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 1480°С. Передние кромки крыла должны были закрываться сегментами из сплава молибдена, которые могли выдерживать температуры до 1650°С. Отдельные места аппарата, которые при входе в атмосферу нагревались до 2371°С, 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:

ü исследование областей максимального нагрева во время входа в атмосферу;

ü исследование маневренности во время входа в атмосферу;

ü демонстрация методов обычной горизонтальной посадки;

ü 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 Х-15 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 HL-10, M2F2, X-24, 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 ОКБ-1 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 ОКБ-256 П.В. Цыбину и ОКБ-23 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" — ЦКБ-19, 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 50-е годы была стратегическая авиация, а тихоходные бомбардировщики, к числу которых относились мясищевский М-4 и туполевский Ту-95, 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 Р-7, 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 Р-020. В том же году было организовано ОКБ-256, главным конструктором которого назначили Цыбина. Самолет-разведчик, оборудованный двумя турбореактивными двигателями Д-21 конструкции П.А. Соловьева, стартовал с борта самолета Ту-95 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 РД-013 конструкции М.М. Бондарюка. В качестве носителя должен был использоваться сверхзвуковой стратегический бомбардировщик-ракетоносец А-57, 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 А-57, 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 НМ-1 в 1959 году испытывал известный летчик-испытатель Амет-Хан Султан. Но в октябре 1959 года ОКБ-256 по pешению H.С. Хpyщева закpыли, pаботы по самолетy РСР были пеpеданы 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 самолетy-pазведчикy РСР, аналогу американского SR-71, были прикрыты.

Другой путь избрали С.А. Лавочкин (ОКБ-301) и В.М. Мясищев (ОКБ-23). 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» (М-40), а Лавочкина — «Буря» (Ла-350). 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.М. Бондарюка (РД-018А у «Бурана» диаметром 200 см и РД-012У 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 МиГ-21, 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 ОКБ-49 под руководством Г.М. Бериева разрабатывалась стратегическая крылатая ракета П-100 «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 НИИ-1 возглавлял Георгий Николаевич Толстоусов, руководивший кафедрой МВТУ имени Н.Э Баумана «Автоматические и информационные устройства» (П-7) в годы моего обучения на этой кафедре.

В 1957 году, когда было закончено проектирование «Бурана», начались летно-конструкторские испытания королевской межконтинентальной баллистической ракеты Р-7, 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 Ла-250 «Анаконда» и ракета «275» класса «воздух-воздух». Опираясь на опыт создания и сдачи на вооружения зенитно-ракетного комплекса С-25, шла разработка перспективной системы «Даль» с ЗУР «400». В ОКБ-23 был создан стратегический сверхзвуковой бомбардировщик М-50, а также шла проектная проработка самолетов М-52, М-56, М-60 и других. Помимо самолетов были разработаны проекты авиационной крылатой ракеты класса «воздух-земля» М-44, аэробаллистической ракеты М-45А (М-43) и гиперзвуковой планирующей ракеты М-45Б, предназначенных для вооружения перспективного бомбардировщика М-56К, а также межконтинентальной баллистической ракеты М-47.

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 1958-м 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 ОКБ-256 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 ОКБ-256, которое в октябре 1959 года было закрыто, а штат передан сначала в ОКБ-23 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 М-46 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 Р-7. 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 ОКБ-23 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 ОКБ-23 при создании возвращаемого аппарата 11Ф74 для ТКС.

Параллельно с проектированием космического самолета ОКБ-23 вело работы по собственному носителю, который по мощности в два с лишним раза превосходил "семерку". Однако в конце 1960 года ОКБ-23 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 М-50. 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 ОКБ-156 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» (Ту-123) 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 Ту-123 в ОКБ-156 был разработан еще один беспилотный сверхзвуковой ударный самолет Ту-121 с максимальной скоростью 2700 км/ч и дальностью действия 3500-4000 километров. Эти проекты также были закрыты после принятия на вооружение МБР Р-7.

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, ОКБ-52 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 ОКБ-52 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 ОКБ-256 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 Р-7, либо ракетой УР-200 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 50-ю годовщину Великого Октября, когда должны были состояться первые дозвуковые испытания. В том же году был подписан план работ по теме «Спираль» или «50-50». 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 РД-39-300), 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 1700°С — 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 1500°С, 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 РД-39 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 РД-36К конструкции П.А. Колесова от самолета вертикального взлета и посадки Як-38. 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 Ту-95К. 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 «БОР-1» с телеметрической аппаратурой; «БОР-2» с программным управлением и его улучшенный вариант «БОР-3». 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 «БОР-4» 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 «БОР-4» — 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» — OV-101 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 Х-15 и его полетах в течение 60-х годов, давших богатый материал для будущего. Вообще же 60-е 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 Х-15 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 60-е 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 М-1 суммарной тягой 6800 тонн. Сам корабль представлял собой летающее крыло со стреловидными крыльями (45° по передней кромке), чем-то похожий на бомбардировщик Б-2. 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 Х-33, 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 М-1 и двумя двигателями J-2 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 J-2 и двух управляющих двигателей RL-10. 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 AR-14B 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:

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

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

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

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

5. 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.

6. 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.

7. 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.

8. 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:

Ø одноразовая разгонная ступень вертикального старта и многоразовый орбитальный самолет;

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

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

Ø 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.

далее