическую станцию, обслуживаемую модифицированными капсулами «Джемини», это стало смертельным ударом для X-20 «Дайна-Сор».

10 декабря 1963 года Министр обороны Р. Макнамара отменил программу «Дайна-Сор» в пользу летных испытаний моделей по программу ASSET и передал финансирование X-20 программе Пилотируемой Орбитальной Лаборатории (MOL). Впоследствии программа MOL также была отменена незадолго до выполнения первого полета.

Таким образом, закончилась первая американская серьезная попытка построить пилотируемый орбитальный космический корабль многократного использования. В момент отмены, «Дайна-Сор» оставалось только три года до первого полета; 410 миллионов долларов уже были потрачены на научные исследования, а другие 373 миллионов долларов, как ожидалось, необходимо было потратить до первого полета. Администратор НАСА по Перспективным исследованиям и технологиям доктор Роберт Бисплинхофф подчеркнул, что перспективные исследования неоднократно показывали важность разработки технологии маневрирующих гиперзвуковых аппаратов с высокотемпературной радиационно-охлаждаемой металлической конструкцией. Наземные средства испытаний (стенды) не были способны точно моделировать условия возвращения в атмосферу, и, следовательно, полеты «Дайна-Сор» были необходимы для получения таких данных. Даже если бы «Дайна-Сор» никогда не стал рабочим аппаратом, он мог обеспечивать чрезвычайно ценную информацию относительно управления при входе в атмосферу и проблем нагрева, того, чего серьезно недоставало во время разработки МТКК «Спейс Шаттл» десятью годами позже.

Будучи по существу гиперзвуковым планером, аппарат «Дайна Сор» стал прототипом более поздних экспериментальных бескрылых аппаратов HL10, M2F2, X24, так называемых “несущих корпусов”, которые заняли определенное место в эволюционном процессе, приведшем к созданию системы «Спейс Шаттл».

После окончания войны в Советском Союзе никаких работ по пилотируемым аппаратам с ЖРД практически не велось, если считать исследований трофейных самолетов и аппаратов, созданных на их основе. Да это и не удивительно, ведь прогресс в создании реактивных самолетов с ТРД позволял достичь рубежей, доступных ранее только для ЖРД. Но и в этом случае высота в 20-25 км была пределом для них, а большего и не требовалось для решения военных задач. Да и не было в СССР ведомства, военного или гражданского, которое было бы заинтересовано в проникновении в космос.

Инициативу, как и во многих других случаях, проявил Сергей Павлович Королёв. Работая над созданием первого пилотируемого космического корабля, в ОКБ1 были просмотрены самые различные варианты его построения. Одним из самых привлекательных был вариант крылатого возвращаемого аппарата, поскольку он позволял совершать управляемый спуск в атмосфере со снижением перегрузок и производить самолетную посадку на аэродром. С просьбой о проработке таких аппаратов С. П. Королёв обратился к главным конструкторам ОКБ256 П. В. Цыбину и ОКБ23 В. М. Мясищеву. Такое обращение было не случайным. С одной стороны С. П. Королёв был хорошо знаком с обоими: с П. В. Цыбиным – еще по слетам планеристов в Коктебеле, а с В. М. Мясищевым – по совместной в годы войны работе в “шарашке” – ЦКБ19, находившемся в ведении НКВД. С другой стороны оба ОКБ находились на самом переднем крае создания реактивной авиации, оба работали над одной и той же проблемой, но с различными подходами.

По мере развития авиации все острее вставал вопрос о носителях ядерного оружия. Ведь основным средством доставки ядерных бомб в 50е годы была стратегическая авиация, а тихоходные бомбардировщики, к числу которых относились мясищевский М4 и туполевский Ту95, становились легкой добычей для сверхзвуковых истребителей и зенитных ракет. В то же время уже созданные баллистические и крылатые ракеты были не способны преодолеть океан и достичь Америки. Вот эту то задачу и поставили в середине 50-х годов сразу перед несколькими главными конструкторами, в том числе, перед С. П. Королёвым, В. М. Мясищевым, С. А. Лавочкиным, П. В. Цыбиным и А. Н. Туполевым. У каждого из них было свое решение. С. П. Королёв занимался межконтинентальной баллистической ракетой Р7, ставшей впоследствии легендарной.

Первые исследования по проблеме создания сверхзвуковых межконтинентальных стратегических самолетов-носителей в СССР начались еще в 1952-1953 годах, работы нацеливались на перспективу поступления во второй половине 50-х годов на вооружение ВВС сверхзвуковой межконтинентальной авиационной стратегической системы, способной поражать цели на территории США. Первоначально речь шла о создании составной авиационной системы, состоящей из сверхзвукового самолета-носителя, рассчитанного на максимальную скорость, соответствующую М=1,5-2, и ударного подвесного сверхзвукового бомбардировщика, вооруженного ядерной бомбой. Радиус действия системы должен был обеспечивать поражение целей в США без захода самолета-носителя в активную зону поражения средств американской ПВО, а дальность полета самолета-носителя и подвесного самолета – их возвращение на базы в СССР или их союзников.

В июле 1954 года выходит официальное правительственное постановление на разработку подобных систем, работы разворачиваются в ОКБ-23 и ОКБ-156, близкие по тематике работы ведутся в коллективах под руководством Р. Л. Бартини, П. В. Цыбина, подготавливает свой проект А. С. Москалев.

С 23 мая 1955 года началась работа над одноместным межконтинентальным бомбардировщиком РС, способным развивать скорость до 3000 км/ч. Его предполагалось оснастить двумя спаренными ЖРД-ускорителями и двумя крейсерскими прямоточными воздушно-реактивными двигателями (ПВРД) РД-013 конструкции М. М. Бондарюка. Этот проект конкурировал с аналогичной системой РСС-52, включавшей крылатую ракету M-44 и сверхзвуковой бомбардировщик М-52 В. М. Мясищева.

В воздух РС должен был поднимать специально модернизированный в 1958 году самолет Ту-95Н, а с 1956 в ОКБ-156 А. Н. Туполева начал прорабатываться специальные сверхзвуковой носители – самолеты «108» и «109», которые могли также оснащаться и подвесными ударными самолетами Ту-100 или «113».

Расчетная суммарная дальность этой двухступенчатой системы составляла 12500-13500 км. Эскизный проект был выпущен 31 января 1956 года, однако в дальнейшем выяснилось, что термоядерная бомба весом не менее 3000 кг в сочетании с необходимостью размещения на борту пилота со всеми необходимыми системами жизнеобеспечения для полета продолжительностью несколько часов не позволяют уложиться в заданные ограничения по массе.

В 1956 году группа инженеров под руководством П. В. Цыбина обратилась в правительство СССР с предложением о создании высотного сверхзвукового реактивного самолета-разведчика РСР или Р020. В том же году было организовано ОКБ256, главным конструктором которого назначили Цыбина. Самолет-разведчик, оборудованный двумя турбореактивными двигателями Д21 конструкции П. А. Соловьева, стартовал с борта самолета Ту95 и развивал скорость 2800 км/ч на высоте 26-28 км. В 1957 году на базе подвесного бомбардировщика РС был разработан проект межконтинентального реактивного самолета-снаряда РСС (С-30), оснащенного двумя прямоточными воздушно-реактивными двигателями РД013 конструкции М. МР. Бондарюка. В качестве носителя должен был использоваться сверхзвуковой стратегический бомбардировщик-ракетоносец А57, взлетающий с поверхности воды, проект которого разрабатывался советским итальянцем Робертом Бартини. Дальность действия системы составляла 12500-13500 км, а дальность пуска 3500-4000 км. Из-за высокой степени технического риска самолет А57, а вместе с ним и самолет-снаряд РСС С-30 не пошли дальше проекта. К тому же успехи в создании межконтинентальной баллистической ракеты Р-7 конструкции С. П. Королева привели к тому, что в СССР работы по крылатым летательным аппаратам с ПВРД и межконтинентальной дальностью были прекращены. Зато разведчик РСР был доведен до натурного макета, который под обозначением НМ1 в 1959 году испытывал известный летчик-испытатель Амет-Хан Султан. Но в октябре 1959 года ОКБ-256 по решению H. С. Хрущева закрыли, работы по самолету РСР были переданы в ОКБ-23 В. М. Мясищева. А осенью 1960 года ОКБ-23 вошло в состав ОКБ-52 В. H. Челомея. Вскоре после этого работы по самолету-разведчику РСР, аналогу американского SR71, были прикрыты.

Другой путь избрали С. А. Лавочкин (ОКБ301) и В. М. Мясищев (ОКБ23). Оба они в соответствии с Постановлением Совета Министров СССР от 20 мая 1954 года разрабатывали межконтинентальные крылатые ракеты с дальностью 8500 км и скоростью полета до 3200 км/ч. Ракета Мясищева получила имя «Буран» (М40), а Лавочкина – «Буря» (Ла350). Научным руководителем обоих проектов был назначен директор НИИ-1, будущий президент Академии наук СССР Мстислав Всеволодович Келдыш. Обе межконтинентальные крылатые ракеты были оснащены сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем конструкции М. МР. Бондарюка (РД018А у «Бурана» диаметром 200 см и РД012У диаметром 170 см у «Бури»), обе стартовали вертикально с помощью стартовых ускорителей с ЖРД, которые разгоняли их до начала работы СПВРД. Обе ракеты в полете напоминали известный истребитель МиГ21, а на старте вместе с ускорителями – «Спейс Шаттл». Однако «Буран», несущий более тяжелый ядерный заряд, имел стартовую массу 125 тонн и был оснащен 4 ускорителями с ЖРД конструкции В. П. Глушко тягой по 55 тонн, а «Буря» при стартовом весе 96 тонн была оснащена двумя ускорителями с ЖРД С2.1100 (С2.1150), представляющих собой связку из четырех однокамерных двигателей, конструкции А. М. Исаева тягой по 68,6 тонны каждый. Одновременно с «Бураном» и «Бурей» в ОКБ49 под руководством Г. М. Бериева разрабатывалась стратегическая крылатая ракета П100 «Буревестник» со стартовой массой 65 тонн. Она по компоновке напоминала «Бурю» и предназначалась для проведения стратегической разведки, но могла нести и ядерный заряд. Однако дальше бумаги дело не пошло.

Между прочим, разработку автопилота маршевой ступени «Бури» в НИИ1 возглавлял Георгий Николаевич Толстоусов, руководивший кафедрой МВТУ имени Н.Э Баумана «Автоматические и информационные устройства» (П7) в годы моего обучения на этой кафедре.

В 1957 году, когда было закончено проектирование «Бурана», начались летно-конструкторские испытания королевской межконтинентальной баллистической ракеты Р7, поэтому работы по «Бурану», летные испытания которого намечались на лето 1958 года, закрыли. В то же время первые образцы «Бури» были уже изготовлены, и 1 июля 1957 года состоялся первый ее запуск с полигона Владимировка рядом с Капустином Яром. Всего было произведено 17 запусков, из них 3 аварийных. Последний состоялся 16 декабря 1960 года уже после смерти С. А. Лавочкина.

В 1956-58 годах в США также велись испытания аналогичной разработки – сверхзвуковых крылатых ракет «Навахо» G-26 и межконтинентальной G-38 («Норт Америкэн авиэйшн»). После 11 неудачных пусков программа была закрыта.

Надо сказать, что помимо создания межконтинентальных ракет С. А. Лавочкин и В. М. Мясищев продолжали заниматься разработкой разнообразной военной техники и, в первую очередь, авиационной. Так в ОКБ-301 к концу 50-х были созданы сверхзвуковой истребитель-перехватчик Ла250 «Анаконда» и ракета «275» класса «воздух-воздух». Опираясь на опыт создания и сдачи на вооружения зенитно-ракетного комплекса С25, шла разработка перспективной системы «Даль» с ЗУР «400». В ОКБ23 был создан стратегический сверхзвуковой бомбардировщик М50, а также шла проектная проработка самолетов М52, М56, М60 и других. Помимо самолетов были разработаны проекты авиационной крылатой ракеты класса «воздух-земля» М44, аэробаллистической ракеты М45А (М-43) и гиперзвуковой планирующей ракеты М45Б, предназначенных для вооружения перспективного бомбардировщика М56К, а также межконтинентальной баллистической ракеты М47.

Но к этому моменту по воле руководства страны акцент был перенесен преимущественно на развитие ракетной техники в ущерб авиации. Были прекращены работы по многим темам, в том числе по РСР, «Буре», «Бурану» и многим другим. Ряд ОКБ был переведен на ракетную тематику или вовсе расформирован. В. М. Мясищев стал начальником ЦАГИ, а П. В. Цыбин – заместителем С. П. Королева.

Но это все произойдет в 1960 году, а в 1958м они все еще занимались авиационной тематикой и в ответ на просьбу С. П. Королева предложили оригинальные проекты крылатых ракетопланов.

Эскизный проект планирующего космического аппарата – ракетоплана (ПКА) для спуска с орбиты и посадки на Землю был разработан в ОКБ256 и утвержден П. В. Цыбиным 17 мая 1959 года. Согласно проекту ракетоплан с космонавтом на борту должен был выводиться на круговую орбиту высотой 300 км, как и космический корабль «Восток» ракетой-носителем 8К72. После суточного орбитального полета аппарат должен был сойти с орбиты и возвратиться на Землю, планируя в плотных слоях атмосферы. В начале спуска в зоне интенсивного теплового нагрева аппарат использовал подъемную силу несущего корпуса оригинальной формы, а потом, снизив скорость до 500-600 м/с, с высоты 20 км планировал с помощью раскрывающихся крыльев, первоначально сложенных “за спиной”. Посадку предполагалось выполнить на специальную грунтовую площадку с использованием шасси “велосипедного” типа. Рассматривалась даже возможность катапультирования космонавта непосредственно перед посадкой на ВПП.

Машина задумывалась классической аэродинамической схемы, с трапециевидным крылом и нормальным хвостовым оперением. Свое полуофициальное название “лапоток” аппарат получил из-за характерной формы фюзеляжа, в аэродинамическую тень которого несущие плоскости убирались при входе в плотные слои атмосферы. Его масса определялась грузоподъемностью ракеты-носителя и составляла 4,7 тонны. Длина ПКА составляла 9,4 метра, размах крыла – 5,5 метра, а ширина фюзеляжа – 3 метра. В конструкции фюзеляжа ПКА широко использовалась сталь. Для защиты от нагрева при возвращении с орбиты он оснащался подфюзеляжным тепловым экраном, отделенным от главного каркаса промежутком в 100 мм. Носовая часть ПКА и передние кромки аэродинамических поверхностей, также выполненных из стали, имели жидкую литиевую замкнутую активную систему охлаждения. Нагрев поверхности мог достигать 1200, в то время как внутренний каркас – до 400. Крылья, сложенные под углом 55-60 к вертикали, находились при спуске в аэродинамической тени фюзеляжа.

Для маневрирования на орбите аппарат имел навесную двигательную установку, состоящую из тормозного и корректирующего двигателей и примыкающую к донной части фюзеляжа. Они работали на перекиси водорода и имели раздельные баки с основными двигателями торможения и коррекции орбиты. ДУ отделялась на высоте 90 км после выдачи тормозного импульса для схода с орбиты.

Космонавт находился в катапультируемом кресле, которое имело три положения: для старта, рабочее и отдыха. В кабине была система жизнеобеспечения, два боковых окна, и система с астроориентацией. В случае аварии ракеты-носителя на высотах до 10 км космонавт мог катапультироваться из кабины. На больших высотах производилось аварийное отделение ракетоплана от носителя, раскрытие консолей крыла и спуск на Землю.

В ходе экспериментальных проверок в ЦАГИ выявилось, что тепловые нагрузки на аппарат превосходят расчетные. Требовались новые конструктивные решения и новые материалы, что приводило к увеличению затрат и времени на создание аппарата. Поэтому С. П. Королев выбрал для своего первого космического корабля «Восток» форму шара.

Сокращение авиации затронуло и ОКБ256, которое в октябре 1959 года было закрыто, а штат передан сначала в ОКБ23 Мясищева (который имел собственный проект ВКА-23), а осенью 1960 вместе с расформированным ОКБ-23 – в ОКБ-52 В. Н. Челомея. Челомей закрыл работы по ВКА-23 и РСР (Р-020) в апреле 1961 года. А П. В. Цыбин в 1960 году стал заместителем Королева.

Первая в ОКБ-23 работа по созданию пилотируемой ракеты с круговой дальностью полета (так она обозначалась в официальных документах) началась в 1958 году в инициативном порядке и имела обозначение М-46. Это был небольшой звездообразный одноместный исследовательский аппарат, отличавшийся скромными массово-геометрическими характеристиками (масса его не превышала 1 тонны), выводимый ракетой-носителем Р-7. Расчетная высота его полета не превышала 120-130 км. «Граненый» одноместный аппарат был с острой передней кромкой, оснащенной легкосъемным оплавляемым теплозащитным покрытием. Проект «46» предусматривался и в варианте космического бомбардировщика, что очень сильно напоминало американский проект «Дайна-Сор».

Ракетоплан В. М. Мясищева, который назывался «Тема 48», являлся развитием М46 и представлял собой одноместный самолет-”бесхвостку” со стартовой массой 3,5-4,5 тонны. Самолет имел длину 9 метров и размах крыльев 6,5-7,5 метров. На орбиту он должен был выводиться с помощью ракеты-носителя Р7. При спуске с орбиты на высоте около 40 километров космический самолет начинал маневрирование, имея возможность бокового маневра до 100 км, а дальность планирования доходила до 200 км, что возможно при дозвуковом аэродинамическом качестве около 5. На высоте 8 километров пилот должен был катапультироваться и приземлиться на парашюте, а аппарат приземлялся самостоятельно на специальную лыжу. Для защиты корпуса от аэродинамического нагрева В. М. Мясищев впервые предложил применить керамическую плиточную теплозащиту, практически такую же, какая затем использовалась на шаттле и «Буране».

Помимо крылатого ракетоплана в ОКБ23 рассматривались также варианты пилотируемого корабля в виде гиперзвукового аппарата с несущим корпусом и аэродинамическими рулями, а также баллистического аппарата в виде усеченного конуса с роторной системой спуска и посадки. Такая форма спускаемого аппарата впоследствии была предложена специалистами ОКБ23 при создании возвращаемого аппарата 11Ф74 для ТКС.

Параллельно с проектированием космического самолета ОКБ23 вело работы по собственному носителю, который по мощности в два с лишним раза превосходил “семерку”. Однако в конце 1960 года ОКБ23 по решению Н. С. Хрущева отдают В. Н. Челомею, а В. М. Мясищев уходит в ЦАГИ. Тему «48» закрыли так же, как и сверхзвуковой стратегический бомбардировщик М50. Между прочим, в ОКБ-23 также прорабатывался космический аппарат по схеме фара с аэродинамическим качеством, очень напоминавшем спускаемый аппарат корабля «Союз». Планировалось заключительный этап снижения осуществлять с помощью авторотирующего винта вместо парашюта.

Не избежал общего поветрия и «мэтр» советской авиации А. Н. Туполев. В 1957-1958 годах в ОКБ-156 начались исследовательские работы по программе создания ударного беспилотного планирующего самолета «ДП» (дальний планирующий). Самолет «ДП» должен был представлять последнюю беспилотную планирующую ступень ракетной ударной системы. В качестве ракеты-носителя рассматривались модификации боевых баллистических ракет среднего радиуса действия типа Р-5 и Р-12, рассматривался вариант собственной разработки ракеты-носителя.

Согласно проработок, проведенных в ОКБ-156, самолет «ДП» должен был выводиться ракетой-носителем на высоту 80-100 км, далее вся система разворачивалась на 90, и происходило отделение планирующего самолета «ДП». После отделения производилась одноразовая коррекция траектории «ДП», и дальше отделившийся аппарат летел к цели по планирующей траектории, определявшейся его аэродинамическим качеством и скоростью в момент отделения на данной высоте. «ДП», проходя плотные слои атмосферы, выходил на цель на расстоянии около 4000 км, развивая скорость соответствующую М=10. В ходе полета по траектории коррекция производилась с помощью автономной системы управления и аэродинамических органов управления. На борту отсутствовала какая-либо силовая установка, питание систем должно было осуществляться от химических источников тока и от воздушной системы баллонного питания. Для охлаждения систем оборудования и термоядерного заряда на борту имелась система охлаждения. Конструкция планера проектировалась по так называемой «горячей схеме» – без охлаждения. Все температурные напряжения, связанные с кинетическим нагревом, учитывались при проектировании элементов планера. На конечном этапе «ДП» переводился в пикирование на цель. По сигналу высотомера на заданной высоте производился подрыв термоядерного заряда.

Преимуществом подобной ударной системы по сравнению с ракетными стратегическими системами первого поколения была более высокая точность вывода в район цели, при более простой и, соответственно, менее сложной системе наведения, а также обеспечение сложной траектории полета к цели, что значительно затрудняло действия средств ПРО и ПВО.

В течение двух лет в ОКБ-156 шли интенсивные работы по проекту «ДП». Программа исследовательских работ по созданию прототипа «ДП» получила обозначение по КБ самолет «130» (Ту-130).

После проведения большого объема теоретических и экспериментальных работ по теме в 1959 году в ОКБ-156 приступили к рабочему проектированию самолета «130». Согласно окончательного проекта самолет «130» представлял из себя сравнительно небольшой летательный аппарат: длина – 8,8 метра, размах крыла – 2,8 метра и высота – 2,2 метра. Для самолета «130» была выбрана аэродинамическая схема самолета-«бесхвостки». Он имел клинообразный фюзеляж полуэллиптического поперечного сечения с тупой носовой частью (одна из оптимальных форм для гиперзвукового ЛА). Низкорасположенное треугольное крыло небольшой площади с углом стреловидности по передней кромке 75 имело по всему размаху элевоны. Вертикальное оперение самолета состояло из двух килей: верхнего и нижнего, расположенных в задней части фюзеляжа. На обеих половинах киля имелись тормозные щитки. По условиям аэродинамического нагрева носовая часть фюзеляжа и передние кромки крыла и килей выполнялись из графита. Конструкция планера из нержавеющей стали – «горячая».

В 1960 году первый планер самолета «130» был готов, далее наступал этап оснащения его необходимым оборудованием и начала работ по стыковке с ракетой-носителем – модификацией ракеты Р-12 (доработка Р-12 заключалась, помимо переделки носовой части под новый стыковочный узел, в усилении несущего корпуса ракеты с помощью дополнительного внешнего конструктивного экрана, разработанного КБ А. Н. Туполева).

Несмотря на явные успехи ОКБ-156 в освоении новой для него тематики, все работы по теме «ДП» и, соответственно, по самолету «130» были постепенно прекращены на основании Постановления Совета Министров СССР от 5 февраля 1960 года за №138-48. Построенные планеры самолетов «130» частично были утилизированы, а несколько из них были переданы в ОКБ-52 В. Н. Челомея. Работы по проекту «ДП» и самолету «130» были использованы в следующей, близкой по назначению работе ОКБ-156 – ракетоплане «136» («Звезда»).

Но прежде, чем перейти к рассказу о работах в ОКБ156 над ракетопланом, необходимо упомянуть и теме «139». Под этим обозначением в ОКБ-156 Туполева разрабатывалось 2 проекта. Первый – проект экспериментального ракетного самолета «139» готовился для выполнения одного из этапов программы создания ракетоплана «Звезда». По конструкции и назначению самолет «139» был близок к американскому экспериментальному ракетному самолету Х-15. Его старт должен был осуществляться с Ту-95К. Самолет «139» позволил бы обеспечить пилотируемый полет на максимальной скорости 8000 км/ч и потолки до 200000 м при посадочных скоростях 300 км/ч. Другим – полностью спасаемый беспилотный самолет-разведчик. Проработка такого варианта предусматривалась еще на первоначальном этапе работ по беспилотному сверхзвуковому (2700 км/ч) ударному самолету «123» (Ту123) с наземным стартом. В ОКБ-156 в ходе проектирования рассматривались различные варианты решения этой задачи, но к реальным работам приступили только после передачи самолета «123» в серию. Между прочим, помимо Ту123 в ОКБ-156 был разработан еще один беспилотный сверхзвуковой ударный самолет Ту121 с максимальной скоростью 2700 км/ч и дальностью действия 3500-4000 километров. Эти проекты также были закрыты после принятия на вооружение МБР Р7.

Работы, проводившиеся в ОКБ-156 под руководством А. Н. Туполева во второй половине 50-х годов по гиперзвуковым летательным аппаратам, показали возможность создания пилотируемого воздушного-космического самолета (согласно принятой тогда терминологии – «ракетоплан»).

Тема по ОКБ-156 получила обозначение самолет «136» (Ту-136), официальное обозначение темы было «Звезда». Тема охватывала широкий круг проблем, связанных с созданием экспериментального летательного аппарата, приспособленного для выполнения военных задач, при его нахождении в ближнем космосе. В случае успеха разработки экспериментального аппарата, в дальнейшем предполагалось перейти к созданию на его базе целой серии ракетопланов военного назначения: разведчиков, бомбардировщиков-ракетоносцев, перехватчиков спутников противника. Успех программы должен был стимулировать работы по созданию крупных многоразовых ВКС, способных, после выполнения задач в космосе, возвращаться на Землю с посадкой на обычные аэродромы. Работы по теме «Звезда» перекликались с американской программой создания ракетоплана X-20 «Дайна Сор», начатой в США в 1958 году.

Схема использования подобной системы была следующая. Старт ракетоплана осуществлялся с помощью мощной ракеты-носителя, способной выводить на околоземную орбиту грузы массой 10-20 тонн. Далее, после вывода в космос, ракетоплан осуществлял полет по орбите в режиме пилотируемого или беспилотного спутника. Посадку ракетоплан совершал, маневрируя, переходя на более низкие орбиты, окончательно попадая в плотные слои атмосферы, где выполнял полет как обычный самолет до момента приземления на обычное шасси. После выхода на околоземную орбиту, космонавт имел возможность корректировать орбиту с помощью силовой установки, состоявшей из двух ЖРД, установленных в хвостовой части аппарата. Эти же двигатели использовались при посадочных маневрах, для маневрирования в плотных слоях атмосферы использовались нормальные самолетные органы управления. Два ЖРД давали возможность аппарату совершать маневр с боковым отклонением 1000 км за один час полета. Так как в то время было мало известно о длительном воздействии состояния невесомости и космического излучения на человека, ракетоплан был рассчитан на один или максимум несколько оборотов вокруг Земли.

Создание ракетоплана «Звезда» предполагалось разбить на три последовательных этапа, поскольку предварительно необходимо было изучить специфику полета с гиперзвуковой скоростью в нижних и верхних слоях атмосферы, изучить условия входа в нижние слои атмосферы, посадки на землю, а также создать конструкцию, способную работать в условиях сильного кинетического нагрева. Исследования по ракетоплану во многом перекликались с работами по программе создания аппарата «ДП» («130») и шли как их развитие и логическое продолжение.

На первом этапе предполагалось использовать беспилотные летательные аппараты, по конфигурации соответствующие будущему ракетоплану (модель с твердотопливным двигателем, запускаемая с Ту-16). На них должны были освоить зоны гиперзвукового полета, отработать элементы конструкции, способные работать в условиях высоких температур (скорости до 9000 км/ч, потолки до 40000 м). Одновременно должны были производиться запуски моделей ракетоплана с помощью ракет-носителей Р-5 и Р-14 (14000 км/ч, 45000 метров и 23000-28000 км/ч, 90000 метров соответственно).

На втором этапе предполагалось перейти к работам над пилотируемыми гиперзвуковыми ЛА. Задача второго этапа была – освоение человеком специфики гиперзвукового полета и отработка посадки на ЛА, по конфигурации близких к будущему ракетоплану. Отработку пилотируемого полета на малой скорости планировалось проводить с помощью самолета «136/1», уменьшенной масштабной копии ракетоплана. Самолет «136/1» должен был стартовать с самолета-носителя Ту-95К. Испытания этого аппарата должны были происходить на скоростях до 1000 км/ч, высотах до 10000 метров и при посадочных скоростях около 300 км/ч, что соответствовало посадочным режимам ракетоплана. Освоение человеком особенностей гиперзвукового полета должно было происходить с помощью самолета «139» (аналога американского экспериментального самолета X-15), старт должен был осуществляться с Ту-95К. Самолет «139» позволил бы обеспечить пилотируемый полет на максимальной скорости 8000 км/ч и потолки до 200000 метров при посадочных скоростях 300 км/ч. Окончательная отработка пилотируемого полета на гиперзвуковых, трансзвуковых и дозвуковых скоростях с последующей посадкой должна была происходить с помощью самолета «136/2», модернизированного самолета «136/1», оснащенного дополнительной разгонной ракетной ступенью. Самолет «136/2» должен был совершать полеты на максимальных скоростях полета до 12000 км/ч и высотах порядка 100000 метров.

На третьем, заключительном этапе программы «Звезда», речь шла о постройке ракетоплана «136», рассчитанного на достижение максимальной скорости 28500 км/ч, что соответствовало первой космической, диапазона рабочих высот полета 50-100 км и дальности полета не менее 40000 км (один оборот вокруг земли с последующей посадкой).

В ходе работ по самолету «136» в ОКБ-156 было рассмотрено несколько вариантов аэродинамической компоновки ракетоплана. В работе находились схемы, повторявшие самолет «130», варианты, близкие к американским проектам по программе «Дайна Сор». Более детальной проработке подвергся вариант, выполненный по схеме «утка». Для него была проработана компоновочная схема размещения оборудования и агрегатов, силовой установки, посадочного устройства и средств спасения экипажа. Разрабатывался и беспилотный вариант ракетоплана – «137» (Ту-137, «Спутник»).

В ходе работ по теме «Звезда» в ОКБ-156 серьезно занимались вопросом ракеты-носителя. Существовавшие на тот период ракетные системы не удовлетворяли КБ по своей грузоподъемности, ведь речь шла о выводе на орбиту груза с массой в 10- 20 тонн. Работы по универсальной тяжелой ракете-носителю в СССР тогда только начинались и могли привести к реальным результатам не ранее второй половины 60-х годов. Модернизация серийных ракет-носителей Р-7, Р-14 и Р-16 не могла обеспечить необходимую грузоподъемность. В сложившейся ситуации в рамках темы «Звезда» в КБ А. Н. Туполева приступили к проработке возможности создания мощной ракеты-носителя собственными силами. Были рассмотрены варианты двухступенчатых и трехступенчатых ракет-носителей, способных выводить на околоземные орбиты грузы с массой, соответствующей самолету «136».

Работы по теме «Звезда» в ОКБ-156 продолжались до 1963 года, не выходя за рамки научно-исследовательских проработок и эскизных проектов, и вскоре были свернуты.

Как известно, начиная с 1959 года, ОКБ52 под руководством В. Н. Челомея, занимавшееся до того крылатыми ракетами, приступило к созданию ракетно-космической техники. Челомей активно включился в эту работу, предложив масштабную программу освоения космического пространства. Уже в известном Постановлении ЦК КПСС и Совета Министров СССР «О создании мощных ракет-носителей, спутников, космических кораблей и освоении космического пространства в период 1960 – 1967 годов» от 23 июня 1960 года за В.Н Челомеем были записаны разработка и создание в 1965–1966 годах автоматических (беспилотных) космопланов для полетов к Луне, Марсу, Венере с возвращением на Землю с посадкой на заданном аэродроме (объект К) с использованием двигателей на новых химических источниках энергии и электрореактивных двигателей малой тяги, а также ракетоплана массой 10-12 тонн для осуществления орбитальных полетов вокруг Земли с маневрированием на орбите и посадкой на заданный аэродром (объект Р). Первый пуск ракетоплана в беспилотном варианте планировался на 1960-1961 год, а в пилотируемом – в 1963-1965 годах.

В тот же день 23 июня 1960 года вышло еще одно Постановление «О производстве ракет-носителей, спутников, космических кораблей для Военно-космических сил в 1960-1967 годах», согласно которому OKB-52 В. Н. Челомея была поручена подготовка эскизного проекта пилотируемого космического корабля «Ракетоплан» для орбитального маневренного полета и возвращение на обычные ВПП. Кроме указанных выше сроков в нем указывалось, что готовый вариант спутникого перехватчика должен был быть проверен в 1962-64 годах.

В соответствии с этим Постановлением в ОКБ52 был разработан эскизный проект ракетоплана в двух вариантах: беспилотном (Р1) и пилотируемом (Р2). Крылатый пилотируемый космический корабль предназначался для перехвата, осмотра, и разрушения американских спутников на высотах до 290 км. Экипаж составлял 2 человека, продолжительность полета – 24 часа. Полная масса ракетоплана должна была составлять от 10 до 12 тонн, дальность планирования во время возвращения от 2500 до 3000 км. В этих работах принимали участие специалисты бывших ОКБ256 П. В. Цыбина и мясищевского ОКБ-23, которое с октября 1960 года подчинили Челомею.

На ракетоплане Р1 предполагалась проверка и отработка агрегатов и систем на космической орбите. На ракетоплане Р2, кроме того, предполагалась отработка пилотом-космонавтом контрольно-проверочных, связных и наблюдательных функций из космоса. Аппарат, выводимый ракетой-носителем Р7, либо ракетой УР200 собственной разработки, совершал суточный полет по эллиптической орбите с перигеем 160 км и апогеем 290 км, после чего совершал управляемый спуск в атмосфере.

Уже в 1961 году прошли испытательные пуски аппарата, названного МП-1. А 21 марта 1963 года модель ракетоплана совершила первый испытательный полет, стартовав с космодрома Байконур на ракете Р-12. 1,8-метровый конус массой 1,75 тонны управлялся на гиперзвуковых скоростях восемью аэродинамическими щитками. На высоте около 200 километров ракетоплан отделился от носителя и с помощью бортовых двигателей поднялся на высоту 405 километров, после чего начал спуск на Землю. В атмосферу он вошел в 1760 км от места старта со скоростью 3,8 км/с (14400 км/час) и приземлился с помощью парашюта. Но при входе в атмосферу аппарат был поврежден. Два года спустя испытания прошел М-12 – такой же конус, но с четырьмя стабилизаторами. В общем-то, с помощью этих экспериментальных аппаратов отрабатывалась оптимальная форма космоплана, а не ракетоплана.

К 1963 году, с появлением проекта мощной ракеты-носителя УР-500К («Протон»), В. Н. Челомей расширил концепцию модульного космического корабля для решения широкого спектра задач, как оборонного, так и научного и народнохозяйственного направления. Для решения военных задач по разведке и инспекции спутников, ракетоплан оснащался орбитальным двигателем маневрирования, системами наведения и сближения, оружием «космос-космос». Позднее ракетоплан «Р» намечалось использовать для научных задач, включая полет на Луну и возвращение с приземлением, а также эксплуатацию околоземного пространства.

Возвращаемые аппараты для ракетоплана В. Н. Челомея могли быть трех типов: гиперзвуковая капсула с низким аэродинамического качества, аппарат баллистической или полибаллистической формы с умеренным аэродинамическим качеством, и космоплан. Первая версия последнего типа входила в атмосферу в контейнере теплового экрана, который сбрасывался после прохождения верхних слоев атмосферы. Затем разворачивались крылья изменяемой стреловидности, и космический корабль планировал к ВПП, причем с помощью ТРД он мог уйти на второй круг.

В 1964 году В.Н Челомей представил ВВС проект 6,3-тонного беспилотного ракетоплана Р-1, оснащенного М-образным складным (средняя часть вверх, концы вниз) крылом переменной стреловидности, и его пилотируемого варианта Р-2 массой 7-8 тонн. Ракетоплан выводился на низкую околоземную орбиту ракетой-носителем С. П. Королева 11А57 («Союз») или УР-500К («Протон») В. Н. Челомея. Перегрузка при спуске должна была составить всего 3,5-4 g, в отличие от 9-11 g на СА корабля «Восток». Ракетоплан мог маневрировать по курсу в более широком диапазоне, чем вариант с крылом изменяемой стреловидности, и гарантировал быстрое приземление на советской территории почти с любой орбиты.

Были сделаны уже макеты машин. Но уже через сутки после снятия Н. С. Хрущева, 17 октября 1964 года создается комиссия под руководством М. В. Келдыша для расследования деятельности ОКБ-52. А 19 октября В. Н. Челомею позвонил главком ВВС К. А. Вершинин и сообщил, что, подчиняясь приказу, вынужден передать все материалы по ракетопланам в ОКБ-155 А. И. Микояна. Многие проекты были закрыты, в том числе и работы над ракетопланом. Продолжались работы только по варианту спускаемого аппарата ЛК-1 лунной программы. К счастью для отечественной космонавтики эта комиссия не посмела закрыть и работы по «пятисотке».

Работы над проектами ракетопланов в коллективах, возглавляемых П. В. Цыбиным, В. М. Мясищевым и В. Н. Челомеем, заложили хорошую основу для создания в нашей стране воздушно-космического самолета. С другой стороны работы в США над проектом ракетоплана «Дайна-Сор» в интересах Министерства обороны подтолкнули как всегда советское руководство к ответным действиям. Но заниматься этим стали уже другие. После передачи работ П. В. Цыбина по ПКА из ОКБ-1 С. П. Королева и из ОКБ-52 В. Н. Челомея по ракетопланам Р в ОКБ-155 А. И. Микояна началась разработка аэрокосмической темы под условным наименованием «Спираль».

Еще с 1962 года ОКБ-155 Артема Ивановича Микояна по просьбе С. П. Королева в инициативном порядке проводило исследования комбинированных воздушно-космических систем (ВКС). Замена ракеты на самолет-носитель обеспечивало широкую возможность выбора координат точки запуска ракетной системы выведения и азимута. Кроме того, решалась задача о ликвидации зон отчуждения и выбора траектории выведения, не проходящей над зонами хозяйственной деятельности человека. Это позволяло значительно расширить возможности военного использования космических систем и было ответом на программу «Дайна-Сор».

Официально создание воздушно-космической системы «Спираль» или «темы 50-50» (позднее – «105-205»), было поручено ОКБ-155 А. И. Микояна Приказом Министра авиационной промышленности от 30 июля 1965 года. Цифра «50» символизировала приближающуюся 50ю годовщину Великого Октября, когда должны были состояться первые дозвуковые испытания. В том же году был подписан план работ по теме «Спираль» или «5050». В конце 1965 года вышло Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР о создании Воздушно-орбитальной системы (ВОС) – Экспериментального комплекса пилотируемого орбитального самолета «Спираль». Конкурентный проект был у ОКБ П. О. Сухого, предложившего сходную аэрокосмическую систему и имевшего кандидата на носитель ВКС – Т-4 («100»), который к тому же разрабатывался как стратегический сверхзвуковой бомбардировщик.

Возглавил работы по «Спирали» заместитель Генерального конструктора знаменитых МиГов А. И. Микояна Глеб Евгеньевич Лозино-Лозинский. Был разработан аванпроект системы, который 29 июня 1966 года утвердил А. И. Микоян. Основной целью программы было создание пилотируемого орбитального самолета для выполнения прикладных задач в космосе и обеспечения регулярных перевозок по маршруту Земля-орбита-Земля.

Система «Спираль», расчетной массой 115 тонн, состояла из многоразового гиперзвукового самолета-разгонщика (ГСР; «изделие 50-50»/изд.205), несущего на себе орбитальную ступень, состоящую собственно из многоразового орбитального самолета (ОС; «изделие 50»/изд.105) и одноразового двухступенчатого ракетного ускорителя.

Самолет-разгонщик массой 52 тонны, оснащенный четырьмя водородными воздушно-реактивными двигателями (на первом этапе – серийными РД39300), взлетал с помощью разгонной тележки с любого аэродрома и разгонял связку до гиперзвуковой скорости, соответствующей числу Маха М=6 (на первом этапе М=4). Разделение ступеней происходило на высоте 28-30 км (22-24 км), после чего самолет-разгонщик возвращался на аэродром.

Гиперзвуковой самолет-разгонщик представлял собой самолет-бесхвостку, длиной 38 метров, с крылом большой стреловидности типа «двойная дельта» размахом 16,5 метров, с вертикальными стабилизирующими поверхностями на концах крыла. Блок ТРД располагался под фюзеляжем и имел общий регулируемый сверхзвуковой воздухозаборник. Кабина двухместная, герметичная, с катапультируемыми креслами пилотов. В верхней части фюзеляжа ГСР в специальном ложе крепился собственно орбитальный самолет и ракетный ускоритель, носовая и хвостовая части которых закрывались обтекателями.

Далее включались ЖРД первой ступени двухступенчатого одноразового ракетного ускорителя (стартовая масса ускорителя 52,5 тонны), который выводил одноместный ракетоплан массой до 10 тонн с длиной 8 метров и размахом крыльев 7,4 метра на орбиту высотой 130 км. Проектированием ускорителя занимался С. П. Королев, относившийся ко всему проекту с большим интересом. В качестве топлива для ракетного ускорителя рассматривались как кислород-керосин, так и кислород-водород.

Одноместный орбитальный самолет длиной 8 метров и массой 10 тонн предназначен был для вывода на околоземную орбиту высотой порядка 130 км грузов весом 0,7-2 тонн. Самолет выполнен по схеме «несущий корпус» треугольной формы в плане. Он имел стреловидные консоли крыла, которые при выведении и в начальной фазе спуска с орбиты были подняты до 45 от вертикали, что делало его похожим на “лапоток” П. В. Цыбина, а при планировании, начиная с высоты 50-55 км, поворачивались до 95 от вертикали. Размах крыла в этом случае составлял 7,4 метра. Причем собственно на консоли крыла приходилось лишь 3,4 метра, а остальная, большая часть несущей поверхности соотносилась с шириной фюзеляжа. Аэродинамическое качество возрастало до 4, что с учетом тяги вспомогательного ТРД, работающего на керосине, обеспечивало боковой маневр до 2000км. Для маневрирования ОС на орбите использовался основной, а также два аварийных ЖРД. Для ориентации и управления служили микродвигатели с автономной системой подачи топлива. Все двигатели ОС работали на высококипящем топливе (АТ-НДМГ).

Рассматривалась возможность аварийного спасения пилота на любом участке полета с помощью отделяемой кабины-капсулы, имеющей механизм катапультирования из орбитального самолета, парашют и тормозные двигатели для входа в атмосферу (в случае невозможности возвращения на Землю всего самолета).

Штатная посадка осуществлялась на 4-стоечное лыжное шасси, убираемое в боковые ниши корпуса (передние опоры) и в донный срез фюзеляжа (задние опоры). Стойки шасси расставлены были довольно широко и должны были обеспечить посадку практически на любой грунт.

Боевой пилотируемый одноместный ОС многоразового применения предусматривал использование в вариантах разведчика, перехватчика или ударного самолета с ракетой класса «Орбита-Земля» и мог применяться для инспекции космических объектов.

Диапазон опорных орбит составлял 130-150 км высоты и 45-135 наклонения, задача полета должна была выполняться в течение 2-3 витков. Маневренные возможности ОС с использованием бортовой ракетной двигательной установки должны обеспечивать изменение наклонения орбиты на 17 (ударный самолет с ракетой на борту – 7) или изменение наклона орбиты на 12 с подъемом на высоту до 1000 км. После выполнения орбитального полета ОС должен входить в атмосферу с большим углом атаки (45-65), управление предусматривалось изменением крена при постоянном угле атаки. На траектории планирующего спуска в атмосфере задавалась способность совершения аэродинамического маневра по дальности 4000-6000 км с боковым отклонением 1100-1500 км. В район посадки ОС выводится с выбором вектора скорости вдоль оси взлетно-посадочной полосы, что достигается выбором программы изменения крена, и совершает посадку с применением турбореактивного двигателя на грунтовой аэродром 2-го класса со скоростью посадки 250 км/час.

Масса выводимого на орбиту ИСЗ полезного груза составляла до 1300 кг (для Н=200 км, i=51). В грузовом отсеке в зависимости от задач полета могла устанавливаться шлюзовая камера, для летчика предполагалось установить катапультное кресло с необходимым обеспечением его жизнедеятельности на всех этапах полета. При проектировании конструкторы исходили из потребных 20-30 полетов системы в год.

Одним из самых сложных вопросов, возникших при разработке орбитального самолета, было создание теплозащитного экрана (ТЗЭ), защищающего конструкцию при входе аппарата в атмосферу. Предполагалось создать ее на основе жаропрочных металлов. Чтобы избежать разрушения от быстрого нагрева в процессе входа в земную атмосферу, теплозащитный экран должен обладать, прежде всего, высокой пластичностью, какую может обеспечить, к примеру, ниобиевый сплав. Но его тогда еще не выпускали, и конструкторы временно, до освоения производства из ниобия, пошли на замену материала. ТЗЭ пришлось выполнить из жаропрочных сталей, причем не сплошным, а из множества пластин по принципу рыбной чешуи. К тому же весь он был подвешен на керамических подшипниках, а при колебаниях температуры нагрева автоматически изменял свою форму, сохраняя стабильность положения относительно корпуса. Таким образом, на всех режимах обеспечивалось постоянство конфигурации орбитального самолета.

ОС имел и такую конструктивную особенность: в режиме спуска до входа в плотные слои атмосферы поворотные консоли крыла занимали вертикальное положение, становясь своего рода килями. В результате они оказывались в значительной степени защищенными от аэродинамического нагрева, а также существенно улучшали боковую и путевую устойчивость аппарата. При уменьшении балансировочного угла до 30 гиперзвуковое качество ОС улучшалось, возрастая до 1,5. Правда, нагрев ТЗЭ в таком случае заметно увеличивается, но не выше 1700С – рубежа, допустимого для имевшихся в разработке сплавов. Зато возможности бокового маневрирования в атмосфере расширялись: без включения двигателя, в чистом планировании можно было выбирать место посадки в радиусе 1500...1800 км. А с работающим ТРД, предусмотренным в компоновке ОС, расчетная дальность бокового маневра на дозвуковой крейсерской скорости далеко превосходила 2 тысячи километров.

Однако выносливость ОС обеспечивалась не только и не столько жаростойким облачением, сколько его уникальными аэродинамическими характеристиками и совершенными конструкциями. Ведь ОС был рассчитан на спуск с орбиты в режиме самобалансировки на очень больших углах атаки – до 53 при гиперзвуковом качестве 0,8 (чем оно больше, тем лучше возможность бокового маневрирования). При этом основная тепловая нагрузка воспринималась теплозащитным экраном оригинальной конструкции. В таких условиях, как показали тепло-прочностные испытания гиперзвукового аналога «105.13» на специальном стенде, максимальный его нагрев не превышал 1500С, а остальные элементы конструкции, находясь в аэродинамической тени от ТЗЭ, нагревались и того меньше.

Для рабочего проектирования орбитального корабля в 1967 году в подмосковной Дубне был организован филиал ОКБ-155 А. И. Микояна, который возглавил заместитель Главного конструктора – П. А. Шустер.

В том же 1967 году в отряде космонавтов была сформирована немногочисленная группа, которой предстояло пройти подготовку к полетам на «Спирали». В нее вошли уже летавший в космос Герман Титов, а также еще только готовившиеся к космическим полетам Анатолий Филипченко и Анатолий Куклин. Однако в 1968 году после гибели в авиакатастрофе Юрия Гагарина полеты по проекту были отменены, а группа расформирована.

В 1966году к теме «Спираль» подключился ЦАГИ, где в то время директором был В. М. Мясищев и широко велись исследования аэродинамики гиперзвуковых скоростей. В связи с большой сложностью программы «Спираль» в эскизном проекте предусматривалась поэтапная отработка всей системы:

Первый этап – создание пилотируемого самолета-аналога ОС с ракетным двигателем, стартующего с самолета-носителя Ту-95. Самолет-аналог не имеет массо-габаритного и приборного сходства с ОС. Цель испытаний – оценка основных аэродинамических и силовых параметров ОС в условиях, близких к космическому полету (максимальная высота полета 120 км, максимальная скорость полета соответствует М=6-8) и входу в атмосферу. Планировалось изготовить и испытать 3 самолета-аналога. По плану, полет на дозвуковой скорости и посадка – 1967 год, полет на сверхзвуке и гиперзвуке – 1968 год. Этот этап, по сути, являлся аналогом американского проекта Х-15 и не был реализован в металле.

Второй этап – создание одноместного экспериментального пилотируемого орбитального самолета (ЭПОС) для натурной отработки конструкции и летного подтверждения характеристик основных систем ОС. Запуск – с помощью ракеты-носителя 11А511 («Союз») с выводом на орбиту высотой 150-160 км и наклонением 51, где аппарат совершает 2-3 витка, а затем выполняет спуск и посадку, как полноразмерный ОС. Предусматривалось полное внешнее и системное сходство с боевым ОС. Планировалось изготовить и запустить 4 самолета в беспилотном (1969 год) и пилотируемом (1970 год) вариантах.

Третий этап – создание ГСР. Для ускорения работ планировалось создать и испытать сначала полноразмерный ГСР с двигателями, работающими на керосине (летные испытания 4 самолетов – в 1970 году). После накопления данных по аэродинамике и эксплуатации самолета на гиперзвуковой скорости планировался переход ГСР на водородное топливо, для чего необходимо было изготовить и испытать 4 самолета. Летные испытания ГСР на водороде – 1972 год.

Четвертый этап – испытание полностью укомплектованной системы, состоящей из ГСР и ОС с ракетным ускорителем (все двигатели работают на керосине) – 1972 год. Так как возможности подобной системы ограничены; то, по всей видимости, ОС данного варианта - беспилотный. После всесторонней отработки и проверки всех систем, в 1973 году планировалось проведение летных испытаний полностью укомплектованной системы с двигателями, работающими на водороде, и пилотируемым ОС.

ЦАГИ поддержал эти предложения в своем Заключении в апреле 1966 года. Работы были развернуты, но с течением времени, к сожалению, ограничились первым пунктом, а также созданием нескольких моделей совместно с ЛИИ для запуска на ракете по баллистической траектории. В ЦАГИ проводился большой комплекс исследований по аэродинамике, тепловым режимам, динамике и системе управления. Был создан пилотажный стенд для отработки динамики и управления.

С технической точки зрения работы шли успешно. По календарному плану разработки проекта «Спираль» предусматривалось создание дозвукового ОС начать в 1967 году, гиперзвукового аналога в 1968 году. Экспериментальный аппарат должен был впервые выводиться на орбиту в беспилотном варианте в 1970 году. Первый пилотируемый полет его намечался на 1977 год. Работы по ГСР должны были начаться в 1970 году, если его 4 многорежимных ТРД РД39 будут работать на керосине. В случае принятия перспективного варианта, т.е. топливом для двигателей является – водород, то постройку его предполагалось развернуть в 1972 году. Во второй половине 70-х годов могли начаться полеты полностью укомплектованной авиационно-космической системы «Спираль».

По расчетам, «Спираль» сулила стать гораздо выгоднее существовавших в то время ракетных комплексов. Масса полезной нагрузки системы составляла 12,5 % от ее стартовой массы, против 2,5 % у «Союза». У 320-тонного «Союза» на Землю возвращался 2,8-тонный спускаемый аппарат (0,9%), а у «Спирали» повторно использовались 85% конструкции, к тому же ей не требовался космодром.

Но, несмотря на строгое технико-экономическое обоснование проекта, руководство страны интерес к теме «Спираль» потеряло, бросив все силы на лунную гонку с американцами, что отрицательно сказывалось на сроках выполнения программы, которые растянулись на многие годы.

Для отработки средств аварийного покидания ОС летчиком, в Дубне была изготовлена натурная головная часть орбитального корабля с кабиной пилота, которая после соответствующих испытаний пылилась на складе. На базе этой головной части, после передачи ее в ЦАГИ, был создан первый отечественный пилотажный стенд МК-10 с двумя степенями свободы для отработки ручного пилотирования. Для работы на нем и отработки техники пилотирования аналога ОС в ЦАГИ был прикомандирован летчик-испытатель А. Г. Фастовец.

По первоначальному плану летных испытаний пилотируемых аналогов ОКБ-155 А. И. Микояна совместно с научными организациями предполагалось создание орбитального самолета в три этапа:

Создание и испытание дозвукового аналога («105.11») для имитации атмосферного участка захода на посадку при возвращении с орбиты;

Сверхзвукового аналога – «105.12»;

Гиперзвукового аналога – «105.13».

Как и в предыдущих случаях, удалось выполнить только первый пункт. Хотя «105.12» был изготовлен полностью, но не принимал участие в испытаниях, а «105.13» был изготовлен только фюзеляж, который принимал участие в испытаниях теплозащитного покрытия в термобарокамере.

В начале 70-х годов всесильный министр обороны А. А. Гречко, ознакомившись со «Спиралью», выразился ясно и однозначно: «Фантазиями мы заниматься не будем». Дальнейшее выполнение программы прекратили. Но благодаря сделанному большому научно-техническому заделу, важности затронутых тем, выполнение проекта «Спираль» трансформировалось в различные научно-исследовательские работы и связанные с ними конструкторские разработки. Постепенно программа была переориентирована на летные испытания аппаратов-аналогов без перспектив создания на их базе реальной системы.

Новый импульс программе придало известие о начале в США работ над созданием МТКС «Спейс Шаттл». Благодаря усилиям министра авиапромышленности А. В. Минаева, руководитель разработки ракетно-космической системы «Энергия»-«Буран» В. П. Глушко поддержал решение о проведении испытаний дозвукового аналога «Спирали» – «105.11».

Созданный к середине 70-х годов дозвуковой аналог «105.11» представлял собой одноместный аппарат длиной 8,5 метров, с размахом крыльев 6,4 метра, массой 4220 кг и был выполнен с опущенными консолями крыла. Аэродинамическое управление машиной обеспечивалось рулем направления, размещенном на высоком киле, элевонами на крыле и балансировочным щитком. Для обеспечения перелетов с одной посадочной площадки на другую и определения маневренности аппарат был оснащен колесным шасси и турбореактивным двигателем РД36К конструкции П. А. Колесова от самолета вертикального взлета и посадки Як38. Воздухозаборник был вынесен наверх фюзеляжа перед килем, поскольку любое другое расположение исказило бы форму несущего корпуса. Испытания аналога проводились на летной базе ОКБ им. А. И. Микояна на полигоне ГКНИИ ВВС в Ахтубинске (бывшая Владимировка) Астраханской области.

Его летные испытания начались с коротких подлетов аппарата в мае 1976 года. Всего в 1976 году на аппарате было выполнено 15 пробежек и 10 подлетов (первый – 20 июля). В этих полетах принимали участие летчики-испытатели Авиард Фастовец, Игорь Волк, Валерий Меницкий и Александр Федотов. Наряду с микояновцами в испытаниях участвовали и военные летчики и инженеры ГКНИИ ВВС. 11 октября 1976 года аппарат совершил перелет с одного аэродрома на другой.

В 1977 году аппарат «150.11» подвесили под бомбоотсеком переоборудованного бомбардировщика Ту95К. 27 октября 1977 года тот поднялся на высоту 5 км, аналог отцепился, и микояновский летчик-испытатель Авиард Фастовец спланировал на аэродром. Потом он совершил еще три полета, запуская двигатель от набегающего потока воздуха. В 1977-78 годах состоялось еще 9 полетов. Кроме Фастовца самолет пилотировали Петр Остапенко и военный летчик Василий Урядов.

В сентябре 1978 года при посадке произошла поломка шасси, и на этом испытания прекратились, да и вся программа «Спираль» была закрыта. Хотя уже изготавливался сверхзвуковой самолет-аналог «150.12», да и полученные результаты подтверждали перспективность орбитального самолета. Но к этому времени вовсю развернулись работы по «Бурану», который не отличался оригинальной схемой, а скорее напоминал американский «Спейс Шаттл». И, как повелось еще с С. П. Королева, В. П. Глушко конкуренция была не нужна, поэтому он убедил военных сделать свой выбор в пользу «Бурана», отказавшись от «Спирали». А ставший министром обороны СССР Д. Ф. Устинов заявил, что “двух программ мы не потянем”. Оставшийся не у дел самолет-аналог «150.11» со временем перекочевал в Музей ВВС в Монино.

Но даже после закрытия «Спираль» продолжала приносить пользу теперь уже «Бурану». Для исследований характеристик устойчивости и управляемости орбитального самолета на различных участках полета и оценки теплозащиты были построены летающие модели аппарата в масштабе 1:3 и 1:2, получившие название “беспилотные орбитальные ракетопланы” («БОР»): деревянный «БОР1» с телеметрической аппаратурой; «БОР2» с программным управлением и его улучшенный вариант «БОР3». Широкая программа испытаний аппаратов включала их продувку в аэродинамических трубах ЦАГИ и стендовую отработку, имитирующую различные режимы и этапы полета.

Затем начались бросковые испытания, в которых аппараты «БОР» с помощью ракет выводились на баллистическую траекторию полета, имитирующую вход в атмосферу и посадку. Так, «БОР-1» был запущен с помощью ракеты-носителя «Космос-2» (11К65) 15 июля 1969 года на высоту 100 км и, естественно, сгорел при входе в атмосферу со скоростью 13000 км/час. Но еще до начала обгара, на высоте 60-70км, радиотелеметрия донесла до Земли множество ценной информации, главным выводом которой была уверенность в самой возможности устойчивого управляемого спуска несущего корпуса выбранной формы.

Венцом этих испытаний стал вывод на орбиту модели «БОР4» массой 1,5 тонны со скошенным вверх крылом, двигателями стабилизации и сбрасываемой тормозной двигательной установкой для схода с орбиты. Правда, вместо металлического экрана, предусмотренного для «Спирали», аппарат был обклеен теплозащитными плитками из кварцевого волокна, а обтекатель носка фюзеляжа был выполнен из материала «углерод-углерод», предназначенных для «Бурана». Правда, первый раз аппарат «Бор-4» был запущен по баллистической траектории в сторону озера Балхаш 5 декабря 1980 года. А первый орбитальный запуск состоялся 4 июня 1982 года. В этот день с космодрома Капустин Яр с помощью ракеты-носителя К-65М-РБ5 был запущен «Космос-1374», который представлял собой «БОР4» – уменьшенную (1:2) модель ракетоплана. После одновиткового полета аппарат совершил вход в атмосферу, затем снижался по траектории, близкой к траектории «Бурана», и после маневра опустился на парашюте в Индийский океан. Впоследствии было совершено еще три подобных полета, причем в двух последних случаях аппарат приводнялся в Черном море.

«Космос-1445» – 16 марта 1983 года.

«Космос-1517» – 27 декабря 1983 года.

«Космос-1616» – 19 декабря 1984 года.

Эти полеты позволили провести натурные испытания теплозащиты для «Бурана».

Возможно, продолжая работы над «Спиралью», Советский Союз первым бы запустил воздушно-космический самолет многоразового использования. Но история, как известно, не терпит сослагательного наклонения, и первыми здесь оказались опять американцы. Хотя, впрочем, вряд ли бы мы добились первенства при таком отношении руководства и уровне финансирования. За 10 лет на программу «Спираль» было затрачено чуть более 75 миллионов рублей, а на тот же «Буран» – на два порядка больше. Это, конечно же, не могло не сказаться на темпах создания системы. Дозвуковой аналог орбитального самолета «Спирали» совершил свой первый подлет в 1976 году, а уже через год начались горизонтальные летные испытания первой летной машины американской МТКС «Спейс Шаттл» – OV101 или «Энтерпрайз». Да к тому же еще к созданию гиперзвукового самолета-разгонщика фактически и не приступали.

Работы в США по исследованию возможности создания воздушно-космического самолета велись достаточно планомерно. В этой главе уже рассказывалось о создании экспериментального ракетоплана Х15 и его полетах в течение 60-х годов, давших богатый материал для будущего. Вообще же 60е годы не только заложили базу, но во многом определили общее направление развития пилотируемой космонавтики на многие десятилетия. Вообще период с 1959 по 1968 годом называют первым этапом развития многоразовых транспортных космических систем. Этот период характеризовался с одной стороны запуском первых космических кораблей, сначала чисто баллистических, а затем и с небольшим аэродинамическим качеством, а с другой – созданием экспериментального ракетоплана Х15 и разработкой проекта орбитального ракетоплана «Дайна-Сор», в котором участвовали ведущие аэрокосмические компании США.

Несмотря на успехи в лунной гонке и космический романтизм, постепенно становилось ясным, что основным полем деятельности для человека становится околоземной космос, для освоения которого нужны были мобильные и достаточно дешевые транспортные системы. Система же «Сатурн» – «Аполлон» оказалась слишком дорогой и неповоротливой и предназначалась для решения лишь одной задачи – доставки человека на Луну. Достаточно сказать, что один полет на Луну стоил порядка 400 миллионов долларов, а предстартовая подготовка длилась около двух месяцев.

Конечно же, идеальным транспортным средством был бы одноступенчатый воздушно-космический самолет, взлетающий с аэродрома, выходящий самостоятельно на орбиту и после выполнения программы полета совершающий посадку на обычный аэродром. Но технические проблемы, возникающие при создании такого воздушно-космического самолета, оказались неразрешимы для общего уровня развития науки и техники 60-х годов. Да и сейчас это довольно сложная задача. Не случайно, что такого ВКС не только не создано, не началось даже проектирования. Сейчас лишь решаются отдельные проблемы его создания.

О различных проектах первых воздушно-космических самолетов, предложенных американскими компаниями в рамках программы «Меркурий» и предшествующей ей пилотируемой программы Министерства обороны США 7969, а также программы «Дайна-Сор», уже рассказывалось в этой книге. В основном это были пилотируемые ракетопланы, выводимые на орбиту одноразовыми носителями. В начале 60-х годов появилось множество проектов полностью многоразовых транспортных космических систем, разработанных ведущими аэрокосмическими фирмами США и Европы. И хотя работы велись по своей инициативе, это не было пустым прожектерством. Уже тогда раздавались заявления руководителей НАСА, что вслед за программой освоения Луны начнется масштабное освоение околоземного пространства с большими орбитальными станциями и транспортными кораблями для их снабжения. Проработкой концепции транспортного корабля занимались и отдельные Центры НАСА, например, Центр космических полетов имени Маршалла.

Количество же предложенных в 60е годы проектов столь велико, что их невозможно даже перечислить. Тем не менее, об отдельных из них, появившихся в первой половине 60-х годов, неплохо бы рассказать, хотя бы кратко. Первым в этом ряду чаще всего упоминается проект одноступенчатой транспортной системы «Астроплан» компании «Аэроджет Дженерал». При стартовой массе 4550 тонн и посадочной 330 тонн, корабль должен был выводить на орбиту полезный груз массой 200 тонн. Двигательная установка его состояла из 10 маршевых кислородно-водородных двигателей М1 суммарной тягой 6800 тонн. Сам корабль представлял собой летающее крыло со стреловидными крыльями (45 по передней кромке), чем-то похожий на бомбардировщик Б2. Общий размах крыльев составлял 129 метров, а длина корабля – 79,5 метров. Жидкий кислород хранился в конических баках из высокопрочной стали в передней части аппарата, а жидкий водород – в двух связках конических баков из титана, расположенных в крыльях. Собственно сами баки и являлись основой силовой конструкции «Астроплана». На концах баков с жидким водородом, то есть на концах крыльев, расположены подвижные рули-стабилизаторы. Корабль стартует вертикально, а садится по самолетному, но с неработающими двигателями. Причем дозвуковое аэродинамическое качество корабля составляет 4,5.

Честно говоря, сомнительно, чтобы такой одноступенчатый корабль можно было бы реализовать в 60-е годы. Достаточно вспомнить судьбу экспериментального ракетоплана Х33, проект которого был закрыт в 2000 году из-за того, что не удалось достичь конструктивного совершенства, необходимого для одноступенчатого аппарата. А ведь уровень технологий конца ХХ века и начала 60-х годов просто несопоставим.

Именно поэтому в подавляющем большинстве проектов рассматривались многоступенчатые (чаще двухступенчатые) многоразовые транспортные космические системы. Одним из самых типичных стал проект «Астро» компании «Дуглас». Он представлял собой двухступенчатую крылатую полностью многоразовую систему. Причем крылатой является как орбитальная ступень, так и ускоритель первой ступени. Обе ступени геометрически подобны, снабжены треугольным крылом. Максимальное аэродинамическое качество аппарата на дозвуковых скоростях – 4,5; а на гиперзвуке – 1,4. Стартовая масса первой ступени составляет 301 тонну, из которых 270 тонн топлива. Размах крыльев составляет 18,7 метров, а его длина 28,3 метра. Первая ступень снабжена одним маршевым кислородно-водородным двигателем М1 и двумя двигателями J2 в качестве управляющих. Экипаж первой ступени – один человек.

Вторая ступень или орбитальный самолет «Астро» имеет стартовую массу (без полезной нагрузки) 88 тонн, из которых 75 тонн топлива. Посадочная масса корабля – 12,4 тонны. Размах крыльев составляет 13,4 метров, а его длина 20,7 метра. Двигательная установка орбитального аппарата из одного маршевого двигателя J2 и двух управляющих двигателей RL10. Экипаж состоит из двух человек. Космический корабль «Астро» может вывести на орбиту полезный груз массой 16,8 тонны и совершать до 200 полетов в год. Масса возвращаемого полезного груза – 4,5 тонны.

Система «Астро» стартует вертикально по ракетному, причем ступени располагаются последовательно. Разделение ступеней происходит на высоте 82 км и на расстоянии 110 км от точки старта. Обе ступени рассчитаны на безмоторную посадку на аэродроме.

В принципе, проект «Астро» достаточно продуман и интересен. К его недостаткам можно отнести последовательное расположение ступеней, при котором первая ступень воспринимает всю нагрузку от второй ступени. Да и горячее разделение небезопасно для первой ступени, в том числе для его экипажа.

Этого недостатка лишена схема с параллельным расположением ступеней. Не случайно, что подобных вариантов многоразовых транспортных космических кораблей оказалось значительно больше. Одним из них явился проект «Астророкет» или AR14B компании «Мартин». МТКС «Астророкет» представляет собой двухступенчатую систему с параллельным расположением ступеней (животом друг к другу). Обе ступени пилотируются экипажем из трех человек. Общая стартовая масса системы 1125 тонн, масса выводимой полезной нагрузки – 22,7 тонны.

Первая ступень имеет плоскую верхнюю поверхность, концы крыльев отогнуты вниз и на них размещены органы управления. Размах крыльев составляет 23,3 метра, а длина – 48,6 метров.

Орбитальный корабль своей нижней плоскостью размещается на первой ступени, концы крыльев отогнуты вверх. Размах крыльев составляет 21,6 метров, а длина – 42 метра.

Старт производится вертикально. Разделение ступеней происходит на высоте 65 км при скорости 2640 м/с. После разделения первая ступень с помощью четырех ТРД, расположенных по бокам хвостовой части, возвращается на Землю и садится по самолетному на аэродром. Посадку орбитального корабля обеспечивают два ТРД.

По своему интересен трехмодульный проект многоразовой космической транспортной системы «Мустард» английской компании «Бритиш Эйркрафт корпорейшн» (ВАС). Система, обеспечивающая выведение на орбиту полезного груза массой 3 тонны, состоит из трех пилотируемых ступеней, одинаковых по конструкции и геометрии. Две ступени выполняют функции разгонных ступеней и служат носителями топлива, а третья является орбитальным аппаратом. Все три ступени после выполнения своих функций возвращаются на стартовую базу. Каждая ступень имеет стартовый вес 142 тонны, из которых 115-118 тонн приходится на топливо (жидкий кислород и жидкий водород). Ступени соединены параллельно в три слоя, либо под 120 друг к другу.

По аэродинамической компоновке каждая ступень представляет собой аппарат с подъемной силой типа «несущий корпус». В момент старта одновременно включаются ракетные двигатели всех ступеней. Выключение двигателей ускорителей первой ступени происходит через 150 секунд на высоте 46 км при скорости полета около 2 км/с. На участке пассивного полета происходит перекачка остатков топлива из баков ускорителей первой ступени в баки орбитального аппарата, после чего производится разделение ступеней. После разделения ускорители первой ступени входят в атмосферу, на дозвуковой скорости включаются ТРД, которые обеспечивают посадку на аэродром.

Орбитальный аппарат производит повторное включение двигателей, с помощью которых выходит на орбиту. Вход в атмосферу совершается с углом атаки 40 при аэродинамическом качестве на гиперзвуке 1,0. Снижение в атмосфере и посадка аналогична первым ступеням.

Для многоразовых систем вертикального старта и горизонтальной посадки помимо двух- и трехмодульных схем рассматривались и так называемые полутораступенчатые схемы с неспасаемыми топливными баками. Один из таких многоразовых транспортных кораблей был представлен в проекте «Стар Клиппер» компании «Локхид». В конструктивном отношении корабль, в плане напоминающий самолет с дельтовидным крыло, представляет собой аппарат, по бокам к которому крепятся два сбрасываемых топливных бака. Аэродинамическое качество корабля на гиперзвуке составляет 2,0.

Стартует корабль вертикально с помощью трех кислородно-водородных ЖРД тягой по 160 тонн. Масса выводимой на орбиту полезной нагрузки составляет 11,3 тонны.

Между прочим, при выборе схемы МТКС «Спейс Шаттл» также пришли к подвесному топливному баку. Однако в середине 60-х годов такая измена принципу многоразовости казалась необоснованной.

При всей технической реализуемости схем вертикального старта и горизонтальной посадки они имели тот недостаток, что на этапе выведения на орбиту абсолютно не использовались подъемная сила крыльев и кислород атмосферы. Не случайно, что довольно много проектов многоразовых систем было посвящено именно проектам с горизонтальным стартом. Два достаточно похожих проекта появилось в ФРГ. Их разработали фирмы «Юнкерс» и «Бёлков». В обоих проектах двухступенчатые крылатые системы разгонялись по рельсам с помощью специальной реактивной тележки, работающей на паре. В проекте фирмы «Юнкерс» длина рельсового пути составляла 3,2 км, а скорость в конце разгона – 250 м/с. Схему двухступенчатого транспортного корабля фирма «Юнкерс» позаимствовала у американской компании «Мартин». Стартовый вес системы – 150-250 тонн. Корабль способен вывести на орбиту полезный груз массой 2-3 тонны. Для посадки обоих ступеней на аэродром используются турбореактивные двигатели.

Несколько похожую схему использовала в своем проекте английская компания «Бристоль Сидли». В ней также предусматривался запуск двухступенчатой космической транспортной системы с помощью катапульты. Однако ускоритель первой ступени вместо ЖРД оснащен комбинированной силовой установкой их ТРД и ПВРД. В этом случае разделение первой и второй ступеней происходит на высоте 30 км при скорости М=10-14. Дальнейший вывод на орбиту осуществляется с помощью ЖРД орбитального аппарата. Общий стартовый вес системы составляет 275 тонн, а масса орбитального аппарата – 50 тонн.

В совместном проекте, представленном Национальным обществом конструирования и производства авиационных двигателей (SNECMA) и объединением западногерманских авиационных фирм для опытно-конструкторских работ ERNO, ускоритель первой ступени массой 120 тонн представляет собой гиперзвуковой самолет-разгонщик, оснащенный четырьмя комбинированными турбопрямоточными двигателями. Орбитальная ступень массой 80 тонн в форме несущего корпуса размещается под фюзеляжем разгонной ступени.

Старт системы происходит с взлетно-посадочной полосы. До скорости М=4 турбопрямоточные двигатели работают на керосине, а свыше этой скорости на водороде. Разделение ступеней происходит на высоте 35 км при скорости М=7. Масса выводимого на орбиту полезного груза составляет 3 тонны.

Особый интерес для нас представляют проекты французской фирмы «Дассо», продемонстрированные в январе 1964 года на симпозиуме по аэрокосмическим исследованиям в Брюсселе. Первый мало чем отличается от предыдущего проекта. Разве что разгон первой ступени свыше скорости М4 осуществлялся с помощью ЖРД а не ПВРД, да масса системы несколько отличалась: вес системы – 230 тонн, вес разгонной ступени 162 тонны и вес орбитального аппарата – 68 тонн. Во втором проекте этой же фирмы первая ступень была такой же по форме, но меньше по размерам весу. Стартовая масса самолета-разгонщика составляла 107 тонн. Орбитальный аппарат был еще меньше и весил всего лишь 11 тонн. Но фокус заключался в том, что для выведения его на орбиту после отделения от первой ступени использовался одноразовый ракетный ускоритель. Ну, чем не «Спираль»? Тем более что работы по «Спирали» начались лишь через полтора года. Одним словом – хорошо в СССР была поставлена служба научно-технической информации.

Как-то постепенно мы уехали в Западную Европу. Но вернемся обратно в Америку. Широкомасштабные исследования по выбору схемы МТКС провела в 1964-1967 годах американская компания «Дженерал Дайнэмикс». В качестве исходной предпосылки была взята масса выводимого на орбиту высотой 555 км полезного груза 18 тонн. В общей сложности было рассмотрено 8 различных схем. Все они имели почти одинаковые вторые ступени многократного применения массой 215 тонн и идентичные условия разделения ступеней на высоте 60 км при скорости М=8. Орбитальная ступень была выполнена по схеме «несущий корпус» и оснащена кислородно-водородным ЖРД с центральным телом типа «Аэроспайк». Масса аппарата на орбите составляет 55 тонн, а при посадке – 37 тонн.

Проекты же различались в основном по типу старта и конструкции первой ступени:

Вертикальный старт с помощью ЖРД; последовательное расположение ступеней; крылатая первая ступень с последующей посадкой на аэродроме.

Горизонтальный старт с помощью ракетной тележки (V=740км/час); последующий разгон с помощью ЖРД первой ступени; параллельное расположение ступеней; крылатая первая ступень.

Горизонтальный старт с взлетной полосы с помощью ЖРД первой ступени; параллельное расположение ступеней; крылатая первая ступень.

Горизонтальный старт с взлетной полосы с помощью ТРД и ГПВРД первой ступени; параллельное расположение ступеней; крылатая первая ступень.

Горизонтальный старт с взлетной полосы с помощью ТРД и ГПВРД первой ступени; последующий доразгон до скорости М=6 с помощью ЖРД первой ступени; параллельное расположение ступеней; крылатая первая ступень.

Горизонтальный старт с взлетной полосы с помощью ТРД и ГПВРД первой ступени и разгон до скорости М=6; последующий доразгон с помощью ЖРД первой ступени до скорости 2,9 км/с; параллельное расположение ступеней; крылатая первая ступень. Его отличие от предыдущего варианта в том, что при крейсерской скорости М=6 происходит накопление атмосферного кислорода для ЖРД обеих ступеней.

Горизонтальный старт с взлетной полосы с помощью ТРД и ГПВРД первой ступени и разгон до скорости 2,4 км/с; последующее довыведение орбитального аппарата с помощью ЖРД и установленного на нем ГПВРД; параллельное расположение ступеней; крылатая первая ступень.

Одноступенчатый крылатый аппарат; горизонтальный старт с взлетной полосы с помощью ТРД и ГПВРД с пустыми баками окислителя; дозаправка при скорости М=3; последующее довыведение с помощью ТРД и ЖРД.

Похожие исследования в те же сроки проводила и компания «Боинг».

В целом же, подводя итоги, многоступенчатые схемы можно было бы классифицировать следующим образом:

• одноразовая разгонная ступень вертикального старта и многоразовый орбитальный самолет;

• многоразовые разгонная и орбитальная ступени горизонтального взлета и горизонтальной посадки;

• многоразовые разгонная и орбитальная ступени вертикального взлета и вертикальной посадки;

• многоразовые разгонная и орбитальная ступени вертикального взлета и горизонтальной посадки.

Хотя ни один из проектов 60-х годов не был доведен даже до стадии детального проекта, однако рассмотрение этих проектов выявило положительные и отрицательные моменты предложенных схем.

Транспортная система с одноразовой разгонной ступенью (к таковым относятся уже известный ракетоплан «Дайна-Сор», легкий космический самолет В. Н. Челомея и французский «Гермес») требует сравнительно небольших затрат для ее создания, ведь разрабатывать нужно лишь небольшой ВКС. Для его выведения можно использовать уже существующие ракеты-носители. Но именно это значительно увеличивает эксплуатационные расходы, поскольку дорогая ракета-носитель используется только один раз.

Системы горизонтального старта и горизонтальной посадки полностью многоразовые, а потому эксплуатационные расходы достаточно низки. К числу таких систем относятся проекты фирм «Дассо», «Бристоль Сиддли», SNECMA и ERNO, многие проекты компании «Дженерал Дайнэмикс», а также проект Центра имени Маршалла. Однако стоимость разработки двух абсолютно разных крылатых ступеней очень велика. К тому же для снижения нагрузки на шасси первой ступени необходимо было использовать разгонную тележку, да и большие размеры крыльев этой ступени сводили на нет выигрыш в полезной нагрузке от использования подъемной силы крыльев. Условия же полета разгонной ступени требовали наличия комбинированной двигательной установки, состоящей из воздушно-реактивных, гиперзвуковых прямоточных и жидкостных ракетных двигателей, а это еще больше увеличивало стоимость разработки и сроков создания. Так по оценкам специалистов, если для создания полностью многоразовой крылатой МТКС с ЖРД требуется 10 лет, то применение ГПВРД увеличивает этот срок до 18 лет.

Попыткой уйти от сложностей предыдущей схемы явились проекты транспортных космических систем с вертикальным стартом, баллистическим спуском и вертикальной посадкой. В них предполагалось использовать двигательную установку с центральным телом. Наиболее известными стали проекты «Пегас» и «Ромбус» компании «Дуглас», проект «Нексус», немецкий проект «Бета» западногерманской компании «Мессершмидт-Бёлков-Блом» (МВВ), а также проект компании «Крайслер». Однако проблемы повторного включения ЖРД после аэродинамического торможения при входе в атмосферу оказались достаточно серьезными. Только в 1993 году в США был создан экспериментальный аппарат вертикального взлета и посадки DCX («Дельта Клиппер»), но и он поднимался на высоту всего нескольких километров.

Гораздо более близкими к реальному воплощению оказались системы с вертикальным стартом и горизонтальной посадкой. В них соединялись ракетный старт, отработанный на одноразовых носителях, и самолетная посадка на аэродром. Не случайно, что проектов этой схемы оказалось больше всего. Это и проект «Астро» компании «Дуглас», и «Астророкет» компании «Мартин», и «Мустард» компании «Бритиш эйркрафт», и «Траймес» компании «Конвэр», и многие другие.

Конечно, и здесь была нерешенная проблема, а именно: возвращение крылатой ступени из космоса. Но эта проблема была общей для всех схем воздушно-космического самолета, и ее решению было посвящено создание экспериментального ракетоплана Х15 и исследования по проекту. Для решения вопросов, связанных с входом воздушно-космических аппаратов в атмосферу, в США был создан целый ряд летательных аппаратов с несущим корпусом, обладающим подъемной силой. Причем такими аппаратами занималось как НАСА, так и Министерство обороны США. Министр обороны США Роберт Макнамара практически сразу же после закрытия программы «Дайна-Сор» в 1963 году инициировал работы по новой программе исследований START (Spacecraft and Advanced Reentry Test), проводимых ВВС США. А в августе 1964 года ВВС США объявили о начале программы START. Основная задача этой программы заключалась в исследовании проблемы входа в плотные слои атмосферы космических аппаратов, использующих подъемную силу.

Программа START была разбита на несколько этапов. На первом этапе реализовывалась программа ASSET, которая предусматривала летные испытания моделей в целях исследования аэротермодинамических и прочностных характеристик летательных аппаратов, рассчитанных на вход в плотные слои атмосферы. Она включала в себя шесть полетов в течение 1963-1965 годов аппаратов с коническим корпусом и треугольным крылом. Эти аппараты имели длину 1,75 метра и размах треугольного крыла 1,5 метра. При этом аппараты ASV были предназначены для исследования аэротермодинамических характеристик и прочности конструкции, а аппараты AEV – для исследования аэротермодинамических характеристик и упругости конструкции. Они были оснащены системой управления и измерительной аппаратурой. Они выводились на высоту порядка 60 км с помощью ракеты-носителя «Торад-Дельта», откуда совершали вход в атмосферу и планирование. Аэродинамическое качество на гиперзвуке составляло 1,0. Первый запуск аппарата ASV состоялся 18 ноября 1963 года, а аппарата AEV – 27 октября 1965 года. Для сравнения: летающая модель «Бор-1» была запущена по баллистической траектории 15 июля 1969 года, а аппараты «Бор4» совершали одновитковые орбитальные полеты, начиная с 1983 года.

Параллельно с программой набирала обороты программа НАСА по изучению летательных аппаратов с несущим корпусом. В главе «Первые полеты» уже рассказывалось о предложенной в 1957 году Альфредом Эггерсом из Центра имени Эймса форме спускаемого аппарата для проекта «Меркурий» в виде половинки конуса с углом полураствора 30, получившим обозначение М1. Этот аппарат обладал небольшой подъемной силой и имел аэродинамическое качество 0,5 на гиперзвуковых скоростях. Тогда он уступил дорогу баллистическому спускаемому аппарату, предложенному М. Фейджетом.

Аналогичная ситуация происходила и во время конкурсного определения облика космического корабля по программе «Аполлон». Компании, участвующие в конкурсе, предлагали различные формы спускаемого аппарата, в том числе с несущим корпусом. Так, например, в одном из вариантов, предложенных компанией «Конвэр», спускаемый аппарат имел форму тела М1. Кроме того, среди вариантов встречались также спускаемые аппараты линзообразные, фарообразные и крылатые. Однако, как известно, в конкурсе победил конусообразный СА с углом полураствора 30. Справедливости ради надо сказать, что спускаемые аппараты с несущим корпусом предлагались для программы «Аполлон» не в целях их многоразового использования, а для снижения перегрузок при входе в атмосферу со второй космической скоростью и для сужения границ возможного района посадки.

Тем не менее, несмотря на неудачу, исследования подобных тел с несущим корпусом продолжались, как в Центре Эймса, так и в Центре Лэнгли. Выяснилось, что аппарат типа М1 при всех своих достоинствах имеет слабую устойчивость на дозвуковых скоростях. Для устранения подобного недостатка, а также для получения больших значений аэродинамического качества на гиперзвуковых скоростях полета и увеличения дальности бокового маневра угол полуконуса несущего корпуса аппарата был уменьшен с 30 до 13. В результате удалось достигуть аэродинамического качества 1,2. Аппарат с такими формами получил обозначение М2.

Для изучения характеристик такой формы усилиями Центра Эймса и Станции высоких скоростей (будущий Центр Драйдена) был построен аппарат M2F1 с профилированной кормовой частью. Обшивка этого аппарата, весящего вместе с летчиком и катапультируемым креслом 500 кг, была сделана из фанеры, пропитанной особым составом. Сначала его испытывали на устойчивость и управляемость, буксируя на автомобиле по дну высохшего озера Роджерс на авиабазе Эдвардс. Первый «заезд» состоялся 1 марта 1963 года. После многочисленным наземных буксировок 16 августа 1963 года самолет С47 поднял за собой аппарат M2F1 на высоту 3 км. После расцепки аппарат, пилотируемый летчиком-испытателем НАСА Милтоном Томпсоном, совершил посадку на дно высохшего озера. В процессе планирования скорость аппарата составила 175 км/час. В течение нескольких месяцев было выполнено около 100 успешных полетов.

Это был лишь первый шаг. Для расширения масштабов исследований требовалось увеличить высоту подъема аппарата и его скорость. Разумеется, фанерный на такие нагрузки был просто не способен. Поэтому, когда весной 1964 года НАСА приняло решение о разработке следующих двух аппаратов с несущим корпусом для изучения их поведения уже на сверхзвуковых скоростях, свои услуги предложил целый ряд фирм. В апреле 1964 года были выбраны два проекта. Первый представлял улучшенный вариант M2-F2 компании «Нортроп», дооснащенный ракетным двигателем XLR11 тягой 3600 кг. Другим аппаратом стал HL-10, разработанный в Центре имени Лэнгли.

Аппарат с несущим корпусом M2-F2 по форме напоминал своего предшественника M2-F1, но был тяжелее его и имел металлическую обшивку. Его масса составляла 2270 кг, а с заполненными водой балластными баками – 4080 кг. У него была несколько вытянута хвостовая часть, и добавлены щитки на нижней поверхности для управления по тангажу. M2F2 подвешивался под крылом бомбардировщика Б52 и сбрасывался на высоте 14 км. Его посадочная скорость составляла уже 280 км/час. Первый полет аппарата M2F2 состоялся 12 июля 1966 года, то есть за 11 лет до полета аналога «Спирали» – «150.11». Его также пилотировал Милтон Томпсон. Во время шестнадцатого полета 10 мая 1967 года аппарат был серьезно поврежден во время аварийной посадки, пострадал и летчик Брюс Петерсон.

Пока восстанавливался аппарат M2F2, продолжались летные испытания другого аппарата с несущим корпусом HL-10, также изготовленного компанией «Нортроп» в январе 1966 года, но по заказу Центра Лэнгли. В отличие от своего собрата у него было более плоское днище и боле выпуклая верхняя поверхность, что позволяло достичь аэродинамического качества на гиперзвуковых скоростях более 1,0 и на дозвуковых скоростях более 4,0. Для лучшей управляемости на нем было установлено три вертикальных стабилизатора. Стартовая масса аппарата составляла 2700-4100 кг. Он также подвешивался под крылом Б52 и сбрасывался на высоте около 14 км. Первый полет аппарата HL-10 состоялся 22 декабря 1966 года. Пилотировал его Брюс Петерсон, позже пострадавший при посадке аппарата M2F2. В 1968 году на аппарат установили ЖРД XLR11 тягой 3600 кг, такой же, какой был на ракетоплане Х15. Его первое включение произошло 23 октября 1968 года. Использование ЖРД позволило разгонять аппарат до сверхзвуковых скоростей. Максимальная скорость была достигнута 18 февраля 1970 года – 1970 км/час или М=1,86 (летчик Питер Хоуг), а максимальная высота была достигнута 27 февраля 1970 года – 27524 метра (летчик Билл Дана). Всего аппарат HL10 совершил 68 полетов, причем он стал первым аппаратом с несущим корпусом, перешагнувшим звуковой барьер.

К моменту окончания испытаний аппарата HL-10 был восстановлен аппарат M2-F2, который под именем M2-F3 поступил в Летно-испытательный Центр имени Драйдена (так стала называться Станция высокоскоростных полетов) для испытаний. По примеру HL-10 ему добавили третий вертикальный стабилизатор для лучшей управляемости. Кроме того, на нем была установлена реактивная система управления. Первый полет на усовершенствованном аппарате M2-F3 совершил 2 июня 1970 года летчик-испытатель НАСА Билл Дана. В отличие от своей первой жизни на сей раз после отделения от Б52 производилось включение ЖРД, с помощью чего удалось достичь максимальной скорости 1700 км/час или М=1,6. Наибольшая высота подъема была достигнута 21 декабря 1972 года – 21790 метров (летчик Джон Мэнк). Всего аппаратом M2-F3 было выполнено 26 полетов.

Но вернемся назад в 1966 год. Параллельно с началом летным испытаний аппаратов НАСА с несущим корпусом начался новый этап программы ВВС START, который назывался PRIME. Этой программой предусматривались запуски аппаратов для получения данных о поведении теплозащитных материалов при входе аппарата в атмосферу на спускаемых аппаратах с большим аэродинамическим качеством. По заказу ВВС США такой аппарат разработала компания «Мартин Мариетта». Он получил название SV5D. Масса аппарата составляла всего лишь 403 кг, длина около 2,14 метра, а ширина 1,2 метра. Беспилотные аппараты SV5D выводились с комодрома Ванденберг на баллистическую траекторию ракетой-носителем «Атлас-Аджена». Первый удачный запуск беспилотного аппарата SV5D состоялся 21 декабря 1966 года. Всего было проведено три успешных пуска.

Аппарат SV5D был всего лишь уменьшенной копией пилотируемого аппарата с несущим корпусом SV5P, также разработанного компанией «Мартин Мариетта» в рамках следующего этапа программы START, получившего название PILOT. Впоследствии аппарат SV5P был переименован в Х24А. Этот аппарат напоминал аппарат НАСА HL-10, но имел значительно более выпуклую верхнюю поверхность. Он также имел три стабилизатора и был оснащен ЖРД XLR11. Х24А также подвешивался под крылом Б52 и сбрасывался на высоте 12-14 км с последующим планированием и посадкой на дно высохшего озера. Аппарат весил 2850 кг. Первый полет Х24А, пилотируемый летчиком Джеролдом Джентри, совершил 17 апреля 1969 года. Всего в 1969-1971 годах было совершено 28 полетов. Максимальная скорость, достигнутая этим аппаратом составила 1700 к/час или М=1,6, а максимальная высота – 21760 метров. Однако задачей этого аппарата было исследование возможности безмоторной посадки, использованной затем в проекте «Спейс Шаттл».

Достигнутая скорость уже не устраивала экспериментаторов. Необходимы были регулярные исследования на сверхзвуковых скоростях. Поэтому по предложению Лаборатории динамики полета ВВС США аппарат был возращен для доработки в компанию «Мартин Мариетта». Модифицированный аппарат, получивший название Х24В, отличался от своего первоначального варианта треугольной формой в плане, плоской нижней поверхностью и удлиненным острым носом. За счет этого аэродинамическое качество возросло с 3,5 до 5 и с 1,2 до 2,5 на дозвуковом и сверхзвуковом режимах полета соответственно. Первый безмоторный полет аппарат Х24В совершил 1 августа 1973 года, его пилотировал летчик-испытатель Джон Мэнк. Ему же довелось осуществить и полет с включением ЖРД 15 ноября 1973 года. Среди задач, которые ставились перед аппаратом, были безмоторное снижение и выход к взлетно-посадочной полосе на авиабазе Эдвардс, а также посадка на полосу со скоростью 320 км/час (как у шаттла). Полеты Х24В завершились в 1975 году. Максимальная скорость, достигнутая этим аппаратом составила 1862 км/час или М=1,76, а максимальная высота – 22585 метров.

В принципе, в рамках программы START предполагалось осуществить запуск на орбиту аппарата с несущим корпусом с последующим входом в атмосферу и посадкой на аэродром. Причем сначала в беспилотном, а затем и в пилотируемом вариантах. Однако разворачивание работ по программе «Спейс Шаттл» положила конец этим планам.

Хотя аппараты, созданные по программе START, в космос сами не летали, зато на них были отработаны аэродинамика будущих ВКС и методы управления полетом этих аппаратов в атмосфере.

В 1968 году начался второй этап в развитии многоразовых космических систем, характеризующийся появлением более фундаментальных и реалистичных проектов многоразовых транспортных космических систем и возрастанием заинтересованности потребителей. В качестве точки отсчета можно принять выступление в Конгрессе США в феврале 1968 года заместителя директора НАСА Джорджа Мюллера, подчеркнувшего необходимость создания космической транспортной системы многоразового использования в качестве следующего этапа развития космической техники после завершения программы «Аполлон». Предполагалось использование МТКС для снабжения больших орбитальных станций, обслуживания спутников на орбите и других задач. В августе 1968 года НАСА объявило о результатах собственного исследования МТКС: был выбран одноступенчатый аппарат со сбрасываемыми топливными баками типа «Стар Клиппер» компании «Локхид». Однако у такого варианта оказалось много критиков, поскольку на тот момент считалось создание полностью многоразовой транспортной системы единственно возможным путем.

Постепенно стал вырисовываться облик полностью многоразовой транспортной космической системы. В январе 1969 года НАСА заключило контракт с ведущими аэрокосмическими компаниями США «Конвэр» (отделение компании «Дженерал Дайнэмикс»), «Локхид», «Макдоннел Дуглас» и «Норт Америкэн Рокуэлл» на проведение предварительных исследований по проекту транспортного космического корабля (этап А), при этом было решено, что система будет состоять из двух самолетов – разгонщика и орбитального аппарата, которые бы стартовали вертикально и выводили на орбиту полезный груз массой 11,3 тонны. Каждая ступень должна быть рассчитана на экипаж из двух человек, а орбитальная ступень еще и на 12 пассажиров. Общая стартовая масса МТКС – 1600 тонн, причем масса орбитального аппарата при старте – 340 тонн, а при посадке масса ОА должна составлять 80 тонн для варианта с прямым крылом или 90 тонн для варианта с треугольным крылом. На обеих ступенях должно было использоваться кислородно-водородное топливо и унифицированный двигатель. Тяга ЖРД на уровне должна составить 182 тонны при удельном импульсе 455 секунд. Орбитальная ступень должна иметь ресурс до 100 полетов. Частота полетов – 25-75 в год. Первый полет должен состояться в конце 70-х годов. Местом старта на тот момент предполагалась база ВВС «Эдвардс».

На этапе А каждая компания рассматривала примерно 30 проектов МТКС, из 6-7 наиболее перспективных вариантов после согласования со специалистами НАСА определялся наилучший. Кроме вышеназванных в исследованиях по этапу А принимали участие компании «Боинг», «Крайслер», «Грумман аэроспейс» и «Мартин Мариетта».

Надо сказать, что эти работы пришлись на переломный период. В том же январе 1969 года пришла к власти в Белом доме республиканская администрация во главе с Ричардом Никсоном. В феврале 1969 года по его указанию была образована Целевая Космическая Группа, возглавляемая Вице-президентом Спиро Агню. Ее целью была выработка перспективной программы космических полетов после завершения программы «Аполлон». Первый набросок объединенной пилотируемой космической программы, предложенный НАСА, включал полеты на Луну и Марс, создание орбитальных станций, выводимых ракетой «Сатурн-5», а также, начиная с 1975 года, регулярные полеты многоразового транспортного корабля для обслуживания орбитальных станций и сборки межпланетных кораблей.

Однако продолжающаяся война во Вьетнаме делала такие цели нереальными. Надо было выбирать что-то одно. К тому же администрация Р. Никсона не обладала большими космическими амбициями, вследствие чего расходы на космическую программу начали неуклонно сокращаться. Поэтому уже к концу 1969 года в качестве базового элемента программы «Пост-Аполлон» стало вырисовываться создание многоразовой транспортной космической системы. Будущий шаттл должен был стать «рабочей лошадкой» для вывода на орбиту грузов различного назначения, в том числе для Министерства обороны. При этом расходы на эксплуатацию должны были существенно сократиться за счет многоразового использования элементов средств выведения.

В августе 1969 года НАСА получило промежуточные отчеты по этапу А. Результаты этапа А были обсуждены в октябре 1969 года в Вашингтоне. При рассмотрении результатов предварительных исследований НАСА пришло к выводу, что наиболее приемлемой для дальнейшей разработки является схема компании «Норт Америкэн Рокуэлл» (два варианта: с небольшой (300-500 км) и большой (2700 км) поперечной дальностью). При обсуждении военные потребовали увеличения дальности бокового маневра орбитальной ступени с 500 км до 2000 км, а это приводило к необходимости применения треугольного крыла, имеющего большую массу, чем прямое крыло. Но это же увеличивало аэродинамический нагрев, а, следовательно, и вес теплозащиты. По новым же требованиям масса полезной нагрузки возрастала до 23 тонн. Между прочим, горячим сторонником полностью многоразовой двухступенчатой транспортной системы с прямым крылом был Максим Фейджет. По его мнению прямое крыло уменьшало время входа в атмосферу и снижало тепловые нагрузки. Однако доводы военных оказались убедительнее. Тем более что треугольное крыло позволяло совершить «нырок» в атмосферу с выходом на другую орбиту.

К началу 1970 года НАСА и Министерство обороны США преодолели основные разногласия в отношении требований к космическому транспортному кораблю и 18 февраля 1970 года подписали соглашение о разработке единого корабля для нужд обеих организаций.

Согласно общим требованиям корабль должен выполняться по двухступенчатой схеме с параллельным расположением ступеней. Стартовый вес корабля должен составлять приблизительно 1300-1600 тонн. Корабль должен быть рассчитан на полезную нагрузку массой 23 тонны, размещаемую в отсеке длиной 18 метров и диаметром 4,6 метра. Между прочим, размеры грузового отсека также явились шагом навстречу военным, что, в свою очередь, повлекло за собой форму фюзеляжа: прямоугольник в сечении с округленными краями. Наличие грузового отсека таких размеров исключало из рассмотрения конструкцию орбитального корабля с несущим корпусом. Кроме того, создание легких плиток теплозащиты позволяло защитить передние кромки крыльев от более высоких температур, нежели возникающих на корпусе типа «несущее тело». Поэтому после этапа А конструкции орбитальных кораблей с несущим корпусом больше не рассматривались.

20 февраля 1970 года НАСА объявило конкурс фирм на получение контракта, предусматривающего проведение работ этапа В. Приглашение принять участие в конкурсе было направлено компаниям «Норт Америкэн Рокуэлл», «Макдоннел Дуглас», «Локхид эйркрафт», «Крайслер», «Грумман аэроспейс», «Боинг», «Дженерал Дайнэмикс» и «Мартин Мариетта», однако допускалось участие и других фирм. Свои предложения компании должны были представить до 23 марта 1970 года. Компании, претендующие на получение контракта, объединились в группы:

«Боинг» (головная), «Локхид эйркрафт» «Трансуорлд эрлайнс».

«Норт Америкэн Рокуэлл» (головная), Дайнэмикс», IBM, «Хониуэлл» и «Америкэн эрлайнс».

«Макдоннел Дуглас», «Мартин Мариетта», «Томпсон-Рамо-Вулдридж» и «Пан Америкэн эруэйс».

«Грумман аэроспейс» (головная), «Дженерал Электрик», «Аэроджет Дженерал корп.», «Нортроп корп.» и «Истерн эрлайнс».

Компания «Крайслер» в разработке МТКС выступила самостоятельно.

Одновременно в рамках этапа В 18 февраля 1970 года НАСА объявило конкурс фирм на получение контракта по созданию основной двигательной установки. Приглашение принять участие в конкурсе было направлено компаниям «Норт Америкэн Рокуэлл», «Юнайтед эйркрафт», «Аэроджет Дженерал корп.», «Белл аэросистемс», «Маркуадт корп.» и «Томпсон-Рамо-Вулдридж».

12 мая 1970 года после предварительного рассмотрения работ по этапу А НАСА заявило, что выбрало для заключения двух параллельных контрактов группы фирм, возглавляемых компаниями «Норт Америкэн Рокуэлл» и «Макдоннел Дуглас», на проведение работ по проектированию многоразового транспортного космического корабля, включая выпуск эскизного проекта и испытаний моделей транспортных кораблей. В июне 1970 года эти параллельные контракты по этапу В были заключены. Стоимость каждого контракта составила 10 миллионов долларов, а продолжительность 11 месяцев. В это же время началась конкурсная разработка кислородно-водородного ЖРД основной двигательной установки.

Общее руководство работами по созданию МТКС было возложено на специальную группу, созданную при штаб-квартире НАСА в апреле 1969 года, непосредственное руководство работами осуществлял Центр пилотируемых космических кораблей в Хьюстоне, а руководство созданием основной двигательной установки для корабля – Центр космических полетов имени Маршалла в Хантсвилле.

Проекты, предложенные компаниями, имели много общего, что определялось едиными требованиями. Стартовый вес двухступенчатой системы вертикального старта и горизонтальной посадки, разработанной компанией «Норт Америкэн Рокуэлл», составлял 2290 тонн (у «Макдоннел Дуглас» – 2087 тонн), в том числе вес самолета-разгонщика 1900 тонн (1716 тонн), а орбитальной ступени с треугольным крылом – 390 тонн (371 тонна). Масса выводимой в грузовом отсеке полезной нагрузки – 23 тонны. Дальность бокового маневрирования орбитального аппарата – 2000 км. Крылатая разгонная ступень с треугольным крылом (у «Макдоннел Дуглас» – со стреловидным крылом) и передним горизонтальным оперением (схема «утка») оснащена 12 кислородно-водородными двигателями тягой по 250 тонн, а орбитальный аппарат – двумя ЖРД по 287 тонн. Экипаж разгонной ступени – 2 человека, а орбитального аппарата – 2-4 человека. Для возвращения на аэродром и посадки на разгонной ступени были установлены 10 воздушно-реактивных двигателей, а на орбитальной – 4 ВРД.

Одновременно с заключением контракта по этапу В НАСА в июне 1970 года заключило новые контракты с группой компаний на проведение повторных работ по этапу А. Согласно этим контрактам фирмы должны были рассмотреть альтернативные варианты многоразовых транспортных космических кораблей, которые могли бы конкурировать с двухступенчатым полностью спасаемым МТКК с технической и экономической точек зрения, поскольку стоимость создания последнего оценивалась в 8-9 миллиардов долларов, а ежегодные затраты на уровне 1900 миллионов долларов, что, конечно же, было нереально. При рассмотрении альтернативных вариантов МТКК особое внимание обращалось на существенное снижение стоимости эксплуатации, возможность изменения величины полезного груза и использование МТКК для выполнения различных полетов.

Из числа представленных в декабре 1970 года альтернативных проектов (всего около 30) наибольший интерес представляли проекты фирм «Грумман» и «Боинг» с использованием сбрасываемых водородных баков, расположенных на орбитальном аппарате. Наличие на орбитальной ступени сбрасываемых баков позволило бы снизить стартовый вес системы на 450 тонн. Так в проекте фирмы «Грумман» стартовый вес всей системы составлял 1770 тонн, в том числе: вес самолета-разгонщика 1270 тонн, вес орбитального аппарата с водородными баками 500 тонн, а без них – 122 тонны. Тяга ЖРД при этом снижается до 188 тонн на уровне моря.

В январе 1971 года НАСА уточнило требования к МТКК. Грузоподъемность его увеличилась до 29,5 тонн, при этом стартовый вес возрос до 2700 тонн. Отсек полезной нагрузки должен был иметь длину 18,3 метра и диаметр 4,6 метра. Орбитальная ступень на атмосферном участке должна обладать способностью осуществлять боковое маневрирование в пределах не менее 2000 км, что однозначно предполагало дельтовидное крыло на орбитальной ступени. Тогда же было достигнуто соглашение между НАСА и ВВС США о совместной разработке МТКС.

С июня 1971 года, во многом из-за бюджетных ограничений, НАСА стала отступать от первоначально принятого варианта использования полностью спасаемых крылатых орбитальной и разгонной ступеней. Сначала была объявлена поэтапная разработка МТКС. На первом этапе («МаркI») одноразовый носитель должен выводить на орбиту многоразовую ступень с абляционным теплозащитным покрытием и со сбрасываемыми топливными баками. Причем в качестве маршевого двигателя использовать модифицированный двигатель J2S от второй ступени SII ракеты-носителя «Сатурн-5». И только на втором этапе («МаркII»), начиная с 1981-1985 годов, использовать многоразовый ускоритель первой ступени и орбитальный корабль с многоразовой теплозащитой. Предлагались варианты со спасаемой (крылатой) или неспасаемой первой ступенью на базе ступени SIC с четырьмя ЖРД F1 вместо пяти, связку РДТТ диаметром 3, 4 или 6,6 метра, моноблочную твердотопливную ступень диаметром 6,6 метра, первую ступень ракеты «Титан3L6 с увеличенным диаметром корпуса 4,9 метра и четырьмя РДТТ диаметром 3 метра. Дальнейший анализ показал, что меньшую стоимость имеет твердотопливная разгонная ступень. Стоимость разработки МТКС с РДТТ оценивалась в 5,2 миллиарда долларов, при этом максимальные годовые затраты должны составить 750-815 миллионов долларов.

5 января 1972 года президент США Ричард Никсон принял решение о развертывании работ по созданию многоразовой транспортной космической системы и одобрил программу разработки, а НАСА опубликовало снимки и описания конструктивных схем, рекомендуемых в качестве вариантов, на базе которых должно продолжаться проектирование МТКК.

Общим для всех было применение орбитальной крылатой ступени многократного применения с одним внешним топливным баком, сбрасываемым перед возвращением в атмосферу. На разгонных ступенях предлагалось использовать как РДТТ, так и ЖРД с вытеснительной системой подачи компонентов топлива. Предусматривалось спасение разгонных ступеней после приводнения их на парашютах в океане и повторное использование после восстановления. Вариант первой ступени с ЖРД и вытеснительной системой подачи топлива возник из-за существенно меньшего веса и стоимости его по сравнению с насосной подачей топлива. В этом случае ЖРД фактически состоит из одной камеры сгорания, причем с низким уровнем давления в ней (17,5 атмосфер). Всего компания «Боинг» предполагала установить 7 ЖРД тягой 442 тонны на моноблочной первой ступени при последовательном расположении ступеней, а компании «Норт Америкэн Рокуэлл» и «Макдоннел Дуглас» – по 5 ЖРД тягой по 281 тонне на каждом из двух боковых ускорителей первой ступени.

15 марта 1972 года директор НАСА Джеймс Флетчер объявил о принятии окончательного варианта МТКК: орбитальная ступень многоразового использования с треугольным крылом и сбрасываемым топливным баком (высотой 44 метра и диаметром 9 метров) разгоняется до высоты 40 км с помощью двух РДТТ, крепящихся к баку. Твердотопливные ускорители после отделения от бака спускаются в океан на парашютах, вылавливаются и восстанавливаются для повторного (до 20 раз) использования.

На орбитальной ступени используются три маршевых кислородно-водородных ЖРД, которые начинают работать со старта. Длина орбитальной ступени 37 метров при размахе крыльев 23 метра. Вес выводимой полезной нагрузки 29,5 тонн.

В конкурсе на разработку МТКК по предложенной НАСА схеме, а следовательно на роль главного подрядчика, приняли участие 4 группы компаний:

«Норт Америкэн Рокуэлл» и «Дженерал Дайнэмикс»;

«Грумман аэроспейс» и «Боинг»;

«Макдоннел Дуглас» и «Мартин Мариетта»;

«Локхид Миссайл энд Спейс».

При подведении итогов конкурса на специальном совещании 24 июля 1972 года НАСА заслушало доклады фирм с обоснованием своих разработок, при этом обращалось внимание не только на техническую сторону проекта, но и на его экономическое обоснование, а также на вопросы будущей эксплуатации МТКК. Лучшими были признаны проекты компаний «Норт Америкэн Рокуэлл» и «Грумман аэроспейс», а худшим – компании «Локхид». Однако первое место заняла «Норт Америкэн Рокуэлл», которая имела большой опыт в организации работ по программе пилотируемых космических полетов, в первую очередь по созданию основного блока корабля «Аполлон».

Согласно проекту компании «Норт Америкэн Рокуэлл» в качестве стартовой ступени используются два РДТТ диаметром 3,96 метра и длиной 45 метров, которые крепятся по бокам внешнего топливного бака. Тяга двигателя каждого РДТТ 1587 тонн. После выгорания топлива они отделяются на высоте 40 км, и после спуска на парашютах в океан спасаются для повторного использования. Внешний топливный бак диаметром 7,9 метра и длиной 57 метров является одноразовым и служит для хранения жидкого кислорода и жидкого водорода для основных двигателей орбитальной ступени. Орбитальный самолет с треугольным крылом крепится сбоку к подвесному топливному баку и имеет следующие размеры: длина 38 метров, высота 16,7 метра, размах крыла 23 метра. Кабина экипажа рассчитана на двух пилотов и двух специалистов-операторов полезного груза. В хвостовой части самолета установлены три основных ЖРД, два воздушно-реактивных двигателя для полетов в атмосфере и заходе на посадку, а также два РДТТ тягой по 175 тонн для спасения корабля и экипажа в случае возникновения аварийной ситуации. Ресурс орбитальной ступени – 500 полетов.

Тогда же в июле 1972 года НАСА приняло решение о назначении компании «Норт Америкэн Рокуэлл» головным подрядчиком по разработке многоразового транспортного космического корабля и заключении с ней основного контракта сроком на шесть лет. Контракт на разработку и изготовление орбитального самолета был заключен 9 августа 1972 года. Ранее отделение «Рокетдайн» компании «Норт Америкэн Рокуэлл» получило контракт на разработку маршевого ЖРД SSME основной двигательной установки орбитальной ступени. По условиям контракта компания «Норт Америкэн Рокуэлл» должна была к 1978 году разработать, испытать и поставить НАСА два летных образца орбитальной ступени. На начальной стадии эксплуатации предполагалось осуществлять не более 10 запусков в год, а затем – до 60 запусков ежегодно.

Вообще такой подход в США к организации работ по созданию сложной космической транспортной системы просто поражает. На этом фоне совершенно бессистемной выглядит создание космической техники в нашей стране. Все определяли, да и сейчас определяют предприятия-монополисты, а точнее их Генеральные конструкторы. Именно от них зависит, по какому пути пойдет развитие отечественной космонавтики. А успех и реализация того или иного проекта зависела не от его технического совершенства, а от того, насколько руководители предприятий близки к власть предержащим, для которых главным был вопрос политического престижа.

Согласно первоначальному проекту «Норт Америкэн Рокуэлл» стартовый многоразовой транспортной космической системы составлял 2360 тонн, из которых 115 тонн – вес орбитальной ступени, а вес твердого топлива боковых ускорителей составлял 1270 тонн. В ходе проведенных в 1972-1973 годах работ по снижению веса в связи с сокращением финансирования масса МТКС уменьшилась до 1860 тонн, из которых 860 тонн – вес топлива ТТУ, в частности, за счет введения дельтовидного крыла двойной стреловидности и окончательного отказа от воздушно-реактивных двигателей для маневрирования при посадке. Впоследствии стартовый вес системы был увеличен до 2000 тонн за счет увеличения веса ТТУ. В январе 1973 года НАСА утвердило проект облегченного варианта МТКК, главным исполнителем которого было утверждено отделение «Спейс Дивижн» компании «Рокуэлл интернешнл» (так с 1974 года стала назваться компания «Норт Америкэн Рокуэлл»).

Американская многоразовая космическая система, получившая в прессе неофициальное название «Спейс Шаттл» (“космический челнок”), ставшее впоследствии официальным, имеет весьма необычную схему. В ее составе ракеты-носителя как таковой нет. Основу системы составляет полностью многоразовый орбитальный корабль, на котором расположено три основных маршевых кислородно-водородных двигателя SSME компании «Рокетдайн» тягой на Земле по 170 тонн каждый (удельный импульс 364,7 секунды), а в вакууме – 213 тонн (удельный импульс 455,2 секунды). Давление в камере сгорания – 211 атмосфер. Ресурс каждого двигателя SSME – 55 полетов. Топливо (604 тонны жидкого кислорода и 101 тонна жидкого водорода) для маршевых двигателей поступает из неспасаемого подвесного топливного бака массой 743 тонны, по бокам которого крепятся два твердотопливных ускорителя первой ступени компании «Тиокол-Кемикл» массой по 584 тонны и тягой по 1334 тонны каждый (удельный импульс 262 секунды). Наружная поверхность подвесного топливного бака покрыта теплозащитным слоем из пенополиизонианурата толщиной 25 мм, который поддерживает заданный уровень температур компонентов топлива и предохраняет от аэродинамического прогрева.

Топливо для двигателей ТТУ широко применяется в американских ракетах. В состав топлива входит горючее: связка из терполимера полибутадиена акриловой кислоты и акрилонитрила – 12 % общей массы, окислитель на основе перхлората аммония – 70 %, присадка из алюминиевого порошка – 16 %, эпоксидная смола для вулканизации топлива – примерно 2 % и следы окиси железа для регулирования скорости горения. После выработки топлива твердотопливные ускорители на трех парашютах с диаметром купола по 31,7 метра опускаются в океан, где их вылавливают и после восстановления используют при последующих запусках (до 10 раз).

Стартовая масса всей системы составляет 2020 тонн, при этом масса орбитального корабля – 114 тонн. При старте орбитальный корабль располагается не сверху, как обычно, а сбоку подвесного топливного бака. Высота МТКС на старте составляет 56 метров, длина топливного бака – 47 метров при диаметре 8,4 метра, длина твердотопливных ускорителей 45,5 метров при диаметре 3,7 метров каждый.

Сборка подвесного топливного бака, разработанного компанией «Мартин-Мариетта», осуществляется на заводе в Мичуде, там же, где проходила сборка первой ступени S-IC ракеты-носителя «Сатурн-5». Испытания маршевого двигателя шаттла проводятся на огневом стенде в штате Миссисипи (теперь это Космический центр имени Стенниса), также использовавшемся ранее для отработки двигателя F1 ракеты-носителя «Сатурн-5».

Орбитальная ступень шаттла внешне похожа на обычный самолет-бесхвостку с дельтовидным крылом двойной стреловидности и килем. Ее длина составляет 37,3 метра, высота по килю – 17,3 метра, а размах крыльев – 23,8 метра. В хвостовой части располагаются два двигателя орбитального маневрирования тягой по 2720 кг, работающих на четырехокиси азота и монометилгидразине, а также три маршевых ЖРД SSME, топливо для которых поступает из подвесного топливного бака. Двигатели ориентации (44 штуки) расположены в носовой и хвостовой частях орбитальной ступени.

В носовой части находится двухэтажная гермокабина экипажа общим объемом 73 м3 и свободным объемом 30,6 м3, при этом на участке выведения на верхней палубе располагаются командир корабля, второй пилот и два специалиста по операциям на орбите, а на нижней могут располагаться до 6 пассажиров. Состав атмосферы в кабине экипажа близок к земному (21% кислорода и 79% азота при давлении 760 мм рт.ст.). На этапе ЛКИ в кабине было размещено два катапультируемых кресла, обеспечивающих спасение экипажа на начальном участке полет. Нижняя палуба служит также бытовым отсеком экипажа.

В кабине также установлена практически вся радиоэлектронная аппаратура, в том числе 5 бортовых вычислительных машин IBM системы управления, которая обеспечивает управление полетом на всех этапах, в том числе при выведении. На твердотопливных ускорителях и подвесном топливном баке своей системы управления нет, поэтому тоже они и не могут быть автономной ракетой-носителем. Из нижнего отсека кабины имеется переход в шлюзовую камеру диаметром 1,6 метра и высотой 2,1 метра, обеспечивающую переодевание двух космонавтов и выход в грузовой отсек. На старте и при посадке все космонавты одеты в легкие скафандры.

В системе электропитания МТКК «Спейс Шаттл» применяются кислородно-водородные топливные элементы разработки компании «Пратт-Уитни», объединенные в три модуля. Каждый модуль имеет максимальную мощность 12 кВт. Общий запас электроэнергии, вырабатываемый системой электропитания, составляет 1530 кВт*часов. Использование кислородно-водородных топливных элементов было опробовано на американских космических кораблях «Джемини» и «Аполлон». В качестве резервного источника электроэнергии служат три серебряно-цинковых аккумуляторных батареи емкостью по 40 Ампер*часов.

Грузовой отсек орбитальной ступени имеет длину 18,3 метра и диаметр 4,6 метра и предназначен для размещения в нем выводимых спутников, орбитальных лабораторий «Спейслэб» и специальной научной аппаратуры, комплектуемой в зависимости от задач полета. На участке выведения и спуска он закрыт двумя створками, которые раскрываются после выхода на орбиту и служат также радиаторами системы терморегулирования. Для извлечения полезных нагрузок из отсека и обратной их укладки в отсек служит дистанционно управляемый из кабины экипажа многозвенный манипулятор SRM длиной 15,3 метра, разработанный специалистами Канады. Кроме того, для выведения спутников служит также поворотный стол в грузовом отсеке. Для обеспечения постоянной связи экипажа с Центром управления полетом через спутник-ретранслятор TDRSS служит антенна, разворачиваемая после открытия створок грузового отсека и убираемая в него перед посадкой.

Масса полезной нагрузки в отсеке, выводимой на орбиту с наклонением 28,5, – 29,5 тонн вместе с манипулятором, а на солнечно-синхронную орбиту – 14,5 тонн, масса возвращаемой полезной нагрузки 14,5 тонн. Сухая масса орбитальной ступени составляет 68 тонн. Максимальная стартовая масса орбитальной ступени составляет 115 тонн, а максимальная посадочная масса – 84,8 тонны.

Аэродинамическая схема орбитальной ступени выбрана с расчетом обеспечения компромисса между большими углами атаки при гиперзвуковой скорости и достаточно высоким аэродинамическим качеством при дозвуковом полете. Крыло с двойной стреловидностью (углы стреловидности 81 и 45 по передней кромке) обеспечивает при гиперзвуковой скорости аэродинамическое качество 1,3 при угле атаки 34, сравнительно низкие тепловые нагрузки и коэффициент подъемной силы 0,8, при дозвуковой скорости – аэродинамическое качество 4,4 при угле атаки 18 и коэффициент подъемной силы 0,9; в крыле размещены главные стойки шасси, в передней части фюзеляжа – носовое шасси.

Корпус орбитальной ступени покрыт плитками теплозащиты из двуокиси кремния, наиболее теплонапряженные места (нос самолета и кромки крыльев), нагревающиеся до 1480, – плитками из конструкционного материала типа “углерод-углерод”. Общая масса теплозащиты 7,1 тонны. В этой системе по-настоящему многоразовым является только космический самолет – его ресурс составляет 100 полетов (ресурс маршевого двигателя – 55 полетов), отработанные твердотопливные ускорители после восстановления могут использоваться до 10 раз, а подвесной топливный бак просто сгорает в атмосфере, а его обломки падают в Индийский океан.

Сборка орбитальной ступени шаттла производится на заводе-изготовителе фирмы «Рокуэлл интернешл» в городе Палмдейл (штат Калифорния). Доставка ее на космодром осуществляется с помощью самолета SCA – модифицированного транспортного самолета «Боинг747», на котором проводились и горизонтальные летные испытания шаттла.

Запуск системы «Спейс Шаттл» производится с космодрома на мысе Канаверал. Для этого были модифицированы монтажно-испытательный корпус или корупус вертикальной сборки и стартовые позиции 39А и 39В, ранее использовавшиеся для запуска «Сатурна5». Посадка орбитальной ступени поначалу производилась на авиабазе Эдвардс, а затем на специально построенную полосу рядом со стартом в штате Флорида. Посадочная полоса на базе Эдвардс теперь используется в качестве резервной. Кроме того, в различных странах оборудованы посадочные полосы для аварийной посадки шаттла. Для полетов шаттла в интересах Министерства обороны на Западном испытательном полигоне (авиабаза Ванденберг) переоборудовался стартовый комплекс SLC6, создававшийся ранее под программу MOL. Однако после гибели «Челленджера» эти работы были свернуты.

Вместе с созданием МТКС «Спейс Шаттл» начали разрабатываться и полезные нагрузки, в том числе спутники связи и неотделяемая лаборатория «Спейслэб». В конструкцию спутников закладывалась возможность их ремонта космонавтами в открытом космосе. Кроме того спутники были снабжены приемными гнездами для захвата их манипулятором. Для перевода спутников связи на стационарную орбиту первоначально планировалось использовать межорбитальный буксир ОТV, создаваемый на базе кислородно-водородной ступени «Центавр», однако затем по соображениям безопасности экипажа и в связи с финансовыми ограничениями в качестве межорбитального буксира стали использоваться твердотопливные разгонные блоки PAMD и IUS.

Первыми на старте включаются кислородно-водородные маршевые двигатели орбитальной ступени SSME. После включения твердотопливных ускорителей начинается подъем. На 123-й секунде полета при достижении скорости 1390 м/с на высоте 50 км отделяются ускорители, которые опускаются на парашюте в Атлантический океан в 250 км от старта, где их и вылавливают. Затем ТТУ буксируют к берегу для проведения восстановительных работ и повторного использования их в составе МТКК.

Через 540 секунд после старта на высоте 116,5 км производится выключение маршевых двигателей и отделение подвесного топливного бака. Полученная переходная орбита имеет перигей, расположенный на высоте всего лишь 24 км. Это сделано, во-первых, для того, чтобы не выводить топливный бак на орбиту, а, во-вторых, в случае аварийной ситуации орбитальная ступень на первом же витке вошла в атмосферу и совершила посадку на запасной аэродром. Штатно же в апогее этой орбиты производится включение двигателей орбитальной маневрирования и космический корабль выходит на круговую рабочую орбиту. После выполнения программы полета производится торможение с помощью тех же двигателей орбитального маневрирования и вход в атмосферу. При полете в атмосфере самолет способен совершать боковые маневры до 2000 км. Посадка на аэродром производится в безмоторном режиме. Посадочная скорость шаттла составляет 335 км/час.

При возникновении аварийной ситуации в процессе выведения системой аварийного спасения должны стать твердотопливные ускорители, а от дополнительных РДТТ решили отказаться. Надежность ТТУ принималась за 100. Однако, полет «Челленджера» показал, что это не так. Для первых четырех полетов в качестве средства аварийного спасения космонавтов до высоты 36 км использовались катапультируемые кресла.

Для полетов на шаттлах НАСА, начиная с 1978 года, стала проводить каждые 2-3 года регулярные наборы в отряд космонавтов, причем в первый же набор впервые вошли женщины и представители негритянского населения США. В настоящее время численность отряда космонавтов НАСА составляет около 100 человек. Соотношение между пилотами и специалистами по операциям на орбите примерно равное. Кандидаты на должность специалистов по операциям на орбите выбирались из числа инженеров, ученых и врачей из различных организаций, так или иначе связанных с космическими исследованиями, но не обязательно. Как это не похоже на нашу практику, когда почти все космонавты либо военные, либо выходцы из НПО «Энергия», а четыре полета врачей за 35 лет космической эры только подтверждают правило. Невозможно себе представить, что все американские специалисты по операциям на орбите представляют компанию «Рокуэлл интернешнл».

Поскольку орбитальная лаборатория «Спейслэб» создавалась совместно с Европейским космическим агентством, для первого полета на ней был произведен набор первой группы европейских космонавтов. Для последующих полетов «Спейслэба» отбирались экспериментаторы из числа ученых, связанных с проводимыми экспериментами, но не входивших в отряд космонавтов НАСА. Для выведения особо сложных полезных нагрузок к полетам привлекались специалисты фирм-разработчиков, например, фирм «Хьюз», RCA, «Макдоннел Дуглас» и т.п. Достаточно комфортные условия полета на шаттле (максимальная перегрузка при выведении составляет 3,5g) и его большая грузоподъемность позволили совершать полеты на нем людям с минимальным уровнем подготовки к космическим полетам.

Поскольку поначалу Министерство обороны США планировало широко использовать полеты шаттлов для решения военных задач, один из построенных образцов орбитальной ступени («Дискавери») должен был совершать полеты только с военной полезной нагрузкой. Именно для этого и строился стартовый комплекс на базе Ванденберг, и именно для этого было проведено три набора кандидатов на должность специалистов по операциям на орбите в отряд космонавтов ВВС США.

В соответствии с планами горизонтальные летные испытания первого летного образца должны были начаться в конце 1976 года, первый беспилотный запуск на орбиту с возвращением и автоматической посадкой – в конце 1977 года, а в начале 1978 года - первый пилотируемый полет. Начало штатной эксплуатации намечалось на январь 1979 года, а к 1983 году планировалось довести число запусков до 60 в год, из них 24 пуска с орбитальной лабораторией «Спейслэб». При этом предполагалось перенести на шаттл основную массу выводимых полезных нагрузок.

Для обеспечения 60 запусков в год требовался флот не менее чем из 5 орбитальных ступеней. Только при таких условиях стоимость одного пуска МТКК оказывалась меньше, чем одноразовых носителей. Однако постепенно, во многом из-за инфляции и финансовых ограничений, программа «Спейс Шаттл» стала “худеть”, и к началу эксплуатации планы уже ограничивались уже 24 пусками в год. Надо сказать, что и эта цифра оказалась недостижимой. Максимум, чего удалось достичь, – это 9 запусков в 1985 году. Естественно, что стоимость одного пуска шаттла оказалась гораздо выше, чем одноразовых носителей. Вместо ожидавшихся 10,5 миллионов долларов получили 240 миллионов долларов за пуск. А поскольку постоянно возникающие технические проблемы приводили к задержкам старта, то постепенно начался отток полезных нагрузок и, в первую очередь, коммерческих спутников связи с шаттла на одноразовые носители. Окончательную точку в этом перераспределении поставила катастрофа «Челленджера». В настоящее время шаттлы используются только для выведения возвращаемых полезных нагрузок и снабжения сначала орбитальной станции «Мир», а затем и международной космической станции. Таким образом, экономический эффект от создания и эксплуатации многоразовой транспортной космической системы «Спейс Шаттл» оказался “нулевым”.

Как уже говорилось, контракт на разработку маршевого двигателя SSME получило в 1972 году от Центра Маршалла отделение «Рокетдайн» компании «Рокуэлл интернэшнл». Испытания маршевых двигателей проводились в Национальной лаборатории космической техники в Миссисипи на стендах, ранее использовавшихся для отработки двигателей ракетно-космического комплекса «Сатурн-Аполлон». Всего для испытаний одиночных двигателей было задействовано два стенда и еще один стенд для испытаний связки трех маршевых двигателей (двигательной установки) и топливных систем корабля.

Первое огневое испытание одиночного двигателя было проведено в мае 1975 года, а первое испытание маршевой двигательной установки в составе стендового варианта ступени МРТА – в апреле 1978 года. Всего к первому пуску МТКС «Спейс Шаттла» было наработано порядка 110 тысяч секунд на одиночных двигателях и 11 тысяч – на стендовой маршевой двигательной установке, в пересчете на единичный двигатель.

Испытания твердотопливных ускорителей проводились с июля 1977 по начало 1980 года. Всего было проведено семь огневых испытаний: четыре отработочных огневых испытания и три квалификационных огневых испытания.

В 1975 году начались строительные работы посадочной полосы, стартовой площадки, зданий вертикальной сборки и межполетного техобслуживания. А уже в 1977 году строительство посадочной полосы в Центре имени Кеннеди, здания межполетного обслуживания орбитального корабля и модификация здания вертикальной сборки были завершены. Еще через год были сданы в эксплуатацию комплекс ремонта и разборки твердотопливных двигателей, здание технического обслуживания орбитального корабля, посадочная полоса, высотные пролеты здания вертикальной сборки, подвижная пусковая платформа.

Первый летный образец шаттла OV101, названный «Энтерпрайз», был изготовлен на заводе компании в Дауни, а сборка его прошла на заводе в Палмдейле (штат Калифорния) к концу 1976 года. С февраля 1977 года на базе ВВС Эдвардс начались горизонтальные летные испытания. «Энтерпрайз» устанавливался на фюзеляже модифицированного транспортного самолета «Боинг747». Поначалу совершались полеты без отделения орбитальной ступени. Впервые 75-тонный планер шаттла отделился от самолета-носителя на высоте 7000 метров 12 августа 1977 года и, пилотируемый астронавтами НАСА Фредом Хейсом и Гордоном Фуллертоном, совершил успешную посадку на дно высохшего озера Роджерс. Испытания захода на посадку и посадки на авиабазе Эдвардс были завершены 26 октября 1977 года. После этого «Энтерпрайз» был отправлен для вибрационных испытаний конструкции. 1 мая 1979 года многоразовый корабль «Энтерпрайз» в сборе с внешним топливным баком и твердотопливными ускорителями вывезли из здания сборки и установили на стартовой позиции. Но это была всего лишь примерка. Этой орбитальной ступени так и не довелось слетать в космос. После нагрузок на ее конструкцию в ходе горизонтальных летных и виброиспытаний отправлять ее в космос с экипажем было бы рискованно. Поэтому в дальнейшем «Энтерпрайз» служил только испытательным стендом.

Для полета предназначался второй образец орбитальной ступени OV102, названный «Колумбией», который был доставлен на мыс Канаверал на транспортном самолете «Боинг747» 24 марта 1979 года. С этого момента началась непосредственная подготовка к первому полету. Вначале первый запуск шаттла планировался на март 1979 года. Однако взрыв маршевого двигателя на стенде 27 декабря 1978 года привел к сдвижке запуска сначала на июнь, а затем и на декабрь 1979 года. Необходимость достижения требуемой надежности маршевых двигателей увело дату старта еще дальше. Только 29 декабря 1980 года многоразовый транспортный космический корабль «Колумбия» с подвесным топливным отсеком и твердотопливными ускорителями из здания вертикальной сборки был доставлен на стартовую площадку №39А, находящуюся в 5,6 км от корпуса VAB. Как раз декабре были завершены сертификационные испытания маршевых двигателей SSME общей продолжительностью до 5000 секунд.

2 и 24 января 1981 года были проведены первые заправки бака жидкого водорода и бака кислорода. 29 января проведена заправка топливных баков реактивной системы орбитального корабля и маневрирования. 4 февраля начались серии пробных демонстраций предстартового отсчета. 20 февраля проведено предпусковое огневое испытание маршевой двигательной установки продолжительностью 20 секунд. 26 февраля начались контрольно-проверочные испытания по программе полета, а с 11 марта – контрольные проверки.

После многочисленных переносов первый запуск многоразового корабля «Колумбия» (OV102) состоялся ровно через 20 лет после полета Гагарина 12 апреля 1981 года. Пилотировали «Шаттл» американские астронавты Джон Янг, для которого этого уже был пятый полет, и Роберт Криппен. В ходе двухсуточного полета астронавты проводили испытания бортовых систем корабля. Спустя 54 часа после старта «Колумбия» совершила посадку на базе ВВС Эдвардс, причем промах составил около 600 метров. Послеполетный анализ выявил потерю шести теплозащитных плиток и повреждение 414 плиток. В первом полете стартовая масса МТКС «Спейс Шаттл» составила 2022 тонны, масса пилотируемого орбитального корабля при выведении на орбиту – 94,8 тонн, при посадке – 89,1 тонны. Это, безусловно, выдающееся техническое достижение вывело на новый уровень пилотируемые космические полеты.

Второй запуск многоразового корабля «Колумбия» состоялся 12 ноября 1981 года. На это раз его пилотировали Джо Энгл и Ричард Трули. С одной стороны это был их первый космический полет, а с другой оба они проводили горизонтальные летные испытания корабля «Энтерпрайз». Сразу после старта стало расти давление в одном из топливных элементов системы энергоснабжения, и его отключили. По этой причине продолжительность была сокращена со 124 до 54 часов. Тем не менее, космонавты практически полностью выполнили всю запланированную программу, включая испытания канадского манипулятора.

Очередной, третий запуск многоразового корабля «Колумбия» состоялся 22 марта 1982 года. В ходе 9-суточного полета космонавты Джек Лусма и Чарльз Фуллертон продолжили испытания систем корабля, в том числе выносили с помощью манипулятора в космос комплект научной аппаратуры для исследования космический лучей. Из-за дождей на авиабазе Эдвардс посадка была запланирована на полигоне Уайт-Сэндс, однако из-за сильного ветра она была перенесена на сутки.

Заключительный пуск многоразового корабля «Колумбия» по программе летно-конструкторских испытаний состоялся 27 июня 1982 года. В этом полете на борту находилась полезная нагрузка Министерства обороны США, поэтому все работы, проводимые космонавтами Томасом Маттингли и Генри Хартсфилдом носили закрытый характер. Между прочим, парашюты твердотопливных ускорителей после отделения от топливного бака не раскрылись, и ускорители затонули в океане, причем один из них разрушился при ударе о воду. После завершения 7-суточного полета руководство НАСА объявило о завершении программы ЛКИ и начале штатной эксплуатации многоразовой транспортной космической системы «Спейс Шаттл».

Первый эксплуатационный полет шаттла начался 11 ноября 1982 года. В этот день с космодрома на мысе Канаверал стартовала «Колумбия». На ее борту кроме командира корабля Вэнса Бранда и второго пилота Роберта Овермайера впервые находились и специалисты по операциям на орбите Джозеф Аллен и Уильям Ленуар. В ходе полета также впервые были выведены на орбиту связные спутники с межорбитальными твердотопливными буксирами PAMD: канадский «АникС2» и американский СБС3. Планировался также выход Аллена и Ленуара в новых скафандрах в грузовой отсек шаттла, однако из-за плохого самочувствия астронавтов и неполадках в скафандрах выход был отменен. Тем не менее, этот полет показал возможность выведения спутников с борта шаттла, хотя такая операция и не давала никаких преимуществ шаттлу по сравнению с одноразовыми носителями. После посадки «Колумбия» была отправлена на доработку и подготовку к старту с орбитальной лабораторией «Спейслэб».

После успешного первого эксплуатационного запуска программа «Спейс Шаттл» пошла по нарастающей. Для увеличения числа запусков в связи с большим временем на межполетное обслуживание требовалось построить еще несколько орбитальных ступеней. Первый летный образец – «Энтерпрайз» (OV101), на котором проводились горизонтальные летные испытания, был слишком тяжел, и его доработка требовала больших затрат. Поэтому было решено доработать полноразмерную модель шаттла для конструкционных испытаний – OV099, которая получила имя собственное «Челленджер», то есть бросающий вызов. Он оказался на 900 кг легче «Колумбии», что, естественно, на столько же увеличивало вес выводимой полезной нагрузки. Одновременно были проведены мероприятия по форсированию тяги двигателей SSME до 109% от номинала и уменьшению стартовой массы подвесного топливного бака на 4,5 тонны и твердотопливных ускорителей на 1,8 тонны каждый. Первый запуск корабля «Челленджер» состоялся 4 апреля 1983 года. На его борту находились астронавты Пол Вейц, Кэрол Бобко, Стори Масгрейв и Дональд Петерсон. В ходе этого полета была выведен спутник-ретранслятор TDRSA, с помощью которого можно круглосуточно поддерживать связь Центра управления полетом с шаттлом. Впервые астронавты Масгрейв и Петерсон совершили выход в скафандрах в грузовой отсек шаттла.

Уже при седьмом полете 18 июня 1983 года на борту корабля «Челленджер» полетела первая американская женщина-космонавт Салли Райд. Всего же на борту шаттла впервые находились 5 человек. Помимо связных спутников канадского «АникС2» и индонезийского «ПалапаБ1» в космос была выведена платформа СПАС01 для проведения технологических экспериментов, включая облет и фотографирование шаттла. После автономного полета платформы орбитальная ступень сблизилась с ней. Затем астронавты с помощью манипулятора “отловили” ее и уложили в грузовой отсек. Тем самым была подтверждена возможность снятия спутников с орбиты.

Во время восьмого полета шатлла (30 августа 1983 года) в состав экипажа из 5 человек впервые вошел американец негритянского происхождения Гийон Блуфорд. На орбиту был выведен индийский связной спутник «Инсат1Б».

При девятом запуске 28 ноября 1983 года на борту «Колумбии» в качестве полезной нагрузки впервые находилась орбитальная лаборатория «Спейслэб». В этом полете участвовали сразу 6 космонавтов: командир Джон Янг, для которого это был уже шестой полет, второй пилот Брюстер Шоу, участник экспедиции на орбитальную станцию «Скайлэб» Оуэн Гэрриот, Роберт Паркер, американский ученый Байрон Лихтенберг и ученый из Германии, космонавт Европейского космического агентства Ульф Мербольд. Орбитальная лаборатория «Спейслэб», созданная консорциумом из 10 западноевропейских государств, создала прекрасные возможности космонавтам для научных исследований, однако ее полет продолжался всего 10 суток, поскольку его продолжительность была ограничена ресурсами шаттла, а точнее, его системой энергоснабжения на базе кислородно-водородных топливных элементов. Этот полет показал, что для орбитальных лабораторий гораздо предпочтительнее постоянное пребывание в космосе со сменными экипажами. После этого полета орбитальная ступень «Колумбия» была отправлена для модернизации на завод-изготовитель компании «Рокуэлл интернешл» в Палмдейле (штат Калифорния). На какое-то время в распоряжении НАСА осталась только одна орбитальная ступень «Челленджер».

В следующем полете «Челленджера» 3 февраля 1984 года были последовательно выведены связные спутники «Уэстар6» и «Палапа Б2» (Индонезия), однако из-за отказа межорбитального буксира PAMD оба они остались на низкой орбите. В ходе этого полета астронавты Роберт Стюарт и Брюс Маккендлес впервые испытали автономное ранцевое средство передвижения в космосе MMU – своего рода “космический мотоцикл”. При этом астронавты ничем не были связаны с орбитальным кораблем. В случае отказа ранцевого устройства шаттл совершал маневр и ловил “потерявшегося” астронавта. После завершения программы также впервые была выполнена посадка в Космическом центре имени Кеннеди на мысе Канаверал.

Целью следующего полета «Челленджера», запущенного 6 апреля 1984 года, был ремонт научного спутника SMM, предназначенного для изучения Солнца. Он был запущен еще в феврале 1980 года, но через 9 месяцев потерял ориентацию. Вскоре после старта из грузового отсека был извлечен и отправлен в свободный полет 10-тонный спутник LDEF для исследования воздействия космического пространства на новые материалы. Затем «Челленджер» сблизился со спутником SMM. Астронавты Джордж Нельсон иДжеймс Ван Хофтен вышли в грузовой отсек. Нельсон с помощью ранцевой установки MMU сблизился со спутником и попытался остановить его вращение, без чего захват его манипулятором был бы невозможен. Однако попытка оказалась безуспешной. С большим трудом по командам с Земли удалось застабилизировать спутник, после чего с помощью манипулятора он был установлен в грузовом отсеке. В результате замены отдельных блоков работоспособность спутника была полностью восстановлена. После проверок SMM был отправлен в свободный полет и вскоре начал передавать ценную научную информацию. Таким образом, удалось спасти дорогой научный спутник, подтвердив большую пользу шаттла для таких полетов.

К середине 1984 года было завершено строительство еще одной орбитальной ступени OV103, которая получила название «Дискавери». В ходе ее создания учитывался опыт полетов «Колумбии» и «Челленджера». За счет применения нового теплозащитного покрытия она имела наименьшую сухую массу. Именно эту ступень предполагалось использовать, в основном, для полетов по программе Министерства обороны США. Первый ее запуск состоялся 30 августа 1984 года. В состав экипажа кроме астронавтов НАСА Генри Хартсфилда, Майкла Коутса, Ричарда Муллейна, Стивена Хоули и Джудит Резник вошел и сотрудник фирмы «Макдоннел Дуглас» Чарльз Уолкер, который обслуживал в полете электрофоретическую установку этой фирмы. В ходе полета из грузового отсека были выведены спутники связи «Лисат1», СБС4 и «Телстар3».

При тринадцатом полете 5 октября 1984 года на борту «Челленджера» был установлен радиолокатор бокового обзора для изучения земной поверхности SIRB, имеющий разрешение около 20 метров. В состав экипажа были включены ученый-океанограф Пол Скалли-Пауэр и канадский астронавт Марк Гарно, который с помощью канадского же манипулятора отправил в свободный полет научный спутник ERBS. В этом полете впервые американская женщина-космонавт Катрин Салливан вместе с Дэвидом Листма вышла в открытый космос.

Четырнадцатый полет шаттла, начавшийся 8 ноября 1984 года, был посвящен спасению спутников связи «Палапа-В» и «Уэстар-6», неудачно запущенных при десятом полете. Корабль «Дискавери» пилотировали Фредерик Хаук и Дэвид Уолкер. В ходе полета корабль сближался с каждым их этих спутников. Астронавты Джозеф Аллен и Дейл Гарднер выходили в открытый космос, с помощью установки MMU подлетали к спутникам и останавливали их вращение. После этого Анна Фишер с помощью механической руки-манипулятора возвращала спутники в грузовой отсек. После возвращения на Землю и ремонта спутники были вновь запущены при одном из последующих полетов. Этим полетом как нельзя лучше оправдывается создание шаттла.

В ходе пятнадцатого полета экипаж «Дискавери», стартовавшего 24 января 1985 года, выполнял задание Министерства обороны США, поэтому все работы носили закрытый характер. Можно лишь отметить первое участие в полетах шаттла космического инженера ВВС США Гари Пейтона. Аналогичные задачи решались и в двадцать первом полете шаттла (старт 3 октября 1985 года), который одновременно явился и первым полетом новой орбитальной ступени «Атлантис» (OV104). Только, на сей раз, в составе экипажа был еще один космонавт ВВС США Уильям Пейлз. Правда, этим и ограничилось участие военных космонавтов в полетах шаттлов.

При последующих полетах шаттла, учитывая его огромную грузоподъемность, стали возить пассажиров. Но если большинство из них являлись учеными разных стран, проводящих свои эксперименты, или специалистами-разработчиками полезной нагрузки, то часть пассажиров каталась с чисто конъюнктурными целями. Так в шестнадцатом полете (старт 12 апреля 1985 года) кроме уже летавшего специалиста фирмы «Макдоннел Дуглас» Чарльза Уолкера на борту «Дискавери» находился и сенатор Джейк Гарн. В этом же полете не удалось включить выведенный спутник «Лисат3». А в восемнадцатом полете шаттла (старт 17 июня 1985 года) приняли участие французский космонавт, бывший дублер ЖанЛу Кретьена Патрик Бодри и наследный принц Саудовской Аравии Султан Салман АльСауд.

В ходе двадцатого полета шаттла, начавшегося стартом «Дискавери» 27 августа 1985 года был выведен спутник связи «Лисат4», после чего корабль приблизился к ранее выведенному спутнику «Лисат3» и астронавты Джеймс Ван Хофтен и Уильям Фишер, выйдя в открытый космос, заменили на спутнике электронные блоки. Отремонтированный «Лисат3» успешно сработал и вышел на геостационарную орбиту, еще раз подтвердив пользу шаттла именно для таких полетов.

В течение 1985 года состоялось три полета «Челленджера» с орбитальной лабораторией «Спейслэб», хотя прошли они не в том порядке, в каком были запланированы. При полете «Спейслэб3» (старт 29 апреля 1985 года) на борту работали два ученых-экспериментатора Лодвийк Ван ден Берг и Юджин Уонг, при полете «Спейслэб2» (старт 29 июля 1985 года) – Джон-Дэвид Бартоу и Лорен Эктон. Между прочим, запуск лаборатории «Спейслэб2» сопровождался чрезвычайными происшествиями. Сначала при попытке запуска «Челленджера» 12 июля произошло аварийное выключение маршевых двигателей. За 2 недели замечание, казалось бы, устранили. Однако 29 июля через 5 минут 45 секунд после старта по команде БЦВМ отключился один из трех двигателей SSME орбитальной ступени. Оставшиеся два двигателя проработали на 80 секунд больше расчетного времени, а рабочая орбита получилась гораздо ниже запланированной. Вследствие этого, а также из-за перерасхода топлива экипажу в составе Чарльза Фуллертона, Роя Бриджеса, Стори Масгрейва, Карла Хенице, Энтони Ингленда и двух экспериментаторов не удалось выполнить всю запланированную научную программу. В то же время это был первый тревожный звонок. Третий полет под названием «Спейслэб Д1» (старт 30 октября 1985 года) прошел по программе Европейского космического агентства и, в первую очередь, Германии. Соответственно, в состав экипажа были включены космонавт Европейского космического агентства, голландец Вуббо Оккелс и два немецких космонавта-исследователя Райнхард Фуррер и Эрнст Мессершмид.

При выведении мексиканского связного спутника «Морелос-Б» в ходе двадцать третьего полета шаттла (старт27 ноября 1985 года) на борту «Атлантиса» находился первый мексиканский космонавт Родольфо Нери Вела.

1986 год начался запуском 12 января «Колумбии», на борту которой вместе с экипаже находились Роберт Сенкер, сотрудник фирмы RCA – разработчика выводимого спутника «Сатком» и конгрессмен Билл Нельсон.

При двадцать пятом полете шаттла должна была полететь учительница Шэрон Макколифф, которая собиралась провести урок на всю Америку. Вместе с ней в состав экипажа входили командир корабля Фрэнсис Скоби, а также Майкл Смит, Эллисон Онизука, Рональд Макнэйр, Джудит Резник и специалист фирмы «Хьюз» Грег Джарвис. Корабль «Челленджер» стартовал 28 января 1986 года. На 73-й секунде полета на высоте 14 км в результате прогара стенки твердотопливного ускорителя пламя факела прожгло и стенку подвесного кислородно-водородного топливного бака. Произошел взрыв, и все космонавты погибли. Все запланированные полеты шаттлов были приостановлены до выяснения и устранения причин аварии.

К этому времени выходили на финишную прямую работы по советской многоразовой космической системе «Буран». Однако история ее создания резко отличается от создания американской системы «Спейс Шаттл». В отличие от американцев никакой государственной программы создания перспективных транспортных средств в Советском Союзе не имелось. Отдельные проекты только подтверждали это. Так, например, программа «Спираль» для родного Министерства авиационной промышленности была непрофильной, а для ракетно-космического Министерства общего машиностроения Лозино-Лозинский и компания были чужаками. Силы и средства космической отрасли направлялись на лунную программу. Но после снятия В. П. Мишина в 1974 году программу Н1Л3 закрыли. Правда, еще при В. П. Мишине в проекте многоцелевой космической базы-станции рассматривалось снабжение ее с помощью многоразовых кораблей. Однако дальше бумаги дело не пошло.

Тем не менее, исследовательские работы по многоразовым транспортным космическим системам, проводившиеся на Западе, не могли не привлечь нашего внимания. В первую очередь нужно было выяснить – нужны ли они нам и для решения каких задач. Для анализа этой проблемы в 1973 году по поручению Комиссии по военно-промышленным вопросам при Совете Министров СССР (ВПК) была создана первая представительная комиссия из специалистов ЦНИИМаша, ЦАГИ, НИИТП, 50 ЦНИИ КС (бывший НИИ4) Министерства обороны из Болшево (начальник И. В. Мещеряков), 30 НИИ ВВС и ряда других организаций. Возглавлял комиссию, в работе которой принимали участие М. В. Келдыш и В. М. Мясищев, директор ЦНИИМаша Ю. А. Мозжорин. Особый акцент делался на формулировании задач целевого использования МТКС и оценку их экономической эффективности.

Поскольку дело было для нашей страны новое, при обсуждении выявились значительные расхождения практически по всем вопросам. Представители ЦАГИ, 30 НИИ ВВС выступали за создание авиационно-космических систем малого класса типа «Спираль», разработка которой велась в то время. В то же время 50 ЦНИИ КС, головной институт Министерства обороны по космическим средствам, выступил вообще против их создания. Надо сказать, что эти расхождения были вызваны и туманностью перспектив в части объема грузопотока по линии Земля-орбита. Разница в оценках отличалась на два порядка: от 500 тонн до 50000 тонн в год. А, не имея четких критериев оценки, трудно сформулировать облик системы. Но в любом случае экономическая эффективность такой МТКС была близка к нулю.

После выполнения дополнительных поисковых проработок была создана новая межведомственная комиссия, возглавляемая директорами ЦНИИМаша (Ю. А. Мозжорин) и ЦАГИ (Г. П. Свищев). В рамках этих исследований в ЦНИИМаше были созданы две рабочие группы для анализа задач и оценки целевой эффективности, а также для оценки проектных решений, компоновки, отработки двигателей и других систем. В итогом отчете, подписанном в 1974 году представителями шести институтов, предлагалось создание орбитального самолета массой 18 тонн, рассчитанного на выведение с помощью ракеты-носителя «Протон» 4-5 тонн полезного груза. Такой аппарат позволял решать разнообразные практические задачи. Этот отчет был представлен министру общего машиностроения С. А. Афанасьеву, а затем секретарю ЦК КПСС Д. Ф. Устинову. Однако тот остался недоволен предложенным вариантом МТКС и в свою очередь предложил увеличить массу полезного груза до 30-40 тонн. Сказывалась магия цифр, ведь американцы уже начали полномасштабную разработку МТКС «Спейс Шаттл» с грузоподъемностью 29,5 тонн.

В это время В. П. Глушко, назначенный 21 мая 1974 года Генеральным конструктором НПО «Энергия» вместо В. П. Мишина, чтобы загрузить оставшееся без работы после закрытия Н-1 предприятие предложил комплексную ракетно-космическую программу, основу которой составляло создание семейства ракет-носителей разной грузоподъемности. С помощью этих ракет можно было осуществлять полеты к Луне, а также выводить на орбиту многоразовые транспортные космические корабли.

У этого предложения не было никакой внутренней логики, оно никак не вытекало из общего направления развития советской космонавтики. Отметалось все, что было создано предшественниками, и, в первую очередь, наработки по лунному комплексу Н1Л3. Ведь было очевидно, что еще 2-3 пуска и Н1 начнет летать, преодолев детские болезни роста. Но принять под свою опеку Н1, из-за которой произошел конфликт с С. П. Королевым, с “неродными” двигателями В. П. Глушко просто не мог. Были «закопаны» в землю 4,5 миллиарда рублей. А в результате, истратив 14 миллиардов рублей, удалось только через 13 лет запустить ракету аналогичного класса. Как не хватало этих денег для реализации других космических программ. Это был чисто волюнтаристский подход, последствия которого отечественная космическая отрасль будет расхлебывать еще долгие годы.

Но вернемся к комплексной ракетно-космической программе. Как уже говорилось, основу ее составляло семейство ракет-носителей среднего, тяжелого и сверхтяжелого класса. А задачей ее являлись освоение Луны, создание постоянной орбитальной станции и многоразового транспортного корабля, полет на Марс. Причем именно в такой последовательности, то есть создание космических средств многоразового использования не было самым приоритетным. Но тогда, получается, что В. П. Глушко на первое место поставил то, от чего только что сам отказался, то есть полет на Луну. Только вместо Н1 космонавтов должна выводить к Луне новая тяжелая ракета-носитель. Вот здесь-то и оказалась «зарыта собака». Ведь если бы В. П. Глушко продолжил программу Н1Л3, то он так и остался бы в памяти просто двигателистом и соратником С. П. Королева. А он захотел оставить свой след в истории, пусть даже ценой в несколько миллиардов рублей.

После преобразования ЦКБЭМ в НПО «Энергия» и восшествия В. П. Глушко на «престол» приказом министра была утверждена новая структурная схема предприятия. Я. П. Коляко стал главным конструктором по многоцелевым тяжелым ракетам-носителям, И. Н. Садовский, занимавшийся ранее созданием твердотопливных МБР РТ1 (8К95) и РТ2 (8К98), стал главным конструктором по многоразовым транспортным космическим системам, Ю. П. Семенов – по орбитальным станциям всех назначений, И. С. Прудников – по лунному комплексу и лунной базе, а К. Д. Бушуев был назначен директором и главным конструктором программы «Союз» – «Аполлон».

13 августа 1974 года в кабинете В. П. Глушко состоялось совещание, на котором были впервые озвучены основные положения комплексной ракетно-космической программы. На этом совещании присутствовали главные конструкторы В. П. Бармин, Н. А. Пилюгин, М. С. Рязанский, В. И. Кузнецов, министр общего машиностроения С. А. Афанасьев, представители ВПК. Приехал даже секретарь ЦК КПСС Д. Ф. Устинов.

С докладом по комплексной ракетно-космической программе выступил Генеральный конструктор НПО «Энергия» В. П. Глушко. Основным предложением В. П. Глушко было создание последовательного ряда тяжелых и сверхтяжелых ракет-носителей из унифицированных блоков. Всем ракетам присваивался индекс РЛА – ракетный летательный аппарат. Эта аббревиатура РЛА родилась еще в 1930-е годы в Газодинамической лаборатории, когда под руководством В. П. Глушко там разрабатывались жидкостные ракетные двигатели серии ОРМ – «опытный ракетный мотор». Последний проект ракеты тридцатых годов имел индекс РЛА-100. Проект был разработан в 1930-1932 годах. Ракета предназначалась для вертикальных полетов с расчетной высотой до 100 км, стартовая масса ракеты 400 кг, тяга двигателей до 3 тонн, время их работы 20 секунд.

Самая легкая из них ракета-носитель среднего класса РЛА120 имела классическую схему, стартовую массу 980 тонн и грузоподъемность 30 тонн. Первую ступень диаметром 6 метров предполагалось оснастить четырьмя кислородно-керосиновыми двигателями тягой по 250 тонн каждый.

Эта же ступень использовалась как “боковушка” для более тяжелых носителей, которые имели пакетную схему. Вокруг центрального блока 2-й ступени тяжелого носителя диаметром 9 метров устанавливалось различное число боковушек 1-й ступени. Так РЛА140 имела 2 боковушки и была способна вывести на орбиту полезный груз массой 155-165 тонн, РЛА130 – 4 боковушки и 175-183 тонны полезного груза, а самая мощная РЛА150 – 6 боковушек и 250 тонн полезного груза. На РЛА130 и РЛА140 полезный груз устанавливался сбоку от центрального блока в грузовом контейнере, а на РЛА150 – сверху. Сама вторая ступень оснащалась шестью двигателями тягой по 600 тонн каждый, причем поначалу в качестве топлива для второй ступени рассматривались керосин, как и на 1-й ступени, или циклин. Сказалась нелюбовь В. П. Глушко к водороду.

РЛА-140 рассматривалась также, как носитель для выведения на орбиту многоразового транспортного корабля РЛА-135 массой 155 тонн, причем сам он, в свою очередь, доставлял на орбиту полезный груз массой до 40 тонн (надо же было в чем-то опередить американцев). Сам проект орбитального корабля многоразового использования был слабо проработанным. Это и неудивительно, ведь никаких поисковых работ по крылатым аппаратам в НПО «Энергия» не велось, а работы по «Спирали» просто игнорировались. Тогда же в 1974 году был предложен бескрылый аппарат вертикальной посадки с несущим корпусом. Посадка происходила по парашютно-ракетной системе на выдвижные лыжи-амортизаторы с использованием пороховых двигателей мягкой посадки. Корабль должен был состоять из трех частей: носовой (конической) с кабиной экипажа и рулевыми двигателями, средней (цилиндрической) с объемистым грузовым отсеком, и кормовой с двигателями довыведения, орбитального маневрирования и топливом для них. В атмосферу аппарат должен был входить вперед коническим носом с некоторым углом атаки. Этого достаточно, чтобы на тех скоростях получить определенное аэродинамическое качество. При старте корабль размещается сверху носителя, а не сбоку.

Предложенная схема имела колоссальное преимущество: отсутствовали крылья, большую часть времени бывшие паразитной массой. К достоинствам предложенной схемы можно также отнести следующее: имелся серьезный практический задел по спускаемым аппаратам с небольшим аэродинамическим качеством (космический корабль «Союз», боеголовки баллистических ракет); имелись и давно использовались в Воздушно-десантных войсках сложные парашютные системы (с тормозными РДТТ), позволяющие осуществлять мягкую посадку тяжелых объектов; снимались жесткие требования по точности приземления; отпадала необходимость в дорогой и сложной наземной инфраструктуре (в первую очередь аэродромов); конструкция космического корабля без крыльев и оперения по сравнению с крылатым ОК конструктивно является более простой и легкой при равной прочности, имеет меньшую омываемую площадь (что снижает массу теплозащиты), более простые алгоритмы управления, что в конечном итоге приводит к большей эффективности в эксплуатации.

Но главный недостаток такой формы – малая дальность бокового маневра при спуске. Нужна же была большая, что диктовалось элементарным соображением: в отличие от американцев с их раскиданными по всему миру авиабазами, у нас была только территория СССР – много, но недостаточно. Сесть же на свою территорию нужно было с любого витка. Проблему пытались решить: корпус корабля стал в сечении треугольным, однако это были полумеры. В конечном итоге, решение подсказали американцы, но об этом чуть позже.

Что касается сроков, то по замыслу В. П. Глушко первый запуск самого легкого носителя РЛА-120 должен состояться в 1979 году. Тогда же должна начаться сборка на орбите постоянной орбитальной станции из специализированных модулей, а завершение сборки ожидалось в 1980-1981 годах. На 1980 год планировался первый запуск РЛА140, а на 1981 год полет к Луне с ее помощью. На 1982 год планировался запуск самой тяжелой ракеты РЛА150, а на 1983 год – полет к Марсу. Сроки явно из области фантастики, ведь не было не только самих ракет, но даже двигателей для них. Достаточно сказать, что станция «Мир», аналог ПОС, была запущена в 1986 году, а ракета-носитель «Энергия», аналог РЛА140, – в 1987 году. На реализацию всей программы требовалось 12 миллиардов рублей.

В 1975 году в НПО «Энергия» был завершен выпуск технических предложений в рамках Комплексной ракетно-космической программы. Программа предусматривала создание унифицированного ряда ракетных летательных аппаратов для высадки пилотируемой экспедиции на Луну и создания лунной базы. Технические предложения включали в себя также основные конструктивные решения многоразовых систем. В технических предложениях основное внимание было уделено использованию созданного ранее задела ракеты Н-1 и – главное – стартовых полигонных сооружений.

В целом же комплексная ракетно-космическая программа оказалась несостоятельной по очень простой причине – она не заинтересовала советское руководство. К Луне оно охладело после поражения в лунной гонке, чему свидетельствовало закрытие программы Н1Л3. Марс же и вовсе относился к области фантастики. Строительство же постоянной орбитальной станции больших размеров и многоразового транспортного корабля для ее снабжения было политически невыигрышным. Экономические соображения вообще не рассматривались. Требовался более весомый аргумент. И он был найден.

В зарубежной печати время от времени появлялись статьи о том, что создававшийся в США многоразовый транспортный корабль по программе «Спейс Шаттл» сможет не только выводить спутники на орбиту, но также проводить инспекцию чужих спутников и даже снимать их с орбиты. То есть, фактически, он становился оружием.

С технической точки зрения эти статьи не выдерживали никакой критики. Ведь особо секретные спутники могут быть снабжены взрывчаткой, и их автоподрыв может привести к гибели самого шаттла. Не случайно, что даже секретарь ЦК КПСС Д. Ф. Устинов, человек технически грамотный, подобным сообщениям серьезного внимания не придавал.

Однако исследования, проведенные в Институте прикладной механики АН СССР (теперь институт имени М. В. Келдыша) показали, что «Спейс Шаттл» дает возможность, осуществляя маневр возврата с полу– или одновитковой орбиты по традиционной к тому времени трассе, проходящей с юга над Москвой и Ленинградом, сделав некоторое снижение – нырок, в их районе сбросить ядерный заряд и в совокупности с действиями других привлеченных средств парализовать систему боевого управления Советского Союза. То есть, теоретическая возможность была раздута до размеров угрозы национальной безопасности.

Исследования были проведены известными учеными Ю. Г. Сихарулидзе, Д. Е. Охоцимским. М. В. Келдыш на основе результатов анализа направил доклад в ЦК КПСС. Советское руководство, помешанное на идее стратегического паритета, ухватилось за это и потребовало дать адекватный ответ на происки Пентагона. Состоялся разбор, в результате которого при активной поддержке Д. Ф. Устинова Генеральный секретарь ЦК КПСС Л. И. Брежнев принял решение о разработке комплекса альтернативных мер с целью обеспечения гарантированной безопасности страны. Советский Союз на то время не располагал организациями специального назначения типа американского НАСА. Головная роль в разработке альтернативных средств была отведена Министерству общего машиностроения. Справедливости ради надо отметить, что В. П. Глушко до последнего момента противился своему вовлечению в разработку МТКС, оставаясь сторонником развития программы пилотируемых полетов на Луну и Марс. Однако решения высшего партийного руководства не обсуждаются.

Впрочем, еще в процессе рассмотрения технического предложения Комплексной ракетно-космической программы на совместном научно-техническом совете Минобщемаша и Минобороны начальник Главного управления космических средств Министерства обороны (ГУКОС) А. Г. Карась настоял при защите проекта на создании многоразовой космической системы. Аналогичные заключения дали головные институты, предлагавшие создать комплекс, аналогичный системе «Спейс Шаттл». Решением Совета предписывалось, чтобы исключить возможную техническую и военную внезапность, связанную с появлением у потенциального противника многоразовой транспортной космической системы «Спейс Шаттл» – принципиально нового технического средства доставки на околоземные орбиты и возвращения на Землю значительных масс полезных грузов, в проекте НПО «Энергия» поменять приоритетность разработок в интересах Министерства обороны, выдвинув на первый план необходимость создания многоразовой космической системы типа «Спейс Шаттл». Поэтому в январе 1975 года Минобщемаш разработал и представил проект перспективного комплексного плана научно-исследовательских работ, связанных с решением фундаментальных проблем создания многоразовой космической системы.

Все работы по многоразовой космической системе в НПО «Энергия» велись под руководством главного конструктора Игоря Николаевича Садовского. В течение 1975 года был сформирован облик будущей ракетно-космической транспортной системы, которая, по замыслу, должна была стать универсальной. В конце 1975 года второй виток итерации проекта привел к изменению головного тома проекта. Появился том 1Б, «Многоразовая космическая система Буран». Но еще в июне 1975 года эти предложения были представлены Главкому РВСН.

В проекте 1975 года в отличие от американской системы «Спейс Шаттл» ракета представлялась уже как самостоятельная структура, а полезный груз – орбитальный корабль или любой другой космический аппарат, или платформа. В отличие от американской системы, ракета позволяла осуществлять запуск космических аппаратов различных классов. «Спейс Шаттл» был лишь космическим самолетом с твердотопливными ускорителями и подвесным топливным отсеком. В этой схеме при равной стартовой массе самолет выводил на орбиту груз в три раза меньший, чем классическая ракета.

17 февраля 1976 года вышло Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР №132-51 «О создании многоразовой космической системы в составе разгонной ступени, орбитального самолета, межорбитального буксира, комплекса управления системой, стартово-посадочного и ремонтно-восстановительного комплексов и других наземных средств, обеспечивающих выведение на северо-восточные орбиты высотой 200 км полезных грузов массой до 30 тонн и возвращение с орбиты грузов массой до 20 тонн». Основным заказчиком многоразовой космической системы (индекс заказчика 1К11К25) выступало Министерство обороны СССР, а головным разработчиком – НПО «Энергия». Такое длинное название Постановления довольно точно отражало суть проекта. Создавалась именно многоразовая космическая система, получившая закрытое название «Буран» (имя системы, а не корабля). В ее состав входили многоразовый ракетно-космический комплекс (индекс 11Ф36), состоящий из ракеты-носителя (индекс 11К25), орбитального корабля (индекс 11Ф35) и межорбитального буксира (индекс 11Ф45), а также стартовый комплекс, универсальный комплекс стенд-старт, технический комплекс, посадочные комплексы орбитального корабля ПКОК и блоков первой ступени ПКА. Что касается названий и обозначений, то на первом этапе использовались разные. Так кроме индекса заказчика ракета-носитель имела традиционное для В. П. Глушко обозначение РЛА130, а также имя собственное – «Гром». В свою очередь орбитальный корабль получил имя «Молния», однако эти имена не прижились, и вплоть до старта использовались индексы заказчика. Выражение «работы по «Бурану»» подразумевало работы по всей МКС в целом, а не только по орбитальному самолету.

Сразу после выхода постановления правительства представители Министерства обороны СССР и НПО «Энергия» приступили к разработке тактико-технических требований к многоразовой системе. В мае 1976 года проект ТТТ был рассмотрен научно-техническим советом ГУКОС и одобрен. В течение почти года утрясались основные характеристики и требуемые качества комплекса, которые еле уложились в несколько увесистых книг.

Многоразовая космическая система «Энергия» – «Буран» создавалась согласно требованию «заказчиков» в лице ГУКОС Министерства обороны с целью:

• комплексного противодействия мероприятиям вероятного противника по расширению использования космического пространства в военных целях;

• решения целевых задач в интересах обороны, народного хозяйства и науки;

• проведения военно-прикладных исследований и экспериментов в обеспечение создания больших космических систем с использованием оружия на известных и новых физических принципах;

• выведения на орбиты, обслуживания на них и возвращения на землю космических аппаратов, космонавтов и грузов.

В соответствии с требованиями, заложенными в задании, ракета-носитель и орбитальный корабль составляли многоразовый ракетно-космический комплекс. Для адекватного ответа и планируемые характеристики советского многоразового корабля оказались удивительно похожими на характеристики американского шаттла. Так масса выводимого полезного груза должна была составлять 30 тонн (29,5 тонн в шаттле) на опорную орбиту высотой 200 км и наклонением 51, на орбиту с наклонением 97 – не менее 16 тонн, а величина бокового маневра – 2000 км. Минимальное время подготовки к повторному пуску должно было составлять не более 20 суток, включая ремонтно-восстановительные работы с применением блоков первой ступени из обменного фонда. Орбитальный корабль должен был использоваться до 100 раз, а блоки первой ступени – не менее 10 раз. И только величина возвращаемого полезного груза возросла до 20 тонн по сравнению с 14 тоннами для шаттла. В этом отразилась суть политики тех лет: чтоб было не хуже, чем у американцев.

Тактико-технические требования были утверждены 8 ноября 1976 года у Д. Ф. Устинова. Все промышленные министерства, заказывающие управления Министерства обороны, Академия наук СССР подписали этот исходный документ. Именно с этого момента элементы многоразовой космической системы «Буран» получили индекс заказчика, приведенный выше. Надо сказать, что в ходе работы над тактико-техническими требованиями менялся и облик многоразовой транспортной космической системы. В первую очередь, требование к дальности бокового маневра до 2000 км однозначно делало выбор в пользу крылатой орбитальной ступени, отказавшись от корабля с несущим корпусом и вертикальной посадкой.

На первом этапе проектных работ еще при создании комплексной ракетно-космической программы многоразовый корабль почти полностью повторял «Спейс Шаттл». Тот же подвесной топливный бак с перекачкой топлива к маршевым двигателям, расположенным на орбитальной ступени, те же два боковых ускорителя первой ступени. Только ускорители жидкостные, да в центральном баке в качестве топлива – керосин. Но чтобы обеспечить столь колоссальную грузоподъемность (около 100 тонн) удельный импульс кислородно-керосиновый топливной пары был низковат. Использование керосина на 2-й ступени вело к неоправданно большим габаритам всего носителя. Это и вынудило выбрать в качестве топлива для второй ступени водород. В. П. Глушко наступил на горло собственной песне, ведь он долгие годы был противником водорода. Разработку кислородно-водородного двигателя поручили воронежскому КБ Химавтоматики под руководством А. Д. Конопатова (бывшее ОКБ154 С. А. Косберга). Главным конструктором двигателя РД0120 стал В. С. Рачук.

Следующий шаг был также вынужденным. Поскольку опыт создания кислородно-водородных двигателей в нашей стране был невелик, и повторить американский SSME было бы очень сложно, решили упростить задачу и сделать его одноразовым. Но тогда пропадал смысл его возвращения на Землю. В результате кислородно-водородные двигатели переместились с орбитального корабля на 2-ю ступень. Это имело и положительный момент. Ракета-носитель становилась автономной, что позволяло не только отрабатывать ее отдельно от орбитального корабля, но и использовать ее для выведения других полезных нагрузок.

Также претерпела изменения и первая ступень. Проектные проработки в КБ «Энергомаш» в 1973-74 годах по сверхмощному килородно-керосиновому двигателю РД123 показали реальность создания четырехкамерного двигателя с тягой 800 тонн на жидком кислороде и керосине типа РГ-1, что и было взято за основу. Но такое уменьшение тяги двигательной установки первой ступени по сравнению с заложенной в комплексной ракетно-космической программе привело к увеличению числа боковушек с двух до четырех. В свою очередь и индекс ракеты изменился с РЛА140 на РЛА130. С другой стороны, требование беспрепятственной транспортировки ракетных блоков 1-й ступени по железной дороге заставило выбрать диаметр первой ступени 3,9 метра – третья степень негабаритности. В конце 1973 – начале 1974 года были разработаны технические предложения по созданию двигателей РД-124 тягой 125 тонн каждый и РД-125 с тягой по 130 тонн, по сути, модификацией РД-124 для ракеты-носителя «Зенит», о чем уже писалось ранее. В июне 1974 года были также разработаны технические предложения по двигателю РД-150 с тягой до 1500 тонн. Расчетные и конструкторские проработки, начиная с 1974 года, сопровождались экспериментальными исследованиями. На базе серийного двигателя 15Д168, работающего на азотном тетроксиде и несимметричном диметилгидразине, были созданы экспериментальные двигатели-аналоги, работающие на жидком кислороде и керосине, тягой 90 тонн и давлением в камере сгорания 200 атмосфер. Было проведено более 300 испытаний на 200 экземплярах с суммарной наработкой по времени в 20 тысяч секунд. После принятия Постановлений о разработке ракетных систем «Энергия» – «Буран» и «Зенит» в ноябре 1976 года был выпущен эскизный проект двигателя РД-170 со следующими характеристиками: тяга на земле 740 тонн, в пустоте – 806,4 тонны (эти значения были приняты на основе оптимизации двух проектов ракет-носителей «Энергии» и «Зенита»).

Головным подразделением в НПО «Энергия» по разработке МКС «Буран», как уже говорилось, стала служба главного конструктора Игоря Николаевича Садовского (он же первый заместитель Генерального конструктора), занимавшегося ранее созданием межконтинентальных баллистических ракет на твердом топливе РТ1 и РТ2. Заместителем главного конструктора по орбитальному кораблю стал П. В. Цыбин, занимавшийся еще в конце 50-х годов проблемой крылатых аппаратов (знаменитый “лапоток”).

Головными разработчиками НПО «Энергия» и НПО «Молния» с участием ЦАГИ (Г. П. Свищев) и ЦНИИМАШ (Ю. А. Мозжорин) в течение 1975-1976 годов был проведен сравнительный анализ двух схем корабля с горизонтальной посадкой – схема моноплана с низкорасположенным крылом двойной стреловидности и схема типа «несущий корпус». В результате сравнения в качестве оптимального варианта для орбитального корабля была принята схема моноплана. Совет главных конструкторов с участием институтов МОМ и МАП 11 июня 1976 года утвердил это решение. Вообще-то, представители минавиапрома и в первую очередь специалисты НПО «Молния» выступали за принятие в качестве базовой аэродинамической формы корпуса орбитального аппарат «Спираль», по которому уже имелись серьезные наработки. Однако И. Н. Садовский при поддержке В. П. Глушко и представителей Министерства обороны настоял на копировании шаттла. В качестве аргументов приводился американский опыт выбора аэродинамический формы «челнока», которые провели колоссальный объем научно-исследовательских и поисковых работ. В конце концов, не дураки же они.

Для обеспечения создания многоразовой космической системы «Буран» в июле 1976 года был создан Межведомственный координационный совет. Его председателем стал министр общего машиностроения С. А. Афанасьев. В течение 1976 года была сформирована кооперация исполнителей – организаций-разработчиков и заводов-изготовителей, которая и была утверждена Комиссией по военно-промышленным вопросам при Совете Министров СССР 18 декабря 1976 года. НПО «Энергия» помимо того, что являлось головным разработчиком всей многоразовой космической системы в целом, выпускало также проектную документацию на ракету-носитель и конструкторскую документацию на вторую ступень (блок Ц).

Разработка первой ступени (блок А) была поручена днепропетровскому НПО «Южное» (Генеральный конструктор В. Ф. Уткин), которое одновременно создавало ракету-носитель среднего класса грузоподъемностью 13,5 тонн, названную впоследствии «Зенит». При этом блок А был максимально унифицирован с первой ступенью «Зенита». Кислородно-керосиновый двигатель для первой ступени ракеты «Зенит» и блока А разрабатывался в КБ Энергомаш (главный конструктор В. П. Радовский), а кислородно-водородный двигатель для второй ступени – КБ Химавтоматики (главный конструктор А. Д. Конопатов). Разработка системы управления всей МКС была поручена НИИ автоматики и приборостроения (главный конструктор Н. А. Пилюгин). Однако вскоре стало ясно, что эта задача неподъемна для одного предприятия, и создание системы управления ракетой-носителем в 1978 году поручили харьковскому НПО «Электроприбор» (главный конструктор В. Г. Сергеев). За НИИАП осталась система управления орбитального корабля и роль головной организации по всей системе управления в целом.

Если разработка ракеты-носителя и всей наземной инфраструктуры было сложным, но привычным для предприятий Министерства общего машиностроения делом, то создание планера орбитального корабля выходило за рамки привычного. Для этих целей в Министерстве авиационной промышленности было создано Научно-производственное объединение «Молния». Оно возникло на базе двух конструкторских бюро – «Буревестник» (главный конструктор А. В. Потопалов), имевшего опыт создания больших сверхзвуковых самолетов и зенитный ракет, и «Молния» (главный конструктор М. Р. Бисноват), разрабатывавшего беспилотные летательные аппараты, в том числе ракеты класса «воздух-воздух», а также Экспериментального машиностроительного завода (Генеральный конструктор В. М. Мясищев), на котором проектировались и испытывались тяжелые и высотные самолеты. Головная команда для работы над «Бураном» пришла вместе Г. Е. Лозино-Лозинским из конструкторского бюро А. И. Микояна «Зенит» и из Дубненского ОКБ А. Я. Березняка «Радуга» – более 100 человек, работавших в свое время над «Спиралью». Новую фирму возглавил Глеб Евгеньевич Лозино-Лозинский, приобретший большой опыт по созданию воздушно-космического самолета в ходе работ над проектом многоразовой авиакосмической системы «Спираль». Вообще же не будет большим преувеличением сказать, что для работ по «Бурану» был задействован почти весь промышленный и интеллектуальный потенциал военно-промышленного комплекса СССР. Всего в разработке участвовало более 1200 организаций.

12 декабря 1976 года Генеральным конструктором В. П. Глушко был утвержден эскизный проект, который был одобрен в целом, но получил ряд замечаний, для реализации которых было разработано Дополнение к нему. Основу многоразовой космической системы «Буран» составляли ракета-носитель пакетной схемы с четырьмя спасаемыми кислородно-керосиновыми блоками 1-й ступени диаметром 3,9 метра и центральным кислородно-водородным блоком 2-й ступени диаметром 8,8 метра. К блоку Ц сбоку крепился многоразовый орбитальный корабль, оснащенный двумя турбореактивными двигателями для маневрирования при заходе на посадку. На блоке Ц устанавливались 4 кислородно-водородных ЖРД. В случае аварии ракеты на старте предусматривалось спасение орбитальный корабль с помощью твердотопливных двигателей, установленных в хвостовой части ОК.

Пакетная схема ракеты-носителя позволяла создать целое семейство ракет-носителей разной грузоподъемности за счет изменения количества ракетных блоков 1й ступени – боковушек, что и было зафиксировано в эскизном проекте:

• РЛА125 («Гром») с двумя боковушками, стартовой массой 1650 тонн и выводимым полезным грузом массой 50 тонн;

• вариант с четырьмя боковушками, стартовой массой 2392 тонны и выводимым полезным грузом массой 92-95 тонны;

• вариант с шестью боковушками, стартовой массой 3112 тонн и выводимым полезным грузом массой 135-142 тонны;

• РЛА132 («Вулкан») с восемью боковушками, стартовой массой 3810 тонн и выводимым полезным грузом массой 160-170 тонн;

• РЛА133 с девятью боковушками с увеличенной заправкой, стартовой массой 5800 тонн и выводимым полезным грузом массой 190-210 тонн.

Во всех вариантах все двигатели начинали работать со старта.

Эскизный проект многоразовой космической системы был рассмотрен Межведомственной экспертной комиссией, в которую входили представители головных институтов промышленности, Министерства обороны, академий наук Союза и республик. В марте 1977 года проект и заключение комиссии были рассмотрены на объединенном научно-техническом совете Минобщемаша, Минавиапрома и военно-технического совета Министерства обороны. Проект был одобрен с некоторыми замечаниями. Совет рекомендовал разработать дополнение к эскизному проекту.

В июле 1977 года было выпущено дополнение к эскизному проекту. Облик ракеты существенно поменялся. Между прочим, начиная с 1976 года, в течение пяти лет (до 1981 года) всего было проработано пять вариантов конструкторских схем на базе исходной. По результатам исследований устойчивости полета ракеты была проведена аэродинамическая перекомпоновка ракеты. В основном это коснулось центрального блока. Блок А после введения в конструкцию парашютных средств посадки приобрел в носовой и хвостовой частях небольшие аэродинамические плоскости для стабилизации блока в полете в верхних слоях атмосферы.

В соответствии с распределением работ изготовление центрального блока второй ступени закреплялось за куйбышевским заводом «Прогресс». Однако еще в самом начале главный конструктор ЦСКБ Д. И. Козлов отказался участвовать в программе «Буран». Для сопровождения производства на заводе «Прогресс», а также сборки ракеты-носителя на космодроме в Куйбышеве был образован Волжский филиал НПО «Энергия». В ходе подготовки производства блока Ц на заводе «Прогресс» выявились ограниченные возможности производственно-технологической базы. Так невозможно было обработать баки диаметром более 7,7 метра из-за отсутствия соответствующего оборудования и технологической оснастки. Пришлось взять эту величину за основу. Но тогда при том же запасе топлива и постоянном объеме баков увеличивалась его длина. Тогда было решено сделать блок Ц составным. В верхней части блока Ц находился топливный бак 1Ц, из которого со старта перекачивалось топливо к двигателям. По выработке топлива блок 1Ц отделялся и уводился с помощью пороховой ДУ, аналогичной САС. Дальше топливо поступало из блока 2Ц. Количество двигателей на блоке Ц уменьшилось до трех. Данная схема и была затверждена в дополнении к эскизному проекту в марте 1977 года. В нем же были приведены пересмотренные варианты семейства ракет-носителей, которое дополнилось ракетами с боковым расположением полезного груза в грузовом контейнере:

• РНГТК4 с четырьмя блоками А, стартовой массой 2250 тонн и массой выводимого полезного груза 90 тонн;

• РНГТК6 с шестью блоками А, стартовой массой 2981 тонна и массой выводимого полезного груза 120 тонн.

Ракета-носитель «Вулкан» (РЛА132) теперь имела 8 боковушек и при стартовой массе 3437 тонн могла вывести на орбиту полезный груз массой 158 тонн, а РЛА133 при том же числе боковушек, но с увеличенной заправкой и стартовой массой 4155 тонн выводила 170 тонн полезного груза. При этом 2-я ступень состояла только из одного блока 2Ц, а двигатели 2й ступени со старта не работали и включались на определенной высоте.

Дополнение к эскизному проекту, как и предыдущие проекты, прошло экспертизу, было одобрено Советом главных конструкторов и научно-техническим советом Министерства общего машиностроения и легло в основу Постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 21 ноября 1977 года, которым были утверждены основные этапы и мероприятия по обеспечению создания многоразовой космической системы «Буран». Этим Постановлением был установлен срок начала летных испытаний ракеты-носителя «Зенит» (11К77) на третий квартал 1980 года, а начало летных испытаний «Бурана» в 1983 году.

В декабре 1977 года приказом министра общего машиностроения главным конструктором темы «Буран» назначается первый заместитель генерального конструктора И. Н. Садовский с подчинением ему проектных подразделений ГКБ НПО «Энергия» по многоцелевым тяжелым носителям, которые ранее возглавлял Я. П. Коляко; конструкторских подразделений во главе с В. В. Симакиным; Волжского филиала – главный конструктор Б. Г. Пензин – и подразделения по стартовым позициям и наземному комплексу с заместителем генерального конструктора А. П. Абрамовым (моим первым начальником комплекса).

Такая сложная схема блока Ц, требующая перелива компонентов топлива и увода верхнего полубака в целом понижала надежность всей системы. Кроме того, специалисты пришли к выводу, что использование пороховой САС для спасения 100-тонного орбитального корабля слишком рискованно, да и проверка ее в реальных условиях грозила гибелью аппарата. Поэтому уже в 1978 году блок Ц был возвращен к двухбаковой конструкции, но диаметр остался 7,7 метра, длина уменьшилась и стала даже несколько меньше варианта 1976 года. Ракета приближалась по конструкции к конечному варианту. В марте 1978 года начался выпуск технического проекта, который был завершен к концу этого же года.

В дополнении к техническому проекту, выпущенном в июне 1979 года, уже отсутствовали система аварийного спасения ОК, блок Ц окончательно превратился в неразъемный моноблок: за счет применения переохлажденных кислорода и водорода удалось получить приемлемые размеры 2й ступени. Одновременно количество двигателей на второй ступени возросло до четырех. Это было необходимо для повышения тяговооруженности на случай отказа одного из двигателей первой или второй ступени. Исчезли также турбореактивные двигатели, то есть посадка стала безмоторной. С этого момента, то есть спустя 3,5 года после начала работ по «Бурану», приступили к выпуску рабочей документации по ракете-носителю и системе в целом.

Между прочим, на начальном этапе работ по «Бурану» многие не верили, что удастся довести дело до запуска. Сказывался неудачный опыт по Н1. Пессимисты так и говорили, что объединением усилий разработчиков не полетевших царь-ракеты (Н1) и царя-самолета (М52) невозможно получить летающий гибрид. В ходу даже была шутка о том, что в НПО «Энергия» есть только две темы – ДОС и МКС, что означало «долговременное обслуживание Семенова» и «медленную кончину Садовского».

Для того чтобы описать многоразовую космическую систему «Буран», достаточно представить себе американскую систему «Спейс Шаттл» – настолько они похожи, особенно орбитальная ступень. Да это и неудивительно, ведь практически никаких поисковых работ не велось, а военные потребовали дать адекватный ответ на систему «Спейс Шаттл» с такими же характеристиками. Вот и получился брат-близнец от других родителей. В то же время «Буран» имел и свои особенности. Самой главной из них было четкое деление многоразовой транспортной космической системы на ракету-носитель и орбитальный корабль, что позволяло доставлять в космос не только многоразовый орбитальный корабль (в пилотируемом и непилотируемом вариантах), но и другие полезные грузы больших масс и габаритов.

Ракета-носитель 11К25, получившая перед первым стартом название «Энергия», имеет модульную конструкцию и состоит из центрального блока второй ступени (блок Ц), к которому сбоку крепятся попарно 4 блока первой ступени (блоки А).

Блок А был унифицирован с первой ступенью ракеты носителя 11К77 («Зенит»), созданной в НПО «Южное» в Днепропетровске. Диаметр каждого блока А – 3,9 метра, что определяется необходимостью беспрепятственного провоза по железной дороге. Каждый блок оснащен одним четырехкамерным двигателем РД170 (11Д520), разработанным в химкинском НПО «Энергомаш» под руководством сначала самого В. П. Глушко, а с 1974 года В. П. Радовского. Он отличается от аналогичного двигателя РД171 (11Д521), установленного на ракете «Зенит», только плоскостью качания камер. Тяга двигателя, работающего на керосине и кислороде, составляет 740 тонн на уровне моря и 806 тонн в вакууме. Удельный импульс составляет 309,3 секунды и 337 секунд соответственно. Давление в камере сгорания – 250 атмосфер. Масса сухого двигателя 9755 кг. Это самый мощный жидкостной ракетный двигатель в мире. Первый успешный старт с этим двигателем ракета «Зенит» совершила 13 апреля 1985 года.

Масса каждого блока А составляет 372 тонны, из которых 85 тонн масса керосина и 221,7 тонны жидкого кислорода. Все четыре блока А имеют одинаковую конструкцию силового корпуса и систем. Полная длина блока от теоретической вершины верхнего конуса до среза сопел двигателя составляет 39,46 метра. Каждый блок А оснащен парашютной системой снижения, размещенной в наклонном коническом отсеке в головной части модуля, и пороховыми двигателями мягкой посадки. Блоки объединены между собой попарно силовыми связями и крепятся в виде двух параблоков к центральному блоку (блоку второй ступени).

Отделение блоков А от блока Ц производится параблоками на 135-й секунде полета на высоте 50 км, а спустя 15 секунд они разделяются на отдельные блоки. Перед входом в плотные слои атмосферы на высоте порядка 80 км при скорости движения 1650 м/с включается система ориентации блока. Блок направляется в атмосферу носовой частью, которая имеет соответствующую теплозащиту, и входит в плотные слои атмосферы со скоростью 1780 м/с, предварительно задействовав тормозной парашют. Тормозной парашют обеспечивает снижение скорости до 70 м/с. На высоте 5 км вводится основной многокупольный парашют. Силовые стропы закреплены на заднем торце блока. Блок снижается носиком по направлению движения, скорость падает до 30-20 м/с. На высоте 3-4 км происходит "перецепка" парашюта: узел крепления парашюта смещается к центру тяжести блока. Блок приземляется в горизонтальном положении со скоростью 13-19 м/с. Амортизационные стойки устанавливаются в рабочее положение. На высоте 30-50 м по команде системы управления, следящей за высотой, включаются двигатели мягкой посадки. Посадка осуществляется через 11-12 минут после старта ракеты. После посадки на полигон близ города Джезказган и спасения блок А должен был проходить восстановление и готовиться для повторного использования (всего до 10 раз). Конечно, спасение тонкостенной жидкостной ступени гораздо более рискованно, чем спасение твердотопливных ускорителей. Но, во-первых, твердотопливных ступеней такой размерности у нас нет и сейчас, а во-вторых, родным “отцом” двигателя РД170 был сам В. П. Глушко, с 1974 года возглавивший НПО «Энергия», что и определило выбор в пользу первой ступени с ЖРД.

При выборе возможных вариантов спасения ракетных блоков первой ступени оценивалась целесообразность спасения параблоков или раздельной посадки на Землю каждого блока, спасения всего блока или его части, например, двигателя, по схеме спасения: с приведением блока А на посадочную полосу или на заранее подготовленную площадку, или без приведения – с посадкой в зоне падения блоков первой ступени. Оценивались варианты и по способу спуска: с планированием параблока, отдельного блока, с помощью парашютной системы или парашютно-реактивной, или реактивной. Средства приведения – крыло, управляемый парашют. Оценивались варианты по средствам управления: аэродинамическими рулями с использованием качества крыла или парашюта и корректирующими двигателями. Торможение в атмосфере – корпусом, крылом, парашютом, щитками. Посадка – горизонтальная, вертикальная, на шасси или амортизирующем устройстве. В конечном счете, определились: спасение индивидуально для каждого блока, торможение, снижение и посадка в зону отчуждения для блоков А – с помощью парашютной системы с применением двигателей мягкой посадки на амортизационные стойки блока.

При разработке двигателя РД-170 было предусмотрено обеспечение возможности не менее двадцатикратного его использования в составе носителя, включая межполетные огневые проверки в составе блока. Учитывая печальный опыт Н-1, каждый двигатель РД-170 перед отправкой проходил контрольно-технологические огневые испытания на полетный ресурс на огневом стенде завода-изготовителя. Один двигатель от партии из 12 экземпляров проходил огневые испытания на полный гарантированный ресурс по утяжеленной программе с последующей разборкой и дефектацией. Гарантированный запас работоспособности двигателей составлял по ресурсу и числу включений сверх эксплуатационного не менее трех летных. Кратность использования модуля серийного образца в составе блока А не менее 10. Остаточный ресурс работоспособности приборов, агрегатов и систем на момент последнего пуска обеспечивал возможность проведения не менее пяти полетов.

Центральный блок второй ступени (блок Ц) оснащен четырьмя кислородно-водородными двигателями РД0120 (11Д122), разработанных в воронежском КБ Химавтоматики под руководством Генерального конструктора А. Д. Конопатова и главного конструктора В. С. Рачука. Тяга каждого двигателя составляет 147,6 тонны на уровне моря и 190 тонн в вакууме, а удельный импульс 353,2 и 455 секунд соответственно. Давление в камере сгорания составляет 223 атмосферы, а степень расширения сопла – 86:1. Разработка двигателя началась в 1976 году. Первое огневое испытание двигателя РД0120 – режим малой тяги, длительность 4,58 секунды – проведено в марте 1979 года. Первое огневое испытание на стопроцентном режиме длительностью 600 секунд проведено в мае 1984 года. Даже несмотря на то, что двигатель РД0120 был одноразовым, его ресурс составлял не менее 6-8 включений. Каждый двигатель проходил огневые испытания двигателя без переборки. Кроме того, проводились контрольно-выборочные испытания на три летных ресурса одного двигателя от поставляемой партии из пяти двигателей, а также специальные проверочные испытания одного двигателя. Контрольные испытания проводились двумя включениями, из которых первое осуществляется на номинальном режиме, после чего в случае необходимости двигатель поднастраивался и проводится второе включение на эксплуатационном режиме – 106 % от номинального. После выборочных специальных проверочных испытаний проводилась полная дефектация двигателя. Основные огневые испытания двигателя РД0120 проводились на стендах сначала в Загорске, а затем в Нижней Салде.

В перспективе предполагалось довести тягу двигателя РД0120 до 230 тонн в пустоте и до 224 тонн на земле, с повышением удельного импульса до 460,5 секунд в пустоте и до 443 секунд на земле, а также сделать его многоразовым по типу РД170.

Длина блока Ц составляет 58,1 метра, а его диаметр – 7,7 метра. Стартовая масса заправленного блока Ц – 790 тонн, а его сухая масса – 78 тонн. В целях повышения плотности топливных компонентов блок Ц заправляется переохлажденными жидким кислородом (195С) и жидким водородом (–255С). Вся наружная поверхность кислородного бака, расположенного в верхней части блока, покрыта теплозащитой из пенополиуретана, которая обеспечивает расчетный тепловой режим кислорода, и абляционного покрытия для отвода тепла в процессе полета в атмосфере. Водородный бак также покрыт теплозащитой, а участки, подвергающиеся воздействию факелов двигателей увода блоков А и подверженные воздействию повышенных теплопритоков из-за взаимодействия стенки со скачками уплотнения, приходящих от орбитального корабля и силовых узлов связи, имеют абляционную теплоизоляцию.

Блок Ц был первой отечественной кислородно-водородной ступенью, доведенной до стадии летных испытаний. Так же, как и подвесной топливный бак шаттла, блок Ц не спасался. Но в отличие от американцев на нем установлены двигатели и система управления. Естественно, что каждый пуск «Бурана» был заведомо гораздо дороже пуска шаттла. Но кто думал об экономике, когда требовалось дать адекватный ответ на вызов американцев.

Изготавливался блок Ц, точнее его топливные баки, на куйбышевском заводе «Прогресс», а сборка его производилась уже на космодроме в большом МИК на площадке 112. Правда, в отличие от Н1 на космодром отправлялись не отдельные лепестки, а полностью изготовленные баки горючего, окислителя и двигательная установка.

Поскольку перевезти баки таких размеров по каким-либо дорогам было невозможно, пришлось перевозить блок Ц верхом на самолете. Проектом предусматривалась транспортировка из Куйбышева на космодром полностью собранного блока Ц на самолете Ан-225 «Мрия». В связи с неготовностью авиационных средств транспортировки окончательно собранного блока Ц переправка ступени с завода производилась раздельно, по частям. Была предусмотрена транспортировка отдельно бака окислителя, бака горючего и грузовой композиции межбакового и хвостового отсеков. Для этих целей был переоборудован мясищевский стратегический бомбардировщик 3М в транспортный самолет 3МТ. Впоследствии для показа широкой публике к цифре 3 добавили палочку, и получился ВМТ («Владимир Мясищев транспортный»). Грузоподъемность этого самолета ограничивалась величиной 45 тонн, поэтому отдельно перевозились кислородный и водородный баки. Но это все же лучше, чем возить на космодром отдельные лепестки баков и там их сваривать. На нем же перевозился на Байконур и первый летный образец орбитального корабля. Но для того, чтобы уложиться в заданный возможностями 3МТ вес, пришлось снять с корабля почти все, даже хвостовое оперение. К концу 80-х годов для целей транспортировки составных частей «Бурана» был специально построен в единственном экземпляре самолет-гигант Ан225 «Мрия» с шестью турбореактивными двигателями и грузоподъемностью 250 тонн. Первый полет он выполнил в декабре 1988 года.

Вообще-то при разработке ракеты-носителя «Энергия» рассматривались различные способы транспортировки блоков, баков, агрегатов, отдельных частей ракеты и орбитального корабля. Негабаритность конструкций блока второй ступени (выше четвертой степени) и корабля заставили разработчиков обратиться к воздушным средствам транспортировки. Водного пути к Байконуру, как у американцев, у нас, известно, – нет. Правда, был вариант транспортировки самоходной баржей из Куйбышева по Волге к устью, ближе к Астрахани или Волгограду, а от Волги до Байконура по специальной одноколейной дороге, позволяющей транспортировку сверхгабаритных грузов. Эту железнодорожную колею надо было строить Несложный технико-экономический анализ всех возможных вариантов перевозки показал однозначно: другого пути, кроме воздушного, не было.

В принципе возможен был вариант транспортировки по частям, по элементам, которые позволяли бы пользоваться доступным транспортом – обычной железной дорогой. Но тогда пришлось бы организовывать крупное производство как для Н1 со всеми проблемами, в том числе – социально-бытового обеспечения. Было признано рациональным сборку основных элементов вести на своих производственных базах: блок Ц в Куйбышеве, орбитальный корабль в Москве. Для блока А проблемы транспортировки не существовало.

Разработчиками «Энергии» исследовалась также возможность транспортировки аэростатическими аппаратами и вертолетами. Исходя из грузоподъемности существовавших на то время вертолетов перенос собранного блока Ц был возможным только связкой вертолетов. Блок Ц крепился к специальной траверсе. Четыре вертолета выстраивались на безопасном для группового полета расстоянии, подхватывали на тросовых чалках траверсу с грузом и переносили его на достижимое для вертолетов расстояние. Вариант оказался несостоятелен в связи с тем, что он требовал много промежуточных посадок для дозаправки.

Были изучены авиационные средства транспортировки блока Ц на базе отечественных самолетов Ту-95, Ан-22, Ан-124, Ил-76 и ЗМ. Самолеты Ту-95 и Ил-76 не обеспечивали необходимой грузоподъемности. Отклонены были также и варианты с использованием самолета Ан-22 и его модификации АН-22Ш (первый мог транспортировать груз на внешней подвеске, второй – внутри фюзеляжа). Подходящим самолетом с высокими аэродинамическими характеристиками оказался тяжелый стратегический бомбардировщик 3М, который создавался В. М. Мясищевым.

Изучение аэродинамических свойств такой композиции, поиски рациональной компоновки привели к необходимости изменения конструкции фюзеляжа – усилены отсеки фюзеляжа, установлены узлы крепления грузов, усилено крыло – заменены подкрыльевые стойки на более мощные, установлены более мощные двигатели, вместо однокилевого вертикального оперения сделано разнесенное двухкилевое с огромными концевыми шайбами, увеличена площадь горизонтального и вертикального оперений, практически была изготовлена новая хвостовая часть фюзеляжа с оперением. Всего было переоборудовано два самолета 3М. Первый бак – штатный бак окислителя – самолет ВМ-Т доставил на Байконур с посадкой на посадочную полосу для «Бурана» в апреле 1982 года.

Для обеспечения соединения гидравлических и пневматических магистралей и электрических цепей ракеты-носителя на старте был разработан стартово-стыковочный блок Я. Он служит нижней силовой опорной плитой, к которой крепятся блоки первой ступени пакета и в совокупности с силовой схемой центрального блока образует цельную конструкцию, обеспечивающую транспортировку ракеты на транспортно-установочном агрегате и установку ее в вертикальное положение на старте. Блок Я рассчитан на многократное использование с проведением ремонтных и профилактических работ после каждого пуска.

В отличие от американской системы «Спейс Шаттл» в советской многоразовой космической системе и ракета «Энергия» и орбитальный корабль «Буран» имели автономные системы управления. Поначалу обе они начали разрабатываться в НПО АП под руководством Н. А. Пилюгина, но затем разработка системы управления «Энергии» была передана в Харьков, в НПО «Электроприбор» (В. Г. Сергеев). Основой системы управления ракеты-носителя является многомашинный вычислительный, включающий центральную вычислительную машину М6М, расположенную на блоке второй ступени, и вычислительные машины М4М на каждом блоке первой ступени. Система управления обеспечивает работу ракеты-носителя на всех участках полета, включая аварийные ситуации. При отказе одного из двигателей комплекс автономного управления принимает решение о дальнейшем полете с выбором: или продолжение полета с выведением на штатные краевые условия, или возвращение в район старта с посадкой орбитального корабля на посадочный комплекс (маневр возврата), или приведение полезного груза в район отчуждения (маневр приведения).

Наличие на ракете-носителе «Энергия» двигателей и автономной системы управления имело и свои положительные стороны. Ее можно было использовать для выведения на орбиту любых полезных нагрузок массой до 100 тонн. При этом полезный груз размещался в контейнере, расположенном сбоку на месте «Бурана». По проекту «Энергия» рассчитана на пуски по азимутам, соответствующим наклонениям орбит 51-83, 97, 101-104, 110. Стартовая масса ракеты-носителя «Энергия» составляет 2270 тонн, а с полезной нагрузкой – 2375 тонн. Суммарная тяга двигательной установки первой и второй ступеней, которые начинают работать со старта, – 3600 тонн. Высота ракеты на старте 58,8 метра.

Ракета-носитель «Энергия» являлась базовой конструкцией целого семейства ракет-носителей. В Постановлении ЦК КПСС и правительства о создании многоразовой космической системы «Буран» была предусмотрена и целесообразность разработки в 1979-1980 годах технических предложений по перспективным средствам выведения. В ноябре 1977 года постановлением правительства поручено было обеспечить развитие работ по созданию на базе многоразовой космической системы «Буран» и ее основных элементов сверхтяжелой ракеты-носителя. В НПО «Энергия» и головных смежных организациях были развернуты изыскательские и проектные работы по тяжелым и сверхтяжелым ракетам-носителям, создаваемым на базе ракетного комплекса «Буран». Выработалось направление разработок ракет-носителей грузового варианта «Буран-Т», где вместо орбитального корабля на те же связи навешивался грузовой контейнер, в котором размещался полезный груз. Масса полезного груза и приведенной части массы контейнера, то есть масса, отделяемая в конце участка, составляла 102 тонн. При этом структура ракетного пакета не отличалась от штатного варианта. Эта схема в наименовании приобрела дополнительный индекс – Т, то есть транспортный вариант, который позволял выводить на геостационарную орбиту аппараты массой до 18 тонн, к Луне – 32 тонны, к Марсу и Венере – около 28 тонн. Вариант с двумя блоками А и уменьшенным транспортным контейнером разрабатывался под наименованием «Гроза» или РЛА-125.

Сверхтяжелый носитель «Вулкан» разрабатывался по структуре пакета с восемью удлиненными блоками А и центральным блоком Ц с увеличенной заправкой. Грузовой отсек располагался в головной части центрального блока. Предусматривался «Вулкан» в основном для программ освоения Марса и полетов на другие планеты Солнечной системы. В декабре 1984 года постановлением правительства о программах создания ракетно-космических систем на 1986-1995 годы были установлены сроки опытно-конструкторских работ: по «Бурану-Т» – 1986-1993 годы, «Вулкану» – 1990-1995 годы, к нему разгонный блок «Везувий» – 1991-1995 годы, «Гроза» – 1986 год.

Однако основной полезной нагрузкой ракеты-носителя «Энергия» был орбитальный корабль, который в этом ракетном комплексе фактически является третьей ступенью ракеты-носителя. Советский многоразовый орбитальный корабль 11Ф35, также названный лишь перед стартом именем всей многоразовой космической системы «Буран», отличается от шаттла фактически только отсутствием на нем маршевых двигателей второй ступени. В задней части расположены только два двигателя орбитального маневрирования. В остальном, если не считать деталей, это была копия шаттла. Хотя, конечно, можно было найти и отличия. Но обо всем по порядку.

Орбитальный корабль (ОК) «Буран» выполнен по самолетной схеме: это «бесхвостка» с низкорасположенным треугольным крылом двойной стреловидности по передней кромке (45 по основной трапеции и 78 по наплыву), что обеспечивает необходимые несущие свойства и благоприятное изменение аэродинамических характеристик на сверхзвуковых и трансзвуковых скоростях полета; аэродинамические органы управления включают элевоны, балансировочный щиток, расположенный в хвостовой части фюзеляжа, и руль направления, который выполняет также функции воздушного тормоза; посадку «по-самолетному» обеспечивает трехопорное (с носовым колесом) выпускающееся шасси.

Основой конструкции ОК является планер, который образует аэродинамические обводы, воспринимает нагрузки на всех участках полета, служит корпусом корабля, оснащаемым в процессе его сборки, и имеет в своем составе системы и элементы, обеспечивающие спуск и посадку. Его масса, включая собственные системы, составляет около 40% стартовой массы ОК. Конструкция планера (без теплозащитного покрытия) обеспечивает размещение и защиту экипажа, полезного груза и различных систем и оборудования от воздействия окружающей среды на всех этапах полета. Конструкция планера включает:

• герметичный модуль кабины (МК) экипажа;

• носовую часть фюзеляжа (НЧФ) с носовым коком, остеклением и входным люком;

• среднюю часть фюзеляжа (СЧФ) со створками отсека полезного груза (ОПГ), вентиляционными створками, узлами связи с ракетой-носителем и нишей передней опоры шасси;

• хвостовую часть фюзеляжа (ХЧФ) с узлами крепления вертикального оперения, узлами связи ракеты-носителя, узлами крепления ОДУ и вентиляционными створками;

• балансировочный щиток (БЩ);

• консоли крыла с аэродинамическими органами управления (элевонами с элевонными щитками), передней кромкой, наплывом и нишами основных опор шасси;

• вертикальное оперение с рулем направления – воздушным тормозом;

• элементы крепления аппаратуры, оборудования, трубопроводов, жгутов и т.п.

В носовой части орбитального корабля «Буран» расположены герметичная вставная кабина объемом 73 м3 для экипажа (2 – 4 человека) и до 6 пассажиров, отсеки бортового оборудования и носовой блок двигателей управления. Кабина состоит из трех отсеков: командный отсек, в котором размещаются экипаж из четырех человек (командир, второй пилот, бортинженер и оператор полезного груза) и его рабочие места, бытовой отсек, в котором располагаются приборные отсеки системы управления, система жизнеобеспечения и шлюзовая камера кабины, а также пассажиры (при их наличии) и агрегатный отсек, в котором находятся вспомогательное оборудование и устройства систем; связь между отсеками обеспечивается через люки верхнего и нижнего полов. В передней части кабины расположены шесть иллюминаторов из кварцевого стекла. Кроме того, имеются два верхних иллюминатора для наблюдения за сближением с другими космическими объектами и еще один задний для контроля работ в отсеке полезного груза. Девять иллюминаторов командного отсека обеспечивают достаточный обзор для работы на орбите и для ручного управления при заходе на посадку и при посадке. Иллюминаторы кабины экипажа, выдерживающие нагрев до 750С, выполнены трехслойными: два наружних слоя выполняют функции тепловой и противометеорной защиты, внутренний – собственно герметичный иллюминатор.

Для входа в кабину и для аварийного покидания ее экипажем с левой стороны расположен входной люк, открываемый внутрь кабины, который обеспечивает доступ в бытовой отсек. На его крышке установлен быстродействующий механизм запирания с десятью замками, срабатывающими от одной ручки, что обусловлено требованиями экстренной эвакуации экипажа в случае возникновении нештатных ситуаций в процессе предстартовой подготовки. В крышке входного люка также имеется иллюминатор для визуального наблюдения и кинофотосъемок.

В верхней части кабины имеется два люка аварийного катапультирования, которые должны были использоваться при первых пилотируемых полетах «Бурана», когда его экипаж состоял бы из двух человек. На этапе летно-конструкторских испытаний в кабине орбитального корабля устанавливались катапультируемые кресла К36, разработанные в НПО «Звезда». А в задней части кабины в бытовом отсеке расположен люк шлюзовой камеры для выхода членов экипажа в открытый космос.

Среднюю часть занимает грузовой отсек длиной 18 метров и диаметром 4,6 метра с открывающимися вверх четырехсекционными створками, в котором размещаются манипуляторы для выполнения погрузочно-разгрузочных и монтажно-сборочных работ и различных операций по обслуживанию космических объектов. Общий объем грузового отсека около 350 м3. В таком отсеке мог быть размещен, например, базовый блок станции «Мир» или модуль «Квант», при этом отсек позволяет не только размещать полезные грузы и аппараты, но и обслуживать их перед выгрузкой и контролировать работу бортовых систем вплоть до момента отделения от «Бурана». Под грузовым отсеком расположены агрегаты систем энергоснабжения и обеспечения температурного режима. В хвостовом отсеке установлены агрегаты двигательной установки, топливные баки, агрегаты гидросистемы.

Теплота, выделяемая бортовым оборудованием, с помощью теплоносителя подводится к радиационным теплообменникам, установленным на внутренней стороне створок грузового отсека, и излучается в окружающее пространство (в полете на орбите створки открыты).

Чтобы противостоять аэродинамическому нагреву при спуске с орбиты, внешняя поверхность ОК имеет теплозащитное покрытие, рассчитанное на многоразовое использование. Максимальная температура на носке фюзеляжа и передней кромке крыла достигает 1500-1600С. На наветренной поверхности фюзеляжа – до 1300 С, на подветренной – до 700С. Максимально допустимая для конструкции планера температура не может превышать 160С. На менее подверженную нагреву верхнюю поверхность устанавливается гибкая теплозащита, а другие поверхности покрыты теплозащитными плитками, изготовленными на основе волокон кварца и выдерживающими температуру до 1300С. В особо теплонапряженных зонах (в носках фюзеляжа и крыла, где температура достигает 1500 – 1600С) применен композиционный материал «Гравимол» типа углерод-углерод. В менее нагреваемых зонах для температур до 350...370С используется гибкая теплозащита из волокнистых органических материалов АТМ-19ПКП. Этап наиболее интенсивного нагревания ОК сопровождается образованием вокруг него слоя воздушной плазмы, однако, конструкция ОК не прогревается к концу полета более чем до 160С. Каждая из 38800 плиток имеет конкретное место установки, обусловленное теоретическими обводами корпуса ОК. Для крепления слоев теплозащитного покрытия между собой и всего элемента теплозащитного покрытия к обшивке использовался разработанный клей-герметик холодного отвердения «Эластосил 137-175М» на основе модифицированного кремнийорганического каучука. Он обеспечил надежное соединение слоев теплозащитного покрытия между собой и с обшивкой изделия в диапазоне температур от минус –130 до +300С. Общая масса теплозащиты «Бурана» составляет около 9 тонн. Если бы была применена теплозащита как на корабле «Союз», то ее масса составила бы 45 тонн.

Созданная в нашей стране многоразовая теплозащита, которая в отличие от американской не боялась дождя и снега, по многим параметрам превосходит теплозащиту шаттла. В реальном полете теплозащита с честью выдержала все испытания: было потеряно только 6 плиток.

На обрезе кормовой части фюзеляжа расположен балансировочный щиток, который в исходном положении представляет собой продолжение нижней поверхности фюзеляжа. Он предназначен для корректировки балансировочного положения элевонов и их разгрузки при изменении центровки в пределах заданного эксплуатационного диапазона. Руль направления выполнен расщепляющимся на две створки и при раскрытии работает как воздушный тормоз, что при бездвигательном планировании дает возможность управления траекторией и скоростью полета путем изменения аэродинамического сопротивления и, тем самым, аэродинамического качества. Максимальное значение аэродинамического качества на дозвуковом режиме полета орбитального корабля равно 5,6, а на гиперзвуковом режиме – 1,3. Несмотря на то, что аэродинамические формы «Бурана» и шаттла очень похожи, в нашей стране усилиями ЦАГИ, ЦНИИМАШа, НПО «Молния» и других организаций был проделан колоссальный объем расчетно-теоретических и экспериментальных работ по исследованию аэродинамики орбитального корабля. Любая величина или параметр, заложенные в конструкцию «Бурана» или алгоритмы системы управления, обязательно подтверждались теоретически или с помощью лабораторных и натурных экспериментов, в том числе при продувках в аэродинамических трубах и при запусках летающих моделей. Работа систем и динамика полета ОК многократно моделировалась на полноразмерном стенде оборудования и на пилотажных стендах, а также при горизонтальных летных испытаниях в атмосфере пилотируемого самолета-аналога БТС-02.

Объединенная двигательная установка (ОДУ) обеспечивает довыведение ОК на опорную орбиту, выполнение межорбитальных переходов, точное маневрирование вблизи обслуживаемых орбитальных комплексов, ориентацию и стабилизацию ОК, его торможение для схода с орбиты, то есть служит для выполнения всех динамических операций в полете. В нештатных ситуациях, т.е. при авариях на активном участке, двигатели ОДУ используются в первую очередь для ускоренной выработки топлива перед отделением от ракеты-носителя (скорость до 70 кг/с) с целью восстановления необходимой центровки ОК (топливо может вырабатываться и после отделения от ракеты-носителя). Ее особенностью является то, что впервые в мировой практике для двигательной установки КА используется криогенный окислитель – жидкий кислород и горючее – некриогенный синтетический углеводород синтин с повышенной эффективностью. Применение этого экологически чистого топлива повысило удельный импульс двигателей, но потребовало внедрения на ОК элементов криогенной техники, поскольку кислород хранится и заправляется в жидком состоянии (температура кипения –183С). Особенностью является и то, что в управляющие двигатели кислород подается в газообразном состоянии в отличие от двигателей ориентации, работающих на жидком кислороде. Кроме тог, появилась возможность объединить ОДУ с другими бортовыми системами орбитального корабля, использующими кислород, например, электропитания и жизнеобеспечения.

ОДУ состоит из двух двигателей орбитального маневрирования 17Д12 тягой по 8,8 тонны, удельным импульсом 362 секунды и с числом включений до 5000 за полет; 38 управляющих двигателей с тягой по 380 кг, удельным импульсом тяги 275...295секунд (в зависимости от назначения) и числом включений до 2000 за полет; восьми двигателей точной ориентации с тягой по 20 кг, удельным импульсом 265секунд и с числом включений до 5000 за полет и четырех твердотопливных двигателей экстренного отделения с тягой по 3 тонны. Двигатели ОДУ на ОК размещаются с учетом решаемых ими задач. Так, двигатели управления, расположенные в носовой (один блок) и хвостовой (два блока) частях фюзеляжа, обеспечивают координатные перемещения ОК по всем осям и управление его положением в простанстве. Крепление камеры маршевого двигателя в кардановом подвесе обеспечивает ее качание в двух плоскостях на 6 от номинального положения.

В связи с тем, что орбитальный корабль после схода с орбиты совершает «безмоторный» планирующий полет, для работы органов аэродинамического управления требуется самостоятельный источник энергии, функции которого в обычных самолетах выполняет коробка отбора мощностей в составе турбореактивного двигателя. Для ОК таким источником первичной энергии стала вспомогательная силовая установка, осуществляющая привод насосов гидравлической системы ОК, обеспечивающих заданное давление рабочей жидкости в рулевых системах аэродинамических органов управления, в тормозной системе и системе выпуска шасси. Топливом для ВСУ служит гидразин, подлежащий разложению в газогенераторе. Для обеспечения надежности на ОК установлены три автономные ВСУ в каждом из трех каналов гидросистемы, гарантирующие работу органов управления ОК даже в случае отказа двух каналов ВСУ-ГС.

В отличие от американского шаттла система управления советского многоразового ракетно-космического комплекса «Энергия» – «Буран» состоит из двух вполне самостоятельных частей. Поначалу за НПО АП было записано создание системы управления всей многоразовой системой «Буран», включая наземные операции по подготовке к пуску. Однако вскоре Н. А. Пилюгин, возглавлявший НПО АП, осознав громадность задач, оставил себе только создание СУ орбитального корабля, включая управление наземными операциями при испытаниях и по подготовке к пуску только ОК. В 1978 году система управления ракеты-носителя «Энергия» была передана в харьковское НПО «Электроприбор» (В. Г. Сергеев). Система управления орбитального корабля обеспечивает функционирование и тесные связи с другими системами ОК, планером, ОДУ, агрегатами и элементами, включающими в свой состав электроприводы, пиротехнические устройства, элементы пневмо- и гидроавтоматики, требующие дистанционного управления и контроля. Основными задачами ее являются управление движением ОК с реализацией программных изменений траектории его движения для переходов с одной орбиты на другую, а также изменение и поддержание необходимой ориентации в процессе полета; управление бортовыми системами ОК, т.е. реализация программы включения-выключения систем и их элементов, а также изменения режимов их работы в соответствии с требованиями, диктуемыми программой полета; контроль и диагностика функционирования всего комплекса бортовых систем в целях подтверждения правильности выполнения программы их работы и выявления отклонений для принятия мер по обеспечению безопасности экипажа и выполнению программы полета. Эти три классические задачи управления КА решаются при выведении на орбиту, в полете по орбите, при спуске и посадке на ВПП посадочного комплекса.

Система управления в качестве функциональных узлов включает в себя двухмашинный вычислительный комплекс (центральный и периферийный) с базовой БЦВМ «Бисер-4» в четырехканальном исполнении, также разработанной в НПО АП, и комплекс командных приборов, основой которого является четырехрамочная гиростабилизированная платформа. Основные блоки СУ размещаются в кабине, других отсеках и крупных агрегатах ОК. Самым главным достижением системы управления орбитального корабля, созданной под руководством Н. А. Пилюгина и В. Л. Лапыгина, возглавившего НПО АП после смерти Пилюгина, является возможность работы ее полностью в автоматическом режиме от старта до момента посадки без участия человека, что прекрасно показал первый и единственный полет «Бурана». По этому показателю она существенно превосходит систему управления американского шаттла.

Самым ощутимым результатом работы системы управления явилась посадка 15 ноября 1988 года орбитального корабля «Буран» в беспилотном режиме с боковым отклонением в момент касания посадочной полосы менее 3 метров и в момент остановки – 80 см. Эта сложнейшая задача была решена с использованием радиотехнической системы навигации, посадки, контроля траектории и управления воздушным движением орбитального корабля «Вымпел» разработки Всесоюзного научно-исследовательского института радиоаппаратуры (Г. Н. Громов). Она включает в себя бортовые и наземные средства, которыми оборудованы основная посадочная полоса на космодроме, а также запасные аэродромы в Хороле и Симферополе. Комплекс радиотехнических средств аэродрома создает радионавигационное и радиолокационное поля (радиус последнего около 500 км), обеспечивающие дальнее обнаружение ОК, его выведение к аэродрому и всепогодную высокоточную (в том числе автоматическую) посадку на ВПП. Сложность задачи заключалась еще и в том, что орбитальный корабль совершал безмоторную посадку и был лишен возможности ухода на запасной круг. Тем не менее, задача была решена.

Для отработки радиотехнических средств посадочного комплекса орбитального корабля использовалась летающая лаборатория на базе самолета Ту-154Б. 28 декабря 1987 года на ПК космодрома Байконур летчиками-испытателями ЛИИ А. В. Щукиным и В. В. Заболоцким на летающей лаборатории Ту-154Б впервые выполнена автоматическая посадка по штатной траектории ОК «Буран». В дальнейшем комплексной испытательной бригадой под руководством Б. Л. Ляшко летчиками-испытателями Р.А.-А. Станкявичюсом, А. В. Щукиным, Ю. П. Шеффером, С. Н. Тресвятским, М. О. Толбоевым и У. Н. Султановым было выполнено более 200 автоматических заходов и 50 автоматических посадок.

Между прочим, промежуточный вариант орбитального корабля «Буран» предусматривал установку воздушно-реактивных двигателей. Это обусловливалось тем, что все аэродромы для посадки «Бурана» расположены на территории бывшего СССР, и в течение суток возникало достаточно много «глухих» витков, посадка с которых невозможна. Из этой ситуации могло быть два принципиальных выхода: расширить количество аэродромов (но «Буран» создавался как военный объект, а стратегические союзники были расположены «компактно» к границам СССР, Куба же была слишком близка к территории потенциального противника), либо повысить энерговооруженность атмосферного участка за счет установки ВРД. Конструкторы выбрали второй путь.

В качестве двух ВРД для установки на ОК был выбран хорошо зарекомендовавший себя на истребителе Су-27 ТРД АЛ-31Ф разработки КБ «Сатурн» имени А. М. Люльки. Двигатель развивает стендовую тягу 12500 кг на режиме «полный форсаж» и 7770 кг без форсажа. С двигателей сняли ставшую ненужной для бурановских режимов полета форсажную камеру, разместив их сверху в хвостовой части фюзеляжа по бокам от киля в аэродинамически затененном (на участке гиперзвукового полета) месте. Наличие двух ВРД значительно увеличивало располагаемую боковую дальность при спуске с орбиты и упрощало управляемую посадку.

Однако при всех выгодах наличие ВРД породило и ряд существенных проблем:

• сами ВРД было необходимо либо серьезно дорабатывать для того, чтобы двигатели могли безвредно переносить ракетный старт и длительное воздействие факторов космического полета (космического вакуума, перепадов температур и т.д.), либо организовывать защиту от вредных воздействий;

• возникали серьезные технические проблемы, связанные с запуском двигателей в разреженных верхних слоях атмосферы на большой скорости (необходимость подпитки кислородом и т.д.) при возвращении корабля после космического полета. Решение всех проблем, равно как и доработка двигателей, приводила к росту стоимости и существенному увеличению сложности и сроков доводочных работ;

• наличие на борту двух ВРД требовало оснащение штатного ОК дополнительными авиационными системами (топливной с запасами керосина на борту, системами управления двигателями, пожаротушения и др.), что наряду с весовыми потерями и изменениями центровки уменьшало эффективность ОК как транспортного средства.

Установка двух «штатных» ВРД на орбитальном корабле «Буран» (но не их запуск при возвращении из космоса) была отработана в реальных атмосферных полетах на самолете-аналоге БТС-02 ГЛИ (Большое Транспортное Судно второе для Горизонтальных Летных Испытаний). Двигатели размещались в специальных, несколько утопленных в фюзеляж мотогондолах, оборудованных закрывающимися крышками и покрытых штатной плиточной теплозащитой.

Поскольку программой испытаний самолета-аналога БТС-02 ГЛИ предусматривался обычный самолетный взлет с ВПП аэродрома, а энерговооруженности двух нефорсированных ТРД АЛ-31 (2-х7770 кг) не хватало, конструкторы установили еще два форсированных ТРД АЛ-31Ф (2-х12500 кг) в обычных мотогондолах по бокам фюзеляжа, создающих небольшой кабрирующий момент для облегчения взлета (наряду с носовой стойкой шасси увеличенной высоты).

В дальнейшем по изложенным выше причинам, а, также учитывая положительный опыт безмоторной посадки у американцев, от использования на штатном орбитальном корабле «Буран» ТРД, в конце концов, отказались, однако в связи с тем, что изготовление и оборудование летных образцов уже шло полным ходом, конструктивно-силовую схему планера менять было поздно и ниши в хвостовой части фюзеляжа (ХЧФ) под установку двигателей зашили панелями обшивки и закрыли гибким теплозащитным покрытием. Кроме того, снятие ВРДУ с летных экземпляров ОК потребовало повторных продувок в аэродинамических трубах (изменился характер обтекания ХЧФ) и небольших доработок (возросли аэродинамические нагрузки на вертикальное оперение, и изменилась центровка).

Бортовой радиотехнический комплекс связи и управления поддерживает связь орбитального корабля с ЦУП. Для обеспечения связи через спутники-ретрансляторы «Альтаир» разработаны специальные фазированные антенные решетки, с помощью которых осуществляется связь при любой ориентации корабля. Система отображения информации и органов ручного управления обеспечивает экипаж информацией о работе систем и корабля в целом и содержит органы ручного управления в орбитальном полете и при посадке.

Система электропитания корабля, созданная в НПО «Энергия», построена на базе электрохимических генераторов с водородно-кислородными топливными элементами разработки Уральского электрохимического комбината (А. И. Савчук). Мощность системы электропитания до 30 кВт при удельной энергоемкости до 600 Вт*час/кг, что значительно превышает удельные параметры перспективных аккумуляторных батарей. При ее создании пришлось среди многих решить две основные проблемы: разработать впервые в СССР принципиально новый источник электроэнергии – электрохимический генератор на основе топливных элементов с матричным электролитом, обеспечивающий непосредственное преобразование химической энергии водорода и кислорода в электроэнергию и воду, и разработать впервые в мире систему космического криогенного докритического (двухфазного) хранения водорода и кислорода без потерь. Система электропитания состоит из четырех ЭХГ, смонтированных совместно с пневмоарматурой и теплообменниками на раме в виде единого энергоблока, двух сферических криостатов с жидким водородом и двух сферических криостатов с жидким кислородом, двух блоков дренажа водорода и кислорода и приборного модуля, в котором размещены приборы автоматического контроля и управления, а также электросиловой коммутации. Три электрохимических генератора из четырех обеспечивают штатную программу полета, два ЭХГ – посадку в аварийной ситуации.

Длина орбитального корабля составляет 35,4 метра, высота 16,5 метров (при выпущенном шасси), размах крыла около 24 метров, площадь крыла 250 м2, ширина фюзеляжа 5,6 метра, высота 6,2 метра; диаметр грузового отсека 4,6 метра, его длина 18 метров. Стартовая масса ОК составляет до 105 тонн, масса конструкции планера – 62 тонны, масса груза, доставляемого на орбиту высотой 200 км и наклонением 51,6, – до 30 тонн, на орбиту с наклонением 97 – до 16 тонн, возвращаемого с орбиты – до 15 тонн (максимальная – 20 тонн). Номинальная посадочная масса ОК составляет 82 тонны, а максимальная – 87 тонн. Максимальный запас топлива до 14 тонн. Диапазон высот рабочих орбит 200-1000 км при наклонениях от 51 до 110. Корабль рассчитан на 100 полетов и может выполнять полеты как в пилотируемом, так и в беспилотном (автоматическом) варианте. Максимальное количество членов экипажа 10, при этом основной экипаж – 4 человека и до 6 человек – космонавты-исследователи. Максимальные перегрузки, испытываемые экипажем при выведении на орбиту составляют 3g, а при спуске по номинальной траектории 1,6g. Расчетная продолжительность полета составляет 7 суток, однако, она могла быть увеличена до 30 суток при размещении в отсеке полезного груза баков с расходуемыми компонентами. Обладая высоким аэродинамическим качеством, корабль может совершать боковой маневр в атмосфере до 2000 км. Кроме того, предусматривалась возможность орбитального маневрирования с “нырком” в атмосферу до высоты 80-90 км с последующим выходом на новую рабочую орбиту.

Орбитальный корабль кроме целевой полезной нагрузки может также оснащаться сменными отсеками и универсальным оборудованием, предназначенным для обслуживания полезного груза. Устанавливаемые на ОК для решения задач полетов (сверх указанной минимальной массы) дополнительные средства по своему характеру делятся на две группы: составные части ОК и собственно полезный груз. Составные части ОК разрабатываются как элементы его конструкции и могут быть отсеками (стыковочный модуль, шлюзовая камера кабины) или универсальным оборудованием (манипулятор, узлы крепления ПГ). Сменные специализированные отсеки и агрегаты ОК используются для проведения орбитальных операций при выполнении заданного плана конкретного полета и обеспечивают соответствующую сферу деятельности экипажа, а универсальное оборудование применяется для установки ПГ и работы с ними. Сменные отсеки и оборудование в совокупности составляют сменные элементы ОК, устанавливаемые в зависимости от задач полета.

К числу сменных отсеков и универсального оборудования относятся:

• стыковочный модуль;

• выдвижная часть туннеля;

• андрогинный периферийный агрегат стыковки;

• штанга с антенной;

• система крепления манипулятора;

• бортовой манипулятор;

• выносное рабочее место экипажа;

• верхняя остронаправленная антенна ОНА-1;

• нижняя остронаправленная антенна ОНА-II;

• дополнительный бак окислителя;

• лабораторный отсек;

• водородный модуль;

• дополнительный бак горючего;

• средство перемещения космонавтов.

Стыковочный модуль (СМ) используется при стыковке на орбите с орбитальными станциями и другими космическими аппаратами и устанавливается в передней части отсека полезного груза (ОПГ). СМ представляет собой сферический отсек диаметром 2,67 метра, который в верхней части переходит в цилиндрический туннель с выдвижной частью и установленным на ней андрогинным периферийным агрегатом стыковки (АПАС-89), который обеспечивает стыковку с себе подобным в отличие от известной схемы «штырь – конус». Его периферийно расположенные три трапециевидных лепестка, центрирующие узлы при контакте, наклонены внутрь агрегата (к оси стыковки), а не наружу, как в проекте «Союз-Аполлон». Агрегат стыковки имеет люк диаметром около 0,8 метра для перехода экипажа в состыкованный с ОК космический аппарат и автоматически стыкуемые разъемы связей с ним. Таким же стыковочным узлом был оборудован запущенный к орбитальному комплексу «Мир» в 1989 году технологический модуль «Кристалл».

При подготовке к стыковке выдвижная часть туннеля тремя синхронно работающими электромеханическими системами телескопически выдвигается за обводы ОК в рабочее для стыковки положение и после стыковки образует единый герметичный контур с основным объемом СМ (общая высота СМ в рабочем положении около 5,7 метра). В случае отказа механизмов выдвижения и остановки выдвижной части туннеля в промежуточном положении предусмотрено ее аварийное отделение пиросредствами, что позволяет беспрепятственно закрыть створки перед спуском. На внешней поверхности СМ установлены четыре раскрывающиеся штанги с антеннами радиотехнических средств сближения, а также телевизионная камера для контроля стыковки. С кабиной экипажа СМ связан переходным туннелем. При открытых люках кабины и модуля обеспечивается выход экипажа в СМ и через люк АПАС переход в состыкованный КА. В задней части СМ находится еще один люк, на котором может быть установлен туннель для перехода в лабораторный отсек. Другим назначением стыковочного модуля является шлюзование экипажа при выходе в открытый космос.

Шлюзовая камера кабины (ШКК) разработана для выхода экипажа в открытый космос и может быть использована вместо СМ как более легкий отсек в случаях, когда решение задач полета не связано со стыковкой, и имеет системы многоразового шлюзования, аналогичные применяемым в СМ. В рабочем отсеке шлюзовой камеры могут одновременно находиться два космонавта, в выдвинутом тоннеле камеры – один.

Средство перемещения космонавта (СПК) предназначено для работы в открытом космосе в течение 4-6 часов. Имея микрореактивные двигатели, работающие на сжатом газе, СПК управляется космонавтом и позволяет ему выполнять координатные перемещения в пределах сотен метров и задавать любую ориентацию в космосе. На ОК могут быть установлены два СПК в специальных каркасах: один – по левому, другой – по правому борту. При подготовке к полету на СПК космонавт надевает скафандр в СМ или ШКК, выходит в ОПГ, занимает место в СПК и фиксируется в нем, после чего СПК отделяется от ОК. Аналогичное средство перемещения космонавта было испытано космонавтами А. Викторенко и А. Серебровым на орбитальном комплексе «Мир». Правда, там они были привязаны к станции тросом.

Выносное рабочее место (ВРМ) устанавливается на конце манипулятора, с его помощью космонавт может быть доставлен к месту предстоящих работ. ВРМ оснащено необходимым инструментом и средствами фиксации. В транспортном положении ВРМ размещено на борту отсека полезного груза. Оно устанавливается на штатное устройство захвата манипулятора космонавтом вручную.

Дополнительные баки для топлива устанавливаются в ОПГ в случае необходимости совершения полетов продолжительностью более 7 суток. Конструкция дополнительных баков выполнена так, что через них может быть проложен туннель для связи кабины экипажа с лабораторным отсеком.

Лабораторный отсек служит для размещения научно-исследовательской аппаратуры, устанавливается в отсеке полезного груза и соединяется с кабиной экипажа, СМ или ШКК герметичным туннелем. В первом полете на ОК был установлен блок дополнительных приборов 37КБ диаметром 4,1 метра, который явился прототипом лабораторного отсека. В блоке дополнительных приборов были размещены дополнительная аппаратура системы телеизмерений в целях увеличения объема регистрируемых параметров на начальном этапе летных испытаний и аккумуляторные батареи.

Система бортовых манипуляторов (СБМ) предназначена для работ с полезным грузом и включает два бортовых манипулятора, разработанных в Ленинградском Центральном научно-исследовательском и опытно-конструкторском институте робототехники и технической кибернетики, и телевизионные камеры для контроля их работы.

Манипулятор имеет сходную с RMS (канадский манипулятор шаттла) кинематическую схему и состоит из шести вращательных степеней подвижности и трех звеньев (плеча, локтя и кисти) и имеет одну транспортную степень (для начальной установки в грузовом отсеке корабля). Корневой узел и стыки звеньев имеют двухстепенные шарниры, каждый из которых снабжен электроприводами, а на конце кистевого звена установлено захватное устройство с воронкой-ловителем, поворачивающееся вокруг оси звена. Звенья манипулятора изготовлены из углепластика. Одна из трех телевизионных камер установлена на кистевом звене манипулятора, две другие – в ОПГ и имеют поворотные устройства. В зависимости от задач полета или потребности в резервировании на ОК могут быть установлены как два манипулятора (по левому и правому борту), так и один из них. Работа с манипулятором возможна в автоматическом и ручном режимах управления. Он имеет 6 степеней свободы, грузоподъемность 30 тонн, рабочую зону в сфере радиусом 15,5 метров и точность позиционирования 3 см.

Остронаправленные антенны служат для организации широкополосного канала радиосвязи орбитального корабля через спутник-ретранслятор типа «Альтаир». В зависимости от задач полета и его баллистической схемы используются или верхняя антенна (ОНА-1), или нижняя (ОНА-П), или обе вместе. ОНА-1 размещается на задней стенке ОПГ в сложенном виде. После приведения в рабочее положение антенный блок выходит за контур ОПГ и, будучи помещенным в карданном подвесе, охватывает при своем движении верхнюю полусферу. ОНА-II по антенному блоку максимально унифицирована с ОНА-1, устанавливается в специальной нише под створкой с теплозащитой на нижней поверхности ОК в районе хвостовой части фюзеляжа и охватывает после приведения в рабочее состояние нижнюю полусферу. Задачи наведения ОНА на СР решает система управления ОК. В нештатных ситуациях, препятствующих закрытию створок ОПГ или ниши, антенны отделяются с помощью пиросредств.

Вообще, что касается полезных нагрузок для «Бурана», то вышло достаточно приказов и постановлений о их создании. Однако практически ни одно из них не было воплощено в жизнь. Первое решение Военно–промышленной комиссии при Президиуме Совета министров по этому вопросу вышло только 7 января 1981 года, то есть спустя 5 лет после начала работ по «Бурану». Согласно ему генеральные и главные конструкторы ракетно–космических систем В. П. Глушко, В. Ф. Уткин, В. Н. Челомей, Д. И. Козлов, В. М. Ковтуненко, М. Ф. Решетнев обязывались обеспечить выполнение работ по основным направлениям целевого использования многоразовой космической системы. В приказе МОМ были оговорены основные темы для проработки. Ю. А. Мозжорину (ЦНИИМАШ) и В. П. Глушко поручалось по результатам научных и исследовательских работ представить в третьем квартале 1982 года проект комплексной программы целевого использования этой системы до 1995 года.

В июне 1981 года состоялся Совет обороны, после которого в декабре 1981 года вышло Постановление правительства и в январе 1982 года приказ министра, которым В. П. Глушко обязывался в первой половине 1986 года представить предложение о проведении работ с целевыми полезными грузами в 1991–2000 годах.

По результатам совещания у Д. Ф. Устинова в феврале 1982 года, в марте приказом министра В. П. Глушко совместно с Главным управлением космических средств и Академией наук СССР обязывался определить во втором квартале 1982 года состав полезных нагрузок для «Бурана» на этапе летных испытаний. Ю. Н. Коптеву и Ю. А. Мозжорину было поручено образовать в Межведомственном координационном совете специальную секцию для контроля работ по созданию целевых нагрузок и разработке программы целевого использования этой системы и подготовить в четвертом квартале 1982 года совместное рассмотрение хода работ по целевому использованию «Бурана» Научно–техническим советом министерства общего машиностроения, Военно-техническим советом Министерства обороны и президиумом Академии наук.

Решением коллегии в августе 1982 года В. Ф. Уткину, М. Ф. Решетневу, В. М. Ковтуненко, Вахидову было поручено усилить работы по темам типа КРТ в плане использования их разработок в качестве целевых нагрузок.

Совместное рассмотрение завершилось заседанием Научно–технического совета Минобщемаша, Военно–технического совета Минобороны и Академии наук в октябре 1983 года. В марте 1984 года, по результатам разбора, В. П. Глушко, Ю. А. Мозжорин, Д. И. Козлов, Д. А. Полухин, М. Ф. Решетнев, А. П. Милованов должны были выпустить совместные документы технического характера, типа руководства для пользователей многоразовой космической системой в работе с объектами разработки по направлениям главных конструкторов.

Постановлением правительства в августе 1985 года о проведении летных испытаний по целевому использованию «Бурана» и создании на базе этой системы перспективных космических ракетных комплексов, приказом министра В. П. Глушко, Б. И. Губанов, Д. А. Полухин, Д. И. Козлов, В. Ф. Уткин, М. Ф. Решетнев, Г. А. Ефремов, А. П. Милованов обязывались выполнить план первоочередных работ для решения задач обороны, научных и народно–хозяйственных задач, в том числе с обслуживанием и возвращением с помощью «Бурана» космических аппаратов разработки этих главных конструкторов.

Решением коллегии Минобщемаша в июле 1986 года В. П. Глушко, Д. А. Полухин, Д. И. Козлов, М. Ф. Решетнев, В. Ф. Уткин, В. М. Ковтуненко обязывались вести разработку космических систем и космических комплексов, с учетом качественно новых возможностей по габаритно–весовым характеристикам полезных нагрузок создаваемых перспективных комплексов. Предлагалось провести проработки по определению возможностей возвращения на Землю или ремонта на орбите космических аппаратов с учетом эксплуатации орбитальной станции «Мир» и многоразовой системы «Буран». Результаты проработок должны были представить в четвертом квартале 1986 года.

В июле 1987 года на Совете обороны, кроме состояния и плана дальнейших работ с ракетой–носителем «Энергия» и орбитальным кораблем «Буран», обсуждался вопрос целевого применения. В августе этого года вышло Постановление правительства и приказ министра: поручалось В. П. Глушко и Ю. А. Мозжорину разработать план работ по целевому применению многоразовой системы и осуществлению пусков этой системы на период до 2000 года.

В апреле 1988 года этот план был рассмотрен главными конструкторами, и в мае был выпущен приказ министра, согласно которому все главные и генеральные конструкторы — В. П. Глушко, Д. А. Полухин, В. Ф. Уткин, В. М. Ковтуненко, Д. И. Козлов, М. Ф. Решетнев, В. П. Бармин — должны были принять этот план к исполнению как комплексный план по целевому использованию многоразовой системы до 1995 года. Разделы его соответствовали направлениям разработок каждого главного конструктора. Этим же приказом открывалась научно–исследовательская работа под наименованием «Комплекс 3», которая должна была дать оценку целевого использования и план дальнейших пусков до 2005 года. Итоговый отчет планировался в четвертом квартале 1989 года, в том числе отчет «Комплекс З–З», исполнителем которого был Д. И. Козлов.

Однако основным выходом из этих бумажных постановлений была опять же бумага. По сути, только в НПО «Энергия» согласно техническим заданиям Министерства обороны и отраслевым программам были разработаны технические предложения и эскизные проекты по решению конкретных задач в реальных направлениях применения ОК «Буран». Предусматривалось использовать ОК «Буран» для транспортно-технического обслуживания и ремонта орбитальных комплексов и космических аппаратов. Так, например, транспортно-техническое обслуживание орбитальным кораблем «Буран» комплекса «Мир» – его дооснащение (доставка модулей, энергоустановок и др.), многоразовое использование модулей и оборудования (их возвращение для профилактики и ремонта), доставка на Землю результатов работ – позволяет существенно повысить эффективность комплекса. Как разновидности задачи транспортно-технического обслуживания были рассмотрены диагностирование неисправных аппаратов как на орбите, так и после их возвращения с помощью ОК «Буран», а также оценка возможности их ремонта и повторного использования. Применительно к аппаратам космической разведки исследована возможность возвращения двух неисправных аппаратов и принятия решений по их дальнейшему использованию.

Детально проработано было использование ОК «Буран» для развертывания и сборки больших конструкций. Это направление имеет принципиальное значение для создания космических антенн, солнечных энергоустановок и других. Обоснован эксперимент по отработке антенны космического радиотелескопа КРТ-30 и экспериментального космического комплекса наблюдения в составе бортового модуля на ОК «Буран». Особую роль ОК «Буран» может иметь для выведения и отработки на орбите особо дорогостоящих космических аппаратов.

Чтобы уменьшить технический риск и предотвратить значительный ущерб в случае потери, например, уникального аппарата космической разведки или выхода из строя его целевой аппаратуры, было предложено и проработано решение о создании по принципу максимальной преемственности конструктивных, компоновочных и технических решений экспериментального образца, выводимого и обслуживаемого по программе отработки кораблем «Буран». Такое решение позволяло обеспечить:

• контроль всех основных этапов функционирования экспериментального КА;

• контроль операций по раскрытию крупногабаритной антенны и проведение оперативного ремонта при ее отказе;

• проверку работоспособности экспериментального КА перед самостоятельным функционированием для гарантированного выполнения задач эксперимента;

• проведение ремонтно-восстановительных работ на борту экспериментального КА;

• возвращение на Землю особо ценных частей экспериментального КА для диагностики и повторного использования.

Аналогично было исследовано использование ОК «Буран» для выведения на орбиту и отработки экспериментальной энергоемкой тяжелой радиолокационной станции 91А6-П. Незаменима также роль «Буран» при проведении специальных исследований, а также ряда научных и технологических экспериментов. В качестве начального этапа практического использования ОК «Буран» для научных исследований планировалась постановка и проведение на его борту уже во время второго полета экспериментов по исследованию микроатмосферы, микроускорений и характеристик излучений с помощью научной аппаратуры многоразового использования. Это направление оценивалось как весьма значительное, особенно при комплексном решении научно-исследовательских и технических задач.

Уникальные энергетические возможности орбитального корабля «Буран» (до 60 кВт), уровень микрогравитации (10-4...10-5g) и другие характеристики функционирования на орбите, а также возможность возвращения и многократного использования оборудования позволяли организовать на борту промышленное производство и доставку на Землю биопрепаратов и полупроводниковых материалов высокой стоимости. В результате этих разработок и исследований были разработаны принципы и научно-технические направления создания и эксплуатации любых многоразовых космических аппаратов.

Реально же ни одного серьезного проекта полезной нагрузки для «Бурана», доведенной хотя бы до стадии рабочего проектирования, не было. Каким-то подобием неотделяемой лаборатории типа «Спейслэб» можно считать блок дополнительных приборов 37КБ, но и он был лишь переделкой модуля станции «Салют-7», а не самостоятельной разработкой. Об отделяемых полезных нагрузках и речи не было. Другие предприятия отделались общими словами и декларациями о намерениях. В этом, в общем-то, нет ничего удивительного, ведь многоразовая система «Буран» разрабатывалась изначально как космическая, предназначенная для комплексного противодействия и решения целевых задач в интересах обороны страны.

Военная целевая нагрузка для ОК «Буран» разрабатывалась на основании специального секретного постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР «Об исследовании возможности создания оружия для ведения боевых действий в космосе и из космоса» (1976 год). В 70-80-е годы был проведен комплекс исследований по определению возможных путей создания космических средств, способных решать задачи поражения космических аппаратов военного назначения, баллистических ракет в полете, а также особо важных воздушных, морских и наземных целей. При этом ставилась задача достижения необходимых характеристик указанных средств на основе использования имевшегося к тому времени научно-технического задела с перспективой развития этих средств при ограничении по производственным мощностям и финансированию. Для поражения военных космических объектов были разработаны два боевых космических аппарата на единой конструктивной основе, оснащенные различными типами бортовых комплексов вооружения – лазерным и ракетным. Основой обоих аппаратов явился унифицированный служебный блок, созданный на базе конструкции, служебных систем и агрегатов орбитальной станции серии ДОС-7К. В отличие от станции служебный блок должен был иметь существенно большие по вместимости топливные баки двигательной установки для обеспечения маневрирования на орбите.

Выведение космических аппаратов на орбиту предполагалось осуществлять в грузовом отсеке орбитального корабля МКС «Буран» (ракетой-носителем «Протон» на экспериментальном этапе). Предусматривалась дозаправка баков на орбите при помощи средств, также доставляемых к аппаратам в ОК «Буран». Для обеспечения длительного срока боевого дежурства на орбите и поддержания высокой готовности космических комплексов предусматривалась возможность посещения объектов экипажем (два человека до 7 суток).

Меньшая масса бортового комплекса вооружения с ракетным оружием, по сравнению с комплексом с лазерным оружием, позволяла иметь на борту КА больший запас топлива, поэтому представлялось целесообразным создание системы с орбитальной группировкой, состоящей из боевых космических аппаратов, одна часть из которых оснащена лазерным, а другая – ракетным оружием. При этом первый тип КА должен был применяться по низкоорбитальным объектам, а второй – по объектам, расположенным на средневысотных и геостационарных орбитах.

Для поражения стартующих баллистических ракет и их головных блоков на пассивном участке полета в НПО «Энергия» был разработан проект ракеты-перехватчика космического базирования. В практике НПО «Энергия» это была самая маленькая, но самая энерговооруженная ракета. Достаточно сказать, что при стартовой массе, измеряемой всего десятками килограммов, ракета-перехватчик обладала запасом характеристической скорости, соизмеримой с характеристической скоростью ракет, выводящих современные полезные нагрузки на орбиту ИСЗ. Высокие характеристики достигались за счет применения технических решений, основанных на последних достижениях отечественной науки и техники в области миниатюризации приборостроения. Авторской разработкой НПО «Энергия» явилась уникальная двигательная установка, использующая нетрадиционные некриогенные топлива и сверхпрочные композиционные материалы. В начале 90-х годов, в связи с изменением военно-политической обстановки, работы по боевым космическим комплексам в НПО «Энергия» были прекращены.

Для поражения особо важных наземных целей разрабатывалась космическая станция, основу которой составляла станция серии ДОС-7К и на которой должны были базироваться автономные модули с боевыми блоками баллистического или планирующего типа. По специальной команде модули отделялись от станции, посредством маневрирования они должны были занимать необходимое положение в космическом пространстве с последующим отделением блоков по команде на боевое применение. Конструкция и основные системы автономных модулей были заимствованы с орбитального корабля «Буран». В качестве варианта боевого блока рассматривался аппарат на базе экспериментальной модели ОК «Буран» (аппараты семейства «Бор5»).

Поскольку многоразовая космическая система «Буран» создавалась по заданию Министерства обороны, при выполнении полетов по его программе в грузовом отсеке предполагалось установка оборонительного вооружения, например: скорострельная пушка А. Э. Нудельмана (как на «Алмазе»), самонаводящиеся ракеты, а также пучковое и лазерное оружие.

Для выведения спутников на более высокие орбиты и возвращение с них предполагалось создание межорбитального буксира 11Ф45, основой для которого послужил хорошо себя зарекомендовавший разгонный блок ДМ. Межорбитальный буксир должен был быть многоразовым. В его задачу входила не только доставка спутников на высокие, вплоть до геостационарной, орбиты, но и сближение с последующей стыковкой с летающими там спутниками, и доставка их на орбитальный корабль. Правда, надо отметить, что создание космических аппаратов, рассчитанных на выведение их в грузовом отсеке «Бурана», даже и не начиналось, как не дошел до металла и межорбитальный буксир. Это, конечно же, говорит о непродуманности всей программы. Главное пустить «Буран» и получить за это ордена. А что будет потом – об этом можно будет подумать после получения орденов.

Как уже говорилось, согласно распределению работ головным разработчиком по многоразовой космической системе в целом, а также по орбитальному кораблю являлось НПО «Энергия», в сфере деятельности которого было создание комплекса бортовых систем и агрегатов для решения задач космического полета, разработка программы полета и логики работы бортовых систем, окончательная сборка корабля и его испытания, увязка наземных комплексов для подготовки и проведения пуска и организация управления полетом. Однако разработка по ТЗ НПО «Энергия» планера орбитального корабля, всех средств спуска в атмосфере и посадки, в том числе тепловой защиты и бортовых систем, изготовление и сборка планера, создание наземных средств его подготовки и испытаний, а также воздушная транспортировка планера, корабля и ракетных блоков были поручены специально созданному для этих целей НПО «Молния» Министерства авиационной промышленности, возглавляемому генеральным директором и главным конструктором Г. Е. Лозино-Лозинским. Планер орбитального корабля изготавливался на Тушинском машиностроительном заводе в Москве, а оснащение его оборудованием производилось непосредственно на космодроме. Планер транспортировали практически без орбитальных систем и отдельных агрегатов (кабины экипажа, вертикального оперения, шасси), на нем было установлено только 70% теплозащитного покрытия. Таким образом, в МИК ОК необходимо было развернуть сборочное производство и организовать процесс поставки необходимых комплектующих изделий.

Надо сказать, что проблема транспортировки орбитального корабля оказалась еще более сложной, чем блока Ц ракеты «Энергия». Рассматривались варианты перевозки планера ОК на космодром автотранспортом, но он был экономически дорогим, трудоемким по реализации и совершенно не устраивал по установленным Правительством срокам. Вариант доставки ОК железнодорожным транспортом оказался неосуществимым. В результате был выбран вариант авиационной транспортировки с аэродрома ЛИИ в Жуковском на космодром с промежуточной посадкой в Куйбышеве. Доставка же планера с завода в ЛИИ осуществлялась на барже из Химкинского водохранилища по каналу имени Москвы и реке Москва в район аэродрома в г. Жуковский.

Как и в случае с блоком Ц ракеты «Энергия» планер орбитального корабля предусматривалось перевозить из Жуковского на космодром верхом на новом гигантском самолете Ан-225 «Мрия». И также в связи с неготовностью авиационных средств транспортировки пришлось приспособить для этих целей был переоборудованный мясищевский стратегический бомбардировщик в транспортном варианте 3МТ. Поскольку грузоподъемность этого самолета ограничивалась величиной 45 тонн, поэтому пришлось снять с корабля почти все, даже хвостовое оперение. К концу 80-х годов для целей транспортировки составных частей «Бурана» был специально построен в единственном экземпляре самолет-гигант Ан225 «Мрия» с шестью турбореактивными двигателями и грузоподъемностью 250 тонн. Именно на нем орбитальный корабль «Буран» был доставлен на авиасалон в Ле-Бурже во Франции.

Для подготовки и запуска многоразовой транспортной космической системы «Буран» решено было использовать оставшиеся на космодроме Байконур от советской лунной программы Н1Л3 стартовый комплекс ракеты Н1 с двумя пусковыми устройствами (площадка 110) и огромный монтажно-испытательный корпус для сборки ракеты-носителя с орбитальным кораблем (площадка 112). Правда, пришлось их существенно переделать. Были демонтированы отдельные системы, доработаны башни обслуживания ракеты и корабля, перестроены стартовые пусковые устройства. На стартовой площадке вплотную располагаются две технологические башни. Башня обслуживания, заимствованная (с доработкой) у комплекса Н-1, перемещается по радиусу, приближаясь и уходя от старта, по рельсовому пути длиной в четверть окружности с центром радиуса на расстоянии несколько десятков метров. Строительные работы на космодроме начались в 1978 году и продолжались около восьми лет.

Для подготовки к полету орбитального корабля был построено еще одно здание – МИК ОК (площадка 254), а для его посадки после возвращения из космоса – посадочная полоса (площадка 251)в 11 километрах от старта и в 6,5 километрах от УКСС. Ее длина составляет 4500 метров, а ширина – 84 метра. Она же служит взлетно-посадочной полосой аэродрома «Юбилейный» для доставки на космодром самолетами ВМТ и Ан225 элементов многоразовой космической системы «Буран». Для аварийной посадки «Бурана» предполагалось использовать запасные аэродромы в разных частях страны. Самый восточный из них был расположен на авиабазе самолетов стратегической морской разведки Ту95РЦ близ населенного пункта Хороль Приморского края (южнее озера Ханка). Кроме того, на аэродроме базировались части морской авиации Тихоокеанского флота, эксплуатировавшие самолеты Ту16 различных модификаций, а также истребители ПВО. Самый западный был совмещен с новой взлетно-посадочной полосой Симферопольского аэропорта. Их взлетно-посадочные полосы были увеличены в размерах (длина до 3700 метров, ширина 70 метров) и оснащены оборудованием для автоматической посадки орбитального корабля «Вымпел-Н». Одна из антенн радиотехнической системы посадки «Бурана» с шарообразным радиопрозрачным куполом была построена рядом с Евпаторийским НИП16 и Центром дальней космической связи.

Учитывая опыт создания ракеты Н1, решено было построить стенд для натурной отработки всего пакета двигателей. Старые старты на площадке 110, к сожалению, не позволяли приспособить их к проведению огневых стендовых испытаний – силовая схема старта не удерживала испытательный пакет на земле. Поэтому для этих целей рядом со стартовым комплексом был возведен универсальный комплекс стенд-старт УКСС (площадка 250). На нем можно было не только проводить огневые испытания собранной ракеты-носителя, но и осуществлять ее запуск. Универсальный комплекс стенд-старт создавался в два этапа. На первом этапе стенд должен был обеспечивать наземную отработку «холодными» испытаниями и огневыми стендовыми пусками, проведение огневых технологических испытаний блока Ц и модульной части блока А в составе технологического пакета проведение «холодных» и огневых стендовых испытаний ракеты в целом. На втором этапе универсальный комплекс стенд-старт должен обеспечивать подготовку и проведение пусков ракеты-носителя «Энергия» и перспективных ракет на ее базе с суммарной тягой двигателей до 4500 тонн.

В момент запуска многоразовой транспортной космической системы «Энергия» – «Буран» включаются все двигатели первой и второй ступеней ракеты-носителя «Энергия», которые развивают суммарную тягу 3550 тонн. Масса комплекса в момент старта составляет 2370 тонн. После выработки топлива через 146 секунд после старта на высоте 52 км блоки А первой ступени попарно отделяются, совершают спуск на парашютах и мягко приземляются в степях под Джезказганом. Блок Ц обеспечивает выведение орбитального корабля на переходную орбиту, после чего отделяется на высоте около 150 км и сгорает в атмосфере, а оставшиеся его обломки падают в Тихий океан. Расстояние от старта до этой точки, находящейся в акватории Тихого океана, примерно равно полупериметру земного шара. Вторая ступень не выводится на орбиту, чтобы не засорять космос. С помощью двойного включения двигателей орбитального маневрирования формируется рабочая орбита. Таким образом, схема полета полностью повторяет шаттл. Расчетная высота опорной орбиты «Бурана» составляет 250 км (при грузе 30 тонн и заправке топливом 8 тонн). При заправке топливом в количестве 14 тонн возможен переход на орбиту высотой 450 км с грузом 27 тонн.

При отказе на этапе выведения одного из маршевых ЖРД 1-й или 2-й ступени ракеты-носителя ее БЦВМ «выбирает» в зависимости от набранной высоты либо варианты выведения ОК на низкую орбиту или на одновитковую траекторию полета с последующей посадкой на одном из запасных аэродромов, либо вариант выведения ракеты-носителя с ОК на траекторию возврата в район старта с последующим отделением орбитального корабля и посадкой его на основной аэродром. При нормальном запуске 2-я ступень ракеты-носителя, конечная скорость которой меньше первой космической, продолжает полет по баллистической траектории до падения в Тихий океан.

Для схода с орбиты орбитальный корабль разворачивается на 180, то есть хвостом вперед, после чего на непродолжительное время включаются двигатели орбитального маневрирования и сообщают ему необходимый тормозной импульс. ОК переходит на траекторию спуска, снова разворачивается на 180 (носом вперед) с учетом входа в атмосферу под углом атаки 39, обеспечивающим допустимый тепловой режим. Атмосферный участок спуска и посадки орбитального корабля в штатном случае начинается с высоты порядка 100 км и заканчивается его остановкой на посадочной полосе аэродрома.

После входа в атмосферу на высоте порядка 100 км орбитальный корабль выполняет планирование с большим углом атаки 30-40. Основное аэродинамическое торможение корабля происходит на высоте от 100 до 20 км. Задачей спуска от 100 до 20 км является выход орбитального корабля в заданную точку начала предпосадочного маневра с одновременным соблюдением ограничения перегрузок и аэродинамического нагрева. Орбитальный корабль при спуске с орбиты примерно на 20 минут прекращает радиосвязь с Землей, так как он летит в облаке плазмы и выходит из нее на высоте 40 км и на расстоянии порядка 400 км от посадочной полосы. На высоте 40-20 км орбитальный корабль выводится в зону приема сигналов радиокоррекции. До высоты 20 км на участке спуска осуществляется совместное газодинамическое с помощью 20 управляющих двигателей, размещенных в хвостовой части фюзеляжа, и аэродинамическое управление, а на заключительном этапе полета используются только аэродинамические органы управления (элевоны, работающие в режиме руля высоты и в режиме элевонов, и балансировочный щиток). При достижении скорости, соответствующей М=12, угол атаки постепенно уменьшается с 39 до 10 к концу участка спуска, что позволяет увеличить аэродинамическое качество ОК. Начиная с М=10 для обеспечения необходимой балансировки и увеличения устойчивости движения раскрываются створки воздушного тормоза, угол раскрытия которых до скорости, соответствующей М не менее 0,8, изменяется по заданной программе. При М=5 становится достаточно эффективным руль направления, с помощью которого осуществляется балансировка в боковом канале с переходом при скорости, соответствующей М не более 3, в режим управления. Управляющие двигатели рыскания работают на спуске до высоты 20 км – начала участка предпосадочного маневрирования, которое включает погашение скорости в так называемом цилиндре рассеивания энергии. На участке приведения к аэродрому с высоты 20 км осуществляется компенсация ошибок, накопленных до получения сигналов радиокоррекции. После этого корабль приводится на траекторию предпосадочного планирования с минимальными отклонениями по продольной и боковой дальности, углу курса и углу наклона траектории. В связи с безмоторной посадкой вертикальная скорость при снижении орбитального корабля составляет 50-60 м/с.

Заключительной фазой участка спуска в атмосфере являются заход на посадку на высоте 6000-500 метров, первое выравнивание на высоте 500-200 метров, полет по пологой глиссаде на высоте 200-25 метров, второе выравнивание на высоте 25 метров и собственно посадка ОК на ВПП с заданными параметрами движения по двухглиссадной схеме.

Аэродинамическая схема «Бурана» обеспечивает ему достаточно высокое аэродинамическое качество, позволяющее осуществить управляемый планирующий спуск, выполнить на трассе спуска боковой маневр протяженностью до 2000 км для выхода в зону аэродрома посадки, произвести необходимое предпосадочное маневрирование и совершить посадку на аэродром. Вследствие того, что боковая дальность реализуется в основном на участке гиперзвукового планирования с постоянным углом атаки, где управление траекторией и рассеиванием энергии осуществляется только через изменение скоростного крена, балансировочное аэродинамическое качество корабля на этом участке при углах атаки 40-30 должно находиться в диапазоне 1,05–1,4. Требование к величине максимальной боковой дальности спуска (до 2000 км) определено с учетом минимизации числа витков, с которых посадка на территории нашей страны невозможна, а также обеспечения аварийной посадки с первого витка для орбит высоких наклонений. В то же время конфигурация летательного аппарата и принятая траектория спуска (крутизна планирования) позволяют аэродинамическим торможением погасить скорость ОК от близкой к орбитальной до посадочной, равной 300-360 км/ч. Длина пробега в зависимости от направления и силы ветра и состояния поверхности ВПП составляет 1100 – 1900 метров, для торможения на пробеге используется трехкупольный тормозной парашют парашютов крестообразной формы площадью 25 м2 каждый, также тормоза колес основных стоек шасси и воздушный тормоз, используемый в качестве резервного при ручном управлении.

Первоначально в случае аварии ракеты на начальном участке полета предполагалось спасение всего орбитального корабля с помощью пороховой системы аварийного спасения, установленной в хвостовой части. Однако перегрузки на экипаж при работе САС, да и риск потери орбитального корабля с гибелью экипажа оказались недопустимо высоки. Поэтому было решено отказаться от такой схемы. Для повышения надежности выхода из аварийной ситуации увеличили тяговооруженность ракеты «Энергия», для чего установили на блоке Ц четвертый двигатель РД0120.

При отказе и выключении одного двигателя первой ступени (блока А) выключается и двигатель диаметрально расположенного блока во избежание нерасчетных возмущений в угловых каналах управления (с блокировкой выключения в пристартовой зоне), а при отказе одного двигателя центрального блока (блока Ц) продолжается работа трех остальных. Маневр возврата выполняется в случае отказа двигателя в зоне от контакта подъема (КП) до некоторой верхней по времени полета границы, задаваемой с учетом энергетических возможностей ракеты-носителя по выполнению маневра возврата и общих возможностей ракеты-носителя и ОК по формированию одновитковой траектории, зона которой следует за зоной маневра возврата. Зона маневра возврата заканчивается на 125-130 секунде полета при отказе двигателя блока А (первой ступени) и на 180-190 секунде при отказе двигателя центрального блока Ц (второй ступени). Реализация маневра возврата начинается после отделения блоков А первой ступени, но не позже 190 секунды полета. Ракета-носитель разворачивается в плоскости тангажа и начинает торможение, создавая петлю маневра, с задачей создания ОК кинематических условий, пригодных для посадки на аэродром посадочного комплекса, при этом дальность полета (удаление от стартового комплекса) может достигать 480 км, а высота траектории – 120 км. В процессе разворота ракеты-носителя создаются условия для отделения ОК, выключаются двигатели ракеты, происходит разделение, и ОК после автономного полета приземляется на ВПП ПК. В совместном полете с ракетой-носителем и после отделения работают двигатели ОК для выработки топлива в целях обеспечения центровки в автономном полете и посадочной массы.

Полет по одновитковой траектории реализуется при отказе одного из двигателей ракеты-носителя после прохождения зоны маневра возврата. Ракета-носитель при обнаружении отказа продолжает движение с задачей выведения ОК на орбиту и прекращает свою работу, израсходовав топливо, когда дальнейший набор скорости становится невозможным. ОК после отделения выполняет разгонный импульс, а затем импульс торможения для формирования условий входа в атмосферу. Оба импульса рассчитываются системой управления автономно по кинематическим параметрам на момент отделения от ракеты-носителя. Особенностью работы СУ в случае отказа двигателя вне зоны маневра возврата является то, что она определяет по указанным параметрам, какой маневр в сложившейся обстановке (в порядке приоритета) должен быть выполнен с учетом запасов топлива на ОК: штатное довыведение, выведение на нештатную орбиту или полет по одновитковой траектории. Первые два маневра могут иметь место при отказах в конце участка выведения и планируются с учетом запаса топлива на орбитальный полет и спуск, третий – формирование одновитковой траектории, когда проведение первых двух невозможно по запасам топлива. Излишний запас топлива при одновитковой траектории в целях обеспечения центровки перед входом в атмосферу вырабатывается.

При полном отказе ракеты-носителя в зависимости от участка полета предусмотрено или катапультирование экипажа, или экстренное отделение ОК от ракеты-носителя. Экстренное отделение орбитального корабля от ракеты-носителя как способ спасения ОК и экипажа предусматривается при авариях ракеты-носителя выше зоны катапультирования. При обнаружении комплексом автономного управления полного отказа ракеты двигатели последней выключаются, происходят отделение и стабилизация ОК, а его автономный полет завершается посадкой на ВПП одного из аэродромов по трассе выведения. В этом случае система управления ОК выбирает аэродром (из числа намеченных и аттестованных) с учетом зон досягаемости и далее управляет полетом и посадкой на ВПП, при этом управление на заключительном этапе в зоне видимости ВПП должно выполняться экипажем. В крайнем случае (при невозможности посадки) может быть использовано катапультирование. Автономный полет ОК в первой фазе сопровождается работой его двигателей для выработки топлива с одновременным улучшением траекторных параметров.

Катапультирование как средство спасения экипажа предусматривалось на этапе ЛКИ, когда экипаж ОК должен был состоять из двух космонавтов. Катапультирование экипажа осуществляется в открытых катапультных креслах К-36, разработанных на заводе «Звезда» под руководством Г. И. Северина. Разработанные для авиации, они позволяют катапультировать экипаж в защитном снаряжении в полете при М=2,2–2,5 и высотах 22–25 км, а также при взлете и посадке самолетов. Такие характеристики соответствовали условиям применения кресел на ОК только при отказах в процессе его посадки. Однако аварии на старте и первых секундах полета могут сопровождаться пожаром и взрывом ракеты-носителя, при которых экипаж должен быть удален на достаточно большое расстояние, безопасное (с учетом защитного снаряжения) по давлению во фронте ударной волны и по влиянию пожара, при этом траектория катапультирования должна иметь высоту, достаточную для облета башни обслуживания стартового комплекса.

Катапультные кресла ОК, в которых члены экипажа должны находится в скафандрах (защитное снаряжение), снабжены твердотопливным разгонным блоком и обеспечивают удаление экипажа на расстояние 500 метров за 9-10 секунд. Кресла оснащаются электрической системой управления, которая сопряжена с автоматикой спасения на борту ОК и реализует вместе с ней необходимый порядок выполнения операций, в том числе облет башни обслуживания при катапультировании на стартовой позиции. Максимальный диапазон применения катапультирования составляет по высоте до 35 км и скорости полета до М=3,5. Зона катапультирования заканчивается там, где скорость высота полета выходят за предельно допустимые значения с учетом защитного снаряжения экипажа. Для ОК «Буран» это примерно 102 секунда полета от контакта подъема по штатной траектории выведения.

Для обеспечения орбитального полета «Бурана» была разработана новая командно-измерительная система «Квант-ОК», которой были оснащены практически все наземные пункты командно-измерительного комплекса Министерства обороны. О ее возможностях говорит хотя бы тот факт, что максимальная скорость передачи командно-программной информации на борт орбитального корабля составляет 128 кбит/с. Кроме того, для контроля полета ОК на участке выведения и на посадочном витке привлекались корабли слежения в Тихом и Атлантическом океане. Для связи с ОК предполагалось использовать геостационарные спутники-ретрансляторы «Альтаир», что позволяло расширить зону связи до 45 минут (при задействовании одного СР). Главная оперативная группа управления «Бураном» размещалась во вновь построенном здании Центра управления полетом в Подлипках, расположенном рядом со старым. В Центре было оборудовано один главный зал управления, два вспомогательных и много помещений групп поддержки. В одном из вспомогательных залов мне довелось работать в 1988-1989 годах, управляя межпланетными станциями «Фобос». Центр был оснащен самыми мощными отечественными ЭВМ «Эльбрус» с быстродействием 100 миллионов операций в секунду.

В соответствии с планами первый пуск ракеты «Энергия» по баллистической траектории с макетом орбитального корабля МЛ-1 планировался на конец 1983 года. После двух удачных пусков МЛ-1 и МЛ-2 без системы управления и даже без штатной теплозащиты в конце 1984 года планировался запуск орбитального корабля в беспилотном варианте. И только в 1985 году мог быть совершен первый пилотируемый полет. На этапе ЛКИ планировалось до 6 пусков в год, а на начальном этапе штатной эксплуатации – до 12 пусков ежегодно. После переоборудования УКСС под старт орбитального корабля число запусков возрастало до 18 в год. Для выполнения запланированных 30 пусков в год нужно было построить еще один стартовый комплекс и еще один монтажно-испытательный корпус.

Для полетов на многоразовом космическом корабле нужны были хорошо подготовленные пилоты. Первым на это среагировал Центр подготовки космонавтов имени Ю. А. Гагарина. Очередной набор кандидатов из числа летчиков ВВС и ПВО с перспективой полетов на «Буране» состоялся в 1976 году. Среди них были Владимир Титов, Владимир Васютин, Александр Волков, Анатолий Соловьев и будущий первый космонавт “незалежной” Украины Леонид Каденюк, которого, впрочем, вскоре отчислили из отряда за скандальный развод с женой. Все они прошли обучение в школе летчиков-испытателей ВВС. Но для горизонтальных летных испытаний и первых орбитальных полетов требовались не просто отличные летчики, а настоящие асы. А пришедшие в Звездный городок были всего лишь хорошими строевыми летчиками, хотя и прошедшими дополнительную подготовку.

Как известно, в нашей стране есть два мощных испытательных центра. Один из них – Летно-испытательный институт имени М. М. Громова Министерства авиационной промышленности – находится в подмосковном городе Жуковский. Там дают жизнь всем отечественным самолетам. Если же самолет военный, то испытания на возможность его боевого применения проводят в Государственном Краснознаменном НИИ ВВС имени В. П. Чкалова, база которого находится во Владимировке (ныне город Ахтубинск Астраханской области).

Летно-испытательный институт имени М. М. Громова был назначен ведущей организацией по горизонтальным летным испытаниям и отработке методов пилотирования «Бурана» на летающих лабораториях, созданных на базе самолетов Ту154 и МиГ25. Для этих испытаний и для первых орбитальных полетов в ЛИИ в июле 1977 года была создана группа космонавтов-испытателей, куда вошли ведущие летчики-испытатели ЛИИ Игорь Волк, Анатолий Левченко, Олег Кононенко, Римас Станкявичус, Александр Щукин и Николай Садовников. Последний, правда, вскоре стал летчиком-испытателем КБ П. О. Сухого. Оставшиеся пятеро 1 декабря 1978 года были представлены на утверждение в качестве космонавтов-испытателей, а 10 августа 1981 года четверо из них были зачислены в сформированный отряд космонавтов-испытателей ЛИИ. К этому моменту при взлете на самолете вертикального взлета Як38 с палубы авианосца погиб Олег Кононенко.

Чуть позже к этой группе присоединились Урал Султанов, Виктор Заболотский, Магомед Толбоев, Сергей Тресвятский, Юрий Шеффер и Юрий Приходько. Руководителем группы стал участвовавший еще в испытаниях аналога «Спирали» «150.11» Игорь Волк. Поэтому-то и группу стали называть “волчьей стаей”, а самих летчиков – волчатами. Несмотря на загруженность работами по «Бурану» члены группы продолжали испытывать и другие новейшие самолеты. Вообще первый набор в группу космонавтов-испытателей ЛИИ оказался группой “смертников”. Почти одновременно в августе 1989 года умер от опухоли мозга Анатолий Левченко, а спустя две недели Александр Щукин разбился на спортивном самолете Су26, не выйдя из штопора. Наконец на авиационном празднике в Италии в 1990 году Римас Станкявичус разбился на самолете Су27, выполняя фигуры высшего пилотажа на предельно малых высотах. Сергей Тресвятский чуть было не погиб, столкнувшись на другом авиасалоне в Англии с самолетом, пилотируемым другим летчиком-испытателем ЛИИ Александром Бесчастновым.

Но в то же время этой группе повезло чуть больше, чем их коллегам из ГКНИИ ВВС. Игорь Волк, Анатолий Левченко, Римас Станкявичус и Александр Щукин принимали участие в горизонтальных летных испытаниях аналога «Бурана», а первые двое совершили космический полет на корабле «Союз» и орбитальной станции «Салют-7». На этом фоне можно воспринять как насмешку над «Бураном» недавнее сообщение в прессе, что Юрий Приходько получил в США вид на жительство и собирался пробиться в отряд космонавтов НАСА для полетов на шаттле. Правда, российское гражданство, а затем и смерть помешала ему добиться своей цели.

В 1978 году в ГКНИИ ВВС начался отбор летчиков-испытателей для полетов по программе многоразовой космической системы «Буран». В нее вошли Иван Бачурин, Алексей Бородай, Владимир Мосолов, Наиль Саттаров, Анатолий Соковых и Виктор Чиркин. Однако статуса космонавтов они не получили. Из них только Бачурин и Бородай приняли участие в горизонтальных летных испытаниях и в августе 1987 года были зачислены в сформированную группу космонавтов-испытателей ГКНИИ ВВС. В сентябре 1985 года еще три летчика испытателя были зачислены в группу. Это – Виктор Афанасьев, Геннадий Манаков и Анатолий Арцебарский. Но все они, пройдя общекосмическую подготовку в Звездном городке, были зачислены в отряд космонавтов ЦПК и совершали полеты на кораблях «Союз» и станции «Мир». Уже после первого полета «Бурана» в группу космонавтов-испытателей ГКНИИ ВВС были зачислены Валерий Токарев, Александр Яблонцев, Александр Пучков и вновь добившийся своего Леонид Каденюк. Однако сворачивание работ по «Бурану» привело к фактическому распаду группу. Только вовремя соориентировавшийся Каденюк смог слетать в космос, но не на советском «Буране», а на американском многоразовом корабле «Колумбия» и как первый космонавт “незалежной” Украины. Из остальных еще только Валерий Токарев перешел в отряд космонавтов ЦПК и совершил свой первый космический полет уже на американском многоразовом корабле «Дискавери» в рамках программы строительства Международной космической станции. Сейчас он включен в состав основного экипажа восьмой экспедиции на МКС.

В то время как постепенно набирали обороты работы по созданию советской многоразовой космической системы «Буран», В. Н. Челомей предложил проект легкого космического самолета ЛКС. Надо сказать, что Челомею до этого предлагали войти в кооперацию по созданию «Бурана», но он отказался. Вообще же работы над воздушно-космическим самолетом в ОКБ52 никогда не прекращались несмотря на закрытие проекта ракетоплана в 1965 году. Новый толчок этим работам был дан в 1975 году в соответствии с выводами комиссии Ю. А. Мозжорина, предлагавшей создать многоразовый корабль, выводимый ракетой-носителем «Протон». Однако Министерство обороны, отмахнувшись и от выводов комиссии, и от проекта «Спираль», настояло на создание «двойника» американского шаттла. В. Н. Челомей, тем не менее, поддержал эту идею и выдвинул свой проект, который позволял уменьшить затраты на разработку на порядок.

Легкий космический самолет (ЛКС) при стартовой массе 25 тонн с экипажем 2-3 человека должен был выводиться на орбиту отработанной ракетой-носителем «Протон-К», причем полезная нагрузка его составляла 4-5 тонн в зависимости от комплектации. Естественно, что это существенно снижало затраты и время на его создание. Внешне он напоминал «Буран» в миниатюре, да и по аэродинамическим и эксплуатационным характеристикам они были похожи. На нем предлагалось использовать отработанные системы, узлы и агрегаты с ОПС «Алмаз» и ТКС. Продолжительность полета ЛКС составляла до 10 суток в пилотируемом варианте и 1 год в беспилотном. ЛКС с самого начала разрабатывался как космический самолет многоцелевого назначения, позволяющий решить широкий круг задач в интересах обороны, науки и народного хозяйства. На нем же предполагалось отработать технику полета космического самолета, включая осуществление.

В 1980 году были выпущены технические предложения в 25 томах по ЛКС, а также 15 томов техпредложений по созданию космического флота из ЛКС. Сам легкий космический самолет предлагалось создать всего за четыре года. Эти предложения не нашли поддержки у руководства отрасли и Министерства обороны. Тем не менее, В. Н. Челомей в инициативном порядке разработал эскизный проект на ЛКС. В нем основное внимание было уделено военному применению ЛКС. В качестве основной задачи ставилось выведение лазерного оружия на околоземную орбиту для защиты от ядерного нападения. При этом необходимо вывести на орбиту 360 орбитальных самолетов, оснащенных лазерным оружием, с доведением «скорострельности» до 90 запусков ракеты «Протон» в год (фантастическая цифра). Естественно, что для обеспечения дежурства ЛКС на орбите в течение многих месяцев, запускаться они должны были без экипажа. В то же время, при снижении уровня военного противостояния до безопасных пределов, лазерное оружие можно было вернуть на Землю. Фактически это был «челомеевский» ответ на американскую стратегическую оборонную инициативу (СОИ).

Такое предложение, конечно же, не могло не заинтересовать как военных, так и руководителей нашего государства, обеспокоенных развертыванием СОИ. В сентябре 1983 года была создана государственная комиссия по защите проекта ЛКС. В ее состав вошли представители Министерства обороны, общего машиностроения, электронной промышленности, Президент Академии наук СССР А. П. Александров и другие. Основным оппонентом на защите выступил генеральный конструктор систем противоракетной обороны Г. В. Кисунько, ведь создание флота ЛКС с лазерным оружием во многом обесценивало наземные средства ПРО. По сути, он отстаивал свои узковедомственные интересы. Тем не менее, ему удалось привлечь на свою сторону военных, и правительственная комиссия приняла решение о прекращении работ по ЛКС, что шло в русле “удушения” фирмы Челомея, ведь практически в то же время были прикрыты работы и по «Алмазу». Впрочем, возможно сыграло свою роль и то, что к этому моменту уже в течение 7 лет шла разработка «Бурана», на него были затрачены огромные деньги, и отвлекать финансовые ресурсы на создание еще одной, пусть даже более дешевой многоразовой системы, сочли нецелесообразным.

Кто знает, не прикрой работы по ЛКС, мы бы сейчас имели сравнительно дешевый и мобильный многоразовый транспортный корабль, который бы не остался на приколе как «Буран». Хотя, с другой стороны, трудно представить, чтобы В. П. Глушко позволил использовать челомеевский корабль для снабжения своих орбитальных станций.

Первая половина 80-х годов охарактеризовалась пиком затрат на многоразовую космическую систему «Буран», при этом с учетом опыта Н-1 финансирование работы осуществлялось ритмично и в требуемых объемах. Уже к 1981 году годовые расходы на МКС выросли до 600 миллионов рублей. Из-за этого были приостановлены работы по новой орбитальной станции 27КС (будущий «Мир») и дважды переносился старт автоматических межпланетных станций «Фобос». Работы велись по всем направлениям. Для проверки вновь разработанной теплозащиты были использованы летающие модели «Бор4», оставшиеся от программы «Спираль». Он имел следующие характеристики: длина 3,4 метра, размах крыла 2,6 метра и массу 1074 кг на орбите и 795 кг после возвращения. На нем были установлены реальные элементы конструкции – гибкая теплозащита, плитки из кварцевого волокна и обтекатель носка фюзеляжа, выполненный из материала «углерод-углерод». «Бор-4» создавался в Летно-исследовательском институте имени М. М. Громова. Изготовление и сборка аппаратов проводились на Тушинском машиностроительном заводе.

Первый экземпляр «Бора-4» с абляционной теплозащитой был запущен 5 декабря 1980 года на суборбитальную траекторию в сторону озера Балхаш для проверки работоспособности всего комплекса. Затем последовали орбитальные запуски. Первый такой запуск модели ракетоплана «БОР4» состоялся 3 июня 1982 года, когда с космодрома Капустин Яр с помощью ракеты 65МРБ5 был выведен на орбиту высотой 225 км «Космос-1374». После одновиткового полета аппарат совершил вход в атмосферу, снижаясь по траектории, близкой к траектории «Бурана», и опустился на парашюте в Индийский океан, примерно в 900 км западнее Австралии.

В ходе спасения его из океана над местом приводнения постоянно кружились вертолеты австралийских ВВС. Вскоре фотографии летающей модели появились в западной прессе, что дало повод для разговоров о создании в Советском Союзе многоразового воздушно-космического самолета. Впоследствии было совершено еще три подобных полета: «Космос-1445» (16 марта 1983 года), «Космос-1517» (27 декабря 1983 года), «Космос-1616» (19 декабря 1984 года). Причем в двух последних случаях аппарат приводнялся в Черном море, но один из них затонул и его не нашли.

Поскольку аналог «Спирали» «Бор4» по форме отличался от «Бурана», для исследования аэродинамических характеристик была создана летающая модель «Бор5», которая явилась аналогом или точнее уменьшенной копией в масштабе 1:8 создаваемого орбитального корабля. «Бор-5» изготавливался на ЭМЗ имени В. М. Мясищева при участии специалистов ЛИИ и НПО «Молния». На этой модели определялись основные аэродинамические характеристики, тепловые и акустические нагрузки, оценивалась устойчивость. Правда эта модель не совершала орбитальных полетов, а с помощью баллистической ракеты 65МРБ5, также стартовавшей с космодрома Капустин Яр, выводилась на суборбитальную траекторию в сторону озера Балхаш. После подъема аппарата по суборбитальной траектории на высоту около 120 км верхняя ступень ракеты-носителя дополнительным импульсом ориентировала и ускоряла «БОР-5» для обеспечения требуемых условий входа в атмосферу (скорость входа в атмосферу на высоте 100 км от 7300 до 4000 м/с), после чего аппарат и последняя ступень ракеты разделялись. Первый запуск модели «Бор5» был осуществлен 6 июля 1984 года, причем в этом пуске ракета и аппарат не разделились. Всего было произведено 5 пусков.

«Модель 501» – 6 июля 1984 года.

«Модель 502» – 17 апреля 1985 года.

«Модель 503» – 27 декабря 1986 года.

«Модель 504» – 27 августа 1987 года.

«Модель 505» – 22 июня 1988 года.

Испытания обоих вариантов моделей «Бор-4» и «Бор-5» проводились представителями ЛИИ с участием специалистов военного испытательного института, НПО «Молния» и других организаций под руководством Госкомиссии, возглавляемой первым заместителем начальника ГУКОС генерал-лейтенантом авиации Г. С. Титовым. Постепенное свертывание, а затем и полное закрытие программы «Буран» не позволили провести интересные эксперименты по радиосвязи на плазменном участке спуска в атмосфере, для чего на базе «Бора-4» был изготовлен «Бор-6» со специальными охлаждаемыми антеннами, вынесенными в набегающий поток.

Для отработки системы управления орбитального корабля при движении в атмосфере и автоматической посадки, а также методов пилотирования был построен полномасштабный аналог орбитального корабля БТС002 (заводское обозначение ОК-ГЛИ №002) с максимальным взлетным весом 92 тонны, оснащенный четырьмя турбореактивными двигателями АЛ31Ф ОКБ имени А. М. Люльки с суммарной тягой в 40 тонн (два боковых двигателя были оснащены форсажными камерами) для самостоятельно взлета с аэродрома, а также удлиненной передней стойки шасси, обеспечившей заданный стояночный угол. Испытания проводились в Летно-испытательном институте имени М. М. Громова (г. Жуковский), взлетно-посадочная полоса которого была оснащена радиотехнической системой «Вымпел-Н».

Первая рулежка на самолете БТС02 была выполнена 29 декабря 1984 года, а первый полет по программе горизонтальных летных испытаний состоялся 14 октября 1985 года. Аналог «Бурана» пилотировали летчики-испытатели ЛИИ Игорь Волк и Римас Станкявичус. При последующих полетах самолетом управляли Анатолий Левченко, Александр Щукин, Иван Бачурин и Алексей Бородай. В рамках программы горизонтальных летных испытаний было выполнено 24 полета и реализовано 19 заходов на посадку в режиме автоматического управления до высоты 10-20 метров с последующим уходом на второй круг, два захода до касания ВПП (опускание носового колеса и пробег проводились в ручном режиме управления) и 15 заходов с посадкой и пробегом до полного останова ОК на ВПП в автоматическом режиме управления. Во время восьмого полета 23 декабря 1984 года впервые была опробована посадка в автоматическом режиме. Всего же было совершено 15 посадок в автоматическом режиме. Последний полет по программе горизонтальных летных испытаний состоялся 15 апреля 1988 года. Отработка участка посадки проводилась также на двух специально оборудованных летающих лабораториях, созданных на базе самолетов Ту-154Б, Для выдачи заключения на первый пуск было выполнено 140 полетов, в том числе 69 автоматических посадок. Полеты осуществлялись на аэродроме ЛИИ и посадочном комплексе Байконура.

Вообще работы по созданию многоразовой космической системы «Буран» шли очень тяжело. Конечно, сказывались сложность создаваемой техники и уникальность новых технологий, но гораздо больше делу мешали неразбериха и слабая организация работ. Расчет был, в первую очередь, на энтузиазм рабочих и инженеров, а организация чаще подменялась Постановлениями ЦК КПСС и Совета Министров СССР и оргвыводами. Эта неразбериха определялась не в последнюю очередь ведомственной разобщенностью предприятий, участвующих в работах по «Бурану». Правда, учитывая, что в создании участвовали несколько союзных министерств, десятки республиканских, а всего 79 государственных органов управления, решением Военно-Промышленной комиссии был создан Межведомственный координационный совет. Постановлением правительства председателем Совета назначался руководитель Министерства общего машиностроения как головной организации. Председателем до 1983 года был С. А. Афанасьев, затем О. Д. Бакланов, В. Х. Догужиев и О. Н. Шишкин. В состав совета входили министры головных министерств, заместитель министра обороны по строительству, начальник управления космических сил Министерства обороны, генеральные и главные конструкторы, руководители предприятий, военные, ученые. Генеральный конструктор «Бурана» занимал в этой структуре подчиненное положение, а НПО «Энергия» было хоть и головным, но всего лишь предприятием-исполнителем, да и деньги ведь раздавало не оно. Министр общего машиностроения, хоть и был Председателем Межведомственного координационного совета, тоже не мог стать руководителем программы МКС, поскольку многие организации принадлежали другим министерствам, да и не его это забота. Главное выполнять планы, определенные Комиссией по военно-промышленным вопросам (ВПК) при Совете Министров СССР. Но и оно лишь отслеживало планы, созданные в НПО «Энергия» и утвержденные Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР, да подготавливало новые Постановления и вызывало на ковер нерадивых. Был еще секретарь ЦК КПСС по оборонным вопросам, но он занимался «Бураном» эпизодически и чаще с целью “накачки”, а с этим задержек не было, ведь планы с первого дня начали трещать по швам.

Все-таки в этом плане гораздо привлекательнее выглядит американский опыт. Там существует головная государственная организация (НАСА), которая целиком и полностью отвечает за космическую программу типа «Аполлон» или «Спейс Шаттл». Она определяет облик системы и ее основные параметры, вносит предложения в бюджет, а после его утверждения на конкурсной основе определяет подрядчиков. При этом она полностью распоряжается деньгами, выделенными на программу. Естественно, что ни о какой ведомственной разобщенности не может быть и речи. По сути, единственным ограничителем является бюджет. Если НАСА укладывается в бюджет, то деньги поступают без задержки. И только в случае перерасхода средств Конгресс США либо выделяет дополнительные ассигнования, либо нет. Но тогда НАСА должна сокращать издержки, которые могут привести и к пересмотру проекта. Это не наши реалии, когда то густо, то пусто.

Уже в декабре 1981 года работы по орбитальному кораблю были переданы из службы СГК16 И. Н. Садовского в службу главного конструктора СГК17 Ю. П. Семенова, а в январе 1982 года несогласного с данным решением И. Н. Садовского заменил прибывший из Днепропетровска Борис Иванович Губанов, которому оставили только работы по носителю, хотя формально он остался главным по МКС в целом. Здесь, в том числе сказались соперничество между И. Н. Садовским и Ю. П. Семеновым, а также рост влияния и широкие связи последнего. Заместителем главного конструктора по орбитальному кораблю был назначен В. А. Тимченко. Несколько позже был снят и главный конструктор харьковского НПО «Электроприбор» (нынешний «Хартрон») В. Г. Сергеев. Наконец, в 1983 году “ушли” и самого С. А. Афанасьева.

25 августа 1980 года на стенде НПО «Энергомаш» было проведено первое включение двигателя РД170, которое закончилось взрывом. Следующие 15 испытаний также были аварийными, причем по самым разным причинам. Тогда было решено понизить при испытаниях тягу двигателя с 740 до 600 тонн. Включение его на пониженном уровне тяги 9 июня 1981 года прошло нормально. После ряда успешных испытаний приходила уверенность, что теперь-то дела пойдут. Однако испытания первой ступени ракеты-носителя «Зенит» на стенде НИИХИММАШ под Загорском (ныне г. Сергиев-Посад) 26 июня 1982 года закончились взрывом и разрушением стенда. Пошли разговоры о замене РД170 связкой из четырех двигателей Н. Д. Кузнецова НК33. Даже на самом «Энергомаше» в 1982-1983 годах с подачи министра С. А. Афанасьева были разработаны предложения в виде эскизного проекта по замене четырехкамерного двигателя четырьмя его «четвертушками» МД185. В настоящее время это предложение воплотилось в двигателе РД191, но уже для ракеты-носителя «Ангара». Только благодаря твердой позиции В. П. Глушко удалось отстоять свое детище.

Наконец, после долгой череды доработок в конце мая 1983 года успешно прошло огневое испытание двигателя РД170, на котором было достигнуто номинальное значение тяги двигателя 740 тонн. А после того, как на восстановленном стенде НИИХИММАШ 1 декабря 1984 года по полной программе был испытан двигатель в составе 1й ступени ракеты-носителя «Зенит», стало ясно, что рождение самого мощного кислородно-керосинового двигателя состоялось. Окончательно это подтвердил первый запуск ракеты-носителя «Зенит» 13 апреля 1985 года с новой стартовой позиции на площадке 45 космодрома Байконур.

Между прочим, в период затруднений с двигателем РД170 пошли разговоры о замене жидкостной первой ступени твердотопливными ускорителями по типу шаттла. Были и конкретные проработки, которые проводило КБ ПО «Искра» под руководством главного конструктора Л. Н. Лаврова. По результатам проработки были выпущены предварительные материалы объемом с хороший предэскизный проект. Согласно ему такой ТТУ имел длину 44,9 метра при диаметре корпуса 3,6 метра, общую массу 520 тонн, среднюю тягу 1050 тонн, удельный импульс 263 секунды, а время работы – 138 секунд. Корпус должен был изготавливаться из стеклопластика и заполняться смесевым топливом КД 11/18. В проектных материалах была показана принципиальная возможность создания маршевого твердотопливного двигателя одноразового использования для первой ступени ракеты-носителя «Энергия». Двигатель по своим основным характеристикам не уступал двигателям «Спейс Шаттла». Однако время его создания оценивалось в 8 лет. К тому же в условиях резко континентального климата Казахстана требовалось его термостатирование. Все это усложняло применение твердотопливных первых ступеней в ракетной системе «Энергия». В конце концов, до ТТУ дело не дошло.

В декабре 1982 года в монтажно-испытательном корпусе (площадка 112) на космодроме Байконур был собран по нештатной технологии первый пакет ракеты-носителя – экспериментальной технологической ракеты 4М. В мае-июне 1983 года была выполнена программа динамических испытаний на универсальном комплексе стенд-старт (площадка 250). В октябре 1983 года выполнены примерочные работы ракеты 4М с системами наземного оборудования УКСС.

Для отработки технологии сборки корабля, макетирования его систем и агрегатов, примерки с наземным технологическим оборудованием были созданы два полноразмерных макета корабля ОК-МЛ-1 и ОК-МТ. Первый макетный экземпляр корабля ОКМЛ, основным назначением которого – проведение частотных испытаний как автономно, так и в сборке с ракетой-носителем, был доставлен на космодром Байконур самолетом 3МТ в декабре 1983 года. Этот макет использовался также для проведения предварительных примерочных работ с оборудованием МИК, УКСС и посадочного комплекса.

Макетный корабль ОКМТ был доставлен на космодром в августе 1984 года для проведения конструкторского макетирования бортовых и наземных систем, примерки и отработки различного оборудования, отработки технологического плана подготовки к пуску и послеполетного обслуживания. С использованием этого изделия были проведены полный цикл примерок с технологическим оборудованием в МИК ОК, макетирование связей с ракетой-носителем, отработаны системы и оборудование монтажно-заправочного корпуса и стартового комплекса с заправкой и сливом компонентов объединенной двигательной установки. Работы с изделием ОК-МЛ-1 и ОК-МТ обеспечили проведение подготовки к пуску летного корабля без существенных замечаний.

Как уже говорилось, для горизонтальных летных испытаний был разработан специальный экземпляр орбитального корабля ОКГЛИ (БТС002), который был оснащен штатными бортовыми системами и оборудованием, функционирующим на заключительном участке полета. Всего же предусматривалось создание 7 комплексных моделирующих стендов и 6 полноразмерных макетов орбитальных кораблей.

Самая большая по объему и сложности экспериментальная отработка была проведена на комплексном стенде КС-ОК орбитального корабля «Буран». Основной особенностью, отличающей КС-ОК от других стендов, является то, что в его состав вошли полноразмерный аналог орбитального корабля «Буран», укомплектованный штатными по составу бортовыми системами, и штатный комплект наземного испытательного оборудования. В августе 1983 года в НПО «Энергия» был доставлен планер орбитального корабля для дооснащения и развертывания на его основе постоянно действующего комплексного стенда. На КС-ОК должны были выполняться задачи, которые не могли быть решены на других экспериментальных установках и стендах:

Комплексная отработка электрической схемы с участием пневмогидросистем, в том числе: отработка взаимодействия бортовых систем при имитации штатных режимов работы и в расчетных нештатных ситуациях, отработка взаимодействия бортового и наземного (испытательного) многомашинных вычислительных комплексов, проверка электромагнитной совместимости и помехозащищенности бортовой аппаратуры, отработка взаимодействия наземного и бортового комплексов управления в режиме передачи управляющих воздействий с контролем правильности их исполнения в бортовых системах по телеметрической информации;

• проверка электрических связей аналога орбитального корабля «Буран», входящего в состав КС-ОК, с эквивалентом ракеты-носителя «Энергия»;

• отработка программы и методики комплексных электрических испытаний орбитального корабля «Буран», режимов предстартовой подготовки и методики парирования нештатных ситуаций, возможных при наземной подготовке;

• отработка бортового и наземного (испытательного) программно-математического обеспечения и его сопряжения с аппаратными средствами вычислительных комплексов, бортовых систем и наземного испытательного оборудования для всех рабочих мест наземной предполетной подготовки ОК «Буран» с учетом возможных (расчетных) нештатных ситуаций;

• отработка эксплуатационной документации, предназначенной для проведения испытаний и наземной предполетной подготовки ОК «Буран» на техническом и стартовом комплексах и для натурных испытаний;

• проверка правильности выполнения доработок материальной части, корректировки ПМО и ЭД по результатам испытаний и техническим решениям до проведения соответствующих доработок на штатном ОК «Буран».

• Электрические испытания на КС-ОК начались в марте 1984 года. Они проводились в новом здании КИС, где мне довелось делать и защищать дипломный проект. Комплексная экспериментальная отработка на КС-ОК продолжалась в круглосуточном режиме без выходных дней 1600 суток и была завершена лишь тогда, когда ОК «Буран» готовился на стартовом комплексе к запуску.

В отличие от блока А огневые испытания блока Ц планировали проводить не на стенде НИИХИММАШ, а сразу на космодроме Байконур, на универсальном комплексе стенд-старт. С марта по сентябрь 1985 года там были проведены “холодные” стендовые испытания блока Ц, при которых отрабатывалась технология заправки блока компонентами топлива (жидкими кислородом и водородом). Всего было проведено 9 заправок ракеты 4М как покомпонентно, так и двумя компонентами топлива одновременно, что дало основание перейти к огневым испытаниям блока Ц в составе стендовой ракеты 5С.

При первом огневом испытании двигательной установки блока Ц 22 февраля 1986 года планировалась его работа в течение 20 секунд. Однако уже через 2,5 секунды после начала запуска ДУ автоматически была прекращена работа. Произошло разрушение одной пневмомагистрали в турбонасосном агрегате двигателя РД0120. При этом слив компонентов пришлось проводить с риском для аварийной бригады, но все обошлось. Надо сказать, что к этому моменту было проведено 385 огневых испытаний на режиме 100 % 61 доводочного двигателя РД0120 с суммарной наработкой 48400 секунд, то есть более чем в 3 раза превышала наработку двигателя SSME к началу испытаний стендовых ступеней «Спейс Шаттла».

После восстановления работоспособности ТНА 25 апреля 1986 года второе огневое испытание блока Ц ракеты 5С длительностью 390 секунд было проведено без замечаний.

С августа по сентябрь 1986 года на УКСС были проведены “холодные” стендовые испытания ракеты-носителя с установленным на ней макетом орбитального корабля и имитацией силовых импульсных нагружений конструкции заправленной ракеты-носителя, а в сентябре 1986 года на стартовом комплексе – комплексные испытания ее с наземными системами и оборудованием СК, включая заправку ракеты штатными компонентами топлива.

2 августа 1985 года вышло очередное Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР, устанавливающее срок начала летных испытаний «Бурана» – IV квартал 1986 года. Но только 12 декабря 1985 года планер первого летного орбитального корабля был доставлен на космодром Байконур. Учитывая ограничения по грузоподъемности самолета-транспортировщика 3МТ, планер орбитального корабля прибыл без орбитальных систем и многих узлов и агрегатов, в том числе без шасси и хвостового оперения. Было наклеено только 25 тысяч теплозащитных плиток из 38 тысяч нужных по проекту. Это был фактически лишь скелет. Требовалось полностью собрать, оснастить системами и испытать орбитальный корабль. Дело осложнялось тем, что сам монтажно-испытательный корпус орбитального корабля (площадка 254) был готов лишь наполовину, это касалось и других сооружений технического комплекса. Поэтому, прежде чем начать сборку орбитального корабля, требовалось доставить в пультовые наземно-испытательное оборудование, смонтировать его и провести пуско-наладочные работы. Только благодаря круглосуточной работе всех специалистов смогли в мае 1986 года начать электрические испытания орбитального корабля. Как всегда слабую организацию работ подменяли штурмовщиной. К этому моменту срок запуска «Бурана» переехал на III квартал 1987 года.

Учитывая отставание в изготовлении первой летной ракеты-носителя и орбитального корабля, НПО «Энергия» по инициативе главного конструктора Б. И. Губанова приняло решение провести летные испытания с использованием экспериментальной ракеты 6С, для чего ракетные блоки А и Ц изготавливались по документации на летное изделие. Перед запуском ракета 6СЛ по предложению В. П. Глушко была названа «Энергией», то есть получила имя родного предприятия. Первоначально первый запуск ракеты-носителя планировался на конец 1983 года. Но планы постоянно корректировались в сторону более поздних сроков. В последнем плане стоял срок сентябрь 1986 года. Однако из-за задержки в изготовлении космического аппарата, подготовки пусковой установки и других систем космодрома работы задержались почти на полгода. Поскольку ракета 6СЛ все-таки была стендовой, на ней предполагалось провести третьи огневые испытания двигательной установки блока Ц. На этом настаивали и заказчики из Министерства обороны. Однако разработчики добились отмены огневых испытаний, чтобы идти сразу на пуск. При этом они ссылались на то, что к октябрю 1986 года проведено в Загорске 8 огневых стендовых испытаний модульной части блока А и первой ступени ракеты «Зенит», 407 огневых испытаний двигателей первой ступени и 427 – второй. На стенд-старте были проведены девять циклов по отработке заправки блока Ц на ракете 4М и заправки пакета в целом на ракете 4МКС-Д, два огневых стендовых испытания блока Ц в составе ракеты 5С, проведены динамические испытания ракеты. Кроме того, в случае аварии ДУ мог разрушиться единственный стенд, а при старте с каждой секундой полета снижалась опасность его разрушения по мере удаления ракеты. В конце концов заказчиков удалось пересилить.

Первоначально в качестве полезной нагрузки для первого пуска «Энергии», запланированного на осень 1986 года, был разработан габаритно-весовой макет. Он представлял из себя цилиндр диаметром 4 метра и длиной около 25 метров. По внешним габаритам он был аналогом будущего грузового отсека. Макет был выполнен из толстолистовой стали. Внутренние переборки дополняли и набирали вес. Внутри макета – пустота. По программе полета он должен был приводниться вместе со второй ступенью «Энергии» в акватории Тихого океана. Однако руководство министерства и Генеральный конструктор В. П. Глушко считали, что пуск следует завершить полетом реального или полуреального космического объекта.

В июле-августе 1985 года министром общего машиностроения О. Д. Баклановым и В. П. Глушко перед КБ «Салют» и заводом имени М. В. Хруничева была поставлена задача создания космического аппарата с необходимыми системами, обеспечивающими его вывод на орбиту и существование на ней в течение месяца, с возможностью проведения ряда экспериментов. Срок поставки на полигон не позднее августа 1986 года. Ответственными за это были назначены главный конструктор КБ «Салют» Д. А. Полухин и директор завода А. И. Киселев. Для ускорения работ по аппарату решено было в максимальной степени использовать изготовленные отсеки и приборный состав функционально-грузового блока от ТКС (транспортного корабля снабжения) и «Скифа-ДМ» (перспективного космического аппарата 100-тонного класса).

Еще в 1981 году КБ «Салют» создало космический аппарат – станцию «Скиф», оснащаемую лазерным оружием по программе противоспутниковой обороны типа «анти-СОИ» с последующим совершенствованием – предполагалось оснастить лазерной системой поражения ядерные головные части ракет. Лазерный бортовой комплекс вооружения «Скифа» создавался в НПО «Астрофизика» под руководством Н. Д. Устинова-младшего.

Аналог «Скифа» без сложных боевых систем, для оценки динамических характеристик имел индекс «Скиф-Д». Космическая станция «Скиф» для «Энергии» №6СЛ приобрела макетный облик. Макет под индексом «Скиф-ДМ» имел длину 37 метров, диаметр 4,1 метров и массу около 80 тонн. В целевом модуле «Скифа-ДМ» размещались экспериментальные установки для проведения прикладных и геофизических экспериментов. Предполагался отстрел мишеней и их поражение с борта «Скифа-ДМ». В июле 1986 года завод имени М. В. Хруничева выполнил свои обязательства. Все отсеки космического аппарата были поставлены на Байконур. До января 1987 года «Скиф-ДМ» оснащался аппаратурой. Все системы аппарата прошли полный цикл автономных и комплексных испытаний. В начале 1987 года было решено демонстрацию боевых возможностей космического аппарата не производить. В феврале этого же года «Скиф-ДМ» прибыл для стыковки с «Энергией» на техническую позицию уже с откорректированной программой его полета. На борту «Скифа-ДМ» большими буквами на черной поверхности было написано его новое имя «Полюс».

Работа была выполнена в рекордно короткий срок, в результате такой спешки не было даже времени обработать полностью телеметрию, полученную при наземных испытаниях, что и сыграло потом свою негативную роль.

Первоначально этот старт планировался на сентябрь 1986 года. Однако из-за задержки изготовления аппарата, подготовки пусковой установки и других систем космодрома работы задержались почти на полгода. Лишь в конце января 1987 года аппарат был перевезен из монтажно-испытательного корпуса на 92-й площадке космодрома, где он проходил подготовку, в здание монтажно-заправочного комплекса на площадке 112А. Там 3 февраля 1987 года «Скиф-ДМ» был состыкован с ракетой-носителем 11К25 «Энергия» №6СЛ.

11 февраля 1987 года ракета-носитель «Энергия» (6СЛ) с космическим аппаратом «Полюс» с помощью транспортно-установочного агрегата была вывезена и установлена на универсальный комплекс стенд-старт. В течение почти 3 месяцев шли испытания наземных и бортовых систем. Интересно отметить, что перед самым пуском космодром посетил Генеральный секретарь ЦК КПСС М. С. Горбачев. На пуск он не остался, чтобы не стать причиной визит-эффекта, зато в сообщении ТАСС о его визите сообщалось, что ему «...были показаны космические аппараты связи, телевидения, метеорологии и исследования космического пространства. В настоящее время на космодроме ведутся работы по подготовке к запуску новой универсальной ракеты-носителя, способной выводить на околоземные орбиты как многоразовые орбитальные корабли, так и крупногабаритные космические аппараты научного и народнохозяйственного назначения, в том числе модули для долговременных станций». Пожалуй, впервые мы заявили о своих планах создания и испытаний ракетно-космической техники. Это была одна из первых ласточек гласности.

Первый старт ракеты-носителя 11К25 №6СЛ был запланирован на 4 часа дня по московскому времени 15 мая 1987 года. Однако в ходе предстартовой подготовки возникло несколько неполадок, в результате чего старт переехал на вечер. Тем не менее, 15 мая 1987 года в 21 час 30 минут был произведен первый пуск «Энергии». На 144-й секунде были отключены двигатели боковых блоков, а спустя 2 секунды произошло их отделение. После 460 секунд работы ракета успешно вывела аппарат на заданную высоту 110 км, после чего прошло разделение, при этом орбита, точнее – баллистическая траектория имела следующие параметры: максимальная высота 155 км, минимальная высота минус 15 км (то есть перицентр орбиты лежал под поверхностью Земли), наклонение плоскости траектории к земному экватору 64.61 град.

Для выхода на орбиту требовался доразгон с помощью ДУ самого аппарата, для этого ему нужно было развернуться на 180, поскольку на ракете он располагался двигателями вперед. Однако после разворота на 180 двигатели ориентации и стабилизации не остановили вращения аппарата. Двигательная установка все-таки включилась, но импульс довыведения был “размазан” в пространстве, и новенький 80-тонный «СкифДМ» или «Полюс» упал вслед за блоком Ц в Тихий океан. Самое интересное, что это же случилось и при испытаниях, но из-за спешки на это просто не обратили внимания. Несмотря на неудачу с выведением «СкифаДМ» испытания самой ракеты-носителя «Энергия» были признаны чрезвычайно успешными. А это значило, что настало время полета первого советского многоразового космического корабля.

Для проведения летно-конструкторских испытаний орбитального корабля требовался герметичный модуль для размещения дополнительной измерительной аппаратуры. Его решено было создать на базе разрабатываемых в КБ «Салют» отделяемых целевых модулей 37К, выводимых в составе тяжелого модульного корабля ТКМ. Один из таких модулей, «Квант» летал в составе орбитального комплекса «Мир». Модуль получил обозначение 37КБ. При массе 7,15 тонны его объем составляет 37 м3, длина 5,1 метра и диаметр 4,1 метра. В нем были размещены следующие дополнительные системы, приборы и агрегаты:

• система бортовых измерений;

• аварийная система питания «Бурана» (48 аккумуляторных батарей);

• автономная система питания модуля 37КБ (12 аккумуляторных батарей);

• система обеспечения теплового режима;

• система пожарообнаружения и пожаротушения;

• система обеспечения газового состава;

• система внутреннего освещения.

В модуле 37КБ размещался также ряд вспомогательных приборов системы управления бортовым комплексом (СУБК), необходимых для его функционирования. Для контроля за работой аппаратуры в нештатных ситуациях предусматривалось посещение модуля экипажем. Всего было изготовлено два летных модуля.

Модуль 37КБ планировалось использовать многократно, как прообраз будущих полезных нагрузок для «Бурана». В дальнейшем предполагалось на его основе создать как неотделяемые исследовательские модули по типу «Спейслэба» и модули, пристыковываемые с помощью манипулятора «Бурана» к боковому стыковочному узлу модуля «Кристалл» орбитального комплекса «Мир», так и модули материально-технического снабжения (37КБИ и 37КБИЭ). Возвращаться на Землю они должны были тоже в грузовом отсеке «Бурана» при следующих полетах к станции.

Программа первого полета многократно и тщательно обсуждалась. Рассматривались два варианта: трехсуточный и двухвитковый полеты. Трехсуточный полет решал больше задач, но при этом существенно увеличивался необходимый объем экспериментальной отработки. К тому же не были отработаны узлы открытия створок отсека полезного груза (ОПГ) и система обеспечения теплового режима, в системе управления отсутствовали командные датчики, энергоустановка на основе топливных элементов также не была готова. При реализации двухвиткового полета можно было не устанавливать ряд систем, таких как система энергопитания на электрохимических генераторах, система открытия створок грузового отсека, радиаторы и ряд других, требующих большой отработки, которая к тому времени не была завершена. Вместо электрохимического генератора в грузовом отсеке вместе с блоком дополнительных приборов 37КБ была установлена связка из аккумуляторных батарей, обеспечивающих двухвитковый полет. Створки решили не открывать, а сброс тепла обеспечить за счет испарения воды. Не была полностью готова и бортовая математика. В то же время двухвитковый полет выполнял основную задачу – отработку участков выведения, спуска в атмосферу и посадки на посадочную полосу в автоматическом режиме. Корабль был защищен штатными теплозащитными плитками, а в его кабине установили телекамеру, которая «смотрела» вперед через остекление. Масса «Бурана» была меньше расчетной и составляла на старте 79,4 тонны.

Тогда же в адрес Правительства было отправлено коллективное письмо, подписанное, в том числе и космонавтами Игорем Волком и Алексеем Леоновым, в котором предлагалось провести первый полет «Бурана» в пилотируемом режиме. Однако специальная комиссия, рассматривавшая эти вопросы, остановилась на двухвитковом полете в беспилотном режиме.

12 марта 1988 года на заседании Госкомиссии запуск первого летного образца орбитального корабля №1Л, получившего имя всей системы «Буран», был назначен на 29 октября 1988 года.

К этому моменту была подготовлена одна стартовая позиция на площадке 110, поскольку УКСС не позволял осуществить пуск ракеты-носителя с орбитальным кораблем. В ходе подготовки собранный пакет ракеты-носителя «Энергия» №1Л с 14 января по 2 февраля 1988 года вывозился на старт с целью комплексной проверки всех систем, в том числе огневые испытания системы дожигания водорода, отработка стыковки коммуникаций и отвода площадок, примерка средств обслуживания и тренировки боевого расчета. После стыковки «Энергии» с орбитальным кораблем с 23 мая по 10 июня 1988 года они также проходили на старте совместные испытания всех систем. Одновременно проверялась электромагнитная совместимость радиотехнических систем ракеты и корабля. 10 октября ракета-носитель «Энергия» с орбитальным кораблем «Буран» были вывезены на старт. 26 октября 1988 года после докладов о готовности орбитального корабля, ракеты-носителя, стартового комплекса, полигонного измерительного комплекса, Центра управления полетом, средств связи и расчетов и о метеорологическом прогнозе на ближайшие дни Государственная комиссия под председательством нового министра общего машиностроения В. Х. Догужиева приняла решение о запуске ОК «Буран» 29 октября 1988 года в 6 ч 23 минуты московского времени.

Предстартовая подготовка многоразовой космической системы на стартовом комплексе 28 и 29 октября 1988 года проходила тяжело: было 15 сбоев в работе как наземных, так и бортовых систем, которые пришлось оперативно устранять. После устранения замечаний подготовка пошла нормально. Однако за 51 секунду до запуска двигательной установки ракеты-носителя автоматизированная система подготовки пуска выдала во все системы команду на автоматическое прекращение подготовки из-за снятия готовности к пуску системы управления полетом. Это произошло из-за задержки отстыковки от борта ракеты-носителя платы с приборами азимутального наведения (прицеливания), и, следовательно, произошла задержка с отводом фермы, на которой они располагались. Пуск был отменен.

После доработок повторный запуск ракеты-носителя «Энергия» с орбитальным кораблем «Буран» был намечен на 15 ноября 1988 года. Предстартовая подготовка, которая началась за 11 ч до старта, в целом проходила без замечаний, но вот погода была не слишком благоприятной: увеличивалась облачность, шел снег, ожидались порывы ветра до 20 м/с при разрешенных для орбитального корабля 15 м/с. Тем не менее, было дано разрешение на пуск, который состоялся 15 ноября 1988 года в 6 часов утра, точнее в 06:00:01,25 ДМВ. Ракета отработала штатно, корабль отделился от центрального блока в 6 часов 8 минут и вышел на орбиту с высотой условного перигея –11,2 км, апогея 154,2 км. В апогее траектории его двигатели выдали корректирующий импульс 66,6 м/с. После второго включения (44 м/с) корабль оказался на орбите высотой 251 на 263 км и наклонением 51,6.

На орбите все системы работали штатно. За 3 ч 26 минут первого полета ОК было проведено четыре штатных сеанса связи с выдачей на борт 10 запланированных массивов командно-программной информации для управления режимами работы радиотехнического комплекса. После выполнения двух неполных витков, в 8 часов 20минут на высоте 250 км был выдан тормозной импульс величиной 175 м/с на расстоянии около 20000 км от аэродрома. Боковая дальность на трассе спуска составила около 550 км. Вход в атмосферу прошел нормально, датчики в носовой части фюзеляжа зарегистрировали температуру 907С, на носках крыла – 924С. После торможения и схода с орбиты орбитальный корабль, проделав все предпосадочные маневры в автоматическом режиме, вышел точно на посадочную полосу. В 9 часов 24 минуты 42 секунды корабль коснулся полосы площадки 251 космодрома Байконур в нескольких километрах от старта при скорости 260 км/ч и полностью остановился в 9 часов 25 минут 24 секунд точно посередине посадочной полосы, пробежав 1620 метров. Отклонение от расчетной точки касания на ВПП оказалось равным 15 метров в продольном направлении и 3 метра от оси полосы при скорости встречного ветра 17 м/с. Время полета составило 206 минут. Послеполетный осмотр корабля показал, что за весь полет было потеряно всего лишь 6 теплозащитных плиток.

На заключительном этапе орбитальный корабль сопровождал двухместный истребитель МиГ25, пилотируемый космонавтом “бурановского” отряда Магомедом Толбоевым. Это был действительно выдающийся успех советской космонавтики. Впервые в мировой практике была проведена полностью автоматическая посадка космического аппарата такого класса. Как водится в таких случаях, на участников пролился “золотой дождь” из орденов и медалей. Министр общего машиностроения О. Д. Бакланов стал секретарем ЦК КПСС.

Программа многоразовой космической системы «Буран» предусматривала строительство трех орбитальных кораблей, позднее в 1983 году по дополнительному заказу их число увеличили до пяти. Три из них были изготовлены. Первый корабль (ОК №1К) после полета решено было подвергнуть тщательной дефектации. Позже он использовался для отработки транспортировки корабля в полной комплектации на самолете Ан225 «Мрия» и даже побывал на авиасалоне в Ле-Бурже. Орбитальный корабль №2К планировалось использовать при втором запуске в автоматическом режиме. Третий корабль готовился для пилотируемого полета. На нем уже должны быть установлены все бортовые системы в полной комплектации. В дальнейшем в пилотируемых полетах «Бурана» предполагалось завершить его летную отработку, в том числе при длительных полетах (до 30 суток), и приступить к эксплуатации корабля, включая транспортно-техническое обслуживание орбитальных комплексов и выведение на орбиту беспилотных космических аппаратов.

После успешного первого полета «Бурана», казалось бы, дело пойдет по нарастающей. Началась подготовка второго летного экземпляра орбитального корабля № 2К к полету. В соответствии с программой этот пуск тоже должен был быть беспилотным. По состоянию на начало 1989 года план запусков был следующим:

IV квартал 1991 года – полет 2К1 (второй корабль, первый полет) длительностью 1-2 суток с модулем 37КБ;

I-II кварталы 1992 года – полет 2К2 длительностью 7-8 суток с модулем 37КБ;

1993 год – полет 1К2 длительностью 15-20 суток с модулем 37КБ.

Все четыре полета «Буранов» должны были быть беспилотными. В полете корабля 2К2 планировалось отработать автоматическое сближение и стыковку с орбитальным комплексом «Мир». Начиная с пятого полета должен был использоваться третий орбитальный корабль №3К, оборудованный системой жизнеобеспечения и двумя катапультируемыми креслами.

Полеты с пятого по восьмой тоже считались испытательными, потому экипаж должен был состоять лишь из двух космонавтов. Они намечались на 1994-95 годы. Для этих миссий планировалось изготовить исследовательские модули по примеру американских «Спейслэб» и «Спейсхэб». Для этого КБ «Салют» предложило переоборудовать второй модуль 37КБ и запасной (третий) модуль 37КБ в соответственно 37КБИ №1 и 37КБИ №2. Предварительно планировалось изготовить экспериментальный модуль 37КБИЭ для первого пилотируемого полета ОК «Буран-3К» в 1994 году. Во время полетов «Бурана» с пятого по восьмой на комплекс 27КС «Мир» должны были доставляться последовательно модули 37КБИЭ, 37КБИ №1 и №2, которые пристыковывались бы с помощью дистанционного манипулятора корабля к боковому стыковочному узлу модуля «Кристалл». Модули 37КБИ были бы одновременно и исследовательскими аппаратами, на которых стояла научная аппаратура, и герметичными модулями материально-технического снабжения. Возвращаться на Землю они должны были тоже на ОК «Буран» при их следующих полетах к станции.

Однако уже в конце 1989 года планы создания модулей для «Бурана» полностью изменились. 5 октября 1989 года состоялся Научно-технический совет Минобщемаша и АН СССР по перспективной орбитальной станции «Мир-2». Совет признал необходимым прекратить работы по темам 14Ф70 «Заря» (пилотируемый многоразовый корабль), 37КБИ, 37КБИЭ и в рамках реализации темы «Мир-2» обеспечить создание модернизированного блока 17КС №128, провести разработку модернизированного грузового корабля на базе существующего задела с учетом перехода на ракету-носитель 11К77 «Зенит-2».

Менялись планы и в отношении пусков «Бурана». Как уже говорилось, первый корабль (ОК №1К) после полета решено было подвергнуть тщательной дефектации. А при запуске второго осуществить стыковку с орбитальным комплексом «Мир». При этом корабль уже должен быть оснащен штатными системами энергопитания и жизнеобеспечения, а также специально разработанным для него андрогинным стыковочным узлом АПАС89. Одновременно готовился к старту и корабль «Союз ТМ», оснащенный аналогичным стыковочным узлом. Пилотировать его должен экипаж из двух человек. На должность командира корабля готовились космонавты-испытатели из отряда ГКНИИ ВВС Иван Бачурин, Алексей Бородай и Леонид Каденюк, а на бортинженера – военные инженеры из отряда космонавтов ЦПК Эдуард Степанов, Валерий Илларионов и Николай Фефелов, которые отбирались еще для программы «Алмаз», но так ни разу и не слетали. После старта «Союз ТМ» должен был сблизиться с «Бураном» и затем состыковаться с ним. Космонавты, перейдя в кабину многоразового орбитального корабля, проверили бы его работу в пилотируемом режиме, включая отработку бортового манипулятора. Затем, отстыковавшись от него, они на корабле «Союз ТМ» совершили бы перелет к орбитальному комплексу «Мир» и состыковались с ним. «Буран» после 7-суточного полета совершил бы вход в атмосферу и посадку на аэродром в автоматическом режиме подобно первому полету.

Первоначально старт намечался на 1989-1990 годы. Уже был собран пакет ракеты-носителя «Энергии» №2Л, да и сам второй летный экземпляр «Бурана» был почти готов. Однако к этому времени Министерство обороны СССР – основной заказчик многоразовой космической системы – отказалось от планов ее использования. Поэтому с 1991 года система «Энергия» – «Буран» была переведена из Программы вооружений в Государственную космическую программу решения народнохозяйственных задач. Да и советская экономика входила в затяжной кризис, который вскоре привел наряду с остальными причинами к распаду Советского Союза. Финансирование космических исследований резко сокращалось. Старт все время переносился, сначала на IV квартал 1991 года, затем на 1993 год, а, в конце концов, и вовсе был отменен. Работы по многоразовой космической системе «Буран» были прекращены, а в 1992 году РКА приняло решение о закрытие программы. Подготовленный «Союз ТМ» с андрогинным стыковочным узлом был впоследствии использован под названием «Союз ТМ-16» для доставки на «Мир» экипажа тринадцатой основной экспедиции Г. Манакова и А. Полещука.

На создание системы было затрачено 16 миллиардов рублей за 14 лет. Стоимость конструкции ракеты-носителя «Энергия» и орбитального корабля «Буран» при первом запуске составили соответственно 210 и 140 миллионов рублей. Но средства, потраченные на “одноразовый” «Буран», оказались закопанными в Землю. Сам орбитальный корабль №2К, как и первый летный экземпляр №1К, а также несколько собранных пакетов ракеты «Энергия» пылятся на космодроме. Находившиеся в различной стадии сборки на Тушинском машиностроительном заводе еще несколько орбитальных ступеней пошли на слом. Образец орбитального корабля для динамических испытаний установлен в Парке культуры и отдыха имени Горького, где используется для аттракционов. После завершения программы летных испытаний и отработки автоматической посадки БТС-02 длительное время находился на консервации в ЛИИ имени М. М. Громова, выставляясь на аэрокосмических салонах, затем был передан в лизинг в качестве экспоната в зарубежный музей города Сидней в Австралии. Технический и стартовый комплексы на космодроме Байконур приходят в упадок. Используется только МИК орбитального корабля (площадка 254) для подготовки модулей орбитального комплекса «Мир», а впоследствии и для международной космической станции. Планировалось использование УКСС для запусков ракеты-носителя «Аврора», но затем от этого отказались. В настоящий момент идет создание рабочих мест для подготовки ракеты-носителя «Союз» в большом МИКе на площадке 112, поскольку старый МИК на «двойке» за 45 лет сильно обветшал. Правда, рухнувшая в мае 2002 года крыша большого МИКа, похоже, похоронила эти планы.

Руководство НПО «Энергия» пыталось спасти хотя бы остатки программы, предложив создать на базе ракеты-носителя «Энергия» малый носитель «ЭнергияМ». Начальным вариантом такой ракеты-носителя явилась ракета-носитель «Гроза» (РЛА-125), предложенная еще в 1975-1977 годах и состоящая из центрального и двух боковых блоков ракеты-носителя «Энергия». В 1976 году было разработано техническое предложение по ракете-носителю «Гроза», а в 1977 году – дополнение к нему. В 1985 году в соответствии с Постановлением от 25 декабря 1984 года, был выпущен эскизный проект, доказывающий принципиальную возможность создания на производственно-технологической базе ракеты-носителя «Энергия» ракеты-носителя тяжелого класса «Гроза» грузоподъемностью на низкой орбите до 63 тонн. По решению НТС Минобщемаша от 18 августа 1988 года НПО «Энергия» было поручено уточнить эскизный проект по ракете-носителю «Гроза» (РЛА-125) с учетом выведения космических аппаратов массой от 25 до 40 тонн на низкие орбиты в интересах науки, народного хозяйства и обороны страны.

В 1989 году было выпущено дополнение к эскизному проекту ракеты-носителя «Гроза», в котором предлагалось использовать на центральном блоке не четыре двигателя РД-0120, а два с соответствующим уменьшением размеров центрального блока, а также были рассмотрены варианты ракеты-носителя грузоподъемностью 27-50 тонн, в том числе с использованием крылатого многоразового блока I ступени. Дальнейшие проработки по ракете-носителю тяжелого класса завершились выпуском в 1990 году эскизного проекта ракеты-носителя, получившей условное название «Нейтрон», который был одобрен Советом главных конструкторов 19 июля 1990 года. Ракета-носитель получила официальное название «Энергия-М».

В 1990 году был изготовлен макет ракеты-носителя «Энергия-М» и установлен на стартовой позиции. 8 апреля 1991 года было принято Постановление о создании на конкурсной основе ракеты-носителя тяжелого класса. В конкурсе приняли участие НПО «Энергия», НПО «Южное» (С. Н. Конюхов) и КБ «Салют» (Д. А. Полухин). 6 июля 1991 года коллегия и президиум НТС Минобщемаша приняли решение о целесообразности разработки и создания ракеты-носителя тяжелого класса. Разработка исходных данных и технических заданий на составные части ракеты-носителя «Энергия-М» началась в том же 1991 году. С 1991 по 1993 годы разрабатывалась конструкторская документация, и подготавливалось производство для изготовления ракеты-носителя. В 1993 году было закончено согласование и выпущено тактико-техническое задание на разработку ракеты-носителя «Энергия-М», утвержденное генеральным директором РКА Ю. Н. Коптевым и согласованное с командующим ВКС Министерства обороны РФ В. А. Ивановым.

Двухступенчатая ракета-носитель «Энергия-М» является базовой для трехступенчатых модификаций, отличающихся типами применяемых разгонных блоков. Ракета-носитель выполнена по «пакетной» схеме с параллельным расположением ступеней, в которой два ракетных кислородно-керосиновых блока А первой ступени, заимствованные у ракеты-носителя «Энергия», расположены вокруг укороченного центрального кислородно-водородного блока второй ступени, разработанного на базе аналогичного блока ракеты-носителя «Энергия», но с одним двигателем РД0120. Полезный груз размещается в грузовом отсеке блока второй ступени и механически связан с переходным отсеком (в двухступенчатой модификации) или с разгонным блоком (в трехступенчатой модификации). Стартовая масса ракеты – 1050 тонн, ее грузоподъемность – 34 тонны на низкие орбиты и от 3 до 7 тонн (в зависимости от модификации разгонного блока) на геостационарную орбиту. Для запусков предполагалось использовать универсальный комплекс стенд-старт.

Однако «Энергия-М» дальше полноразмерного макета не продвинулась. И дело не только в развале Советского Союза. При сравнимой с уже летающим «Протоном» выводимой полезной нагрузке стоимость запуска с помощью ракеты «Энергия-М» увеличивалась в 2-3 раза, что, естественно, делало ее неконкурентоспособной. Правда, в отличие от «Протона» используемые ракетой виды топлива (керосин, жидкий водород и жидкий кислород) являются экологически безопасными. Но сейчас, после начала разработки семейства ракет-носителей «Ангара» различной грузоподъемности, в том числе ракеты «Ангара-4В» с использованием на центральном блоке второй ступени кислородно-водородного двигателя РД0120, идея «Энергии-М» и вовсе стала неактуальной.

Кроме ракеты «Энергия-М», как уже говорилось, имелись планы создания целого семейства ракет-носителей различной грузоподъемности. Именно с этой идеей пришел в Подлипки В. П. Глушко. Поэтому в Постановлении ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 17 февраля 1976 года о создании многоразовой космической системы «Буран» была предусмотрена и целесообразность разработки в 1979-1980 годах технических предложений по перспективным средствам выведения. В ноябре 1977 года постановлением правительства поручено было обеспечить развитие работ по созданию на базе многоразовой космической системы «Буран» и ее основных элементов сверхтяжелой ракеты-носителя. В НПО «Энергия» и головных смежных организациях были развернуты изыскательские и проектные работы по тяжелым и сверхтяжелым ракетам-носителям, создаваемым на базе ракетного комплекса «Буран». Перспективный ряд ракет-носителей позволял на основе блочно-модульного принципа построить семейство, заполнить пробелы и сделать непрерывной цепочку возможностей по выносу на опорную орбиту массы полезного груза.

Ряд открывается ракетой «Зенит» грузоподъемностью до 15,7 тонны при использовании в международных программах. Легко заметить, что варьируемых элементов в системе, по-крупному, всего два. Это модуль первой ступени (блок А), применяемой практически во всем ряду, кроме последней схемы. Второй элемент – это модуль второй ступени (блок Ц), который в ряде схем существенно меняется, что объясняется сохранением базового модуля «Энергии» грузоподъемностью 100 тонн без особых изменений только в диапазоне нагрузок 60-100 тонн. Масса менее 60 тонн влечет за собой изменение центрального блока: или укорочение баков до получения объемов, необходимых для уменьшенных заправок соответственно нагрузке, как в схеме «Энергия-М», или уменьшению диаметра блока до 5,6 метров. При увеличении нагрузки свыше 100 тонн изменение схемы связано не только с увеличением количества модулей боковых блоков первой ступени, но и с увеличением длины баков центрального блока (на 15 метров при нагрузке 200 тонн).

В перспективном ряду, как родоначальники, выделяются две исходные схемы ракет-носителей: «Энергия» в грузовом варианте, или по раннему наименованию «Буран-Т», а в индексации программы летных испытаний «Энергии» – 6СЛ, и «Энергия–Буран», соответствующая по структуре первой летной машине той же программы.

Грузовой вариант «Энергии» или «Буран-Т» способен выводить на опорную орбиту 100 тонн полезного груза. Полезный груз в этом варианте размещается в транспортном контейнере. Контейнер длиной 42 метра и диаметром 6,7 метра в окончательно собранном виде с размещенным в нем полезным грузом устанавливается вместо орбитального корабля «Буран» на те же узлы силовой связи. Контейнер, кроме образования силовой схемы крепления полезного груза и ракетных блоков, защищает космические аппараты, размещенные в нем, от аэродинамического и теплового воздействия набегающего потока в полете. При использовании доразгонного блока возможно довыведение на орбиту порядка 200 км космических аппаратов массой до 88 тонн и 81,5 тонны – на орбиты до 600 км.

Для выведения космических аппаратов на высокие орбиты искусственного спутника Земли, включая геостационарную, к Луне, в составе ракеты-носителя «Энергия» разрабатывался кислородно-водородный космический разгонный блок 14С40 («Смерч»), который является как бы третьей ступенью ракеты-носителя. Баки разгонного топлива вмещают до 70 тонн топлива. Маршевый ракетный двигатель блока развивает тягу до 10 тонн. При использовании разгонного блока «Смерч» на геостационарную орбиту выводился груз весом 18-19 тонн, в либрационные точки системы Земля-Луна – весом 23-29 тонн, на орбиту искусственного спутника Луны – 21,5-23 тонны. Рассматривалась также возможность использования двухступенчатого разгонного блока, причем второй ступенью служил хорошо известный блок ДМ.

С помощью ракеты-носителя «Энергия» («Буран-Т») можно было существенно расширить программу исследований Луны, планет и Солнца, доставки груза с планет, астероидов и комет и для астрофизических исследований. Созданные космические средства должны были быть использованы для расширения исследования планеты Марс. Ее же можно было использовать для отработки элементов пилотируемого марсианского комплекса с доставкой их на орбиту искусственного спутника Марса или на поверхность Марса.

Наличие такого носителя как «Энергия» позволяла развернуть широкомасштабное освоение Луны, включая первые пилотиремые полеты на Луну в 2001-2010 годах, а впоследствии – создание лунной базы.

В августе 1985 года правительство, рассматривая состояние работ по подготовке и проведению летных испытаний многоразовой космической системы «Буран», работ по целевому использованию этой системы и созданию на ее базе перспективных ракетных комплексов, обязало основательно развернуть конструкторские работы по созданию унифицированных сверхтяжелых космических ракетных комплексов «Буран-Т» и «Вулкан». Постановление обязывало в первом квартале 1986 года представить на утверждение проект постановления о разработке и изготовлении «Бурана-Т» и «Вулкана», об этапах и сроках решения целевых задач с использованием этих ракетно-космических комплексов. Этим же постановлением Министерство обороны было обязано в трехмесячный строк выдать в установленном порядке техническое задание на разработку «Бурана-Т» и «Вулкана».

В марте 1986 года основные, а в июле дополнительные документы с проектом Постановления о порядке и сроках проведения работ по созданию универсального космического ракетного комплекса «Буран-Т» и мероприятий по обеспечению его создания, согласованные всеми пятнадцатью министерствами и ведомствами, участвующими в разработке, были направлены в Военно-промышленную комиссию Совета министров. В проекте были указаны следующие сроки проведения летных испытаний универсального космического ракетного комплекса «Буран-Т»: по первому этапу – выведение на опорную орбиту космических объектов массой 102 тонны в 1988-1991 годах, по второму этапу – начало испытаний с грузовым транспортным контейнером в 1991 году и с разгонным блоком «Смерч» в 1995 году. Проект был возвращен аппаратом комиссии в декабре 1987 году в связи с тем, как говорилось в письме, что он не согласован с генеральным заказчиком. Это происходило после первого пуска «Энергии» в мае 1987 года. Вариантом ракеты 6СЛ был, по сути, «Буран-Т» с грузом, имеющим свой двигатель довыведения. Летные испытания начались, а директивного документа нет. Фактически уже в этот момент началось торможение создания семейства ракет-носителей на базе «Энергии». Более того, Министерство обороны отозвало свое техническое задание, показав тем самым, что «Энергия» ей не нужна.

О следующем представителе семейства – ракете-носителе «Гроза» (РЛА-125) – уже рассказывалось чуть выше. Она получалась путем почти простого вычитания двух блоков А из первой ступени строящейся ракеты. В принципе, в 70-е годы имелось несколько проектов ракет-носителей с грузоподъемностью около 30 тонн. Это и модернизированный «Протон» с кислородно-водородным разгонным блоком, и новая ракета 11К37 разработки КБ «Южное». В свое время (в июне 1976 года) предполагалось даже, что ракета-носитель «Гроза» появится на свет даже раньше «Энергии» для уменьшения затрат на разработку этой системы. С этой целью были разработаны технические предложения по ракете, получившей индекс РЛА-125. Полезная нагрузка должна была размещаться внутри транспортного контейнера, расположенного сбоку. Вес полезной нагрузки 45-50 тонн.

В 1978 году была разработана схема с верхним расположением полезной нагрузки, с использованием укороченного варианта бакового отсека блока Ц. Укороченный баковый отсек заимствовался из четырехбаковой схемы «Энергии» того времени. Центральный блок с баковым отсеком и обтекателем полезного груза по контуру совпадал с блоком 2Ц четырехбаковой конструкции ракеты «Энергия». Стартовая масса ракеты, в зависимости от наклонения орбиты и наличия разгонного блока, была от 1260 до 1280 тонн. Масса полезного груза, выводимого на опорную орбиту высотой до 200 км, от 45 до 59,5 тонн. Масса полезного груза на стационарной орбите составляла 5,5-6 тонн, на траектории к Луне – 14,5-15 тонн, к Венере – 12-12,5 тонн, с учетом того, что блоки А в этом случае не оснащаются средствами спасения и возврата. На первой ступени предусматривалось применение двигателей РД-170, на второй ступени – три двигателя РД-0120, на разгонном блоке (блок В) – двигатель 11Д57М, с тягой 42 тонны в пустоте и удельным импульсом 460 секунд. Заправка компонентами топлива блока Ц уменьшалась до 460 тонн с 700 для «Энергии».

Кроме РЛА-125 в 1978 году был спроектирован вариант РЛА-131 в составе четырех блоков А и укороченного блока Ц на два бака из четырехбаковой конструкции штатного блока. РЛА-132 был также с укороченным блоком Ц, вершинным расположением полезного груза и восьми блоков А. Прорабатывался также вариант РЛА-133 с восемью блоками А, но увеличенной на 50 % заправкой и укороченным блоком Ц. Боковое расположение полезного груза рассматривалось в варианте ГТК-4, с четырьмя блоками А и с шестью блоками А – в варианте ГТК-6. Последние индекс «ГТК» означал – грузовой транспортный комплекс. Однако дальнейшие работы в этом направлении были приостановлены, все внимание было сконцентрировано на разработке базового варианта «Энергии».

В 1984 году возобновились работы по поиску рационального варианта ракеты-носителя в диапазоне 30-40 тонн полезной нагрузки. Необходимость создания такого носителя рассматривалась как ближайшая перспектива отечественных ракет для решения проблемы запуска на геостационарную орбиту грузов больших, чем запускает «Протон», и даже с его модернизацией. Определились три направления в решении этой задачи: модернизация «Протона», разработка ракеты 11К37 и ракеты-носителя «Гроза» (РЛА-125).

В декабре 1984 г. постановлением был установлен срок выпуска эскизных проектов – 1985 год – и определен порядок дальнейших работ и объем финансирования по результатам рассмотрения эскизного проекта в 1986 году. Эскизный проект на космический ракетный комплекс «Гроза» был разработан в декабре 1985 года.

Ракета-носитель 11К37 строилась на базе трех блоков типа А «Энергии», почти один к одному, и увеличенного по длине блока второй ступени, который составлял центр этой композиции в пакете. Центральный блок имел три двигателя 11Д18 плюс рулевые двигатели. Компоненты кислород-керосин. Ракета выводила на опорную орбиту 40 тонн, 35 тонн – на полярную и на геостационарную орбиту – около 5 тонн. Путем компиляции блоков первой ступени «Зенита» можно было создать неплохую схему, но она не имела старта. Для этой ракеты были необходимы новые монтажно-испытательный корпус и старт. Вырисовывался один выход: внедриться в наземный комплекс «Энергии».

В 1985 году, используя практически все штатные блоки ракеты-носителя «Энергия», как двухступенчатая конструкция был разработан РЛА-125 («Гроза»). Ракета образовывалась простым отсоединением двух блоков А от ракеты «Энергия». Заправка блока Ц составляла 703 тонны. Вновь разрабатывался транспортно-грузовой отсек под полезную нагрузку, который, по замыслу, был частью отсека контейнера, разрабатывавшегося для «Энергии» в грузовом варианте. Масса полезного груза, выносимого на опорную орбиту, составляла 60 тонн. Был создан эскизный проект, который доказывал возможность универсализации перспективного ряда ракет-носителей на базе «Энергии». В этом варианте для ракеты ничего не требовалось. Ни отработки – она использовалась от «Энергии», ни нового старта – он использовался полностью, даже стартово-стыковочный блок был от «Энергии».

В связи с появлением предложения КБ «Южное» (генеральный конструктор В. Ф. Уткин) о разработке ракеты-носителя 11К37, создаваемой на базе «Зенита» «11К77», с грузоподъемностью не меньше РЛА-125, было предложено выбрать тип ракеты-носителя тяжелого класса в 1986 году по результатам эскизного проектирования альтернативных вариантов.

В июле 1987 году Научно-технический совет министерства принял решение образовать экспертную комиссию для оценки разработки ракет-носителей РЛА-125 и 11К37, рекомендовал завершить работы по эскизному проектированию, в том числе в части многоразовых блоков А, эксплуатационных характеристик, времени подготовки к пуску, интервала пусков, годовой производительности стартового комплекса, снижения затрат на выведение полезной нагрузки. Эскизные проекты должны были быть представлены в четвертом квартале 1987 года.

Совместное заседание секций Научно-технического совета Минобщемаша в июле 1989 года одобрило результаты разработки дополнения к эскизному проекту по космическому ракетному комплексу 11К37, который оказался в два раза дешевле «Грозы». Принимая во внимание имеющиеся финансовые ограничения, сочли целесообразным дополнительно проработать возможности использования для подготовки к пуску ракеты-носителя универсального комплекса стенд-старт, корпуса динамических испытаний и других сооружений «Энергии».

В 1989 году прорабатывались варианты РЛА-125 с уменьшенным блоком Ц по диаметру. Рассматривались диаметры 4,1 и 5,5 метров. Наиболее предпочтительными по результатам анализа оказался носитель с диаметром блока Ц 5,5 метров и одним двигателем РД-0120. Заправка компонентами топлива составляла, в зависимости от диаметра, от 200 до 450 тонн. Однако этот изящный вариант, который давал возможность выводить на орбиту порядка 35 тонн и на геостационар до 6,3 тонны, как говорится, без напряжений, был вариантом, проходящим через основную производственную базу, через «Прогресс», разработкой нового центрального блока. Блок, правда, входил в ряд унифицированных диаметров, но базовый оставался без применения. Был рожден менее изящный вариант, но не обходивший базовую конструкцию. Эта разработка получила наименование «Энергия-М», о которой говорилось выше.

Самой мощной ракетой из всего семейства оказалась ракета «Вулкан». По ней было разработано техническое предложение в соответствии с пятилетним планом научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ, утвержденным постановлением правительства в июле 1981 года и техническим заданием главного управления, выданным в июле 1982 года.

Ракета-носитель «Вулкан» сверхтяжелого класса входит в ряд унифицированных ракет типа «Зенит» (11К77), РЛА-125, «Энергия» – «Буран-Т», использующих единые маршевые двигатели и унифицированные ракетные блоки с их основными системами. В состав ракеты космического назначения входят: восемь ракетных блоков первой ступени – блоков А, выполненных на базе блоков А ракеты-носителя «Энергия», ракетный блок второй ступени – блок Ц – соответствует центральному блоку ракеты «Энергия», стартово-стыковочный блок – блок Я новой разработки и космическая головная часть в различных комплектациях и вариантах.

Стартовая масса ракеты-носителя «Вулкан» составляет 4747 тонн. Грузоподъемность при выведении на опорную орбиту высотой 200 км с наклонением 50,7 составляет 200 тонн, наклонением 97 – 172 тонны, на геостационарную орбиту, с использованием разгонного космического блока «Везувий» – 36 тонн, на орбиту искусственного спутника Луны – до 43 тонны, на траекторию полета к Марсу – до 52 тонн.

Блоки А ракеты-носителя «Вулкан», которые объединяются попарно в четыре параблока, не оснащаются средствами возвращения и связанными с ними элементами. Увеличен, по сравнению с блоками А ракеты «Энергия», объем топливных баков за счет цилиндрических вставок длиной 7 метров. Стартовая масса блока А – 449,2 тонны, масса конструкции – 573 тонны, рабочий запас топлива – 386 тонн, из них 278,8 тонны окислителя и 107,2 тонны горючего. Длина блока 46,5 метров. На каждом блоке А устанавливается модифицированный двигатель РД-179 с форсированием тяги у Земли до 860 тонн, в пустоте – 937 тонн. Удельный импульс 308,5 секунд и 336,2 секунды на Земле и в пустоте соответственно.

Центральный блок ракеты-носителя «Вулкан» отличается от блока Ц ракеты «Энергия» увеличением цилиндрической части баков в сумме на 15 метров с изменением формы верхнего днища кислородного бака, новым переходным отсеком, цилиндрической юбкой вместо обтекателей двигателя РД-0120, симметричным расположением внутрибаковых устройств, в том числе и тоннельного трубопровода. Стартовая масса блока Ц – 934 тонны, масса конструкции – 89,7 тонн, рабочий запас топлива – 832 тонны, в том числе кислорода – 713 тонн, водорода – 119 тонн. Двигатель форсированный РД-0120 с тягой у земли 175 тонн, в пустоте – 200 тонн; удельная тяга у Земли, с сопловой вставкой, 396 секунд, в пустоте – 454,9 секунд. Длина бакового отсека блока Ц – 63 метра.

Производственный комплекс, в том числе и на Байконуре, сохранялся полностью, с размещением в сборочно-испытательных пролетах соответствующего стапельного оборудования по тому же принципу, что и для «Энергии». Строившийся в Куйбышеве на заводе «Прогресс» сборочный корпус предусматривал изготовление на этой базе всех боковых и других габаритных элементов центрального блока. Изготовление блока А удлиненной конструкции планировалось вести в Омске в объединении «Полет».

Для старта подходил только универсальный комплексный стенд-старт. При его строительстве учитывались основные параметры «Вулкана» по габаритам, и в том числе по термо-газонапряженности газового потока при работе маршевых двигателей. Ракета-носитель «Вулкан» решала практически все проблемы пилотируемой транспортной операции полета на Марс.

Для задач выведения космических аппаратов на высокие орбиты, в том числе геостационарную, а также для полетов к планетам Солнечной системы предполагалось дополнить семейство ракет-носителей целой гаммой разгонных блоков. Максимальную отдачу можно получить от использования в качестве топлива жидкого водорода. Поэтому предполагалось создание для ракеты-носителя «Протон» кислородно-водородного разгонного блока «Шторм» с использованием двигателей 11Д56У, разработанном в КБ ХИММАШ (главный конструктор Н. И. Леонтьев) еще для программы Н1, для ракеты-носителя «Буран-Т» или «Энергия» – разгонного блока «Смерч», для ракет-носителей 11К37 и «Гроза» – разгонного блока «Вихрь», для «Вулкана» – «Везувий». Их разработка была закреплена за КБ «Салют». В выпущенном эскизном проекте рассматривалось в первую очередь создание РБ «Шторм» для «Протона», причем в качестве двигателя был выбран 11Д56УА с более худшими характеристиками (447 секунд вместо 466). Его же КБ «Салют» предложило использовать и для более тяжелых ракет.

В ответ НПО «Энергия» предложило создание разгонных блоков с кислородно-водородным двигателем РО95, разрабатываемым в КБ «Химавтоматика». При тяге 10 тонн он имел удельный импульс 475 секунд, что, как говорится, соответствует лучшим мировым стандартам. Стендовые огневые испытания РО95 планировалось начать в 1991-1992 годах. Однако министерство общего машиностроения в феврале 1989 года приняло решение об унификации разгонных на базе двигателя 11Д56У с уровнем тяги 7,5 тонн при удельном импульсе 461-466 секунд, что фактически возвращало нашу космонавтику на этом направлении в 60е годы. К сожалению, по экономических причинам, вызванных распадом СССР, кислородно-водородный разгонный блок для наших нужд так и не был создан. Хотя, в принципе, такой блок и был разработан в КБ «Салют» и изготовлен на заводе имени М. В. Хруничева, но, во-первых, за индийские деньги, а, во-вторых, для индийского носителя GSLV. Первый свой полет разгонный блок 12КРБ совершил 18 апреля 2001 года, при старте индийской ракеты с индийского космодрома Шрихарикота.

Другим направлением при создании семейства ракет-носителей было исследование возможности многоразового использования всех элементов ракетно-космического комплекса. Ведь создание частично многоразовой системы было всего ответом на американский вызов, а не сознательным выбором с учетом экономических требований минимальной стоимости эксплуатации. Действительно многоразовым был лишь орбитальный корабль, имевший ресурс до 100 полетов. Ракетные блоки первой ступени имели ресурс лишь на 10 полетов, а центральный блок Ц и вовсе не спасался, причем вместе с двигателями и системой управления. Кроме того, большинство полезных грузов нужно было лишь доставить на орбиту, а ракета «Энергия», имея грузоподъемность в 100 тонн, обеспечивала выведение на орбиту лишь 30 тонн, остальное приходилось на возвращаемую конструкцию орбитального корабля. Таким образом, иметь возвращаемую орбитальную ступень экономически выгодно лишь в случае необходимости вывода на орбиту экипажа для обслуживания одних космических аппаратов и для возвращения на Землю других.

Исходя из этих условий, специалистами НПО «Энергия» была выбрана вертикально стартующая двухступенчатая, с жидкостными двигателями, полностью многоразовая космическая система с горизонтальной посадкой крылатых ступеней. При этом было рассмотрено несколько вариантов. В одном из них четыре блока А заменялись на один крылатый с диаметром равным блоку Ц. Крылатый блок А в размерах блока Ц мог выполняться без тепловой защиты того вида, который предусматривался для второй ступени.

В другом варианте исследовалась возможность создания крупногабаритной крылатой второй ступени, разрабатываемой на базе центрального блока ракеты-носителя «Энергия» и орбитального корабля «Буран», как промежуточный этап повышения многоразовости. Этот вариант получил название ГК175 или «Энергия-2». Носитель этого проекта представляет собой двухступенчатую ракету, непилотируемую – грузового варианта с четырьмя блоками А в качестве первой ступени и крылатой второй ступенью в качестве первого этапа разработки.

На блоке А используются двигатели с тягой до 850 тонн в пустоте, работающие на штатных компонентах топлива – жидкий кислород и керосин, на второй ступени – двигатели тягой 230 тонн в пустоте, работающие на топливе, компонентами которого являются жидкий кислород и жидкий водород. Двигатели заимствованы с ракеты-носителя «Энергия», они подвержены доработкам в части обеспечения многоразовости их использования и некоторому форсированию. При этом предполагалось, что модернизация этих двигателей должна была создать резерв в повышении массы полезного груза. Начинать же этап предполагалось с имеющимися двигателями без изменения.

Баллистической схемой выведения предусматривается запуск всех двигателей с Земли, полет за пределы атмосферы, отделение и спуск отработавших блоков первой ступени после снижения скоростного напора, выведение маршевыми двигателями второй ступени на эллиптическую орбиту с параметрами 110 на 200 км, пассивный полет в течение 40 минут и довыведение на круговую орбиту. Использование баллистической схемы полета ракеты с довыведением на конечном участке для двухступенчатых систем дает возможность достичь оптимальных характеристик ракеты-носителя и увеличить массу полезного груза на 8%. Далее на орбите происходит выгрузка космического аппарата из второй ступени в космосе, после чего обтекатель полезного груза надвигается на бак окислителя, вследствие чего длина ступени уменьшается с 60 метров до 44, и проведение посадки через один виток пребывания на орбите. В случае нештатного полета обеспечивается задержка дополнительно на два витка с последующей посадкой ступени на запасные аэродромы. Сход с орбиты обеспечивается с помощью тормозного импульса величиной 70 м/с, создаваемого вспомогательной двигательной установкой ступени. На атмосферном участке управляемый спуск и необходимый маневр осуществляются аэродинамическими средствами, аналогичными установленным на орбитальном корабле «Буран».

На второй ступени оставляется три двигателя РД0120 вместо четырех и устанавливается вспомогательная двигательная установка для довыведения ее на опорную орбиту на участке выведения, последующего спуска с орбиты, управления и стабилизации на пассивных участках полета. За счет уменьшения запасов топлива на второй ступени высвобождается свободный объем в ее верхней части для размещения полезного груза. Полностью собранная ступень с грузовым отсеком по габаритам эквивалентна блоку Ц ракеты-носителя «Энергия». Для осуществления самолетной посадки ступени устанавливаются авиационные средства «Бурана»: крыло, вертикальное оперение, балансировочный щиток, посадочное устройство, шасси, гидрокомплекс и аппаратура управления авиационными средствами посадки. Размах крыла у второй ступени составляет 26 метров, площадь крыльев – 296 м2, а стреловидность по передней кромке – 45. Аэродинамическое качество на гиперзвуковых скоростях 1,6 при углах атаки 18 и 1–1,22 при углах атаки 40, на дозвуковых скоростях 2,5-5,0. Скорость ступени при посадке 340 км/ч, дальность бокового маневра 1250 км. Масса ступени в момент посадки составляет 100 тонн.

Вспомогательная двигательная установка предусматривает использование 12 жидкостных двигателей малой тяги, работающих на компонентах кислород-керосин, с вытеснительной подачей топлива, причем кислород забирается из основного топливного бака ступени. Одновременно с этим проводились проработки по созданию вспомогательной двигательной установки, работающей на компонентах топлива кислород-водород.

Горизонтальные летные испытания крылатой второй ступени планировалось проводить при сбросе ее с самолета Ан225 «Мрия» на высоте 7-8 км.

При почти той же стартовой массе в 2300 тонн, что и у системы «Энергия» – «Буран» многоразовая ракета-носитель «Энергия-2» способна выводить на орбиту полезный груз массой 45 тонн. С одной стороны это меньше чем у «Энергии» (100 тонн), но больше чем у «Бурана» (30 тонн). А главное – у этой ракеты нет одноразовых элементов, что резко снижает стоимость ее эксплуатации.

Следующим логичным шагом явилась замена ракетных блоков А с реактивно-парашютной схемой спасения и ресурсом на 10 полетов на крылатый блок А. Были проведены исследования по определению возможности создания многоразового блока А с несущими поверхностями, обеспечивающими его полет в атмосфере «по самолетному» и посадку на аэродром стартового комплекса, рассмотрены различные типы несущих поверхностей: от решеток до крыльев большого и малого удлинения. В наибольшей мере поставленной задаче удовлетворяет модификация блока с поворотным крылом большого удлинения и поворотным оперением. Их конфигурация выбрана таким образом, чтобы, с одной стороны, не оказывать существенного влияния на характеристики блоков при их работе в «пакете» в составе носителя и, с другой, – обеспечить на дозвуковой скорости при полностью развернутом крыле очень высокий уровень аэродинамического качества (до 17-19) и высокую несущую способность конструкции при посадке без использования механизации крыла.

Модифицированный блок А представляет собой свободнонесущий моноплан с верхним расположением крыла. V-образное оперение складывается в стартовом положении вдоль продольной оси блока и закреплено замками на центроплане крыла. Основные стойки шасси складываются в обтекатели, установленные на блоке. Воздушно-реактивный двигатель может быть установлен на пилоне, в районе центра масс блока, или внутри специального обтекателя в носовой части блока. Внутри носового обтекателя расположен топливный бак с керосином, выполненный в виде тора. Похожая конфигурация использована при создании возвращаемой первой ступени «Байкал» ракеты-носителя «Ангара».

Этот вариант ракеты-носителя «Энергия-2» при использовании модернизированных двигателей РД170 (14Д20) и РД0120 (14Д12) обеспечивает выведение на орбиту полезной нагрузки массой до 40 тонн, а при использовании обычных двигателей РД170 и РД0120 – 29 тонн.

В дальнейшем на базе отработанной крылатой многоразовой второй ступени планировалась замена (как уже третий этап приближения к полностью многоразовой системе) четырех боковых блоков первой ступени одним идентичным, а точнее, почти копией второй ступени. Первая ступень будет фактически зеркальным отображением второй. Их будет отличать только четыре мощных двигателя РД-170 в хвостовом отсеке первой ступени и отсутствие теплозащиты.

Пакет двух равных по габаритам ступеней представляет собой простую композицию блоков, сочлененных по плоскостям крыльев. Эта композиция дала толчок к оценке необходимости иметь два разных двигателя на первой и второй ступенях. Одна ступень – это связка кислородно-керосиновых двигателей, вторая – связка кислородно-водородных. Была установлена целесообразность применения трехкомпонентных двигателей, работающих в режиме первой ступени на кислороде и керосине, а в режиме второй ступени – на кислороде и водороде. Такой двигатель – РД-701 – уже разрабатывался в то время. Вариант рационализации использования двигательных связок – это дальнейшая возможность частичной компенсации потерь, связанных с применением средств возвращения ступеней. Трехкомпонентные двигатели разрабатывались в КБ «Энергомаш» и «Химавтоматика» в Воронеже.

Проектанты оценивали стоимость разработки крылатой системы первого этапа в 600-650 миллионов рублей (в ценах 1987 года), что составляло дополнительно 4-5 % к общим затратам на создание «Энергии» и «Бурана».

Инженерная записка по многоразовой системе, выполненная в инициативном порядке, была разослана во все руководящие организации в марте 1987 года Решением Военно-промышленной комиссии Президиум Совета министров в декабре 1987 года ряд проектных организаций обязывался разработать технические предложения по созданию на базе комплекса «Энергия» – «Буран» многоразовой воздушно-космической системы. К этой работе были подключены многие ведущие организации Министерства общего машиностроения и авиационной промышленности. Этим же решением разработка технического предложения по созданию на базе системы «Энергия» – «Буран» полностью многоразового комплекса с крылатой второй ступенью и исследование вопросов создания крылатой первой ступени большой массы была включена в Программу научно-исследовательских работ в обеспечение создания воздушно-космических систем. Заказчик – Управление начальника космических средств – утвердил техническое задание на разработку технического предложения в марте 1988 года. В этом же месяце проектанты разработали основные положения технического предложения.

В принципе, переход на унифицированные ракетные блоки большого диаметра позволил бы создать предпосылки сверхтяжелых перспективных средств выведения. Например, на базе двух крупногабаритных блоков первой ступени и блока Ц может быть создан носитель типа «Вулкан» грузоподъемностью 200 тонн, а при удвоении количества этих блоков и увеличении длины блока Ц – носитель грузоподъемностью до 500 тонн, для пилотируемых и непилотируемых полетов на Марс и другие планеты.

В мае 1988 года Госкомиссия утвердила кооперацию соисполнителей и установила срок выпуска технических предложений – декабрь 1988 года. В августе этого же года Президиум Научно-технического совета Минобщемаша одобрил концепцию создания многоразовой системы и предупредил о необходимости завершения разработки технического предложения по этому направлению в установленный Госкомиссией срок. В ноябре разработка технического предложения всей кооперацией разработчиков была завершена. В январе 1989 года был проведен Совет главных конструкторов, на котором было одобрено техническое предложение и выданы рекомендации на проведение дальнейших работ. В феврале 1989 года разработали график выпуска материалов эскизного проекта, проект решения Госкомиссии, решения Научно-технического совета министерства и направили в Главное управление. Был разработан состав материалов по доработке отдельных разделов технического предложения.

Следует заметить, что проект ГК-175 или «Энергия-2» не имел в своем составе наработок, связанных с использованием этой крылатой системы для пилотируемых полетов. Разработчики полагали, что многоразовая система строилась на основе обеспечения не только должной экономической эффективности, но достижения высокого уровня надежности и безопасности. В этом смысле пилотируемый вариант принципиально не отличался от базового, грузового. По предварительным проработкам в пилотируемом варианте предполагалось применение кабины-модуля. Отделяемая и спасаемая кабина с экипажем, со всеми средствами обеспечения этих функций дает возможность осуществить возврат ее из любой точки траектории полета «Энергии-2». На это отводилась существенная часть энергетики ракеты.

В проекте предусматривалось использовать кабину-модуль в необычном для космических транспортных средств качестве – как кабину экипажа, осуществляющего перегон крылатого блока Ц с завода-изготовителя на космодром или в обратном порядке воздушным путем. Дело в том, что планирующий крылатый блок позволяет так же, как и «Буран», осуществлять полет самолетного типа со взлетом и посадкой в пилотируемом режиме, при оснащении его реактивными двигателями. Эти свойства крылатого блока Ц предстояло подтвердить дальнейшими разработками.

Казалось бы, что у многоразовой транспортной космической системы ГК175 хорошие перспективы. Ее проект даже заслужил положительные отзывы ЦНИИМаша. Однако к концу 80-х советская экономика в результате перестройки, ускорения и борьбы с пьянством начала пробуксовывать. Поэтому многие решения по судьбе космических проектов затягивались, а затем и вовсе пошли под нож, в том числе и программа «Энергия» – «Буран», и проект многоразовой транспортной космической системы ГК175 («Энергия-2»).

Таким образом, программу создания многоразовой космической системы «Буран» постигла участь советской лунной программы Н1Л3. Волюнтаристские решения советского политического руководства без должного экономического обоснования и организационного и финансового обеспечения привели к краху обе программы. Поначалу создававшийся как противовес военному использованию шаттла с разрядкой международной напряженности «Буран», как боевая система, оказался слишком уязвим, да и время подготовки его старту было слишком велико, а как транспортное средство он оказался никому не нужен. Для снабжения орбитальных станций он был слишком тяжел и неповоротлив, а для выведения спутников на орбиты слишком дорог. Более того, перекос в финансировании в пользу «Бурана» привел к тому, что никаких полезных нагрузок ни для «Бурана», ни для «Энергии» так и не было создано. Впрочем, они даже не начали разрабатываться, поскольку 100-тонные космические аппараты никому не были нужны, ни Министерству обороны, ни народному хозяйству. Да и 18 тонн на геостационарной орбите – тоже перебор, ведь на тот момент масса спутников связи, разработанных в Красноярске-26, не превышала 2,5 тонн, и этого хватало для решения задачи. А 18-тонную махину даже отрабатывать было бы негде.

Чтобы ликвидировать этот пробел в НПО «Энергия» была разработана тяжелая унифицированная платформа для связных спутников. Однако заказчиков, способных оплатить ее создание, не нашлось.

Пожалуй, единственной организацией, которая не возражала против планов использования «Энергии» для запуска своих аппаратов, было НПО имени С. А. Лавочкина. Но даже оно не планировало создания тяжелых межпланетных станций. Предполагалось с помощью «Энергии» направить к Марсу целую флотилию автоматических межпланетных станций стандартных размеров, включая спутники Марса, марсоходы, а также аппараты для забора образцов марсианского грунта и доставки его на Землю. Правда, в конце 80-х годов в НПО имени С. А. Лавочкина в рамках НИР «Вселенная» и «Расплав» проводились работы по определению облика межпланетных станций с ядерно-электрическими двигательными установками для исследования внешних планет Солнечной системы, в том числе для забора проб грунта со спутников Юпитера и Сатурна и доставки их на Землю. В качестве средств выведения предлагалось использовать ракету-носитель «Буран-Т». Однако эти работы не дошли даже до стадии техпредложений.

Одним словом, как «Энергия», так и «Буран» оказались никому не нужны, включая основного заказчика – Министерство обороны. Тем более что проекты 100-тонных боевых станций «Скиф» с лазерным оружием, разрабатывавшиеся в КБ «Салют» для «звездных войн», после улучшения отношений между СССР и США были сданы в архив.

Все выше сказанное в совокупности с наступающим экономическим кризисом и привело к фактическому закрытию работ по «Бурану».

В связи с этим возникает вопрос, а стоило ли его создавать вообще? Но спросить об этом не у кого. В. П. Глушко умер вскоре после единственного пуска «Бурана», да и из членов Политбюро ЦК КПСС того периода в живых не осталось никого.

29 сентября 1988 года пуском корабля «Дискавери» возобновились полеты по программе «Спейс Шаттл». За прошедшие с момента гибели «Челленджера» годы были доработаны твердотопливные ускорители и сами орбитальные ступени с целью повышения надежности. Было решено построить еще одну орбитальную ступень взамен утраченной и отказаться от использования кислородно-водородных межорбитальных буксиров «Центавр», как опасных при эксплуатации шаттла. До ввода в действие пятой орбитальной ступени законсервировали космодром на базе ВВС Ванденберг, хотя он был уже готов, и на июнь 1986 года с него планировалось запустить «Дискавери» с полезной нагрузкой Министерства обороны. В состав экипажа вошли два военных космонавта, один из которых заместитель министра ВВС Эдвард Олдридж. Впоследствии от использования космодрома Ванденберг вообще отказались ввиду высокой стоимости расконсервации и большой загрузкой шаттлов для строительства и снабжения будущей орбитальной станции «Фридом». Одновременно была пересмотрена стратегия использования шаттла. Большинство коммерческих спутников связи было переведено на запуск одноразовыми носителями, да и Министерство обороны США отвернулось от шаттла. Оставались только уже спроектированные и построенные в расчете на шаттл научные и военные спутники.

В этом полете экипаж состоял только из опытных астронавтов, ведь риск был очень велик. В состав экипажа вошли только опытные космонавты: командир корабля Фредерик Хаук, второй пилот Ричард Кови, специалисты полета Дэвид Хилмерс, Джон Лоундж и Джордж Нельсон. Они вывели на орбиту спутник-ретранслятор TDRS, необходимый для связи шаттла с Землей. Этот спутник не является коммерческой нагрузкой, а служит только для передачи информации с объектов НАСА, поэтому для выведения других спутников этой серии также использовался шаттл.

Со следующим пуском шаттла 2 декабря 1988 года НАСА начало ликвидировать задолженность перед Министерством обороны по выведению полезных нагрузок военного назначения. На орбиту «Атлантисом» был выведен 18-тонный спутник радиолокационной разведки «Лякросс», причем наклонение орбиты i=57 было выбрано таким, чтобы охватывать наблюдениями большую часть территории Советского Союза. Экипаж корабля «Атлантис»: командир Роберт Гибсон, пилот Гай Гарднер, специалисты полета Майкл Муллейн, Джерри Росс и Уильям Шеперд – состоял только из военных, хотя все они были астронавтами НАСА. Отряд военно-космических инженеров ВВС США к тому времени был уже распущен в связи с переориентацией Министерства обороны на запуски своих объектов одноразовыми носителями и тихой кончиной стратегической оборонной инициативы. Также с помощью шаттла были выведены на орбиту тяжелые разведывательные спутники: спутник оптико-электронной разведки КН12 «Кихоул», что означает “замочная скважина” («Колумбия» 8 августа 1989 года), спутник радиоэлектронной разведки «Магнум», доставленный с помощью межорбитального буксира IUS на геостационарную орбиту («Дискавери» 23 ноября 1989 года) и еще один 17-тонный спутник AFP731 типа «Кихоул» (23 февраля 1990 года), выведенный на орбиту с наклонением 62, который по сообщениям различных источников взорвался, либо был взорван. В преддверии войны в Персидском заливе с помощью корабля «Атлантис» 15 ноября 1990 года был выведен на орбиту многоцелевой спутник AFP658 для слежения за Ираком и зоной Персидского залива. 24 ноября 1991 года тот же корабль «Атлантис» доставил на орбиту спутник раннего обнаружения DSP, который затем с помощью межорбитального буксира IUS был переведен на геостационарную орбиту. В этом же полете в грузовом отсеке были размещены различные приборы для отработки средств слежения за наземными целями.

Поскольку отряд космических инженеров ВВС США к тому времени был уже распущен, для работы с этой полезной нагрузкой Министерство обороны провело специальный отбор космонавта-экспериментатора из числа военных. Им стал Томас Хеннен. Последним из секретных спутников Министерства обороны США был выведенный на орбиту в корабле «Дискавери» 2 декабря 1991 года еще один тяжелый спутник радиолокационной разведки «Лякросс». На этом практически закончилась программа выведения с помощью шаттла тяжелых военных спутников, специально спроектированных в расчете на шаттл. В дальнейшем Министерство обороны США использовало для подобных задач носители «Титан3» и «Титан4». Шаттл же использовался по программе Пентагона только для выведения неотделяемых нагрузок таких, как при полете «Дискавери» 28 апреля 1991 года. Целью этого полета являлась отработка датчиков регистрации излучений в диапазонах, для чего в грузовом отсеке был установлен инфракрасный телескоп различных и другие приборы, созданные по программе “звездных войн”. Это был первый незасекреченный полет по программе Министерства обороны. В целом же удельный вес военных полезных нагрузок в общем объеме грузов, выводимых шаттлом, оказался невелик, и уж, естественно, речь не шла об использовании шаттла в качестве боевого средства. Таким образом, основной аргумент в пользу создания «Бурана» отпал сам собой.

18 октября 1989 года стартовал корабль «Атлантис», который нес в своем грузовом отсеке автоматическую межпланетную станцию «Галилей» с межорбитальным буксиром IUS. Впервые космический аппарат, выводимый шаттлом, имел на борту радиоизотопный электрический генератор с 23 кг плутония, что вызвало протесты общественности, ведь в случае аварии могло произойти радиоактивное заражение значительных территорий. В первоначальном варианте для разгона «Галилея» к Юпитеру должен был использоваться кислородно-водородный блок «Центавр», однако после катастрофы «Челленджера» с целью повышения безопасности полетов шаттла от блока «Центавр» отказались. Полет прошел успешно, а буксир IUS отправил станцию «Галилей» в длительное путешествие к Юпитеру. При полете «Атлантиса» 4 мая 1990 года была выведена на траекторию полета к Венере межпланетная станция «Магеллан», предназначенная для картографирования ее поверхности с орбиты искусственного спутника. Наконец 6 октября 1990 года с корабля «Дискавери» был запущен американо-европейский аппарат «Улисс», предназначенный для изучения полярных областей Солнца. Но, поскольку запуск автоматических межпланетных станций с шаттла не давал никаких преимуществ, да и был дороже запуска одноразовых ракет-носителей, больше АМС с помощью шаттла не выводились.

Гораздо выгоднее оказалось выведение на орбиту 24 апреля 1990 года с борта«Дискавери» большого космического телескопа имени Хаббла массой около 12 тонн, при этом высота рабочей орбиты телескопа составила 610 км, что стало рекордной высотой для шаттла. После выхода на орбиту астронавт Стивен Холи с помощью манипулятора извлек телескоп из грузового отсека и после проверки и раскрытия всех элементов отправил его в свободный полет. Предусматривалась его работа в течение 15 лет с периодическим обслуживанием с помощью шаттла. Этот телескоп с диаметром зеркала 2,4 метра, также созданный в расчете на шаттл, явился самым совершенным научным инструментом для внеатмосферных астрономических исследований в видимом и ультрафиолетовом диапазоне. Однако первые измерения выявили неправильную кривизну главного зеркала, что значительно снижало ценность полученных данных. Для проведения ремонта «Хаббла» на орбите 2 декабря 1993 года был запущен корабль «Индевор». После сближения и захвата манипулятором телескопа космонавты Джеффри Хоффман, Стори Масгрейв, Томас Эйкерс и Кэтрин Торнтон, выходя попарно в грузовой отсек, в течение недели провели ремонт телескопа. Они установили на телескоп корректирующую оптику, заменили панели солнечной батареи и отдельные электронные блоки. Это была самая впечатляющая операция в космосе. В результате ремонта чувствительность телескопа достигла расчетных величин. С помощью телескопа «Хаббл» можно наблюдать объекты, удаленные от Земли на 50 миллионов световых лет, сделано много уникальных открытий в области астрономии и, в частности, подтверждено наличие планетных систем у других звезд.

Еще один, теперь уже плановый старт шаттла к космическому телескопу имени Хаббла (на этот раз полетел «Дискавери») состоялся 11 февраля 1997 года. После сближения телескоп ловил манипулятором тот же самый Стивен Холи, который в апреле 1990 года отправил его в полет. Также попарно выходя в космос, Марк Ли и Стивен Смит, Грег Харбо и Джо Тэннер провели плановую замену отдельных блоков, в том числе установили более чувствительные научные приборы. После окончания ремонта шаттл поднял «Хаббл» на более высокую орбиту.

Следующий старт корабля «Дискавери» к «Хабблу» состоялся 19 декабря 1999 года. Помимо планового обслуживания телескопа экипаж должен был провести срочный ремонт системы ориентации. Дело в том, что постепенно один за другим начали отказывать гироскопы, а 13 ноября 1999 года система управления закрыла крышку телескопа и перевела аппарат в «защитный» режим. Поэтому уже в начале 1999 года после отказа третьего гироскопа очередной старт шаттла к телескопу перенесли с 200 на октябрь 1999 года. Однако из-за многочисленных замечаний запуск несколько переносился. В конечном итоге старт прошел успешно. На сей раз манипулятором управлял француз Жан-Франсуа Клервуа, а выход в открытый космос совершали Стивен Смит и Джон Грунсфелд, а также швейцарец Клод Николье и Майкл Фоул. В ходе ремонтно-профилактических работ были заменены неисправные гироскопы, ленточные магнитофоны на твердотельное ЗУ, бортовой компьютер, датчик точного гидирования, а также один из передатчиков.

Очередной плановый запуск шаттла, на сей раз «Колумбии», к «Хабблу» состоялся 1 марта 2002 года. После старта возникли проблемы с одним из двух контуров системы терморегулирования. Встал даже вопрос о досрочном прекращении полета, однако до этого дело не дошло. Управление манипулятором было доверено уже имеющей опыт в подобных делах Нэнси Карри и Скотту Альтману. В ходе пяти выходов в открытый космос Джон Грунсфелд и Ричард Линнехэн, а также Джеймс Ньюмэн и Майкл Массимино заменили солнечные батареи, один из маховиков, блок управления электропитанием, сняли камеру слабых объектов и заменили ее на усовершенствованную исследовательскую камеру, а также установили систему охлаждения инфракрасной камеры-спектрометра. Предполагается эксплуатировать телескоп до 2010 года, для чего планируется осуществить еще одну-две экспедиции к нему, ближайшая из которых планируется на август 2004 года. По окончании эксплуатации «Хаббл» предполагается снять шаттлом с орбиты и вернуть его на Землю.

Кроме космического телескопа имени Хаббла с помощью шаттла выводились и другие приборы для астрономических наблюдений. 14 апреля 1991 года в грузовом отсеке многоразового корабля «Дискавери» была выведена на орбиту и отправлена в свободный полет гамма-обсерватория GRO имени Комптона, которая при массе в 17 тонн стала самым большим научным спутником в мире. Сразу после выноса спутника манипулятором из грузового отсека выяснилось, что не развернулась основная антенна. Пришлось астронавтам Джерри Россу и Джею Эпту выходить в космос и вручную разворачивать застрявшую антенну. За 5 лет работы обсерватория GRO передала большой объем научной информации, позволившей ученым сделать много научных открытий.

Кроме больших астрофизических обсерваторий с помощью многоразового корабля («Дискавери») был выведен на орбиту 12 октября 1991 года 7-тонный спутник UARS для исследования верхних слоев атмосферы и состояния озонного слоя. Этим пуском началась реализация программы «Миссия к планете Земля». Но на этом список отделяемых полезных нагрузок был практически исчерпан. Правда были еще отделяемые спутники типа «Спартан», СПАС и WSF, но время их работы не превышало продолжительности полета самого шаттла, да и решали они ограниченный круг задач.

Перерыв в полетах шаттлов чуть было не сказался трагическим образом на судьбе научного спутника-платформы LDEF, запущенного еще в 1984 году для исследования воздействия космического пространства на новые материалы. Усиление солнечной активности привело к постепенному понижению орбиты, и 10-тонный спутник грозил упасть на головы землян. Поэтому в задачу экипажа «Колумбии» (Дэниэль Бранденштейн, Джеймс Уэзерби, Бонни Данбар, Дэвид Листма и Марша Айвинс), стартовавшей 9 января 1990 года, входило выведение последнего из коммерческих спутников связи «Синком», сближение со спутником LDEF, его захват и укладка в грузовом отсеке, что и было успешно проделано, который летал в космосе с апреля 1984 года. При осмотре его было отмечено значительное старение и износ конструкции.

В 1991 году было закончено изготовление пятого летного образца орбитальной ступени OV105, получившего имя «Индевор». Первый полет его состоялся 7 мая 1992 года. Предстояло провести очень сложную операцию по спасению дорогостоящего спутника связи «Интелсат6». Этот спутник был запущен 14 марта 1990 года с помощью ракеты-носителя «Титан3», но при выведении не отделилась вторая ступень и ее пришлось отстрелить вместе с разгонным блоком. Аппарат остался на низкой орбите. Консорциум «Интелсат» обратился к НАСА с предложением спасти спутник. Такая операция была оправданной: при стоимости спутника 157 миллионов долларов, его спасение стоило 90-95 миллионов. НАСА не могло пройти мимо возможности заработать хорошие деньги. Как и предусматривалось, «Индевор» сблизился со спутником, астронавты Ричард Хиб и Пьер Тюо, одев скафандры, вышли в грузовой отсек и попытались вручную остановить вращение 4,5-тонного спутника, чтобы затем захватить его манипулятором. Попытка не удалась, как, впрочем, и при следующем выходе. Ситуация грозила срывом всей программы. Решено было усилить команду “сило-виков”, поэтому в третий выход к Р. Хибу и П. Тюо добавился Томас Эйкерс. Впервые сразу три космонавта вышли в открытый космос. Втроем им, наконец, удалось остановить вращение «Интелсата», после чего Брюс Мельник захватил его манипулятором и установил в грузовом отсеке. Там к нему присоединили новый разгонный блок и отправили в полет. Это была впечатляющая операция по спасению спутника.

Корабль «Индевор» еще дважды участвовал в операциях по снятию спутников с орбиты и возвращению их на Землю. При полете 21 июня 1993 года была возвращена европейская автономная платформа «Эврика», на которой в течение года проводились эксперименты по материаловедению и космической биологии. Управлял манипулятором Дэвид Лоу. В этом же полете впервые в грузовом отсеке был установлен герметический модуль «Спейсхэб», разработанный одноименной фирмой и предназначенный для увеличения полезного объема шаттла и для размещения в нем коммерческих и военных полезных нагрузок. Вес модуля «Спейсхэб» составляет 2,7 тонны, полезный объем – 28 м3. Впоследствии этот модуль часто использовался для доставки полезных грузов на станцию «Мир».

Во время полета 11 января 1996 года был возвращен японский спутник SFU, запущенный 18 марта 1995 года ракетой-носителем Н2. При этом захват спутника манипулятором осуществлял японский космонавт Коити Ваката.

Кроме выведения и возвращения спутников, которых становилось все меньше и меньше, значительная часть пусков шаттлов проводилась с неотделяемой орбитальной обсерваторией «Спейслэб» в разной конфигурации. Первой после возобновления полетов 2 декабря 1990 года на корабле «Колумбия» была выведена астрофизическая обсерватория ASTRO1. На удлиненной негерметизированной платформе был установлен целый комплект астрономических приборов, включая рентгеновский телескоп и ультрафиолетовый телескоп со своей системой наведения. Для работы с астроприборами в состав экипажа были включены и два астронома Рональд Пэрайз и Сэмюэль Даррэнс. Кроме них один из специалистов полета Роберт Паркер также был профессиональным астрономом. В ходе полета несмотря на многочисленные сбои в работе научного комплекса были получены прекрасные результаты. Такой успех позволил спланировать еще один полет с той же аппаратурой. Он состоялся 2 марта 1995 года, когда «Колумбия» вывела на орбиту обсерваторию ASTRO2. Работы с ней проводили те же Рональд Пэрайз и Сэмюэль Даррэнс, а из специалистов полета уже двое – Джон Грунсфельд и Тамара Джерниган – были также астрономами. Полет длился 16 суток 15 часов, что явилось на тот момент рекордом продолжительности полетов шаттлов. За это время при двухсменной работе экипажа было получено колоссальное количество научных данных. К.п.д. работы экипажа было близко к 100.

Удлиненная негерметизированная платформа лаборатории «Спейслэб» служила также для размещения приборов для изучения верхних слоев атмосферы и озонного слоя по программе «Миссия к планете Земля», начатой полетом спутника UARS. Эти экспедиции получили название «Атлас». Первый запуск «Атлантиса» с космической лабораторией «Атлас1» состоялся 24 марта 1992 года. В состав полезной нагрузки был также включен ультрафиолетовый телескоп для наблюдения звезд. На борту шаттла находились два экспериментатора: уже летавший по программе «Спейслэб1» Байрон Лихтенберг и первый бельгийский космонавт Дирк Фримот. При втором полете лаборатории «Атлас» 8 апреля 1993 года на корабле «Дискавери» экипаж состоял только из астронавтов НАСА. При полете «Атлас3» 3 ноября 1994 года в состав экипажа корабля «Атлантис» был включен космонавт ЕКА француз Жан-Франсуа Клервуа.

Также в рамках программы «Миссия к планете Земля» состоялись полеты шаттлов с радарной лабораторией SRL, состоящей из радиолокаторов бокового обзора: американского SIRC с разрешением 8 метров и немецко-итальянского XSAR. Эти развертываемые в полете радиолокаторы устанавливались в грузовом отсеке на негерметизированной платформе. Первый полет SRL1 начался 9 апреля 1994 года запуском корабля «Индевор», а второй – спустя полгода 30 сентября 1994 года.

Еще больше возможностей дает использование герметичного отсека лаборатории «Спейслэб». В нем проводились исследования по микрогравитации, физике жидкости и горения, получению новых материалов, а также изучение влияния невесомости на живые организмы и, в первую очередь, на человека. Последнее было особенно важно в свете предстоящих длительных полетов американцев на орбитальной станции «Фридом». Этому и был посвящен первый после катастрофы «Челленджера» полет лаборатории 5 июня 1991 года на корабле «Колумбия» по программе SLS1. Исследованием влияния невесомости на организм человека занимались три члена экипажа: медик Милли Хьюз-Фулфорд, физиолог Френсис Дрю Гаффни и еще один медик, астронавт НАСА Маргарет Седдон. Следующий полет SLS2, начавшийся 18 октября 1993 года, был по своему необычен. В рамках эксперимента по исследованию влияния невесомости на живой организм находившийся на борту ветеринар Мартин Феттман с помощью специальной гильотины обезглавил 6 крыс. Своего рода “космическая казнь”.

Гораздо более гуманными оказались полеты микрогравитационных лабораторий, причем проходили они как по чисто американским, так и по международным научным программам. 22 января 1992 года корабль «Дискавери» доставил на орбиту международную микрогравитационную лабораторию IML1. Там уже проводились эксперименты по исследованию влияния невесомости на различные физические и химические процессы. В состав экипажа кроме астронавтов НАСА вошли также нейробиолог из Канады Роберта Бондар и побывавший в космосе немецкий физик Ульф Мербольд. Второй раз на орбиту лабораторию IML2 вывел 8 июля 1994 года многоразовый корабль «Колумбия». На сей раз одним из членов экипажа стала хирург из Японии Тиаки Мукаи.

Полеты микрогравитационной лаборатории проводились и по национальным американским программам, но назывались они уже USML. При этом проводились исследования в области физики жидкости и горения, биотехнологии, а также формирования кристаллов полупроводников. В полете USML1 на корабле «Колумбия» (25 июня 1992 года) участвовали американские ученые-экспериментаторы Лоуренс Делукас и Юджин Тринх, а в полете USML2 (20 октября 1995 года) – Альберт Сакко и Фред Лесли.

Лаборатория «Спейслэб», выведенная на орбиту «Колумбией» 20 июня 1996 года, получила название LMS1, что означает биомедицинская и микрогравитационная лаборатория. Экипаж был интернациональным, хотя все являлись профессиональными космонавтами. Среди них были еще один ветеринар Ричард Линнехан, физик из Франции Жан-Жак Фавье и специалист по космической медицине из Канады Роберт Тёрск. Продолжительность полета составила 16 суток 21 час, что и по сей день является рекордом для шаттлов.

Полет еще одной лаборатории микрогравитационных наук MSL1 прошел с приключениями. Экипаж запущенного4 апреля 1997 года корабля «Колумбии», в состав которого вошли и два экспериментатора – ученый в области материаловедения Роджер Крауч и ученый в области физики жидкости и горения Грегори Линтерис – должны были в течение 16 суток проводить различные исследования. Однако в связи с отказом одной из трех батарей системы энергопитания полет был прекращен через 4 суток. Программа была не выполнена. Ученые обратились к НАСА с просьбой повторить полет. Обычно НАСА на это не шло, поскольку это нарушило бы график полетов шаттлов. Однако в связи с запаздыванием строительства международной космической образовалось “окно”, и 1 июля 1997 года опять стартовала «Колумбия» с тем составом научной аппаратуры и тем же экипажем. На сей раз к общему удовольствию программа была выполнена полностью.

Как уже говорилось, лаборатория «Спейслэб» была создана европейским консорциумом 10 стран и поставлена в Америку в обмен на регулярное участие стран Европы в исследованиях при полетах этой лаборатории. Однако в целом их участие было незначительным. Даже когда в состав экипажа включался космонавт ЕКА, все равно американские эксперименты превалировали над всеми остальными. До катастрофы «Челленджера» фактически только полет по программе «Спейслэб D» был европейским. После возобновления состоялся еще один полет под названием «Спейслэб D2», причем старт переносился 7 раз и только 26 апреля 1993 года «Колумбия» смогла уйти в полет. На сей раз большая часть экспериментов была подготовлена европейскими учеными, а в состав экипажа вошли два немецких космонавта Ганс Шлегель и Ульрих Вальтер.

Был и еще один полет по национальной программе, на сей раз японской. Он получил название «Спейслэб J». Лабораторию вывел на орбиту 12 сентября 1992 года многоразовый корабль «Индевор». Естественным было присутствие на борту первого японского астронавта Мамору Мори. Но он был не первым японцем в космосе, ведь первым был японский журналист Тоехиро Акияма, летавший в декабре 1990 года на корабле «Союз ТМ-11». Также впервые в составе экипажа находились супружеская пара (Марк Ли и Джен Дэвис) и первая негритянка Мэй Джемисон. Этим и исчерпывается список полетов лаборатории «Спейслэб» по программам других стран. Большие надежды теперь возлагаются на международную космическую станцию, в составе которой будут находиться европейский модуль «Колумб» и японский JEM («Кибо»).

Возможности шаттла позволили также провести целый ряд впечатляющих экспериментов, правда, с разным успехом. Одним из них был эксперимент с привязным спутником, разработанный специалистами США и Италии. В процессе полета спутник должен был удалиться от шаттла на расстояние до 20 км, при этом разность потенциалов в тросе должна была достигать 5000 вольт. Первый запуск корабля «Атлантис» с привязным спутником TSS1 состоялся 31 июля 1992 года. На его борту кроме американских астронавтов находились космонавт ЕКА швейцарец Клод Николье и космонавт-исследователь из Италии Франко Малерба. В процессе выведения спутника заклинило механизм развертывания троса. Фактическое удаление TSS1 от шаттла составило 257 метров. Во избежание соударения спутника с шаттлом пришлось его отстрелить.

21 февраля 1996 года стартовал корабль «Колумбия» с еще одним привязным спутником TSS1R, который являлся почти точной копией своего предшественника. Да и экипаж был почти тот же. Только от Италии на сей раз в полете участвовали Маурицио Чели и Умберто Гуидони. Спутник удалился почти на всю длину троса, но неожиданно произошел его обрыв, и спутник был утерян. Это был удар.

3 февраля 1994 года стартовал многоразовый корабль «Дискавери». Среди полезных нагрузок, размещенных в его грузовом отсеке, не было ничего примечательного, но именно с него началась новая фаза сотрудничества в космосе между Россией и США. Впервые на борту шаттла находился российский космонавт Сергей Крикалев. В состав экипажа шаттла входили также командир Чарльз Болден, второй пилотКеннет Райтлер, Франклин Чанг-Диас, Джен Дэвис и Роналд Сига. И хотя этот полет никакого отношения к орбитальным станциям не имел, он явился первым шагом на пути реализации программы создания международной космической станции, и поэтому о нем и обо всех последующих российско-американских полетах, в том числе к станции «Мир», рассказывается в главе «Орбитальные станции».

Вообще полеты к орбитальному комплексу «Мир» явились спасением для программы «Спейс Шаттл». Количество полезных нагрузок с каждым годом уменьшалось. Все коммерческие и военные путники выводились одноразовыми носителями, заказчиком же большинства полетов шаттла являлось само НАСА. До начала строительства международной космической станции было еще далеко. И хотя почти в каждом полете отрабатывались элементы МКС и способы ее сборки, все же это не оправдывало затрат на пуски шаттлов. Тут-то как раз и подвернулись русские. Соглашение о полетах к «Миру» было подписано на самом высоком уровне, что резко подняло значимость шаттла и, естественно, НАСА.

17 апреля 1998 года с мыса Канаверал стартовал многоразовый корабль «Колумбия», на борту которого помимо астронавтов НАСА Ричарда Сифорса, Скотта Альтмана, Ричарда Линнехана и Кэтрин Хэйер находились канадский астронавт Дэфид Уильямс и два специалиста по полезной нагрузке Джей Баки и Джеймс Павелчик. Основной задачей 16-суточного полета являлось проведение серии экспериментов по изучению развития и поведения в невесомости нервной системы животных и человека (программа «Нейролэб»). Для этой цели в грузовом отсеке был установлен удлиненный лабораторный модуль «Спейслэб». Это был двадцать второй и последний полет орбитальной лаборатории, хотя поначалу их планировалось 112. Все задачи, ранее выполнявшиеся в ходе полетов «Спейслэб», переносятся на Международную космическую станцию.

В общей череде полетов следует отметить старт корабля «Колумбия» 19 ноября 1997 года. Но не из-за какой-то особенной полезной нагрузки. В этом смысле полет был рядовым: исследования по микрогравитации проводились в кабине шаттла, поскольку лаборатории «Спейслэб» в грузовом отсеке не было, да предполагалось отправить в кратковременный полет автономную платформу для астрономических наблюдений «Спартан-201». Внимания он заслуживает лишь по причине участия в нем первого космонавта “самостийной” Украины Леонида Каденюка. Вообще-то вся эта история с украинским космонавтом шита белыми нитками. Первым украинцем в космосе был Павел Попович. Каденюк же еще в 1976 году попал Центр подготовки космонавтов вместе с Титовым, Волковым, Васютиным и другими, но затем в 1983 году был отчислен из отряда космонавтов. В 1988 году он пробился в “бурановский” отряд ГКНИИ ВВС и состоял в нем до 1996 года в звании полковника российской армии. Когда же возникла идея полета украинца на шаттле, он тут же уволился из Вооруженных сил России, сменил гражданство с российского на украинское и стал первым кандидатом на полет. Конечно, при такой многолетней космической подготовке равных ему на Украине не нашлось. С этим полетом связано и одно скандальное событие. При выведении автономного спутника «Спартан-201» космонавты забыли включить его питание. Когда же его решили вернуть, индианка по происхождению Калпана Чаула, управляя манипулятором, случайно зацепила спутник, придав ему вращение. Его возвращение оставили на потом. Под конец полета шаттл приблизился к спутнику. Чтобы остановить вращение космонавтам Уинстону Скотту и японцу Такао Дои пришлось выходить в открытый космос, после чего та же К. Чаула захватила «Спартан» манипулятором. Спутник был спасен, но программа не выполнена.

Девяносто второй и последний перед началом сборки международной космической станции запуск шаттла («Дискавери») состоялся 29 октября 1998 года. В состав экипажа вошли японка Тиаки Мукаи и испанец Педро Дуке, ранее готовившийся в Звездном городке для полета на станции «Мир». В этот раз удалось вывести «Спартан-201», который чуть было не загубила К. Чаула, и вернуть его обратно. Но самым примечательным стал полет 77-летнего Джона Гленна – первого американского астронавта. Это – достижение, достойное книги рекордов Гиннеса, ведь второй результат принадлежит Стори Масгрейву, который совершил свой шестой полет в возрасте 61 года. Но он был профессиональным астронавтом и не имел длительных перерывов в полетах, а Гленн совершил свой второй полет через 36 лет после первого и через 34 года после выхода их отряда астронавтов НАСА.

Начиная с 1998 года, система «Спейс Шаттл» будет в основном использоваться для сборки и обслуживания Международной космической станции. Автономные полеты шаттла будут единичными. Среди них следует отметить выведение на орбиту рентгеновской обсерватории AXAF-1 массой 5865 кг, которая получила наименование «Чандра». Общая масса полезной нагрузки (КА «Чандра» и разгонный блок IUS) в этом полете составила 22753 кг. Между прочим, командиром экипажа «Колумбии», которая стартовала 23 июля 1999 года и на которой был выведен AXAF-1, впервые назначена женщина – Айлин Коллинз, а одним из специалистов по операциям на орбите стал Мишель Тонини, уже летавший на российской станции «Мир» в 1992 году.

Еще один автономный исследовательский полет совершил корабль «Индевор», запущенный 11 февраля 2000 года. Основной полезной нагрузкой шаттла являлся радиолокационный комплекс SRTM. В принципе, уже в четырех предыдущих полетах шаттла проводилась радиолокационная съемка. Однако на сей раз для проведения интерферометрической съемки один из приемников РЛК SIRC/XSAR был вынесен с помощью выдвижной фермы на удаление 70 метров от грузового отсека, где размещалась основная часть комплекса. В результате прекрасной работы аппаратуры и экипажа корабля «Индевор», выведенного на орбиту с наклонением 57, удалось получить подробнейшую карту земного шара от 60 с.ш. до 56 ю.ш.

Впредь для автономных полетов предполагается запускать «Колумбию», поскольку ее сухая масса гораздо больше, чем у остальных шаттлов, и использовать ее для снабжения МКС невыгодно. Чаще всего она будет совершать полеты с блоком «Спейсхэб». Ближайший такой полет (STS-107) планировался на июнь 2002 года. Однако из-за обнаружения микротрещин в трубопроводах шаттлов старт «Колумбии» пока перенесен на январь 2003 года. В состав экипажа должен войти первый израильский космонавт Илан Рамон. Рассматривается также вопрос об использовании орбитальной ступени «Энтерпрайз» для полетов к международной космической станции в автоматическом режиме без экипажа. На сегодняшний день предполагается эксплуатировать шаттл до 2012 года с периодической модификацией и ремонтом орбитальных ступеней. При коренной модификации, например, применение жидкостных ускорителей вместо твердотопливных, возможно продление полетов шаттла до 2030 года. Но, скорее всего, на смену шаттлу придут перспективные многоразовые аэрокосмические самолеты типа разрабатывавшегося до недавнего времени Х33 («VentureStar»). Правда, несмотря на то, что работы по нему закрыты, тем не менее, 2012 год остается той границей, за которой последуют полеты полностью многоразовых кораблей. И хотя облик такой системы еще не выбран, проработки по ней в рамках программы RLV ведутся.

Сейчас можно подвести некоторые итоги 20-летней эксплуатации системы «Спейс Шаттл». Задумывавшийся как полностью многоразовый, он уже на стадии проектирования превратился в частично многоразовый. Его крылья, составлявшие значительную часть сухой массы корабля, нужны были лишь на заключительном участке атмосферного полета, а при выведении они были балластом. По сути, это было механическое соединение самолета и ракеты, а сам самолет служил лишь утяжеленным головным обтекателем. Оптимистические оценки в отношении грузопотока и себестоимости полетов не подтвердились. Межполетное обслуживание оказалось более сложным и длительным, чем предполагалось. В результате стоимость одного полета шаттла выросла с планируемых 160 миллионов долларов до более чем 550 миллионов. Разумеется, такое транспортное средство не годилось для выведения коммерческих полезных нагрузок. Операции по спасению и ремонту спутников были единичными и не оправдывали существование шаттла. Кратковременные полеты с орбитальной лабораторией «Спейслэб» выглядели неубедительно на фоне постоянной работы орбитальных станций «Салют» и «Мир». Гораздо более оправданным является использование шаттла для сборки и снабжения орбитальной станции. Но, поскольку возвращение модулей обратно на Землю проектом не предусмотрено, их выведение можно осуществлять и с помощью одноразовых носителей.

Таким образом, опыт создания и эксплуатации многоразовых транспортных космических систем «Спейс Шаттл» и «Буран» показал их экономическую неэффективность и громоздкость при решения большинства задач. Поэтому с самого первого старта «Колумбии» не снимался с повестки дня вопрос создания гораздо более мобильных и дешевых транспортных систем. В разных странах был предложен целый ряд проектов многоразовых транспортных космических кораблей. Правда все они пока не дошли до воплощения в металл, но не исключено, что в ближайшем будущем такие аппараты и будут приняты в эксплуатацию.

Еще в 70-е годы НАСА, понимая, что проект «Спейс Шаттл» является компромиссным и не решает кардинально вопрос снижения стоимости выведения полезной нагрузки, продолжало проработки полностью многоразового одноступенчатого воздушно-космического самолета. Как и в случае с шаттлом предлагалось несколько схем, но, в конечном итоге, в качестве базового был выбран вариант одноступенчатого корабля с вертикальным стартом и горизонтальной посадкой SSTO (Single-Stage-To-Orbit). Требования к нему почти повторяли требования к шаттлу, то есть величина выводимой полезной нагрузки составляла 29,5 тонн, боковая дальность маневрирования при заходе на посадку – до 2000 км. Правда, вес возвращаемой полезной нагрузки возрастал с 14 до 29,5 тонн. Конструкция и бортовые системы должны были быть рассчитаны на 500 полетов при минимальных издержках. В проекте SSTO, предложенном компанией «Мартин-Мариетта», воздушно-космический самолет, внешне напоминающий увеличенную копию орбитальной ступени шаттла, имел стартовую массу 1925 тонн при общей длине (высота на старте) – 76 метров и размахе крыльев – 60 метров. Посадочная масса ВКС вместе с полезной нагрузкой составляла 237 тонн, то есть вдвое больше, чем у шаттла. Он должен был быть оснащен десятью усовершенствованными двигателями SSME с тягой 227-250 тонн, причем четыре из них имели бы раздвижные сопла. Общий вес топлива (кислород и водород) в баках ВКС составил бы 1660 тонн.

Предполагалось, что при флоте из 5 кораблей SSTO удастся довести ежегодное число запусков до 134, то есть каждый ВКС должен будет стартовать каждые 13-15 суток, а всего каждую неделю будут производиться по 2-3 пуска SSTO. При такой частоте запусков на 2 порядка снизится стоимость выведения 1 кг полезного груза на орбиту. Однако такая частота не требовалась для выведения спутников на орбиту – столько их просто не нужно. С другой стороны, для строительства солнечных электростанций на геостационарной орбите массой около 50000 тонн, проекты которых всерьез рассматривались в эти годы, требуется грузоподъемность, как минимум на порядок превышающая грузоподъемность шаттла. Однако проект SSTO не получил развития вследствие высокого уровня технического риска, связанного с созданием новых конструкционных материалов и технологий, и большой стоимостью его разработки. Поэтому проект отложили до начала второго тысячелетия, продолжая исследования перспективных двигательных установок, технологий и материалов.

Еще в процессе создания многоразовой космической системы «Буран», понимая, что его практически невозможно использовать в качестве транспортного средства для снабжения орбитальных станций, в НПО «Энергия» по указанию главного конструктора Ю. П. Семенова были параллельно развернуты поисковые и проектно-конструкторские работы по совершенствованию многоразового космического корабля. Руководил этими работами П. В. Цыбин. Результатами разработок было появление проектов полностью спасаемой «Энергии» за счет снабжения крыльями блоков А и Ц – ГК-175 или «Энергия-2», о которой рассказывалось выше, а также многоразовых кораблей малой размерности. Приоритет отдавался решению задач транспортно-технического обслуживания и повышения эксплуатационной эффективности орбитальных комплексов типа «Мир», замены одноразовых кораблей типа «Союз» и «Прогресс» и применения средств выведения, как с вертикальным, так и с горизонтальным стартом. Результатом указанных разработок было определение технического облика, основных характеристик и общей концепции многоразовых кораблей малой размерности ОК-М (ОК-М, ОК-М1, ОК-М2) с начальными массами от 15 до 32 тонн.

Самый миниатюрный вариант многоразового корабля ОКМ массой 15 тонн был рассчитан на выведение ракетой-носителем 11К77 («Зенит»). На первый взгляд он был очень похож на своего старшего брата, но это только на первый взгляд. Малые размеры вынуждали несколько иначе скомпоновать корабль. Во-первых, отсек полезной нагрузки, в котором размещалось до 3,5 тонн полезного груза, был без створок пенального типа. Носовой «кок», выполненный из материала «углерод-углерод», на орбите откидывался, и под ним открывался стыковочный узел андрогинного типа. Внешняя поверхность корабля ОК-М была покрыта плиточным теплозащитным покрытием на основе материалов, разработанных для корабля «Буран». Система управления, да и многие другие системы заимствовались с корабля «Союз ТМ». Экипаж корабля состоял всего лишь из 2 человек, но на орбитальную станцию в специальном модуле, размещенном в грузовом отсеке, можно было доставить четырех человек. В случае аварии ракеты при выведении спасение корабля осуществляется с помощью четырех твердотопливных ускорителей тягой по 25 тонн каждый, расположенных на переходном отсеке, соединяющем 2ю ступень ракеты-носителя «Зенит» и орбитальный корабль. При штатном полете эти ТТУ позволяют увеличить энергетику ракеты.

В целом же, такая схема многоразового космического корабля не была новинкой. Стоит только вспомнить “лапоток” П. В. Цыбина, «тему 48» В. М. Мясищева, американский «Дайна Сор», легкий космический самолет В. Н. Челомея и более поздний французский «Гермес». Общим для них было использование одноразового носителя, что, естественно, повышало эксплуатационные расходы.

Гораздо большими возможностями обладали более тяжелые многоразовые корабли ОКМ1 и ОКМ2 массой до 32 тонн, проекты которых также прорабатывались в НПО «Энергия». При этом в проектных работах по планеру орбитального корабля принимало участие НПО «Молния». Величина выводимого груза в отсеке полезной нагрузки составляла 7,2 тонны (10 тонн для ОКМ2), а возвращаемого – 4,2 тонны (8 тонн). Основной экипаж корабля – 4 человека. Грузовой отсек был уже как у «Бурана» с раскрывающимися створками, но, естественно, меньших размеров (6,5 на 3 метра). В нем же размещался шлюз со стыковочным узлом. Планеры этих кораблей выполнены по схеме “летающее крыло” со складными консолями двойной стреловидности в плане, которые раскрывались после входа в атмосферу. С учетом увеличенных габаритов кораблей повышена тяга орбитальных двигательных установок, работающих на компонентах жидкий кислород и керосин (ОК-М1) и жидкий кислород плюс этанол (ОК-М2), повышена мощность СЭС, которая для этого случая содержала две независимых системы: низковольтную на базе электрохимических генераторов (три генератора мощностью 7 кВт каждый) – для питания потребителей, кроме рулевых систем; высоковольтную систему на базе химических литиевых источников тока – для питания рулевых систем.

При общей схожести ОКМ1 и ОКМ2 имели и свои различия. ОКМ2 устанавливался как ОКМ на верхушке ракеты-носителя, на сей раз «ЭнергияМ». Общий стартовый вес всей системы 1060 тонн. Сама ракета-носитель состояла из укороченного блока Ц с одним двигателем РД0120 и двух блоков А. Спасение ОКМ2 как и ОКМ предусматривалось с помощью твердотопливных ускорителей, установленных на переходном отсеке.

Корабль ОКМ1 выводился в составе многоразового многоцелевого космического комплекса (ММКК). В хвостовой части корабля устанавливались два трехкомпонентных двигателя РД701 с высотными соплами тягой по 8800 кг каждый. Топливо к ним (кислород, водород и керосин) поступало из подвесного топливного бака диаметром 5,5 метра, к боковой поверхности которого крепился орбитальный корабль. С другой стороны от топливного бака разгонный возвращаемый корабль с четырьмя двухрежимными трехкомпонентными ЖРД. При этом в самом РВК находились только баки с жидким кислородом и керосином, а водород поступал из подвесного топливного бака. Сама разгонная ступень создавалась на основе планера «Бурана». После разгона ОКМ1 до нужной скорости и выработки топлива разгонный возвращаемый корабль отделялся, совершал маневр и посадку на аэродром в автоматическом режиме с помощью двух ВРД, расположенными по обе стороны в средней части фюзеляжа. Общий вес ММКК на старте составлял 850 тонн.

Конечно, создание такой системы, по сложности мало уступающей «Бурану», вряд ли получило бы поддержку. Она разрабатывалась больше в пику многоразовой авиакосмической системе МАКС Г. Е. Лозино-Лозинского, базирующейся на самолете Ан225 «Мрия», и поэтому проект ОКМ1 можно отнести к очередным прожектам или к интеллектуальной разминке для конструкторов. Но даже для более простых систем ОКМ и ОКМ2 В. П. Глушко трудно было бы найти весомые аргументы, ведь они практически ничем не отличались от аналогичной системы В. Н. Челомея, “утопленной” не без помощи Глушко. А, в общем-то, все эти проекты, как и «Буран», сошли на нет вместе с распадом СССР.

Кроме совместных работ НПО «Молния» в соответствии с постановлением Правительства в 1981 году разработало проект авиационно-космической системы – «Проект 49» на базе самолета-носителя Ан124 «Руслан» и небольшого орбитального самолета, выводимого при помощи одноразовой ракетной ступени. Предполагалось, что «49й» станет недорогим дополнением к разрабатываемой в те годы системе «Энергия-Буран». Одновременно с системой «49» был разработан проект тяжелой авиакосмической системы «49М» на базе перспективного мощного двухфюзеляжного самолета-носителя. На основе выполненных работ было принято решение о дальнейшем проектировании авиакосмической системы на базе самолета-носителя Ан124 и его вариантов. В 1982 году был выпущен проект такой системы под названием «Бизань».

Анализ вышеперечисленных проектов показал необходимость создания многоразовой авиакосмической системы на базе более мощных вариантов Ан124 с максимальным ограничением номенклатуры одноразовых элементов. В тот же год, когда полетел в первый и последний раз «Буран», главный конструктор НПО «Молния» Г. Е. Лозино-Лозинский предложил проект многоцелевой авиакосмической системы МАКС, назвав ее «Молнией». Проект базировался на огромном самолете Ан225 «Мрия» («Мечта») с шестью турбореактивными двигателями ПС90, специально построенном для перевозки составных частей «Бурана» и «Энергии». На его спине располагался воздушно-космический самолет, напоминающий уменьшенную копию «Бурана» и почти аналогичный кораблю ОКМ1, с сигарообразным подвесным топливным баком. Стартовый вес всей системы составляет около 625 тонн, вес ВКС с топливным баком – 275 тонн, а вес самого ВКС – 27 тонн, в том числе выводимая в грузовом отсеке полезная нагрузка – около 7 тонн. Экипаж – 2 человека. На орбитальной ступени два трехкомпонентных двигателя РД701 разработки НПО «Энергомаш» тягой по 10 тонн, работающих на смеси керосина, жидкого водорода и кислорода.

Самолет Ан225 с ВКС взлетает с обычного аэродрома. После набора высоты 10 км при скорости 800 км/час производится отделение ВКС и включение его двигателей. В этой системе неспасаемым является только топливный бак. Для МАКСа не требуется дорогостоящих стартовых сооружений, потому и стоимость эксплуатации его намного меньше, чем «Бурана». Конечно, создание такой многоразовой авиакосмической системы позволило бы существенно улучшить обслуживание орбитальных комплексов по сравнению с устаревшими «Союзами» и «Прогрессами» при сокращении эксплуатационных расходов. Однако экономическая ситуация в стране не позволяет выделить порядка 3 миллиардов долларов на создание МАКСа.

Первые полеты шаттла воодушевили многие страны на разработку своих многоразовых космических кораблей. В первую очередь – это наиболее высокоразвитые в научно-техническом и экономическом отношении страны Западной Европы (Франция, ФРГ, Великобритания) и Япония. Для них создание многоразового космического корабля означало не только скачок в освоении космического пространства, но и выход на передовые позиции научно-технического прогресса. Появилась бы возможность стать вровень с СССР и США в области пилотируемых полетов и выведении полезных нагрузок.

Надо сказать, что с самого начала космической эры высокоразвитые страны Западной Европы оказались в положении догоняющих. И, поскольку каждой отдельно взятой западноевропейской стране было не под силу состязаться со сверхдержавами, в 1962 году Франция, Бельгия, Германия, Италия, Голландия, Англия и примкнувшая к ним Австралия образовали Европейскую организацию по разработке ракет-носителей ELDO. Параллельно Франция реализовывала свою космическую программу, в рамках которой 26 ноября 1965 года с испытательного полигона Хаммагир, расположенного в алжирской части пустыни Сахары, ракетой-носителем «Диамант-А» был запущен первый французский ИСЗ А1 («Астерикс») массой 80 кг. И хотя Франция стала третьей космической державой после СССР и США, скромные возможности ракет семейства «Диамант» со стартовой массой от 18 до 26 тонн не позволяли развернуть широкомасштабное освоение космоса. А на создание более мощных ракет-носителей не хватало ни сил, ни средств. Поэтому после последнего запуска ракеты «Диамант-В» со спутником «Аура» 27 сентября 1975 года Франция полностью переориентировалась на европейский носитель.

Первая ракета-носитель, разработанная организацией ELDO, получила название «Европа-1». Первая ступень ракеты, «Блю стрик», была разработана в Великобритании, вторая ступень, «Корали», – во Франции, а третья, «Астрис», – в ФРГ. Стартовая масса ракеты «Евпропа-1» составляла 105 тонн. Старт ракеты осуществлялся с космодрома Вумера в Австралии. Поначалу с 1964 по 1967 год была отработана первая ступень ракеты. Однако при каждой из трех попыток запуска спутников на орбиту происходил какой-либо отказ.

Ракета-носитель «Европа-2» была уже четырехступенчатой. Ее первые три ступени были заимствованы у предшественницы за исключением увеличенного запаса топлива на первой ступени. Четвертая ступень, разработанная Францией и Италией, предназначалась для выведения небольших (до 360 кг) спутников на геостационарную орбиту. Космодром для нее был построен в Куру (Французская Гвиана). Единственный запуск этой ракеты 5 ноября 1971 года закончился аварией, после чего в 1973 году все работы по ракетам-носителям семейства «Европа» были прекращены, включая перспективную «Европу-3».

После объединения ELDO и ESRO (Европейская организация исследования космоса) в 1975 году было создано Европейское космическое агентство (ЕКА). Чтобы проводить независимую космическую политику требовался носитель, а его-то как раз и не было. К этому моменту Франция, недовольная решением о прекращении разработки общеевропейского носителя, занялась проработкой нового носителя L3S. Он-то и был предложен ЕКА в качестве ракеты-носителя, способной удовлетворить потребности Западной Европы в независимом выводе полезных нагрузок на околоземную орбиту. Причем основную нагрузку по созданию ракеты и больше 50 всех затрат брала на себя Франция. Головной организацией по ее разработке стала французская фирма «Аэроспасьяль». Европейское космическое агентство согласилось на такое предложение, и 24 декабря 1979 года состоялся первый запуск европейской ракеты-носителя «Ариан».

Для производства, запусков и коммерческой эксплуатации в 1980 году было создано акционерное общество «Арианспейс», в котором 60 акций принадлежало Франции, 20 – ФРГ, а остальным 9 странам – менее 5 на брата. Постепенно совершенствуя ракету, за 10 лет удалось увеличить грузоподъемность ракет «Ариан» в 3 раза. Самая тяжелая модель этого ряда, «Ариан-44L» с четырьмя жидкостными стартовыми ускорителями, способна вывести на низкую орбиту полезный груз массой 10 тонн, а на переходную к геостационарной – 4,8 тонны. В настоящее время это один из самых надежных и самый коммерчески выгодный носитель.

Как уже говорилось, пуск шаттла подстегнул многие страны в стремлении овладеть техникой пилотируемых полетов. Но поскольку отдельно взятой европейской стране вытянуть в одиночку создание многоразового корабля было не под силу, каждая из них стремилась заручиться поддержкой остальных стран-участниц Европейского космического агентства с тем, чтобы финансирование распределялось на все страны. Первой это попыталась сделать Франция, самая развитая в космическом отношении европейская страна, предложившая в январе 1985 года на сессии ЕКА проект многоразового космического корабля «Гермес», при этом сама Франция готова была взять на себя 50-60 % расходов. Через два года, в 1987 году, министры европейских стран, собравшиеся в Гааге на Совет ЕКА, несмотря на противодействие ФРГ, согласились принять проект многоразового корабля в качестве общеевропейского. Впрочем, сам проект был разработан еще в 1975 году параллельно двумя фирмами «Аэроспасьяль» и «Дассо-Брюге». Но в результате головным подрядчиком стала французская фирма «Аэроспасьяль», а субподрядчиком – «Дассо-Брюге».

Многоразовый космический корабль «Гермес» представляет собой воздушно-космический самолет с низкорасположенным крылом большой стреловидности в плане, выполненный по аэродинамической схеме «бесхвостка». Крыло имеет тупую лобовую кромку с большим радиусом закругления и оснащено односекционными элевонами. Законцовки крыла плавно переходят в концевые шайбы, являющиеся, по сути, разнесенным двухкилевым оперением, оснащенным рулями направления. В задней части фюзеляжа установлен ставший уже традиционным для ВКС балансировочный щиток. Теплозащита «Гермеса» практически та же, что и у шаттла, и у «Бурана».

Стартовая масса корабля «Гермес» в первоначальном варианте составляла 16,7 тонны, при этом масса полезного груза, выводимая в отсеке полезной нагрузки – 4,5 тонны. Длина корабля – 15 метров, размах крыла – 10 метров. Отсек полезной нагрузки имел длину 5 метров, диаметр – 3 метра и объем – 35 м3. Кроме того, в грузовом отсеке располагался стыковочный узел для стыковки корабля с перспективной европейской орбитальной станцией MTFF («Палас»), лабораторным модулем «Колумб», входящим в состав американской орбитальной станции «Фридом», а также с автономными платформами EURECA на полярной орбите. Рассматривался вариант его использования для полетов к советской орбитальной станции «Мир2». В кабине корабля объемом 26 м3 находились 2 пилота и 2 экспериментатора, а при необходимости можно было увеличить экипаж до 6 человек. Продолжительность автономного полета составляла от 7 до 30 суток, а в составе орбитальной станции – до 90 суток. Сам корабль был рассчитан на 30 полетов. Посадка должна была происходить на взлетно-посадочную полосу авиабазы Истра (Франция) или в Куру недалеко от старта. Дальность бокового маневра при заходе на посадку могла достигать 2500 км. Перевозка орбитального корабля к месту старта, а также горизонтальные летные испытания производились на переоборудованном самолете «Аэробус А300». В случае аварии ракеты-носителя спасение орбитального корабля осуществлялось с помощью четырех твердотопливных ускорителей, установленных на переходном отсеке. При нормальном развертывании работ летные испытания корабля «Гермес» планировалось начать в конце 90-х годов.

Многоразовый корабль «Гермес» должен был выводиться разрабатываемой европейским сообществом ракетой-носителем «Ариан5» с космодрома Куру во Французской Гвиане (Южная Америка). Первые проработки по проекту «Анапе 5» были выполнены в 1982 году. В январе 1985 года на римском совещании министров стран ЕКА было решено начать подготовительную работу, а в ноябре 1987 года на аналогичном совещании в Гааге было принято решение о полномасштабной разработке нового носителя. Решение основывалось на прогнозе увеличения массы геостационарных КА и их количества, который в целом оправдался. В работах участвовали 12 из 14 стран ESA при максимальном финансовом вкладе Франции – 46%. Французский Национальный центр космических исследований был назначен головным подрядчиком по проекту, а основным исполнителем по ракете «Ариан-5» стала французская компания «Аэроспасьяль». Всего в работе над созданием ракеты-носителя «Ариан-5» участвовали 240 компаний. Первый пуск ее из Гвианского космического центра (CSG) был выполнен 4 июня 1996 года, правда, неудачно.

Ракета-носитель «Ариан5» при стартовой массе 725 тонн состоит из двух 7-секционных твердотопливных ускорителей EAP тягой по 620 тонн, второй ступени Н155 диаметром 5,46 метра с одним кислородно-водородным двигателем НМ60 «Вулкан» и третьей ступени EPS с двигателем тягой 3 тонны на долгохранимых компонентах топлива. Центральный блок и ускорители разработаны французской компанией «Аэроспасьяль». Твердотопливные двигатели разработаны компанией «Europropulsion», а двигатель центрального блока «Вулкан» – компанией SEP. «Вулкан» является крупнейшим европейским кислородно-водородным двигателем. Он развивает тягу 90 тонн на уровне моря при удельном импульсе 438 секунд и 104 тонны в вакууме при удельном импульсе 438 секунд. Давление в камере сгорания составляет 115 атмосфер.

Вторая ступень изготавливается германской компанией «Даймлер-Бенц». Она имеет диаметр 3,96 метра и располагается внутри отсека системы управления.

Ракета-носитель «Ариан-5» способна вывести КА массой 18 тонн на низкую околоземную орбиту, а на геопереходную – один аппарат массой 6800 кг или два суммарной массой 5970 кг.

В 1991 году в пригороде Кёльна был создан европейский Центр подготовки космонавтов. Планировалось также провести несколько наборов в отряд космонавтов ЕКА для полетов на корабле «Гермес». Французские кандидаты в космонавты прошли курс подготовки полетов на ВКС в Советском Союзе.

По мере развития проекта менялся и облик корабля, поначалу больше похожего на шаттл в миниатюре. Исчезло хвостовое оперение, зато появились стабилизаторы на концах крыльев. Стартовая масса выросла с 16,7 до 25 тонн, что выходило за рамки грузоподъемности ракеты «Ариан5», поэтому проект неоднократно пересматривался. Это, конечно же, увеличивало и стоимость его создания. В последнем варианте 1989 года с целью снижения посадочной массы корабль конструктивно был разделен на собственно орбитальный блок, приборно-агрегатный отсек и двигательную установку. Приборно-агрегатный отсек был объединен с двигательной установкой и размещен в переходном отсеке, который теперь уже сбрасывался не перед выходом на орбиту, а уже после торможения непосредственно перед входом в атмосферу. В нем же был установлен стыковочный узел и шлюзовая камера, то есть корабль стыковался “задом”. Грузовой отсек становился герметичным, а вот манипулятор исчез. Стартовая масса корабля с приборно-агрегатным отсеком снизилась с 25 до 22 тонн, из них орбитальный блок – 14 тонн. Масса выводимой полезной нагрузки снизилась до 3 тонн на орбите с наклонением 28,5 и до 1 тонны при наклонении 51,6. Масса возвращаемой полезной нагрузки – до 1,5 тонн. Экипаж корабля также уменьшился до 3 человек.

Однако и последняя версия МТКК «Гермес», принятая к окончательной реализации после мучительной борьбы с растущими весовыми издержками, не является оптимальной. Конструкторам так и не удалось скомпоновать полностью многоразовый космический корабль: из-за жестких весовых лимитов выбранной схемы целый ряд систем, используемых в орбитальном полете, пришлось вынести в одноразовый, сбрасываемый перед спуском с орбиты ресурсный модуль, играющий роль своеобразного служебно-агрегатного отсека. Этот же ресурсный модуль должен использоваться в качестве шлюзовой камеры при выходах членов экипажа в открытый космос. Таким образом, назвать ОК «Гермес» многоразовым, как «Спейс Шаттл» или «Буран» нельзя. К тому же отсутствие негерметичного (или разгерметизируемого) отсека полезного груза серьезно снижает возможности использования ВКС для транспортных операций. Габариты доставляемого на орбиту полезного груза ограничены размерами (просветом) люка стыковочного узла: «Гермес» практически не приспособлен для вывода грузов в открытый космос.

Постоянные пересмотры проекта приводили ко все большему увеличению стоимости, и в ноябре 1992 года, когда должен был уже начаться этап разработки конструкторской документации, работы над «Гермесом» были заморожены из-за возникшего в богатой Европе экономического кризиса (они бывают не только в России), причем ФРГ первой отказалась от финансирования. В феврале 1994 года Совет Европейского космического агентства принял решение о развертывании работ по пилотируемым программам, в том числе по созданию аппарата CTV для обслуживания орбитальных станций. О «Гермесе» речь уже не шла. В настоящее время Европейское космическое агентство рассматривает два варианта пилотируемых космических кораблей. В одном из вариантов – баллистический аппарат для доставки на орбитальную станцию и обратно 6 космонавтов, другой же создается на базе американского корабля-спасателя CRV. Правда, недавно французское социалистическое правительство объявило о нежелании финансировать такой проект.

Как альтернативу «Гермесу» Англия в лице компании «Бритиш Аэроспейс» в 1984 году предложила проект одноступенчатого беспилотного многоразового корабля горизонтального взлета и посадки HOTOL, при этом указывалось, что стоимость выведения на орбиту 1 кг полезного груза снизится в 5 раз по сравнению с шаттлом (у «Гермеса» эта величина была сопоставима с шаттлом). При стартовой массе 230 тонн, длине 60 метров и размахе крыла 20 метров этот аппарат мог взлетать с обычного аэродрома с помощью разгонной тележки и выводить на орбиту в отсеке полезной нагрузки груз массой 7 тонн. Посадочная масса аппарата – 34-47 тонн. Основу корабля HOTOL составляет двухрежимная двигательная установка RB545 фирмы «Роллс-Ройс» (конструктор Алан Бонд), не только использующая, но и накапливающая атмосферный кислород в ходе полета в атмосфере. С момента старта и до высоты 25-28 км (М=5) в течение 9 минут, двигатель работает в режиме воздушного с использованием атмосферного воздуха, сильно охлажденного бортовыми средствами, а затем, до высоты 88-90 км, работает в режиме жидкостного двигателя. Довыведение полезного груза на расчетную орбиту осуществляется с помощью кислородно-водородной двигательной установки орбитального маневрирования. Ресурс двигателя рассчитан на 120 полетов.

В грузовом отсеке корабля мог быть также размещен модуль для доставки пассажиров на орбитальную станцию. Компания «Бритиш аэроспейс» предложила правительству программу разработки базовой технологии летательного аппарата HOTOL, состоящую из двух трехгодичных циклов. В соответствии с ней изготовление должно было быть начато в 1994, а первый полет запланирован на 2000 год. Англия также претендовала на включение проекта HOTOL в программу создания пилотируемых аппаратов ЕКА, однако, ввиду большого технического риска этот проект не прошел, а в июле 1988 года английское правительство отказалось финансировать этот проект, который обошелся бы в 6 миллиардов фунтов стерлингов, после чего он тихо скончался.

Была еще попытка реанимировать его проектом, предусматривающим старт аппарата HOTOL (правда уже с российскими кислородно-водородными двигателями РД0120) не с аэродрома, а с самолета Ан225 «Мрия», чья грузоподъемность позволяла это сделать. В сентябре 1990 года компания «Бритиш аэроспейс» и Министерство авиационной промышленности СССР в ходе авиационно-космической выставки «Фарнборо-90» подписали соглашение о проведении совместных исследований по оценке технических возможностей и экономических аспектов использования находящегося в эксплуатации советского тяжелого самолета-носителя Ан-225 («Мрия») для запуска воздушно-космического самолета HOTOL. Совместно с ОКБ имени О. К. Антонова были проведены исследования аппарата HOTOL, запускаемого с тяжелого самолета-носителя Ан-225, в качестве экономичного средства доставки спутников на околоземные орбиты.

В случае получения обнадеживающих результатов предполагалось сделать этот проект международным и предложить полученный вариант в качестве перспективного для замены ракеты-носителя «Ариан-3», который, несомненно, мог бы конкурировать с западно-германским проектом двухступенчатого воздушно-космического самолета «Зенгер». В составе маршевой двигательной установки предполагалось использовать четыре двигателя советского производства (Воронежское КБ «Химавтоматика»), разработанных на базе РД-0120. Но слово было уже сказано, и проект остался пылиться на полках.

В отличие от англичан ФРГ представила свой проект многоразовой транспортной космической системы как следующий шаг после «Гермеса». Этот проект, названный по имени автора одного из первых проектов воздушно-космического самолета «Зенгер2», разрабатывала фирма «Мессершмит-Белков-Блом» или МВВ. Это была полностью многоразовая транспортная космическая система с горизонтальным стартом и горизонтальной посадкой. Стартовая масса двухступенчатой системы составляет около 350 тонн. Она состоит из разгонной ступени и орбитального самолета, получившего имя «Хорус».

Крылатая разгонная ступень со стартовой массой 259 тонн и посадочной массой 140 тонн имеет двигательную установку из связки 5 турбореактивных и прямоточных воздушно-реактивных двигателей тягой по 35 тонн. Длина фюзеляжа разгонной ступени – 81,3 метра, размах крыльев – 41,4 метра. Орбитальная ступень «Хорус» при стартовой массе 88 тонн оснащена двумя кислородно-водородными двигателями АТС700 тягой по 53 тонны при удельном импульсе 472 секунды. Экипаж корабля составляет 4 человека, а вес выводимой полезной нагрузки – 4 тонны. В туристском варианте в кабине можно разместить до 36 пассажиров. Расчетная продолжительность орбитального полета составляет одни сутки.

Вся система взлетает с обычного аэродрома при помощи воздушно-реактивных двигателей. Взлетная скорость составляет 500 км/ч. На высоте 19,5 км и при скорости М=3,5 включаются прямоточные воздушно-реактивные двигатели. На высоте 37 км, при скорости М=6,6 происходит разделение ступеней. Разгонная ступень возвращается на аэродром, а «Хорус» с помощью своей ДУ выходит на орбиту. Орбитальная ступень рассчитана на 100 полетов и могла бы совершать ежегодно до 6 полетов. Начало летных испытаний МТКС «Зенгер2», при условии развертывания работ не позднее 1990 года, ожидалось в 2004-2006 годах.

На базе разгонной ступени в перспективе можно было бы создать гиперзвуковой пассажирский самолет. Дальность крейсерского полета самолета с 250 пассажирами на борту составляет 10 тысяч км. Скорость полета до М=4,5, высота полета 25 км, удельный импульс тяги 365 единиц. Самолет мог преодолеть за 3 часа 15 минут расстояние от Франкфурта-на-Майне до Токио через Лос-Анджелес. Этот проект постигла участь «Гермеса»: сытая Европа не желала тратить деньги на далекую перспективу при высоком уровне технического риска. Тем самым она сознательно ставила себя в подчиненное к СССР и США положение в области пилотируемых полетов.

В настоящее время Западная Европа ограничивается созданием демонстраторов для исследования проблем входа в атмосферу. Первым из них стал аппарат ARD компании «Аэроспасьяль» массой 2,8 тонны, повторяющий конусообразную форму командного модуля корабля «Аполлон». Его успешные испытания прошли во время третьего запуска европейской ракеты-носителя «Ариан-5» 21 октября 1998 года. Помимо баллистического аппарата планируется создать и модели крылатых аппаратов. Так, например, аппарат ARES той же компании и массой 2 тонны, по форме напоминающий сверхзвуковой самолет, после сбросов с аэростата или вертолета предполагается выводить с помощью ракеты-носителя «Союз» на околоземную орбиту с последующим входом в атмосферу и посадкой с помощью парашюта. В планах компании и более тяжелый демонстратор THEMIS со стартовой массой 55 тонн, способный достичь скорости М=11.

Другая французская компания «Дассо» предложила проект многоразового экспериментального аппарата воздушного старта VEHRA. Этот демонстратор массой 25,8 тонны выполнен по схеме «несущий корпус». До высоты 10 км он поднимается «на спине» самолета «Аэробус А300». После сброса с помощью собственного двигателя НК39 он способен разогнаться до скорости М=14.

Немецкая компания «Даймлер Крайслер Аэроспейс» предложила проект 400-тонного крылатого суборбитального аппарата «Хоппер» с одноразовой второй ступенью, запускаемой на высоте 50 км. А на начальной стадии создать демонстратор массой 2 тонны. Есть свои идеи и у итальянского концерна «Алениа Аэроспацио».

В настоящее время в Германии осуществляется программа ASTRA, одним из пунктов которой является подтверждение возможности создания многоразовых транспортных космических систем. Для этого силами бременской фирмы OHB System GmbH и европейского консорциума «Астриум» создается небольшой демонстратор «Феникс» массой 1200 кг, внешне напоминающий американский шаттл. Его испытания должны пройти в 2003 году.

Впрочем, все эти идеи тормозятся из-за недостаточного финансирования. Другим тормозящим фактором является неспособность стран Западной Европы совместно выработать общее решение по поводу создания перспективных многоразовых транспортных систем, включая пилотируемые.

По сравнению с Западной Европой Япония обладает меньшим научно-техническим, но большим экономическим потенциалом, поэтому опирается, в основном, на собственные силы. Правда, здесь сказывается еще и то, что после поражения Японии во Второй мировой войне ей по конституции было запрещено иметь тяжелое вооружение, включая баллистические ракеты. Поэтому она не имеет такой школы ракетостроения, какой обладают СССР (Россия), США, Франция и Китай. Тем не менее, Япония стала четвертой космической державой, запустив 11 февраля 1970 года с космодрома Утиноура первый свой спутник «Осуми». Правда, спутник этот весил всего лишь 24 кг вместе с последней ступенью ракеты-носителя, да и стартовая масса твердотопливной ракеты «Лямбда-4S» составляла 9,4 тонны, но этому было объяснение.

Чтобы достичь большего в космических исследованиях японцы пошли по уже опробованному пути. Как и в случае с бытовой электроникой в США была закуплена лицензия на производство компонентов ракеты «Торад-Дельта». Система управления и твердотопливные ускорители целиком закупались в США. Лишь вторая ступень разрабатывалась японцами, да и то с участием американской компанией «Рокетдайн». Созданная таким образом ракета-носитель N1 позволила Японии самой запускать различные исследовательские спутники массой в несколько сот килограмм. Первый удачный запуск этой ракеты с космодрома Танегасима состоялся 9 сентября 1975 года, когда на орбиту был выведен экспериментальный спутник «Кику». Впоследствии, увеличив количество стартовых ускорителей с трех до девяти, получили более тяжелую ракету-носитель N2.

Накопив опыт изготовления ракет и их компонентов, японцы в начале 80-х годов приступили к созданию чисто японской ракеты-носителя с криогенной ступенью семейства «Н» (Эйч). Правда, первая ракета семейства (Н1) оказалась слишком слабовата для использования ее в коммерческих целях. Поэтому сразу же началась работа и над более тяжелой ракетой, получившей название Н2. Ракета-носитель Н2 является двухступенчатой с двумя твердотопливными стартовыми ускорителями. Обе ступени снабжены кислородно-водородными двигателями. Двигатель первой ступени LE7 развивает тягу в пустоте 110 тонн при удельном импульсе 446 секунд, а двигатель второй ступени LE5 – 14 тонн при удельном импульсе 452 секунды. Первый запуск ракеты состоялся 17 ноября 1994 года.

При стартовой массе 260 тонн ракета-носитель Н2 способна вывести на низкую орбиту полезный груз массой 10 тонн, а на переходную к геостационарной – 4 тонны. По своим техническим характеристикам она копировала европейскую ракету «Ариан-4», однако стоимость ее запуска оказалась в два раза выше. Естественно, что выходить на рынок с такими экономическими показателями бессмысленно. Тем более что ее преследовали неудачи.

После последней аварии 15 ноября 1999 года было принято решение о доработке, как двигателей ракеты, так и самой ракеты в целом с целью повышения надежности. Кроме того, почти вдвое были снижены издержки при запуске, что делало ракету Н2А вполне конкурентоспособной. При этом возможности ее по выведению полезных грузов сохранились. Первый запуск ракеты-носителя Н2А (модификация А202) с космодрома Танегасима 29 августа 2001 года прошел успешно. В настоящее время планируется создание целого ряда ракет-носителей Н2А. Так, например, ракета Н2А (модификация А212) имеет асимметричную конструкцию и помимо двух твердотопливных ускорителей оснащена одним жидкостным боковым ускорителем, созданным на базе первой же ступени. При стартовой массе 410 тонн эта ракета обеспечивает выведение 15 тонн полезного груза на низкую орбиту и 7,5 тонн на переходную орбиту. Если же добавить второй жидкостной ускоритель, то грузоподъемность ракеты Н2А (модификация А2222) возрастет до 9,5 тонн на переходной орбите.

Исследования по вопросам создания многоразовых воздушно-космических самолетов начались в Японии в конце 70-х годов. Для координации работ был создан Космический Центр в технополисе Цукуба. В качестве базового предварительно был принят вариант, предложенный Национальной аэрокосмической лабораторией (NAL), согласно которому предполагалось создание одноступенчатого воздушно-космического самолета с комбинированной двигательной установкой по типу американского NASP c выходом на летные испытания в 2006 году. Основной задачей этого летательного аппарата со стартовой массой 386 тонн является доставка экипажа из четырех человек и полезного груза массой 10 тонн на орбиту высотой 500 км. В исследованиях по этим проблемам приняли участие такие крупные японские промышленные корпорации как «Мицубиси», «Кавасаки» и «Фуджицу». Трудности, с которыми столкнулись японцы при создании гиперзвуковых летательных аппаратов, усугублялись низким уровнем развития японской аэрокосмической промышленности, например, в Японии не было аэродинамических труб. Поэтому к середине 80-х годов было решено переключиться на создание многоразового космического корабля, выводимого японской ракетой-носителем Н2 (стартовая масса – 260 тонн), а катастрофа «Челленджера» вынудило на первом этапе ограничиться беспилотным кораблем.

Этот корабль, названный НОРЕ («Хоуп»), предназначался для обслуживания японского модуля JEM орбитальной станции «Фридом». Стартовая масса «Хоуп» составляла 10 тонн, посадочная масса – 8 тонн, а вес выводимой в грузовом отсеке полезной нагрузки – 1 тонну. Длина крылатого аппарата 10 метров, размах крыльев – 9,2 метра. Стыковка с орбитальной станцией, а также посадка корабля на аэродром проходят в автоматическом режиме.

Однако по мере продвижения выяснилось, что стоимость доставки 1 кг полезного груза на орбиту на порядок выше, чем у шаттла. Чтобы хотя бы сравняться с шаттлом по этому показателю, необходимо было увеличить массу корабля до 20 тонн, а массу полезного груза – до 3,5 тонн. Но такой вес превышал возможности ракеты-носителя Н2. Пришлось увеличивать энергетику Н2 за счет увеличения количества твердотопливных ускорителей с 2 до 6.

В 90-х годах «Хоуп» был переименован в HTV – транспортный корабль, выводимый Н2. Уже были созданы и испытаны масштабные модели OREX, HYFLEX и ALFLEX. Аппарат OREX массой 865 кг представлял собой конус диаметром 3,4 метра и высотой 1,46 метра. После выведения на орбиту 3 февраля 1994 года ракетой-носителем Н2 он получил название «Рюсей» («Метеор»). Основной задачей этого аппарата явилось испытание теплозащиты для транспортного корабля НОРЕ. Аппарат HYFLEX массой 1054 кг имел форму несущего тела и был предназначен для исследования проблем входа в плотные слои атмосферы и испытания теплозащиты. Он был запущен 11 февраля 1996 года с космодрома Танегасима с помощью двухступенчатой твердотопливной ракеты-носителя J1, которая вывела его на суборбитальную траекторию. Аппарат успешно прошел все стадии полета и благополучно приводнился. Однако до прибытия спасателей оборвался поплавок, и он затонул. Аппарат ALFLEX массой 680 кг сбрасывался с вертолета в течение 1996 года над австралийским полигоном Вумера и был предназначен для отработки автоматической посадки на земную поверхность.

Однако прошедшее в 1997 году сокращение расходной части японского бюджета оставило японский многоразовый корабль в подвешенном состоянии. Возникло предложение об отказе эксплуатационной версии 20-тонного корабля НОРЕ. Вместо него предполагается использовать модифицированный экспериментальный аппарат НОРЕХ, который сможет совершить до 7 полетов. Но в отличие от своего предшественника его назначение экспериментальные исследования проблем, связанных с созданием многоразовых транспортных космических систем. А обозначение HTV получил выводимый на орбиту ракетой Н2А одноразовый космический грузовик, предназначенный для полетов к международной космической станции.

Внешне аппарат НОРЕХ напоминает шаттл в миниатюре, но с двойным V–образным килем. Максимальный взлетный вес аппарата составляет 13,5 тонн, а посадочный вес – 11 тонн. Посадка его на ВПП длиной до 2 км производится в автоматическом режиме. А первый запуск его с помощью ракеты-носителя Н2А на одновитковую орбиту планируется на 2004 год. Японские специалисты надеются, что при удачном исходе можно будет перейти к проекту пилотируемого многоразового корабля. Правда появления такого проекта следует ожидать после 2004 года.

Практически все описанные выше схемы многоразовых космических кораблей имели традиционные двигательные установки, но ведь вплоть до высот порядка 60 км можно использовать атмосферный кислород в качестве окислителя. Для этого годились турбореактивные и прямоточные воздушно-реактивные двигатели. Однако дело осложнялось тем, что на тот момент, то есть на начало 80-х годов, скорости от М=5 до М=25 оказались неосвоенными. Скорость самых быстрых в мире самолетов МиГ25 и SR71 не превышала 3,5М, чуть больше была скорость у ракет с ПВРД, например, у «Бури» С. А. Лавочкина. Поэтому прежде, чем приступить к строительству воздушно-космических самолетов, использующих подъемную силу крыльев и атмосферный кислород, требовалось создать многорежимную двигательную установку, работающую во всем диапазоне скоростей, в том числе гиперзвуковых. С одной стороны это была задача чрезвычайной сложности, а с другой, ее решение сулило огромные выгоды. Исследования в этом направлении велись во многих странах таких, как США, СССР, Англия, Япония, ФРГ и другие.

В США работами теоретического и экспериментального характера занималось НАСА. Министерство обороны США, пытаясь опередить события, в начале 80-х годов поставило задачу создать военный воздушно-космический самолет с минимальным временем подготовки к старту, который бы мог вести разведку, инспекцию и даже перехват космических объектов потенциального противника, то есть СССР. Программа создания такого аппарата получила название TAV («Спейсплейн»). Впоследствии аппарат был назван АР. Для координации работ по нему было создано Управление авиационных систем AFSC. Фирмы, работавшие по контрактам Министерства обороны США, предложили различные схемы воздушно-космического самолета, например, «Крузер». Все они, естественно, были исключительно военными, имели экипаж 1-2 человека, а в качестве полезной нагрузки – только разведывательная аппаратура или боевые ракеты. Для выведения спутников или снабжения орбитальных станций они были непригодны.

НАСА также проводила исследования по выбору облика многоразового космического корабля, который бы пришел на смену шаттлу в XXI столетии. О проекте SSTO уже рассказывалось, но он имел традиционную двигательную установку и соответственно традиционный ракетный старт. Поэтому выигрыш в стоимости эксплуатации был невелик, а вот затраты на его создание огромны. Требовались новые подходы, например, через создание гиперзвуковых летательных аппаратов. Но для серьезных работ нужны были серьезные деньги, а они могли прийти только в случае объявления программы национальной задачей. В новогодние дни 1986 года Президент США Рональд Рейган в послании «О положении страны» объявил о создании национального аэрокосмического самолета (NASP). НАСА тут же опубликовало требования к созданию и примерный облик аппарата, названного Х30. Он должен будет взлетать с обычного аэродрома, разгоняться до больших высот, используя атмосферный кислород, выходить на орбиту с помощью ЖРД, а после схода с орбиты совершать посадку на аэродром. В качестве топлива планировалось использовать водород. При этом на базе Х30 можно будет создать и гиперзвуковой пассажирский самолет, и носитель космических аппаратов, и боевой воздушно-космический самолет по программе СОИ, то есть программа АР (TAV) вошла целиком в программу NASP. Программа была рассчитана на 12-15 лет. Первый атмосферный полет должен был состояться в 1997 году, а первый выход на орбиту – в 1999 году.

Такой лакомый кусочек упустить было нельзя, и все ведущие аэрокосмические фирмы США вступили в борьбу за получение контракта на создание Х30. Среди них – «Рокуэлл Интернешнл», «Макдоннел Дуглас», «Дженерал Дайнэмикс». В апреле 1986 года были заключены основные контракты с промышленными фирмами. В июле 1986 года между НАСА и Министерством обороны был подписан заключительный меморандум. Постепенно стал вырисовываться облик ВКС. Эксперты полагали, что стартовая масса космического самолета составит 147 тонн, длина в пределах 46-61 метров, а размах крыльев 33 метра. Пилотировать аппарат будет экипаж из двух человек. В качестве комбинированной двигательной установки, конструктивно объединенной с планером, будут использованы 3-5 ГПВРД и один жидкостной двигатель тягой 23-32 тонны. Масса полезного груза, выводимого на низкую околоземную орбиту, составляет 9 тонн.

Нерешенных задач было много. Это и снижение сухой массы конструкции, и уменьшение веса теплозащитного покрытия, и применение “шугообразного” водорода и его хранение. Но наибольшую головную боль доставляла двигательная установка. На каждом этапе полета требовался свой тип двигателя. Для взлета ВКС с аэродрома и разгона до М=2 использовался турбореактивный двигатель, далее начинали работать прямоточные воздушно-реактивные двигатели и ПВРД со сверхзвуковым горением, при М>7 уже работал гиперзвуковой ПВРД и до высот 80-100 км, ну а для выхода на орбиту нужен был ЖРД. Использование отдельно всех типов ДУ резко увеличивало сухую массу ВКС. Требовалась комбинированная двигательная установка, работающая в разных диапазонах скоростей. Но сначала нужно был все-таки освоить гиперзвуковые скорости.

К началу 90-х годов тихо скончалась стратегическая оборонная инициатива, одновременно была урезана и программа строительства орбитальной станции «Фридом». Все это вместе привело к уменьшению военного и космического бюджетов. Таким образом, рушилось технико-экономическое обоснование проекта NASP. Потребное количество полетов ВКС уменьшалось, срок окупаемости, естественно, возрастал. Росли и потребные затраты на создание NASP: они уже составили 15-17 миллиардов долларов при начальных 5 миллиардах. Поэтому в мае 1993 года командование ВВС США и руководство НАСА пришли к выводу о необходимости приостановить разработку прототипа NASP Х30.

В настоящее время продолжаются в минимальном объеме лишь отдельные исследования по проблемам создания ГПВРД. Ясно, что создание одноступенчатых аэрокосмических самолетов с гиперзвуковыми двигателями при современном уровне технологий практически невозможно. Требуется огромный объем исследований и, возможно, объединение усилий многих стран.

Работы в США по гиперзвуковому ракетоплану NASP подстегнули аналогичные работы в СССР. По этому поводу вышли даже два Постановления правительства (27 января и 19 июня 1986 года), а Министерство обороны выдало техническое задание от 1 сентября 1986 года. К этой работе подключилось и НПО «Энергия», хотя самолеты – не его профиль. В проекте многоразовой космической системы аэродромного базирования основу составляет воздушно-космический самолет, представляющий собой гиперзвуковой ракетоплан с комбинированной многорежимной двигательной установкой на основе турбопрямоточного воздушно-реактивного двигателя и линейного ЖРД. Начальная масса ВКС не превышает 700 тонн, масса конструкции составляет 140 тонн, масса полезного груза – не менее 25 тонн при выведении на опорную орбиту высотой 200 км и наклонением 51. Длина ВКС составляет 71 метр при размахе крыльев 42 метра. Воздушно-космический самолет предназначался для оперативного экономически эффективного выведения полезных нагрузок на низкие орбиты, технического обслуживания орбитальных группировок, а также решения оборонных задач в космосе и из космоса.

Не остались в стороне, конечно, и авиационные КБ. В принципе, еще в 1968-1971 годах в ОКБ А. Н. Туполева в проработке находилось несколько технических предложений по ВКС с горизонтальным стартом и посадкой. Взлетная масса летательных аппаратов, согласно проектов, достигала 300 тонн. В качестве силовой установки предлагалось использовать ЖРД на тепловыделяющих элементах с использованием ЯСУ, в качестве рабочего тела – водород. Рассматривались варианты многоэтапного вывода полезных нагрузок с ВКС, находящихся на орбите вокруг Земли, на межпланетные орбиты с использованием ионных и плазменных маршевых двигателей. В тот период основное внимание ОКБ было сосредоточено на СПС-1 и многорежимных тяжелых боевых самолетах. На развертывание крупномасштабных и дорогостоящих исследовательских работ по одноступенчатым ВКС не было ни средств, ни свободных необходимых научно-технических и людских ресурсов, кроме того, до первых успехов в американской программе по шаттлу военные не проявляли особого интереса к проектам отечественных ВКС, делая традиционно ставку в оборонных космических программах на традиционные ракетно-космические системы. Поэтому все эти оригинальные предложения ОКБ не вышли из стадии эмбрионального состояния.

С началом работ на Западе по одноступенчатым ВКС, работы по данной тематике оживились и в СССР. К середине 80-х годов совместно с ЦАГИ, ОКБ Н. Д. Кузнецова, с другими предприятиями и организациями отечественного ВПК ОКБ подготовило ряд конкретных технических предложений по созданию авиационно-космической системы на базе одноступенчатого орбитального самолета с маршевой и корректирующей силовыми установками на основе ЖРД, с наземным или воздушным стартом с тяжелых самолетов-носителей.

Следующим этапом в создании одноступенчатого ВКС в ОКБ А. Н. Туполева стало начало проектирования летательного аппарата с маршевой силовой установкой, построенной на комбинации двигателей принципиально различного типа (ТРД+ПВРД+ЖРД). За прошедшие годы ОКБ удалось накопить большой научно-технический и технологический материал, дающий возможность перейти к практической реализации проекта одноступенчатого ВКС. По теме одноступенчатого орбитального ВКС ОКБ за эти годы подготовило несколько проектов, отличавшихся различными техническими решениями в части компоновки летательного аппарата и его силовой установки. Одним из последних проектов стал проект, получивший обозначение самолет «2000» или Ту-2000 с комбинированной силовой установкой (ТРД + ШПВРД + ЖРД), при этом ШПВРД означает широкодиапазонный ПВРД.

Как уже говорилось, в ответ на разработку США трансатмосферного X-30 (NASP) Министерство обороны 1 сентября 1986 года на основании постановлений правительства СССР от 27 января и 19 июля 1986 года о создании эквивалента выпустило техническое задание на одноступенчатый многоразовый воздушно-космический самолет (МВКС). МВКС должен был обеспечить эффективную и экономичную доставку на околоземную орбиту; обеспечить высокоскоростную трансатмосферную межконтинентальную транспортировку, и решение военные задач, как в атмосфере, так и в ближнем космическом пространстве. Из представленных ОКБ А. Н. Туполева, ОКБ А. С. Яковлева и НПО «Энергия» проектов одобрение получил Ту-2000, разработанный совместно с Центральным институтом авиационного моторостроения имени П. И. Баранова. Выполненный по схеме “бесхвостка” он должен иметь размах крыла 28,7 метра, длину 64,8 метров и стартовую массу 280 тонн при полезной нагрузке 4,6 тонны. Самолет рассчитан на 100 полетов, взлет и посадку на существующих аэродромах. Основой такого аппарата служит гиперзвуковой ПВРД с использованием забортного кислорода. В качестве топлива используется водород, который хранится на борту в «шугообразном» состоянии и служит также для охлаждения корпуса ВКС. Участие в работах по созданию двигателя приняло ОКБ имени А. М. Люльки.

На первом этапе предполагалось создать экспериментальный гиперзвуковой самолет ЭГС с максимальной скоростью полета до М=5-6, а на втором – экспериментальный ВКС – прототип одноступенчатого многоразового ВКС, обеспечивающий проведение летного эксперимента во всей области полетов, вплоть до выхода в космос. В связи с кризисом экономики в 1992 году работы по Ту2000 были приостановлены.

В 1981 году в ОКБ имени А. И. Микояна был разработан проект гиперзвукового пассажирского самолета, получившего имя «Владимир». Схема его была достаточно оригинальна. Во-первых, оригинальна сама двигательная установка, основой которой являются модули прямоточных воздушно-реактивных двигателей изменяемой геометрии со сверхзвуковым горением. Но ПВРД начинают работать со скорости М=2. Если использовать турбореактивные двигатели для начального разгона, то дальше они становятся мертвым грузом. Решение было найдено за счет размещения ЖРД внутри ПВРД - в результате получается ракетно-прямоточный воздушно-реактивный двигатель, который работает в диапазоне скоростей М=210. После набора силы прямоточным двигателем ракетный исполняет роль регулируемого конуса управления скачками уплотнений на остальных режимах работы. Во-вторых, использование переохлажденного “шугообразного” водорода позволяет уменьшить объем топливных баков и обеспечить накопление на борту атмосферного кислорода, необходимого для работы ракетного двигателя. В-третьих, топливные баки изолированы от пассажирского салона за счет применения трехфюзеляжной схемы, где левый и правый фюзеляжи – баки с водородом, а центральный – пассажирский салон и кабина экипажа. Длина фюзеляжа составит 120 метров, а размах крыльев – 100 метров. Из этого следует и четвертая особенность. Для взлета аппарата таких размеров используется водная поверхность, то есть аквадром, причем при взлете и посадке используется эффект экрана, что позволяет снизить скорость отрыва до 60-80 км/час.

На базе такого гиперзвукового самолета может быть создан двухступенчатый воздушно-космический самолет. При этом в центроплане часть пассажирских отсеков превращаются в грузовой отсек, топливные баки с кислородом и водородом, а в его хвостовой части устанавливаются дополнительные жидкостные ракетные двигатели. После набора высоты 70-80 км при скорости М>8 отстыковываются боковые опустевшие фюзеляжи, которые в автоматическом режиме возвращаются на свой аквакосмодром. Вторая же ступень с помощью ЖРД выходит на орбиту. Между прочим, часть кислорода для ЖРД можно накапливать при полете в атмосфере.

Создание работоспособного гиперзвукового ПВРД – сложнейшая научно-техническая задача. И для ее решения требуются немалые усилия. Тем значительнее достижения, которые были получены в нашей стране несмотря на известные экономические трудности. Ведущей организацией в этом направлении, как уже говорилось, является ЦИАМ. Была создана гиперзвуковая летающая лаборатория «Холод», снабженная экспериментальным ГПВРД. В качестве носителя использована серийная зенитная ракета 5В28 зенитно-ракетного комплекса С200, созданная под руководством П. Д. Грушина. Вместо боевой части и головки самонаведения на ГЛЛ установлен неотделяемый экспериментальный блок с ГПВРД, который имеет осесимметричную камеру сгорания и воздухозаборник с коническим центральным телом. В качестве топлива используется водород.

Летные испытания гиперзвуковой летающей лаборатории «Холод» начались 27 ноября 1991 года. Всего было проведено 5 пусков. Гиперзвуковой двигатель работал на высоте 25-30 км. Случались и неудачи, когда не удавалось запустить ГПВРД. Тем не менее, при полете 12 февраля 1998 года была достигнута скорость М=6,41 на высоте 27 км, а время работы ГПВРД составило 77 секунд. И это все при том, что за границей работы по ГПВРД практически не вышли за стены лабораторий. Правда, в 1998 году компания «Микрокрафт» по заданию Научно-исследовательского центра НАСА имени Лэнгли создала летающую лабораторию HyperX для демонстрации ГПВРД, которая получила название Х43. Она вместе с ракетой «Пегас» подвешивается под крылом самолета Б52. После сброса на высоте 13 км ракета разгоняет аппарат Х43 до высоты порядка 30 км. Далее производится запуск ГПВРД, который обеспечивает разгон до скорости М=10. Однако при попытке запуска 2 июня 2001 года произошел взрыв ракеты «Пегас», и летающая лаборатория была потеряна.

В настоящее время специалисты ЦИАМ совместно с реутовским НПО Машиностроения работают над созданием экспериментального гиперзвукового летательного аппарата ЭГЛА, имитирующего компоновку, очертания и режимы полета перспективных воздушно-космических самолетов. На сей раз носителем послужит межконтинентальная баллистическая ракета УР100. Сам ЭГЛА представляет собой аппарат в виде удлиненного конуса с треугольным крылом и вертикальным стабилизатором. В нижней части фюзеляжа ГЛА смонтированы модули экспериментального ГПВРД с камерой сгорания прямоугольного сечения, а в хвостовой части – бак с жидким водородом.

Полет ЭГЛА начинается с вертикального старта и выведения на пологую баллистическую траекторию. При повторном входе в атмосферу будет включен ГПВРД, который будет работать на высотах 40-50 км. Предстоит освоить скорости М=6-14. После окончания водорода последует гиперзвуковое планирование, которое завершится парашютной посадкой.

Создание гиперзвуковых летательных аппаратов помимо двигателей требует решения и множества других проблем. Поэтому и первый полет такого аппарата состоится не ранее, чем через 12-15 лет. Но, скорее всего переход к одноступенчатым многоразовым ВКС произойдет через 25-30 лет и только тогда, когда помимо создания ГПВРД удастся снизить “сухую” массу ВКС на 30 по сравнению с системами «Спейс Шаттл» и «Энергия» – «Буран», что пока нереально. Такие выводы были сделаны в рамках программы «Орел». Эта научно-исследовательская и экспериментальная работа проводилась с 1993 по 1996 год по заказу Российского Космического Агентства для исследования тенденций развития и возможностей отечественных многоразовых средств выведения. В работе приняли участие ведущие отечественные научные и промышленные аэрокосмические организации. Рассматривались частично и полностью многоразовые аппараты. В результате наиболее перспективными концепциями ближайшего будущего (5-10 лет) были признаны частично многоразовая ракетно-космическая система (МРКС), в том числе всеазимутальная двухступенчатая ракета-носитель со спасаемой первой ступенью, и частично многоразовая многоцелевая авиационно-космическая система (МАКС). В более отдаленной перспективе наиболее предпочтительным выглядит создание одноступенчатого многоразового космического ракетоплана (МКР), а также двухступенчатой многоразовой многоцелевой авиационно-космической системы (МиГАКС).

По частично многоразовой ракетно-космической системе рядом предприятий были сделаны проектные проработки на уровне технических предложений, причем в каждом из них система вертикального старта состояла из возвращаемого крылатого ракетного ускорителя и неспасаемого блока выведения. Наличие одноразового блока выведения позволяет сэкономить на теплозащите второй ступени и системе ее возвращения на Землю. Свои предложения по МРКС представил даже головной институт отрасли – ЦНИИМаш. Внешне этот вариант МРКС напоминает «Буран», но без боковых ускорителей. Но на самом деле функции составных частей поменялись на 180. Крылатый аппарат представляет собой не орбитальный корабль, а возвращаемый ракетный ускоритель. Зато центральный блок диаметром 5,4 метра – одноразовая вторая ступень с расположенным наверху полезным грузом, которым мог бы быть и многоразовый орбитальный корабль. Обе ступени оснащаются кислородно-водородными двигателями новой разработки тягой по 150 тонн: на ВРУ 5 двигателей, а на второй ступени 2 двигателя. Крылатая первая ступень после окончания активного участка возвращается на аэродром и совершает посадку в безмоторном режиме. Ресурс возвращаемого ракетного ускорителя составляет 100 полетов. По окончании ресурса двигателей (7 полетов) они переустанавливаются на вторую ступень. Стартовая масса такой системы оценивается в 548 тонн, а масса выводимой полезной нагрузки в 25 тонн.

Вариант реутовского НПО «Машиностроение» отличается от предыдущего установкой на обоих ступенях уже известных кислородно-водородных двигателей РД0120, а также турбореактивных двигателей АЛ31 для возврата крылатой первой ступени на аэродром. На ВРУ устанавливается 4 двигателя РД0120, а на второй ступени – три. В отличие от предыдущего варианта имеется еще и третья ступень, оснащенная кислородно-водородным двигателем 11Д56. Базовый диаметр ВРУ – 6 метров, а второй ступени – 5,6 метра. Ресурс ВРУ – 100 полетов, а двигателей РД0120 – 5 полетов. При той же полезной нагрузке стартовая масса системы – 570 тонн.

В варианте РКК «Энергия» используются и маршевые ЖРД РД0120, и ТРД АЛ31. Разница заключается в размерах ступеней и в соотношении установленных на них двигателей. На ВРУ установлено 5 двигателей РД0120, на второй ступени – один. Базовый диаметр ВРУ (7,7 метра) заимствован с блока Ц ракеты-носителя «Энергия», а точнее с «Энергии-М». Ресурс ВРУ – 35-50 полетов. При чуть большей массе выводимого полезного груза (26 тонн) стартовая масса системы выросла до 674 тонн.

Еще большую стартовую массу имеет вариант КБ «Салют» – 750 тонн, хотя масса выводимой полезной нагрузки поменьше, чем у других вариантов – 24 тонны. При этом на ВРУ установлено 4 двигателя РД0120, на второй ступени – два. Базовый диаметр ВРУ – 6,3 метра, а второй ступени – 3,9 метра. Ресурс ВРУ – 35-50 полетов. Посадка крылатой первой ступени безмоторная.

Каждый из предложенных вариантов позволял осуществлять запуски практически по любому азимуту, а стоимость каждого килограмма полезного груза снижалась в 1,5-2 раза. По финансовым причинам ни один из вариантов даже не дошел до стадии эскизного проекта. Однако, что касается всеазимутальной ракеты-носителя, то ГКНПЦ имени М. В. Хруничева в рамках работ по созданию носителей серии «Ангара» предложила свой вариант такой ракеты «Ангара1ВА» на базе разработанной «Ангары-1.2». При этом первая ступень, созданная на базе универсального ракетного модуля, получившая имя «Байкал», оснащена ЖРД РД191М тягой 196 тонн у земли, складываемыми прямыми крыльями, двумя вспомогательными воздушно-реактивными двигателями РД33, разработанными в НПО имени В. Я. Климова, и посадочными шасси. Стартовая масса первой ступени составляет 130 тонн. В создании возвращаемой первой ступени принимает участие НПО «Молния». В качестве второй ступени будет использоваться блок «И», разрабатываемый для ракеты «Союз-2». Впервые многоразовый ускоритель «Байкал» был показан на авиасалоне в Ле Бурже в 2001 году. Начало летно-конструкторских испытаний ракеты «Ангара1ВА», способной вывести на низкую круговую орбиту 1,9 тонны полезной нагрузки, планируется на 2003 год.

В перспективе предполагается использовать многоразовый ускоритель «Байкал» в качестве первой ступени на более тяжелых ракетах семейства «Ангара» – «Ангара-А3» и «Ангара-А5».

Кроме всеазимутальной ракеты ГКНПЦ имени М. В. Хруничева совместно с НПО «Молния» прорабатывает возможность создания многоразового космического корабля. Этот корабль создается на базе уже известной МАКС, но без маршевых двигателей и со складываемыми на участке выведения крыльями. При стартовой массе 13,5 тонн и экипаже 2 человека корабль будет способен вывести на низкую орбиту полезный груз массой 4,2 тонны или еще 7 человек пассажиров. Для выведения корабля на орбиту предполагается использовать более мощную ракету вышеназванного семейства – «Ангара3И», первая ступень которой состоит из трех унифицированных ракетных модулей, оснащенных одним кислородно-керосиновым двигателем РД191М (“четвертованный” вариант известного двигателя РД170 ракет «Зенит» и «Энергия»), и модифицированного блока «И». Стартовая масса ракеты «Ангара3И» с многоразовым космическим кораблем составляет 431 тонну. Схема такого ракетно-космического комплекса практически полностью повторяет французский «Гермес», челомеевский ЛКС и разработанные НПО «Энергия» ОК-М и ОКМ2. Здесь повторно используется только орбитальный корабль, а ракета – одноразовая.

Более сложный вариант предложил ЦНИИМаш. К уже упомянутому выше орбитальному кораблю массой 14 тонн добавили одноразовый агрегатно-грузовой отсек массой 11 тонн конической формы. В таком виде орбитальный корабль малой размерности крылатой схемы ОКМКС очень уж напоминает французский многоразовый корабль «Гермес» в его конечном варианте. В качестве носителя предлагалось использовать частично многоразовую транспортную систему, предложенную тем же ЦНИИМашем. Здесь в ракете-носителе не спасается только вторая ступень, зато появился и неспасаемый агрегатно-грузовой отсек. Поэтому при снижении расходов на эксплуатацию такой системы возрастут затраты на ее разработку. Сомнительно, чтобы такой проект получил поддержку.

В качестве частично многоразовой многоцелевой авиационно-космической системы рассматривалась уже упоминавшаяся система МАКС, разработанная в НПО «Молния» под руководством Г. Е. Лозино-Лозинского. При всей ее привлекательности у нее нашлись и противники. Основными аргументами против создания МАКСа являются высокая стоимость создания и большой срок самоокупаемости. Последнее связано с тем, что в настоящее время доля запусков полезных грузов массой 7-8 тонн резко снизилась, а для окупаемости затрат требуется не менее 25 пусков в год в течение 10 лет. Кроме того, такая система вряд ли сможет взлетать с обычных аэродромов: слишком опасно для пассажирских самолетов такое соседство. Впрочем, и для экипажа самолета-носителя Ан225 любая авария может иметь просто катастрофические последствия.

Снижения срока самоокупаемости можно достичь за счет снижения стоимости эксплуатации, а возможно в случае создания полностью многоразовых систем. Такой проект был представлен АНПК МАПО «МиГ» имени А. И. Микояна. Он предусматривает создание двухступенчатой, полностью многоразовой авиационно-космической системы (МиГАКС) горизонтального старта, состоящей из гиперзвукового самолета-разгонщика с комбинированной двигательной установкой (ТРД и ПВРД) и ракетной разгонно-орбитальной ступени с ЖРД. Взлетная масса системы – 4220 тонн, самолета-разгонщика – 254 тонны, а орбитального самолета – 166 тонн. Разделение ступеней происходит при скорости М=6. Масса выводимой на орбиту полезной нагрузки – 12 тонн, а возвращаемой – 7 тонн. Двухместный орбитальный аппарат при спуске может совершать аэродинамический маневр с боковым отклонением до 2000 км с приземлением на ВПП длиной от 3500 метров. Проект как бы продолжает многоразовый вариант «Спирали».

Между прочим, для разгона двухступенчатой системы с ВПП специалистами АНПК «МиГ» им. Микояна, ИВТАН и ЦАГИ была предложена оригинальная концепция. В ее основе эффект магнитной «подушки», используемый для движения высокоскоростных железнодорожных экспрессов. МиКАКС должен садиться и взлетать с «электромагнитной ВПП», позволяющей ускорить разгон при взлете и обеспечить торможение при посадке с помощью известного принципа взаимодействия движущегося тела с магнитным полем. Оборудованная линейными двигателями со сверхпроводящими магнитами ВПП позволит за 10-15 секунд осуществить взлет с полосы длиной 3-4 км носителя массой 200-700 тонн. При этом ускорение составит 2-30g, а скорость достигнет 300-500 м/с.

Наиболее оптимальным вариантом многоразовой космической системы был бы одноступенчатый ракетоплан. МКР представляет собой аппарат для выведения на орбиту полезного груза легкого и среднего классов с вертикальным стартом и горизонтальной посадкой типа американского SSTO. Проработку такого многоразового космического ракетоплана сделала РКК «Энергия». Внешне МКР напоминает орбитальный корабль «Буран», но гораздо больших размеров. Его стартовая масса составляет 1400 тонн («Буран» – 105 тонн). Экипаж – 3 человека. На ракетоплане установлены 7 трехкомпонентных ЖРД тягой по 250 тонн. Он способен доставлять на орбиту и возвращать на Землю полезный груз массой до 10 тонн. Проектирование ракетоплана рационально в том случае, если он обеспечит снижение удельной стоимости выведения полезного груза в 57 раз по сравнению с традиционными одноразовыми носителями. Проведенные в ЦНИИМаш параметрические расчеты и сравнительный анализ полностью многоразовых одно- и двухступенчатого носителей с различными двигателями показали, что при снижении сухой массы ЛА примерно на 30% по сравнению со «Спейс шаттлом» или системой «Энергия-Буран» одноступенчатый носитель грузоподъемностью 10-20 тонн должен иметь преимущества перед двухступенчатыми той же массы как по затратам на разработку, так и по удельной стоимости выведения.

Несмотря на столь пессимистический вывод проработки по одноступенчатым многоразовым транспортным космическим системам в нашей стране все-таки ведутся. Так, например, КБ «Салют» разработало предложения по носителю с вертикальным стартом и горизонтальной посадкой подобно американскому «VentureStar». Разработчик баллистических ракет с подводным стартом ОКБ имени В. П. Макеева в инициативном порядке представила проект легкой одноступенчатой ракеты «Корона» с вертикальным стартом и посадкой, аналогичный американскому аппарату «Дельта Клиппер», программа которого закрыта в недавнем прошлом.

Стоит отметить, что и по теме «Орёл» был выдвинут ряд проектов одноступенчатых воздушно-космических самолетов. Среди них были Ту-2000, МиГ-2000 и модификации крылатого аппарата «Нева» (Холдинговая компания «Ленинец»). МиГ-2000 – одноступенчатый воздушно-космический самолет с взлетным весом 300 тонн, который должен выводить полезную нагрузку до 9 тонн на орбиту 200 км с наклонением 51°. После разгона ускорителем до М=0,8, ПВРД с дозвуковым горением обеспечивает дальнейший разгон до М=5. В качестве ракетного топлива должен использоваться переохлажденный (шугообразный) водород и жидкий кислород. При возращении был возможен боковой маневр до 3000 км. Однако предпочтение было отдано проекту Ту-2000, о котором уже рассказывалось в этой главе.

Впрочем, учитывая съежившийся космический бюджет России, которого не хватает и на текущие расходы, рассчитывать на бюджетные деньги при создании многоразовых космических транспортных систем не приходится. Нужны иные источники финансирования, а с этим, как известно, – тоже напряженка. Так что, все выводы, полученные в рамках темы «Орёл», относятся к тому «светлому будущему», которое когда-нибудь может быть наступит в России.

Потерпев неудачу с гиперзвуковым ракетопланом NASP, НАСА вернулось к концепции SSTO, но выбрало при этом совсем иную политику. Если прежде все разработки и на всех этапах велись исключительно по заказу НАСА и на ее деньги, то теперь НАСА объявляло цель исследований, а взявшиеся за это дело фирмы вели разработки и изготовление экспериментальных образцов на свой страх и риск и за свои деньги. На первых этапах работы бюджетные деньги составляют лишь небольшую часть затрат. Далее круг фирм-разработчиков сужается, а доля бюджетного финансирования возрастает, но никогда не достигает 100. Этот этап заканчивается изготовлением экспериментального аппарата-прототипа, на котором будут продемонстрированы правильность технических решений. Таким образом, ответственность за создание новой техники несет сама аэрокосмическая промышленность, а НАСА лишь стимулирует их и помогает своей экспериментальной базой. В случае успеха фирма сама будет изготавливать эксплуатационные образцы и использовать их для выведения коммерческих полезных нагрузок, получая при этом прибыль. НАСА же, в свою очередь, имеет право заказать этой фирме изготовление и поставку необходимого ей количества летных образцов.

Именно так произошло с программой RLV – создание носителя многоразового использования. В 1994 году НАСА объявило сразу два конкурса: один – на создание легкого носителя, а другой – на создание перспективной многоразовой транспортной космической системы. Первый получил временное название Х34, а второй – Х33. При этом НАСА в отличие от программы «Спейс Шаттл» ничем не ограничивало разработчиков, задав лишь весовой диапазон выводимых полезных нагрузок и необходимость спасения и повторного использования всех элементов системы. Причем, наиболее желательной, но необязательной была одноступенчатая схема носителя. Велась лишь оценка подходов к проектированию эксплуатационного образца RLV и определение ключевых технологий. В борьбу вступили несколько аэрокосмических фирм, и каждая из них предложила свою концепцию многоразового носителя. Так фирма «Макдоннел Дуглас» предложила вариант вертикального взлета и посадки по типу аппарата «Дельта-Клиппер», созданного этой же фирмой и проходившего испытания в первой половине 90-х годов. Фирма «Рокуэлл интернешнл» выступила с традиционным вариантом – крылатый носитель типа SSTO 70-х годов. Но и технологии, и технические решения также были традиционными, что плохо согласовывалось с перспективностью создаваемой системы.

В результате конкурса в 1996 году был выбран проект RLV фирмы «Локхид-Мартин». Согласно проекту фирмы RLV представлял собой одноступенчатый аппарат вертикального взлета и горизонтальной посадки с треугольным очертанием и четырьмя оперениями – двумя хвостовыми вертикальными и двумя боковыми – крылышками. Аппарат оснащен линейным кислородно-водородным двигателем с центральным телом или соплом внешнего расширения («аэроспайк»).

Сначала планировалось построить прототип (1:2) RLV – Х33. Он должен был иметь стартовую массу 124 тонны, сухую – 28,6 тонны. На нем установлены два линейных двигателя «аэроспайк» XRS2000 тягой по 93 тонны (121 тонна в пустоте). На авиабазе Эдвардс начали строить стартовую позицию для Х33. В середине 1999 года планировалось начать испытательные полеты аппарата по суборбитальной траектории. Аппараты должны достигать высоты 80 км, скорости М=15 и приземляться в 450 км от старта на испытательном полигоне Дагвей в штате Юта. Испытания проводятся в течение трех лет совместно с НАСА, после чего она полностью прекратит финансирование.

В случае успеха фирма «Локхид-Мартин» сама строит эксплуатационный образец RLV, который должен быть готов к 2003 году. Он получил название «VentureStar» («Венча Стар»), что означает “отважная звезда”, и будет пилотируемым. Его стартовый вес составит 992 тонны, высота на старте 38,7 метра. На нем будут установлены уже семь линейных кислородно-водородных ЖРД RS2000 тягой по 193 тонны. Размеры грузового отсека совпадают с размерами грузового отсека шаттла. Многоразовый корабль «VentureStar» способен выводить на орбиту высотой 185 км и наклонением 28,5 полезную нагрузку 27 тонн, а к международной космической станции 11,5 тонны. Кромки аэродинамических поверхностей и носок изготовят из композита “углерод-углерод”. Остальные поверхности будут покрыты не керамикой как у шаттла, а плитами из инконеля и титана. Ожидаемая частота полетов – 25-40 пусков в год, а стоимость выведения 1 кг полезного груза снизится на порядок. Начало эксплуатации «VentureStar» ожидается в 2005-2007 году. Космодром для него предполагалось построить в пустыне Мохаве на дне высохшего озера Харпер в 160 км от Лос-Анджелеса.

Если бы все пошло как задумано, то лет через 10 на смену шаттла должен был прийти принципиально новый одноступенчатый многоразовый носитель. Впрочем, сколько прекрасных проектов так и осталось на бумаге. Так получилось и с «Отважной звездой». В ходе изготовления на заводе компании «Локхид-Мартин» в Палмдейле (Калифорния) и испытаний отдельных элементов аппарата Х33 возникли серьезные проблемы. Сухой вес вырос с 28,5 до 33,9 тонны, что снижало максимально развиваемую им скорость с М=15 до М=13,8. В ходе испытаний треснул водородный бак, изготовленный из композиционных материалов. Сроки запуска демонстратора сдвигались вправо, а расходы на программу неуклонно росли. После прихода к власти в Белом доме в 2001 году администрации Джорджа Буша-младшего началось секвестирование космических расходов. Под нож в первую очередь пошли программы создания демонстраторов перспективных технологий Х33 и Х34.

В результате закрытия программы создания демонстраторов перспективных технологий Х33 и Х34, пригодных для создания новых многоразовых транспортных космических систем, в США в настоящее время ведутся только исследования по малому демонстратору Future-X Pathfinder или Х37, вывод которого на орбиту в грузовом отсеке шаттла с последующим входом в атмосферу планируется на 2004 год. Однако он не имеет перспектив с точки зрения пилотируемых полетов, так что время для замены шаттла еще не пришло.

В настоящее время космос начал приносить прибыль, в основном за счет выведения на орбиту спутников связи. Поэтому многие частные компании в США вслед за авиакосмическими гигантами типа «Боинг» и «Локхид Мартин» бросились создавать новые ракеты-носители. Так уже запускались ракеты «Пегас», «Таурус», «Конестога» и «Минотавр». В начале XXI века должна стартовать многоразовая ракета К1 компании «Кистлер Аэроспейс». Есть еще несколько проектов многоразовых носителей, разработанных частными компаниями, стремящихся снизить стоимость выведения полезных грузов за счет повторного использования ракеты-носителя.

Наиболее экзотичным, но и самым интересным проектом можно назвать «Ротон» компании «Ротари Рокет». Одноступенчатый пилотируемый носитель «Ротон» стартует вертикально с помощью специально разрабатываемого ЖРД с кольцевым соплом, а в космосе от него отделяется спутник массой до 3150 кг. Затем аппарат возвращается в атмосферу и приземляется с помощью раскрывающегося авторотируещего винта, как вертолет. Начало летных испытаний планировалось на 2001 год. Был построен атмосферный демонстратор ATV, который начал совершать небольшие подлеты в пустыне Мохаве. Первый из них совершили 12 октября 1999 года пилоты Марти Саригул-Клейн и Брайан Бинни. Однако резкое сокращение рынка услуг по запускам низкоорбитальных спутников, в том числе крах программы «Иридиум», привело к тому, что сначала из компании ушли ключевые фигуры, включая главного конструктора Гэри Хадсона, а затем сама компания «Ротари Рокет» объявила о своем банкротстве.

В целом, на сегодняшний день небольшим частным фирмам трудно, да, пожалуй, и невозможно конкурировать с могучими корпорациями типа «Боинг» и «Локхид Мартин» в деле создания новых транспортных космических средств. К тому же эти авиакосмические гиганты зачастую субсидируются НАСА или Пентагоном, то есть государством. История компании «Ротари Рокет» тому пример.

Аналогичная участь постигла и компанию «Бил Аэроспейс Текнолоджи». Ее основатель банкир Эндрю Бил намеревался создать сверхмощную, но недорогую ракету ВА2С. Ее стартовая масса должна была составить 907 тонн, а высота – 64 метра при диаметре корпуса 6,2 метра. Для удешевления проекта весь корпус предполагалось изготовить из композиционных материалов, а в качестве топлива использовать керосин и перекись водорода. Однако наибольшее снижение стоимости давало применение ЖРД с вытеснительной подачей топлива. При этом на первой ступени должен быть установлен один (!) двигатель с тягой 1057 тонн на уровне моря и 1361 тонну в вакууме. Это самый мощный ЖРД в мире, превосходящий по уровню тяги и американский F1 (680 тонн) и российский РД170 (740 тонн). Правда, из-за низкого давления в камере сгорания (15 атмосфер) удельный импульс в пустоте не превышал 232 секунд. Хотя сам этот двигатель создан не был, зато прошел огневые испытания его прототип – двигатель второй ступени ВА810 с тягой в вакууме 367,4 тонны.

В качестве стартовой площадки для ракет Эндрю Била планировались остров Сомбреро в Индийском океане и Гайана в Южной Америке. Казалось бы, имея такие деньги, нетрудно довести дело до конца. Однако, столкнувшись с многочисленными препонами, чинимыми госчиновниками, Э Бил отказался от продолжения проекта.

Конечно, последний пример выходит за рамки данной главы о крылатых пилотируемых кораблях, но зато наглядно показывает, что ниша орбитальных запусков для небольших частных компаний пока недоступна. Пример ракет «Пегас», «Таурус», «Конестога» и «Минотавр» нехарактерен, так как при их создании использовались уже разработанные твердотопливные двигатели. В частности, ракета «Конестога» по большей части состоит из твердотопливных ускорителей ракеты-носителя «Дельта», а в «Минотавре» используются ступени МБР «Минитмен». Может быть компании «Кистлер» повезет больше, хотя и у нее большие проблемы с финансами.

Зато для небольших фирм есть другая возможность приобщиться к космическим полетам, а именно: создание транспортных средств для полетов по баллистической траектории. При этом максимальная высота полета составит порядка 100 км, то есть аппарат выйдет за пределы атмосферы в открытый космос, пусть всего лишь на несколько минут. Конечно, практическая польза от таких полетов невелика, да и космическим назвать их можно лишь с большой натяжкой, ведь они только слегка высунутся в космос. В этом смысле они уступают не только суборбитальным полетам американцев на корабле «Меркурий» в 1961 году (время в невесомости до 16 минут), но и полетам ракетоплана Х15. Однако туристов с толстыми кошельками кратковременный полет в космос вполне устроит. Тем более что профессиональным летчикам-испытателям, достигнувшим на ракетоплане Х15 высоты 80 км, еще в начале 60-х годов было присвоено звание «астронавт».

Такой интерес к туристическим полетам в космос породил учреждение 18 мая 1996 года «Х-Приза» и премию в размере 10 миллионов долларов, которая будет присуждена фирме, построившей первый в мире пассажирский космический корабль. Аппарат должен в течение двух недель дважды стартовать в космос, достигнув нижней границы космоса (около 100 км), и безопасно вернуться обратно, неся на борту, по крайней мере, трех пассажиров. По условиям конкурса финансирование строительства космического корабля – исключительно частное. «Х-Приз» напоминает приз в 25 тысяч долларов, учрежденный в 1919 году Раймондом Ортейгом, который должен был получить тот, кто первым совершит перелет через Атлантический океан. Его получил в 1927 году известный летчик Чарльз Линдберг.

К настоящему времени около 20 частных фирм объявили о своем стремлении включиться в борьбу за «Х-Приз».

• компания «Advent Launch Services» (Хьюстон, США), старт аппарата «Advent» вертикальный с поверхности воды, посадка горизонтальная на воду;

• компания «Aeroastro, LLC» (Херндон, США), старт аппарата «PA-X2» вертикальный ракетный, посадка горизонтальная на параплане;

• компания «Bristol Spaceplanes Ltd.» (Бристоль, Великобритания), старт аппарата «Ascender» горизонтальный с аэродрома, посадка горизонтальная на аэродром;

• компания «Canadian Arrow» (Канада), старт аппарата «Canadian Arrow» вертикальный, посадка горизонтальная на параплане;

• компания «Cerulean Freight Forwarding Company» (Оровилль, США), старт аппарата «Cerulean» горизонтальный с ВПП, посадка горизонтальная на аэродром;

• компания «Космополис-21» (Москва, Россия), старт аппарата «Космополис-XXI» с борта самолета М-55 «Геофизика», посадка горизонтальная на аэродром или на парашюте;

• компания «Discraft Corporation» (Портлэнд, США), старт аппарата «The Space Tourist» горизонтальный с ВПП, посадка горизонтальная на аэродром;

• компания «Dr. Graham Dorrington» (Великобритания), старт аппарата «The Green Arrow» вертикальный, посадка на парашюте;

• компания «Lone Star Space Access Corporation» (Хьюстон, США), старт аппарата «Cosmos Mariner» горизонтальный с ВПП, посадка горизонтальная на аэродром;

• компания «Earth Space Transport Systems Corporation» (Орегон, США), старт аппарата «Earthstar-1» вертикальный, посадка на парашюте;

• компания «FunTech Systems» (США), старт аппарата «Aurora» вертикальный, посадка горизонтальная на параплане;

• компания «Kelly Space and Technology» (Сан-Бернадино, США), старт аппарата «Eclipse Astroliner» с борта самолета Boeing-747, посадка горизонтальная на аэродром;

• компания «Mr. Micky L. Badgero» (США), старт аппарата «Luckey Seven» вертикальный, посадка горизонтальная на параплане;

• компания «Pablo de Leon & Associates» (Бууэнос-Айрес, Аргентина), старт аппарата «Gauchito» вертикальный, посадка на парашюте;

• компания «Pan Aero, Inc» (Вашингтон, США), старт аппарата «X Van 2001» вертикальный, посадка на парашюте;

Компания «Pioneer Rocketplane, Inc» (Энн-Эрбор, США), старт аппарата «Pathfinder» горизонтальный с ВПП, посадка горизонтальная на аэродром;

• компания «Scaled Composites, Inc» (Мохаве, США), старт аппарата «Proteus» воздушный с самолета-носителя;

Компания «Starchaser Industries» (Чесэйр, Великобритания), старт аппарата «Thunderbird» вертикальный, посадка на парашюте;

• компания «The daVinci Project» (Канада), старт аппарата «daVinci» с борта самолета или воздушного шара, посадка на парашюте;

• компания «TGV Rocket» (Бетесда, США), старт аппарата «MICHELLE-B» вертикальный, посадка на парашюте.

Среди компаний-претендентов лидирует «Скэйлд Композитс инк», возглавляемая Бертом Рутаном. Б. Рутан известен тем, что создал в свое время сверхлегкий самолет «Вояджер», совершивший в 1986 году перелет вокруг света без посадок и без дозаправок. Эта компания построила самолет необычной схемы под названием «Протеус», который совершил первый полет 22 сентября 1998 года. Этот самолет станет первой ступенью двухступенчатой системы воздушного запуска частных пассажирских космических кораблей. Предполагается построить к 2000-2001 году космический корабль, который вместе с тремя пассажирами будет отделяться от самолета на высоте 12200 метров. Используя ракетные двигатели, корабль поднимется к границам космоса – на высоту 100 км – и спланирует обратно, используя для посадки крылья. В течение четырех минут его пассажиры будут свободно плавать в невесомости внутри достаточно просторной кабины с шестью иллюминаторами.

Еще один из претендентов на «ХПриз» – небольшая английская компания«Старчэйзер Индастриз» (директор Стив Беннетт) – 6 июля 2000 года осуществила запуск двухступенчатой твердотопливной ракеты «Старчэйзер-Дискавери», которая доставила макет спутника на высоту 5750 метров. Сама ракета создана как макет для испытаний суборбитальной ракеты многоразового использования «Тандерберд», разрабатываемой той же компанией. Ракета «Тандерберд» высотой 16,7 метра предназначается для вывода модуля диаметром 2,1 метра с тремя членами экипажа на высоту как минимум 100 км, после чего она на парашюте должна возвращаться на Землю. В ноябре 2001 года был запущен еще один прототип одноместной пилотируемой ракеты под именем «Нова». Первый испытательный полет этой ракеты в пилотируемом варианте должен состояться не ранее 2002 года, а полеты ракеты «Тандерберд» с туристами ожидаются в 2003 году.

Если большинство проектов предусматривает либо по ракетному с Земли, либо по самолетному с аэродрома или с самолета-носителя, то для ракеты «Da Vinchi», разрабатываемый канадцами, предусмотрен старт с гигантского воздушного шара, который поднимает ракету на высоту порядка 20 км.

Другая канадская фирма взяла за основу своей ракеты «Canadian Arrow» гордость третьего рейха и прародительницу современного ракетостроения немецкую баллистическую ракету «Фау2». Да и сделана она из тех же материалов. Но в отличие от немецкой «Фау2» в новой «Canadian Arrow» на самом верху есть специальный отсек для экипажа из трех человек. Предполагается, что ее первый испытательный запуск состоится в начале 2002 года. Что же касается «конкурсных» полетов для получения приза, то они запланированы на лето 2003 года. Но создателям ракеты еще нужно получить разрешение канадских властей на запуски с полигона Черчилль, что находится на севере провинции Манитоба. Между прочим, подобный проект под названием ВР190 был предложен еще в 1945 году М. К. Тихонравовым.

Описывать все проекты нет смысла, поскольку многие из них носят исключительно рекламный характер. Однако на одном из них следует остановиться подробнее, так как его создают в России. Более того, сам аппарат СХХI строят не в кустарной мастерской, а по заказу ЗАО «Суборбитальная корпорация» на Экспериментальном машиностроительном заводе имени В. М. Мясищева в подмосковном Жуковском, что само по себе служит гарантией качества. Именно на этом заводе подготавливался для горизонтальных летных испытаний аналог «Бурана» БТС002. Именно на нем был создан высотный самолет М55 «Геофизика», который переоборудуется в самолет-носитель. Сам многоразовый крылатый космический корабль массой 3 тонны с пилотом и двумя пассажирами-туристами устанавливается на верхней части фюзеляжа «Геофизики», которая выводит его высоту 17 км. После отделения корабль с помощью своих твердотопливных двигателей общей тягой 10 тонн разгоняется по баллистической траектории до высоты 50 км. После выключения двигателей корабль по инерции достигает высоты 101 км. Со старта до приземления кратковременный суборбитальный полет продлится около часа. При этом туристы поднимутся выше стратосферы – выше 100 километров над Землей, ощутят невесомость в течение трех-пяти минут во время полета в космическом пространстве. Максимальные перегрузки при старте составят 3,5 единицы, а при входе в атмосферу – 4 единицы. Посадка производится по самолетному. Корабль будет способен совершать посадки на аэродромы второй категории с посадочной полосой не более 1,8 километра. В день планируется совершить два таких полета.

Предполагается, что первый полет корабля С-ХХI состоится в 2004-2005 годах, а билеты на такое суборбитальное путешествие будут стоить около 100 тысяч долларов. Сам проект стоит 70 миллионов долларов. Для сравнения орбитальный полет Дениса Тито на международную космическую станцию обошелся ему в 20 миллионов долларов. Всего предполагается построить 5-7 подобных кораблей, каждый из которых должен окупиться за 1,5 года.

Вообще космический туризм по оценкам экспертов сулит солидные прибыли. Поэтому в последнее время появляется все больше и больше различных проектов. Один их них предложила американской компании «InterOrbital Systems» (IOS). Согласно ее проекту, ракета «Нептун», стартующая с одного из островов в Тихом океане или с плавучего космодрома, может вывести на низкую полярную околоземную орбиту двух пилотов и двух туристов. Продолжительность орбитального полета до 7 дней. Первый туристический полет планируется провести в 2004 году. Такое космическое путешествие обойдется каждому туристу в 2 миллиона долларов. В эту сумму будет включена и стоимость двухмесячной подготовки к полету. Правда, подобные планы вызывают большие сомнения в их реальности, поскольку для совершения орбитальных полетов требуется соответствующая инфраструктура, что под силу либо государству, да и то не каждому, либо крупнейшей корпорации.

Другое дело, если о стремлении создать космический корабль для орбитальных полетов туристов объявляет Национальное космическое агентство Японии НАСДА. Оно планирует к 2008 году запустить с помощью ракеты-носителя Н2А пятиместный космический корабль с продолжительностью пребывания на орбите около суток. По уровню комфорта полет на нем не будет отличаться от путешествия на авиалайнере или междугороднем автобусе. Цена билета на такой полет составит 700 миллионов йен (5,3 миллиона долларов). Честно говоря, учитывая скромные успехи Японии в освоении космического пространства, с трудом верится в подобные планы. Тем не менее, НАСАДА обратилось к частным фирмам с предложением присоединиться к проекту, планируя включить его в десятилетний план космических разработок, который предполагается принять в 2002 году.

Не избежала соблазна и компания «Воздушный старт», задекларировавшая возможность использования разрабатываемой ракеты-носителя «Полет» для запуска на орбиту космического корабля с туристами. Ну что тут сказать? Похоже, эти ребята большие юмористы. Ведь одно дело стартовать в ракете с неподвижного старта с постоянными по направлению перегрузками. И совсем другое, когда самолет-носитель Ан124 «Руслан» делает горку, в ходе которой наступает кратковременная невесомость. Затем из контейнера выталкивается в горизонтальном направлении ракета. Ввод тормозного парашюта вызывает рывок, после чего ракета разворачивается на 90 хвостом вниз, и только после этого происходит запуск двигателя. Причем, на начальном этапе работы двигателя происходят сильные колебания ракеты, сравнимые со стартом МБР с подводной лодки сразу после выхода из воды. Достаточно представить себе всю эту картину, чтобы понять, не каждому подготовленному летчику-испытателю по силам вынести все это, а уж что касается туриста… И все это, не считая аварийных ситуаций при выведении, трасса которого проходит исключительно над океаном. А что если сработает система аварийного спасения? И где тогда туриста искать?

Впрочем, не все компании зациклились на развлечении туристов, показав им на пару минут черное звездное небо. Ряд из них пытаются проникнуть дальше в космос, ведь это новые возможности и значительно более высокие расценки. Тем более, что НАСА, прикрыв программы создания экспериментальных аппаратов Х33 и Х34, в рамках «Инициативы по космическим запускам» и «Интегрированного плана транспортной космической системы» объявило о новой программе разработки носителей многоразового использования RLV. Эти работы возглавил Центр космических полетов имени Маршалла.

Одной из компаний, представившей свои предложения в рамках программы создания RLV, стала «Kelly Space and Technology», выступившая совместно с компанией «Воут Эйркрафт Индастриз». Аппарат «Eclipse Astroliner» этой компании был заявлен для участия в «Х-призе». Однако его возможности гораздо больше, чем просто катать по баллистической траектории пассажиров. Своей формой он чем-то напоминает экспериментальный крылатый аппарат НАСА Х34. Однако стартует он не изпод крыла самолета-носителя, а по планерному. То есть взлет осуществляется на буксире, который тянет за собой самолет «Боинг747». После отделения от самолета-носителя на высоте 6 км аппарат с помощью своих двигателей, в качестве которых предполагается использовать НК33 или РД180, разгоняется до скорости 2,7 км/с. На высоте 120 км открываются носовые створки грузового отсека и из него выталкивается разгонная ступень с полезным грузом, который своим ходом доставляется на орбиту. Крылатая разгонная ступень, пилотируемая экипажем, входит в плотные слои атмосферы и совершает посадку на аэродром. Понятно, что, имея такие возможности по выведению спутников, нетрудно просто катать пассажиров до высоты 100 км.

Нечто похожее предложила компания «Pioneer Rocketplane, Inc». Только ее крылатый аппарат «Патфайндер» с экипажем из двух человек самостоятельно с помощью двух турбореактивных двигателей взлетает с аэродрома с пустым баком окислителя. На высоте 6 км он встречается с самолетом-заправщиком, от которого ему перекачивается окислитель (жидкий кислород). Затем «Патфайндер», используя двигатель РД120, разгоняется до скорости М=15 и высоты 140 км, где происходит отделение спутника с разгонной ступенью. То есть с этого момента схема полета аналогична предыдущему аппарату.

Однако контракт стоимостью 135 миллионов долларов на продолжение работ в рамках программ «Инициатива по космическим запускам» и RLV получила в 2001 году компания «Кистлер Аэроспейс». Компания должна выполнить демонстрационный полет своего многоразового носителя К1 до 2003 года, в противном случае контракт будет аннулирован. Как уже говорилось выше, этот многоразовый носитель стартовой массой 342 тонны, спроектированный по классической схеме, использует три двигателя НК33 на первой ступени и один двигатель НК43 на второй ступени. После выработки топлива и входа в атмосферу ступени опускаются на парашютах. Мягкую посадку обеспечивают надувные подушки. Использование ракеты К1 для пилотируемых запусков не предусмотрено.

В этой главе описана лишь небольшая часть проектов пилотируемых многоразовых космических транспортных систем, а ведь есть еще и беспилотные. И с каждым годом их все больше и больше. Появились сообщения в печати о работах над проектами многоразовых кораблей в Индии и Китае. В частности, в Индии разработан проект многоразового космического корабля, получившего название «Аватар». Предполагаемые области его применения – вывод на орбиту спутников и дешевые туристические полеты в космос. Уникальной особенностью «Аватара» является его возможность выделять из воздуха кислород для своего функционирования прямо в полете. Полный вес аппарата составляет 25 тонн, 60 процентов, из которых как раз и будут заняты топливом. Максимальная высота полета – 100км при полезной нагрузке до 1 тонны. С обыкновенным самолетом роднит «Аватара» его горизонтальный способ взлета и посадки. Аппарат снабжен комбинированной двигательной установкой и рассчитан на 100 полетов.

С одной стороны в появлении подобных проектов нет ничего удивительного. Ширится экспансия человечества в космосе, и многоразовые транспортные системы будут в значительной мере способствовать этому. Но с другой стороны, от идеи до ее воплощения в жизнь длинный путь, и не всем удается пройти его до конца. Именно поэтому здесь не рассматривались экзотические проекты. Но все же об одном из них следует рассказать.

Государственным научно-исследовательским предприятием гиперзвуковых систем в Санкт-Петербурге Холдинговой компании «Ленинец», которое возглавляет Владимир Фрайштадт, был разработан уникальный проект одноступенчатого многоцелевого воздушно-космического самолета. Этот аппарат был поначалу назван «АЯКС», а впоследствии – «Нева». Первоначально «Аякс» создавался как ответ на американские планы создания гиперзвукового разведчика «Аврора», позднее он «конверсируется» в гиперзвуковой самолет глобальной дальности или первую ступень для вывода полезной нагрузки на орбиту.

Согласно концепции Фрайштадта гиперзвуковой летательный аппарат является открытой неизолированной аэротермодинамической системой, в которой на всех этапах атмосферного полета часть кинетической энергии обтекающего конструкцию гиперзвукового потока ассимилируется бортовыми подсистемами, повышая общий энергоресурс летящего объекта и преобразуясь в химическую и электрическую энергию.

При полете в атмосфере конструкция гиперзвукового летательного аппарата нагревается до высоких температур. Но при этом, впервые в истории воздушно-космических транспортных средств было предложено не защищать ГЛА от проникновения внешней энергии, а активно “впускать” ее внутрь и использовать для повышения энергоресурса системы.

«АЯКС» состоит как бы из двух вложенных один в другой корпусов, между которыми – специальная подсистема химической регенерации тепла, куда поступает поток традиционного авиакеросина. Когда аппарат движется в атмосфере с гиперзвуковой скоростью, часть кинетической энергии воздушного потока, идущая на нагрев его поверхности, используется для термохимического разложения топлива. В результате разложения керосина образуется свободный водород, в смеси с тем же керосином он образует высокоэффективное углеводородное топливо.

Эта водородосодержащая смесь поступает в магнитоплазмохимический двигатель. Двигательная установка состоит из воздухозаборника с предионизатором гиперзвукового воздушного потока, МГД-генератора, гиперзвукового ПВРД, камеры сгорания (и, в ряде случаев, МГД-ускорителя), а также сопла. ДУ этого типа позволяет реализовать принцип магнитоплазмохимического двигателя (МПХД), в корне отличающегося от ПВРД со сверхзвуковым горением. Структура течения в тракте ДУ может регулироваться за счет МГД-воздействия на набегающий воздушный поток вплоть до первой космической скорости. Для управления обтеканием поверхности ГЛА предполагается применение направленного излучения бортового лазера и внешнего электромагнитного поля летательного аппарата на пограничный слой и скачки уплотнения ударных волн. Кроме того, торможение воздушного потока в МГД-генераторе сопровождается генерацией электроэнергии мощностью порядка 100 мегаватт, накапливаемой за время полета в атмосфере на борту самолета.

Таким образом, «АЯКС» не только способен преодолевать около 20000 км со скоростями выше 10000 км/час в диапазоне высот 30-60 км, а также выводить на околоземную орбиту полезные грузы (приналичии второй ступени), но и располагает мощной бортовой энергетикой, которую можно использовать для самых различных задач планетарного характера.

Конечно, такой проект выглядит слишком фантастичным сегодня. Это скорее уровень технологий середины XXI века. Но именно такие проекты ставят ориентиры для развития науки и техники, в том числе и космической. Правда, уже в 2001 году появилось сообщение о начале первых стендовых испытаний термохимического реактора для летательных аппаратов системы «АЯКС».