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

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

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

Конечно, и здесь была нерешенная проблема, а именно: возвращение крылатой ступени из космоса. Но эта проблема была общей для всех схем воздушно-космического самолета, и ее решению было посвящено создание экспериментального ракетоплана Х-15 и исследования по проекту. Для решения вопросов, связанных с входом воздушно-космических аппаратов в атмосферу, в США был создан целый ряд летательных аппаратов с несущим корпусом, обладающим подъемной силой. Причем такими аппаратами занималось как НАСА, так и Министерство обороны США. Министр обороны США Роберт Макнамара практически сразу же после закрытия программы «Дайна-Сор» в 1963 году инициировал работы по новой программе исследований START (Spacecraft and Advanced Reentry Test), проводимых ВВС США. А в августе 1964 года ВВС США объявили о начале программы START. Основная задача этой программы заключалась в исследовании проблемы входа в плотные слои атмосферы космических аппаратов, использующих подъемную силу.

Программа START была разбита на несколько этапов. На первом этапе реализовывалась программа ASSET, которая предусматривала летные испытания моделей в целях исследования аэротермодинамических и прочностных характеристик летательных аппаратов, рассчитанных на вход в плотные слои атмосферы. Она включала в себя шесть полетов в течение 1963-1965 годов аппаратов с коническим корпусом и треугольным крылом. Эти аппараты имели длину 1,75 метра и размах треугольного крыла 1,5 метра. При этом аппараты ASV были предназначены для исследования аэротермодинамических характеристик и прочности конструкции, а аппараты AEV — для исследования аэротермодинамических характеристик и упругости конструкции. Они были оснащены системой управления и измерительной аппаратурой. Они выводились на высоту порядка 60 км с помощью ракеты-носителя «Торад-Дельта», откуда совершали вход в атмосферу и планирование. Аэродинамическое качество на гиперзвуке составляло 1,0. Первый запуск аппарата ASV состоялся 18 ноября 1963 года, а аппарата AEV — 27 октября 1965 года. Для сравнения: летающая модель «Бор-1» была запущена по баллистической траектории 15 июля 1969 года, а аппараты «Бор-4» совершали одновитковые орбитальные полеты, начиная с 1983 года.

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

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

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

Для изучения характеристик такой формы усилиями Центра Эймса и Станции высоких скоростей (будущий Центр Драйдена) был построен аппарат M2-F1 с профилированной кормовой частью. Обшивка этого аппарата, весящего вместе с летчиком и катапультируемым креслом 500 кг, была сделана из фанеры, пропитанной особым составом. Сначала его испытывали на устойчивость и управляемость, буксируя на автомобиле по дну высохшего озера Роджерс на авиабазе Эдвардс. Первый «заезд» состоялся 1 марта 1963 года. После многочисленным наземных буксировок 16 августа 1963 года самолет С-47 поднял за собой аппарат M2-F1 на высоту 3 км. После расцепки аппарат, пилотируемый летчиком-испытателем НАСА Милтоном Томпсоном, совершил посадку на дно высохшего озера. В процессе планирования скорость аппарата составила 175 км/час. В течение нескольких месяцев было выполнено около 100 успешных полетов.

Это был лишь первый шаг. Для расширения масштабов исследований требовалось увеличить высоту подъема аппарата и его скорость. Разумеется, фанерный на такие нагрузки был просто не способен. Поэтому, когда весной 1964 года НАСА приняло решение о разработке следующих двух аппаратов с несущим корпусом для изучения их поведения уже на сверхзвуковых скоростях, свои услуги предложил целый ряд фирм. В апреле 1964 года были выбраны два проекта. Первый представлял улучшенный вариант M2-F2 компании «Нортроп», дооснащенный ракетным двигателем XLR-11 тягой 3600 кг. Другим аппаратом стал HL-10, разработанный в Центре имени Лэнгли.

Аппарат с несущим корпусом M2-F2 по форме напоминал своего предшественника M2-F1, но был тяжелее его и имел металлическую обшивку. Его масса составляла 2270 кг, а с заполненными водой балластными баками — 4080 кг. У него была несколько вытянута хвостовая часть, и добавлены щитки на нижней поверхности для управления по тангажу. M2-F2 подвешивался под крылом бомбардировщика Б-52 и сбрасывался на высоте 14 км. Его посадочная скорость составляла уже 280 км/час. Первый полет аппарата M2-F2 состоялся 12 июля 1966 года, то есть за 11 лет до полета аналога «Спирали» — «150.11». Его также пилотировал Милтон Томпсон. Во время шестнадцатого полета 10 мая 1967 года аппарат был серьезно поврежден во время аварийной посадки, пострадал и летчик Брюс Петерсон.

Пока восстанавливался аппарат M2-F2, продолжались летные испытания другого аппарата с несущим корпусом HL-10, также изготовленного компанией «Нортроп» в январе 1966 года, но по заказу Центра Лэнгли. В отличие от своего собрата у него было более плоское днище и боле выпуклая верхняя поверхность, что позволяло достичь аэродинамического качества на гиперзвуковых скоростях более 1,0 и на дозвуковых скоростях более 4,0. Для лучшей управляемости на нем было установлено три вертикальных стабилизатора. Стартовая масса аппарата составляла 2700-4100 кг. Он также подвешивался под крылом Б-52 и сбрасывался на высоте около 14 км. Первый полет аппарата HL-10 состоялся 22 декабря 1966 года. Пилотировал его Брюс Петерсон, позже пострадавший при посадке аппарата M2-F2. В 1968 году на аппарат установили ЖРД XLR-11 тягой 3600 кг, такой же, какой был на ракетоплане Х-15. Его первое включение произошло 23 октября 1968 года. Использование ЖРД позволило разгонять аппарат до сверхзвуковых скоростей. Максимальная скорость была достигнута 18 февраля 1970 года — 1970 км/час или М=1,86 (летчик Питер Хоуг), а максимальная высота была достигнута 27 февраля 1970 года — 27524 метра (летчик Билл Дана). Всего аппарат HL-10 совершил 68 полетов, причем он стал первым аппаратом с несущим корпусом, перешагнувшим звуковой барьер.

К моменту окончания испытаний аппарата HL-10 был восстановлен аппарат M2-F2, который под именем M2-F3 поступил в Летно-испытательный Центр имени Драйдена (так стала называться Станция высокоскоростных полетов) для испытаний. По примеру HL-10 ему добавили третий вертикальный стабилизатор для лучшей управляемости. Кроме того, на нем была установлена реактивная система управления. Первый полет на усовершенствованном аппарате M2-F3 совершил 2 июня 1970 года летчик-испытатель НАСА Билл Дана. В отличие от своей первой жизни на сей раз после отделения от Б-52 производилось включение ЖРД, с помощью чего удалось достичь максимальной скорости 1700 км/час или М=1,6. Наибольшая высота подъема была достигнута 21 декабря 1972 года — 21790 метров (летчик Джон Мэнк). Всего аппаратом M2-F3 было выполнено 26 полетов.

Но вернемся назад в 1966 год. Параллельно с началом летным испытаний аппаратов НАСА с несущим корпусом начался новый этап программы ВВС START, который назывался PRIME. Этой программой предусматривались запуски аппаратов для получения данных о поведении теплозащитных материалов при входе аппарата в атмосферу на спускаемых аппаратах с большим аэродинамическим качеством. По заказу ВВС США такой аппарат разработала компания «Мартин Мариетта». Он получил название SV-5D. Масса аппарата составляла всего лишь 403 кг, длина около 2,14 метра, а ширина 1,2 метра. Беспилотные аппараты SV-5D выводились с комодрома Ванденберг на баллистическую траекторию ракетой-носителем «Атлас-Аджена». Первый удачный запуск беспилотного аппарата SV-5D состоялся 21 декабря 1966 года. Всего было проведено три успешных пуска.

Аппарат SV-5D был всего лишь уменьшенной копией пилотируемого аппарата с несущим корпусом SV-5P, также разработанного компанией «Мартин Мариетта» в рамках следующего этапа программы START, получившего название PILOT. Впоследствии аппарат SV-5P был переименован в Х-24А. Этот аппарат напоминал аппарат НАСА HL-10, но имел значительно более выпуклую верхнюю поверхность. Он также имел три стабилизатора и был оснащен ЖРД XLR-11. Х-24А также подвешивался под крылом Б-52 и сбрасывался на высоте 12-14 км с последующим планированием и посадкой на дно высохшего озера. Аппарат весил 2850 кг. Первый полет Х-24А, пилотируемый летчиком Джеролдом Джентри, совершил 17 апреля 1969 года. Всего в 1969-1971 годах было совершено 28 полетов. Максимальная скорость, достигнутая этим аппаратом составила 1700 к/час или М=1,6, а максимальная высота — 21760 метров. Однако задачей этого аппарата было исследование возможности безмоторной посадки, использованной затем в проекте «Спейс Шаттл».

Достигнутая скорость уже не устраивала экспериментаторов. Необходимы были регулярные исследования на сверхзвуковых скоростях. Поэтому по предложению Лаборатории динамики полета ВВС США аппарат был возращен для доработки в компанию «Мартин Мариетта». Модифицированный аппарат, получивший название Х-24В, отличался от своего первоначального варианта треугольной формой в плане, плоской нижней поверхностью и удлиненным острым носом. За счет этого аэродинамическое качество возросло с 3,5 до 5 и с 1,2 до 2,5 на дозвуковом и сверхзвуковом режимах полета соответственно. Первый безмоторный полет аппарат Х-24В совершил 1 августа 1973 года, его пилотировал летчик-испытатель Джон Мэнк. Ему же довелось осуществить и полет с включением ЖРД 15 ноября 1973 года. Среди задач, которые ставились перед аппаратом, были безмоторное снижение и выход к взлетно-посадочной полосе на авиабазе Эдвардс, а также посадка на полосу со скоростью 320 км/час (как у шаттла). Полеты Х-24В завершились в 1975 году. Максимальная скорость, достигнутая этим аппаратом составила 1862 км/час или М=1,76, а максимальная высота — 22585 метров.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

5. Компания «Крайслер» в разработке МТКС выступила самостоятельно.

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

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

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

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

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

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

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

С июня 1971 года, во многом из-за бюджетных ограничений, НАСА стала отступать от первоначально принятого варианта использования полностью спасаемых крылатых орбитальной и разгонной ступеней. Сначала была объявлена поэтапная разработка МТКС. На первом этапе («Марк-I») одноразовый носитель должен выводить на орбиту многоразовую ступень с абляционным теплозащитным покрытием и со сбрасываемыми топливными баками. Причем в качестве маршевого двигателя использовать модифицированный двигатель J-2S от второй ступени S-II ракеты-носителя «Сатурн-5». И только на втором этапе («Марк-II»), начиная с 1981-1985 годов, использовать многоразовый ускоритель первой ступени и орбитальный корабль с многоразовой теплозащитой. Предлагались варианты со спасаемой (крылатой) или неспасаемой первой ступенью на базе ступени S-IC с четырьмя ЖРД F-1 вместо пяти, связку РДТТ диаметром 3, 4 или 6,6 метра, моноблочную твердотопливную ступень диаметром 6,6 метра, первую ступень ракеты «Титан-3L-6 с увеличенным диаметром корпуса 4,9 метра и четырьмя РДТТ диаметром 3 метра. Дальнейший анализ показал, что меньшую стоимость имеет твердотопливная разгонная ступень. Стоимость разработки МТКС с РДТТ оценивалась в 5,2 миллиарда долларов, при этом максимальные годовые затраты должны составить 750-815 миллионов долларов.

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

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

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

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

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

Ø «Норт Америкэн Рокуэлл» и «Дженерал Дайнэмикс»;

Ø «Грумман аэроспейс» и «Боинг»;

Ø «Макдоннел Дуглас» и «Мартин Мариетта»;

Ø «Локхид Миссайл энд Спейс».

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

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

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

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

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

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

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

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

Сборка подвесного топливного бака, разработанного компанией «Мартин-Мариетта», осуществляется на заводе в Мичуде, там же, где проходила сборка первой ступени S-IC ракеты-носителя «Сатурн-5». Испытания маршевого двигателя шаттла проводятся на огневом стенде в штате Миссисипи (теперь это Космический центр имени Стенниса), также использовавшемся ранее для отработки двигателя F-1 ракеты-носителя «Сатурн-5».

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

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

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

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

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

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

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

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

Сборка орбитальной ступени шаттла производится на заводе-изготовителе фирмы «Рокуэлл интернешл» в городе Палмдейл (штат Калифорния). Доставка ее на космодром осуществляется с помощью самолета SCA — модифицированного транспортного самолета «Боинг-747», на котором проводились и горизонтальные летные испытания шаттла.

Запуск системы «Спейс Шаттл» производится с космодрома на мысе Канаверал. Для этого были модифицированы монтажно-испытательный корпус или корупус вертикальной сборки и стартовые позиции 39А и 39В, ранее использовавшиеся для запуска «Сатурна-5». Посадка орбитальной ступени поначалу производилась на авиабазе Эдвардс, а затем на специально построенную полосу рядом со стартом в штате Флорида. Посадочная полоса на базе Эдвардс теперь используется в качестве резервной. Кроме того, в различных странах оборудованы посадочные полосы для аварийной посадки шаттла. Для полетов шаттла в интересах Министерства обороны на Западном испытательном полигоне (авиабаза Ванденберг) переоборудовался стартовый комплекс SLC-6, создававшийся ранее под программу MOL. Однако после гибели «Челленджера» эти работы были свернуты.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Первый летный образец шаттла OV-101, названный «Энтерпрайз», был изготовлен на заводе компании в Дауни, а сборка его прошла на заводе в Палмдейле (штат Калифорния) к концу 1976 года. С февраля 1977 года на базе ВВС Эдвардс начались горизонтальные летные испытания. «Энтерпрайз» устанавливался на фюзеляже модифицированного транспортного самолета «Боинг-747». Поначалу совершались полеты без отделения орбитальной ступени. Впервые 75-тонный планер шаттла отделился от самолета-носителя на высоте 7000 метров 12 августа 1977 года и, пилотируемый астронавтами НАСА Фредом Хейсом и Гордоном Фуллертоном, совершил успешную посадку на дно высохшего озера Роджерс. Испытания захода на посадку и посадки на авиабазе Эдвардс были завершены 26 октября 1977 года. После этого «Энтерпрайз» был отправлен для вибрационных испытаний конструкции. 1 мая 1979 года многоразовый корабль «Энтерпрайз» в сборе с внешним топливным баком и твердотопливными ускорителями вывезли из здания сборки и установили на стартовой позиции. Но это была всего лишь примерка. Этой орбитальной ступени так и не довелось слетать в космос. После нагрузок на ее конструкцию в ходе горизонтальных летных и виброиспытаний отправлять ее в космос с экипажем было бы рискованно. Поэтому в дальнейшем «Энтерпрайз» служил только испытательным стендом.

Для полета предназначался второй образец орбитальной ступени OV-102, названный «Колумбией», который был доставлен на мыс Канаверал на транспортном самолете «Боинг-747» 24 марта 1979 года. С этого момента началась непосредственная подготовка к первому полету. Вначале первый запуск шаттла планировался на март 1979 года. Однако взрыв маршевого двигателя на стенде 27 декабря 1978 года привел к сдвижке запуска сначала на июнь, а затем и на декабрь 1979 года. Необходимость достижения требуемой надежности маршевых двигателей увело дату старта еще дальше. Только 29 декабря 1980 года многоразовый транспортный космический корабль «Колумбия» с подвесным топливным отсеком и твердотопливными ускорителями из здания вертикальной сборки был доставлен на стартовую площадку №39А, находящуюся в 5,6 км от корпуса VAB. Как раз декабре были завершены сертификационные испытания маршевых двигателей SSME общей продолжительностью до 5000 секунд.

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

После многочисленных переносов первый запуск многоразового корабля «Колумбия» (OV-102) состоялся ровно через 20 лет после полета Гагарина 12 апреля 1981 года. Пилотировали «Шаттл» американские астронавты Джон Янг, для которого этого уже был пятый полет, и Роберт Криппен. В ходе двухсуточного полета астронавты проводили испытания бортовых систем корабля. Спустя 54 часа после старта «Колумбия» совершила посадку на базе ВВС Эдвардс, причем промах составил около 600 метров. Послеполетный анализ выявил потерю шести теплозащитных плиток и повреждение 414 плиток. В первом полете стартовая масса МТКС «Спейс Шаттл» составила 2022 тонны, масса пилотируемого орбитального корабля при выведении на орбиту — 94,8 тонн, при посадке — 89,1 тонны. Это, безусловно, выдающееся техническое достижение вывело на новый уровень пилотируемые космические полеты.

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

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

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

Первый эксплуатационный полет шаттла начался 11 ноября 1982 года. В этот день с космодрома на мысе Канаверал стартовала «Колумбия». На ее борту кроме командира корабля Вэнса Бранда и второго пилота Роберта Овермайера впервые находились и специалисты по операциям на орбите Джозеф Аллен и Уильям Ленуар. В ходе полета также впервые были выведены на орбиту связные спутники с межорбитальными твердотопливными буксирами PAM-D: канадский «Аник-С2» и американский СБС-3. Планировался также выход Аллена и Ленуара в новых скафандрах в грузовой отсек шаттла, однако из-за плохого самочувствия астронавтов и неполадках в скафандрах выход был отменен. Тем не менее, этот полет показал возможность выведения спутников с борта шаттла, хотя такая операция и не давала никаких преимуществ шаттлу по сравнению с одноразовыми носителями. После посадки «Колумбия» была отправлена на доработку и подготовку к старту с орбитальной лабораторией «Спейслэб».

После успешного первого эксплуатационного запуска программа «Спейс Шаттл» пошла по нарастающей. Для увеличения числа запусков в связи с большим временем на межполетное обслуживание требовалось построить еще несколько орбитальных ступеней. Первый летный образец — «Энтерпрайз» (OV-101), на котором проводились горизонтальные летные испытания, был слишком тяжел, и его доработка требовала больших затрат. Поэтому было решено доработать полноразмерную модель шаттла для конструкционных испытаний — OV-099, которая получила имя собственное «Челленджер», то есть бросающий вызов. Он оказался на 900 кг легче «Колумбии», что, естественно, на столько же увеличивало вес выводимой полезной нагрузки. Одновременно были проведены мероприятия по форсированию тяги двигателей SSME до 109% от номинала и уменьшению стартовой массы подвесного топливного бака на 4,5 тонны и твердотопливных ускорителей на 1,8 тонны каждый. Первый запуск корабля «Челленджер» состоялся 4 апреля 1983 года. На его борту находились астронавты Пол Вейц, Кэрол Бобко, Стори Масгрейв и Дональд Петерсон. В ходе этого полета была выведен спутник-ретранслятор TDRS-A, с помощью которого можно круглосуточно поддерживать связь Центра управления полетом с шаттлом. Впервые астронавты Масгрейв и Петерсон совершили выход в скафандрах в грузовой отсек шаттла.

Уже при седьмом полете 18 июня 1983 года на борту корабля «Челленджер» полетела первая американская женщина-космонавт Салли Райд. Всего же на борту шаттла впервые находились 5 человек. Помимо связных спутников канадского «Аник-С2» и индонезийского «Палапа-Б1» в космос была выведена платформа СПАС-01 для проведения технологических экспериментов, включая облет и фотографирование шаттла. После автономного полета платформы орбитальная ступень сблизилась с ней. Затем астронавты с помощью манипулятора "отловили" ее и уложили в грузовой отсек. Тем самым была подтверждена возможность снятия спутников с орбиты.

Во время восьмого полета шатлла (30 августа 1983 года) в состав экипажа из 5 человек впервые вошел американец негритянского происхождения Гийон Блуфорд. На орбиту был выведен индийский связной спутник «Инсат-1Б».

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

В следующем полете «Челленджера» 3 февраля 1984 года были последовательно выведены связные спутники «Уэстар-6» и «Палапа Б-2» (Индонезия), однако из-за отказа межорбитального буксира PAM-D оба они остались на низкой орбите. В ходе этого полета астронавты Роберт Стюарт и Брюс Маккендлес впервые испытали автономное ранцевое средство передвижения в космосе MMU — своего рода "космический мотоцикл". При этом астронавты ничем не были связаны с орбитальным кораблем. В случае отказа ранцевого устройства шаттл совершал маневр и ловил "потерявшегося" астронавта. После завершения программы также впервые была выполнена посадка в Космическом центре имени Кеннеди на мысе Канаверал.

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

К середине 1984 года было завершено строительство еще одной орбитальной ступени OV-103, которая получила название «Дискавери». В ходе ее создания учитывался опыт полетов «Колумбии» и «Челленджера». За счет применения нового теплозащитного покрытия она имела наименьшую сухую массу. Именно эту ступень предполагалось использовать, в основном, для полетов по программе Министерства обороны США. Первый ее запуск состоялся 30 августа 1984 года. В состав экипажа кроме астронавтов НАСА Генри Хартсфилда, Майкла Коутса, Ричарда Муллейна, Стивена Хоули и Джудит Резник вошел и сотрудник фирмы «Макдоннел Дуглас» Чарльз Уолкер, который обслуживал в полете электрофоретическую установку этой фирмы. В ходе полета из грузового отсека были выведены спутники связи «Лисат-1», СБС-4 и «Телстар-3».

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

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

В ходе пятнадцатого полета экипаж «Дискавери», стартовавшего 24 января 1985 года, выполнял задание Министерства обороны США, поэтому все работы носили закрытый характер. Можно лишь отметить первое участие в полетах шаттла космического инженера ВВС США Гари Пейтона. Аналогичные задачи решались и в двадцать первом полете шаттла (старт 3 октября 1985 года), который одновременно явился и первым полетом новой орбитальной ступени «Атлантис» (OV-104). Только, на сей раз, в составе экипажа был еще один космонавт ВВС США Уильям Пейлз. Правда, этим и ограничилось участие военных космонавтов в полетах шаттлов.

При последующих полетах шаттла, учитывая его огромную грузоподъемность, стали возить пассажиров. Но если большинство из них являлись учеными разных стран, проводящих свои эксперименты, или специалистами-разработчиками полезной нагрузки, то часть пассажиров каталась с чисто конъюнктурными целями. Так в шестнадцатом полете (старт 12 апреля 1985 года) кроме уже летавшего специалиста фирмы «Макдоннел Дуглас» Чарльза Уолкера на борту «Дискавери» находился и сенатор Джейк Гарн. В этом же полете не удалось включить выведенный спутник «Лисат-3». А в восемнадцатом полете шаттла (старт 17 июня 1985 года) приняли участие французский космонавт, бывший дублер Жан-Лу Кретьена Патрик Бодри и наследный принц Саудовской Аравии Султан Салман Аль-Сауд.

В ходе двадцатого полета шаттла, начавшегося стартом «Дискавери» 27 августа 1985 года был выведен спутник связи «Лисат-4», после чего корабль приблизился к ранее выведенному спутнику «Лисат-3» и астронавты Джеймс Ван Хофтен и Уильям Фишер, выйдя в открытый космос, заменили на спутнике электронные блоки. Отремонтированный «Лисат-3» успешно сработал и вышел на геостационарную орбиту, еще раз подтвердив пользу шаттла именно для таких полетов.

В течение 1985 года состоялось три полета «Челленджера» с орбитальной лабораторией «Спейслэб», хотя прошли они не в том порядке, в каком были запланированы. При полете «Спейслэб-3» (старт 29 апреля 1985 года) на борту работали два ученых-экспериментатора Лодвийк Ван ден Берг и Юджин Уонг, при полете «Спейслэб-2» (старт 29 июля 1985 года) — Джон-Дэвид Бартоу и Лорен Эктон. Между прочим, запуск лаборатории «Спейслэб-2» сопровождался чрезвычайными происшествиями. Сначала при попытке запуска «Челленджера» 12 июля произошло аварийное выключение маршевых двигателей. За 2 недели замечание, казалось бы, устранили. Однако 29 июля через 5 минут 45 секунд после старта по команде БЦВМ отключился один из трех двигателей SSME орбитальной ступени. Оставшиеся два двигателя проработали на 80 секунд больше расчетного времени, а рабочая орбита получилась гораздо ниже запланированной. Вследствие этого, а также из-за перерасхода топлива экипажу в составе Чарльза Фуллертона, Роя Бриджеса, Стори Масгрейва, Карла Хенице, Энтони Ингленда и двух экспериментаторов не удалось выполнить всю запланированную научную программу. В то же время это был первый тревожный звонок. Третий полет под названием «Спейслэб Д1» (старт 30 октября 1985 года) прошел по программе Европейского космического агентства и, в первую очередь, Германии. Соответственно, в состав экипажа были включены космонавт Европейского космического агентства, голландец Вуббо Оккелс и два немецких космонавта-исследователя Райнхард Фуррер и Эрнст Мессершмид.

При выведении мексиканского связного спутника «Морелос-Б» в ходе двадцать третьего полета шаттла (старт 27 ноября 1985 года) на борту «Атлантиса» находился первый мексиканский космонавт Родольфо Нери Вела.

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

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

К этому времени выходили на финишную прямую работы по советской многоразовой космической системе «Буран». Однако история ее создания резко отличается от создания американской системы «Спейс Шаттл». В отличие от американцев никакой государственной программы создания перспективных транспортных средств в Советском Союзе не имелось. Отдельные проекты только подтверждали это. Так, например, программа «Спираль» для родного Министерства авиационной промышленности была непрофильной, а для ракетно-космического Министерства общего машиностроения Лозино-Лозинский и компания были чужаками. Силы и средства космической отрасли направлялись на лунную программу. Но после снятия В.П. Мишина в 1974 году программу Н1-Л3 закрыли. Правда, еще при В.П. Мишине в проекте многоцелевой космической базы-станции рассматривалось снабжение ее с помощью многоразовых кораблей. Однако дальше бумаги дело не пошло.

Тем не менее, исследовательские работы по многоразовым транспортным космическим системам, проводившиеся на Западе, не могли не привлечь нашего внимания. В первую очередь нужно было выяснить — нужны ли они нам и для решения каких задач. Для анализа этой проблемы в 1973 году по поручению Комиссии по военно-промышленным вопросам при Совете Министров СССР (ВПК) была создана первая представительная комиссия из специалистов ЦНИИМаша, ЦАГИ, НИИТП, 50 ЦНИИ КС (бывший НИИ-4) Министерства обороны из Болшево (начальник И.В. Мещеряков), 30 НИИ ВВС и ряда других организаций. Возглавлял комиссию, в работе которой принимали участие М.В. Келдыш и В.М. Мясищев, директор ЦНИИМаша Ю.А. Мозжорин. Особый акцент делался на формулировании задач целевого использования МТКС и оценку их экономической эффективности.

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

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

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

У этого предложения не было никакой внутренней логики, оно никак не вытекало из общего направления развития советской космонавтики. Отметалось все, что было создано предшественниками, и, в первую очередь, наработки по лунному комплексу Н1-Л3. Ведь было очевидно, что еще 2-3 пуска и Н-1 начнет летать, преодолев детские болезни роста. Но принять под свою опеку Н-1, из-за которой произошел конфликт с С.П. Королевым, с "неродными" двигателями В.П. Глушко просто не мог. Были «закопаны» в землю 4,5 миллиарда рублей. А в результате, истратив 14 миллиардов рублей, удалось только через 13 лет запустить ракету аналогичного класса. Как не хватало этих денег для реализации других космических программ. Это был чисто волюнтаристский подход, последствия которого отечественная космическая отрасль будет расхлебывать еще долгие годы.

Но вернемся к комплексной ракетно-космической программе. Как уже говорилось, основу ее составляло семейство ракет-носителей среднего, тяжелого и сверхтяжелого класса. А задачей ее являлись освоение Луны, создание постоянной орбитальной станции и многоразового транспортного корабля, полет на Марс. Причем именно в такой последовательности, то есть создание космических средств многоразового использования не было самым приоритетным. Но тогда, получается, что В.П. Глушко на первое место поставил то, от чего только что сам отказался, то есть полет на Луну. Только вместо Н-1 космонавтов должна выводить к Луне новая тяжелая ракета-носитель. Вот здесь-то и оказалась «зарыта собака». Ведь если бы В.П. Глушко продолжил программу Н1-Л3, то он так и остался бы в памяти просто двигателистом и соратником С.П. Королева. А он захотел оставить свой след в истории, пусть даже ценой в несколько миллиардов рублей.

После преобразования ЦКБЭМ в НПО «Энергия» и восшествия В.П. Глушко на «престол» приказом министра была утверждена новая структурная схема предприятия. Я.П. Коляко стал главным конструктором по многоцелевым тяжелым ракетам-носителям, И.Н. Садовский, занимавшийся ранее созданием твердотопливных МБР РТ-1 (8К95) и РТ-2 (8К98), стал главным конструктором по многоразовым транспортным космическим системам, Ю.П. Семенов — по орбитальным станциям всех назначений, И.С. Прудников — по лунному комплексу и лунной базе, а К.Д. Бушуев был назначен директором и главным конструктором программы «Союз» — «Аполлон».

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

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

Самая легкая из них ракета-носитель среднего класса РЛА-120 имела классическую схему, стартовую массу 980 тонн и грузоподъемность 30 тонн. Первую ступень диаметром 6 метров предполагалось оснастить четырьмя кислородно-керосиновыми двигателями тягой по 250 тонн каждый.

Эта же ступень использовалась как "боковушка" для более тяжелых носителей, которые имели пакетную схему. Вокруг центрального блока 2-й ступени тяжелого носителя диаметром 9 метров устанавливалось различное число боковушек 1-й ступени. Так РЛА-140 имела 2 боковушки и была способна вывести на орбиту полезный груз массой 155-165 тонн, РЛА-130 — 4 боковушки и 175-183 тонны полезного груза, а самая мощная РЛА-150 — 6 боковушек и 250 тонн полезного груза. На РЛА-130 и РЛА-140 полезный груз устанавливался сбоку от центрального блока в грузовом контейнере, а на РЛА-150 — сверху. Сама вторая ступень оснащалась шестью двигателями тягой по 600 тонн каждый, причем поначалу в качестве топлива для второй ступени рассматривались керосин, как и на 1-й ступени, или циклин. Сказалась нелюбовь В.П. Глушко к водороду.

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

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

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

Что касается сроков, то по замыслу В.П. Глушко первый запуск самого легкого носителя РЛА-120 должен состояться в 1979 году. Тогда же должна начаться сборка на орбите постоянной орбитальной станции из специализированных модулей, а завершение сборки ожидалось в 1980-1981 годах. На 1980 год планировался первый запуск РЛА-140, а на 1981 год полет к Луне с ее помощью. На 1982 год планировался запуск самой тяжелой ракеты РЛА-150, а на 1983 год — полет к Марсу. Сроки явно из области фантастики, ведь не было не только самих ракет, но даже двигателей для них. Достаточно сказать, что станция «Мир», аналог ПОС, была запущена в 1986 году, а ракета-носитель «Энергия», аналог РЛА-140, — в 1987 году. На реализацию всей программы требовалось 12 миллиардов рублей.

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

В целом же комплексная ракетно-космическая программа оказалась несостоятельной по очень простой причине — она не заинтересовала советское руководство. К Луне оно охладело после поражения в лунной гонке, чему свидетельствовало закрытие программы Н1-Л3. Марс же и вовсе относился к области фантастики. Строительство же постоянной орбитальной станции больших размеров и многоразового транспортного корабля для ее снабжения было политически невыигрышным. Экономические соображения вообще не рассматривались. Требовался более весомый аргумент. И он был найден.

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

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

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

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

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

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

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

17 февраля 1976 года вышло Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР №132-51 «О создании многоразовой космической системы в составе разгонной ступени, орбитального самолета, межорбитального буксира, комплекса управления системой, стартово-посадочного и ремонтно-восстановительного комплексов и других наземных средств, обеспечивающих выведение на северо-восточные орбиты высотой 200 км полезных грузов массой до 30 тонн и возвращение с орбиты грузов массой до 20 тонн». Основным заказчиком многоразовой космической системы (индекс заказчика 1К11К25) выступало Министерство обороны СССР, а головным разработчиком — НПО «Энергия». Такое длинное название Постановления довольно точно отражало суть проекта. Создавалась именно многоразовая космическая система, получившая закрытое название «Буран» (имя системы, а не корабля). В ее состав входили многоразовый ракетно-космический комплекс (индекс 11Ф36), состоящий из ракеты-носителя (индекс 11К25), орбитального корабля (индекс 11Ф35) и межорбитального буксира (индекс 11Ф45), а также стартовый комплекс, универсальный комплекс стенд-старт, технический комплекс, посадочные комплексы орбитального корабля ПК-ОК и блоков первой ступени ПК-А. Что касается названий и обозначений, то на первом этапе использовались разные. Так кроме индекса заказчика ракета-носитель имела традиционное для В.П. Глушко обозначение РЛА-130, а также имя собственное — «Гром». В свою очередь орбитальный корабль получил имя «Молния», однако эти имена не прижились, и вплоть до старта использовались индексы заказчика. Выражение «работы по «Бурану»» подразумевало работы по всей МКС в целом, а не только по орбитальному самолету.

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

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

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

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

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

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

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

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

На первом этапе проектных работ еще при создании комплексной ракетно-космической программы многоразовый корабль почти полностью повторял «Спейс Шаттл». Тот же подвесной топливный бак с перекачкой топлива к маршевым двигателям, расположенным на орбитальной ступени, те же два боковых ускорителя первой ступени. Только ускорители жидкостные, да в центральном баке в качестве топлива — керосин. Но чтобы обеспечить столь колоссальную грузоподъемность (около 100 тонн) удельный импульс кислородно-керосиновый топливной пары был низковат. Использование керосина на 2-й ступени вело к неоправданно большим габаритам всего носителя. Это и вынудило выбрать в качестве топлива для второй ступени водород. В.П. Глушко наступил на горло собственной песне, ведь он долгие годы был противником водорода. Разработку кислородно-водородного двигателя поручили воронежскому КБ Химавтоматики под руководством А.Д. Конопатова (бывшее ОКБ-154 С.А. Косберга). Главным конструктором двигателя РД-0120 стал В.С. Рачук.

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

Также претерпела изменения и первая ступень. Проектные проработки в КБ «Энергомаш» в 1973-74 годах по сверхмощному килородно-керосиновому двигателю РД-123 показали реальность создания четырехкамерного двигателя с тягой 800 тонн на жидком кислороде и керосине типа РГ-1, что и было взято за основу. Но такое уменьшение тяги двигательной установки первой ступени по сравнению с заложенной в комплексной ракетно-космической программе привело к увеличению числа боковушек с двух до четырех. В свою очередь и индекс ракеты изменился с РЛА-140 на РЛА-130. С другой стороны, требование беспрепятственной транспортировки ракетных блоков 1-й ступени по железной дороге заставило выбрать диаметр первой ступени 3,9 метра — третья степень негабаритности. В конце 1973 — начале 1974 года были разработаны технические предложения по созданию двигателей РД-124 тягой 125 тонн каждый и РД-125 с тягой по 130 тонн, по сути, модификацией РД-124 для ракеты-носителя «Зенит», о чем уже писалось ранее. В июне 1974 года были также разработаны технические предложения по двигателю РД-150 с тягой до 1500 тонн. Расчетные и конструкторские проработки, начиная с 1974 года, сопровождались экспериментальными исследованиями. На базе серийного двигателя 15Д168, работающего на азотном тетроксиде и несимметричном диметилгидразине, были созданы экспериментальные двигатели-аналоги, работающие на жидком кислороде и керосине, тягой 90 тонн и давлением в камере сгорания 200 атмосфер. Было проведено более 300 испытаний на 200 экземплярах с суммарной наработкой по времени в 20 тысяч секунд. После принятия Постановлений о разработке ракетных систем «Энергия» — «Буран» и «Зенит» в ноябре 1976 года был выпущен эскизный проект двигателя РД-170 со следующими характеристиками: тяга на земле 740 тонн, в пустоте — 806,4 тонны (эти значения были приняты на основе оптимизации двух проектов ракет-носителей «Энергии» и «Зенита»).

Головным подразделением в НПО «Энергия» по разработке МКС «Буран», как уже говорилось, стала служба главного конструктора Игоря Николаевича Садовского (он же первый заместитель Генерального конструктора), занимавшегося ранее созданием межконтинентальных баллистических ракет на твердом топливе РТ-1 и РТ-2. Заместителем главного конструктора по орбитальному кораблю стал П.В. Цыбин, занимавшийся еще в конце 50-х годов проблемой крылатых аппаратов (знаменитый "лапоток").

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

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

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

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

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

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

Ø РЛА-125 («Гром») с двумя боковушками, стартовой массой 1650 тонн и выводимым полезным грузом массой 50 тонн;

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

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

Ø РЛА-132 («Вулкан») с восемью боковушками, стартовой массой 3810 тонн и выводимым полезным грузом массой 160-170 тонн;

Ø РЛА-133 с девятью боковушками с увеличенной заправкой, стартовой массой 5800 тонн и выводимым полезным грузом массой 190-210 тонн.

Во всех вариантах все двигатели начинали работать со старта.

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

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

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

Ø РН-ГТК-4 с четырьмя блоками А, стартовой массой 2250 тонн и массой выводимого полезного груза 90 тонн;

Ø РН-ГТК-6 с шестью блоками А, стартовой массой 2981 тонна и массой выводимого полезного груза 120 тонн.

Ракета-носитель «Вулкан» (РЛА-132) теперь имела 8 боковушек и при стартовой массе 3437 тонн могла вывести на орбиту полезный груз массой 158 тонн, а РЛА-133 при том же числе боковушек, но с увеличенной заправкой и стартовой массой 4155 тонн выводила 170 тонн полезного груза. При этом 2-я ступень состояла только из одного блока 2Ц, а двигатели 2-й ступени со старта не работали и включались на определенной высоте.

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

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

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

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

Между прочим, на начальном этапе работ по «Бурану» многие не верили, что удастся довести дело до запуска. Сказывался неудачный опыт по Н-1. Пессимисты так и говорили, что объединением усилий разработчиков не полетевших царь-ракеты (Н-1) и царя-самолета (М-52) невозможно получить летающий гибрид. В ходу даже была шутка о том, что в НПО «Энергия» есть только две темы — ДОС и МКС, что означало «долговременное обслуживание Семенова» и «медленную кончину Садовского».

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

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

Блок А был унифицирован с первой ступенью ракеты носителя 11К77 («Зенит»), созданной в НПО «Южное» в Днепропетровске. Диаметр каждого блока А — 3,9 метра, что определяется необходимостью беспрепятственного провоза по железной дороге. Каждый блок оснащен одним четырехкамерным двигателем РД-170 (11Д520), разработанным в химкинском НПО «Энергомаш» под руководством сначала самого В.П. Глушко, а с 1974 года В.П. Радовского. Он отличается от аналогичного двигателя РД-171 (11Д521), установленного на ракете «Зенит», только плоскостью качания камер. Тяга двигателя, работающего на керосине и кислороде, составляет 740 тонн на уровне моря и 806 тонн в вакууме. Удельный импульс составляет 309,3 секунды и 337 секунд соответственно. Давление в камере сгорания — 250 атмосфер. Масса сухого двигателя 9755 кг. Это самый мощный жидкостной ракетный двигатель в мире. Первый успешный старт с этим двигателем ракета «Зенит» совершила 13 апреля 1985 года.

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

Отделение блоков А от блока Ц производится параблоками на 135-й секунде полета на высоте 50 км, а спустя 15 секунд они разделяются на отдельные блоки. Перед входом в плотные слои атмосферы на высоте порядка 80 км при скорости движения 1650 м/с включается система ориентации блока. Блок направляется в атмосферу носовой частью, которая имеет соответствующую теплозащиту, и входит в плотные слои атмосферы со скоростью 1780 м/с, предварительно задействовав тормозной парашют. Тормозной парашют обеспечивает снижение скорости до 70 м/с. На высоте 5 км вводится основной многокупольный парашют. Силовые стропы закреплены на заднем торце блока. Блок снижается носиком по направлению движения, скорость падает до 30-20 м/с. На высоте 3-4 км происходит "перецепка" парашюта: узел крепления парашюта смещается к центру тяжести блока. Блок приземляется в горизонтальном положении со скоростью 13-19 м/с. Амортизационные стойки устанавливаются в рабочее положение. На высоте 30-50 м по команде системы управления, следящей за высотой, включаются двигатели мягкой посадки. Посадка осуществляется через 11-12 минут после старта ракеты. После посадки на полигон близ города Джезказган и спасения блок А должен был проходить восстановление и готовиться для повторного использования (всего до 10 раз). Конечно, спасение тонкостенной жидкостной ступени гораздо более рискованно, чем спасение твердотопливных ускорителей. Но, во-первых, твердотопливных ступеней такой размерности у нас нет и сейчас, а во-вторых, родным "отцом" двигателя РД-170 был сам В.П. Глушко, с 1974 года возглавивший НПО «Энергия», что и определило выбор в пользу первой ступени с ЖРД.

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

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

Центральный блок второй ступени (блок Ц) оснащен четырьмя кислородно-водородными двигателями РД-0120 (11Д122), разработанных в воронежском КБ Химавтоматики под руководством Генерального конструктора А.Д. Конопатова и главного конструктора В.С. Рачука. Тяга каждого двигателя составляет 147,6 тонны на уровне моря и 190 тонн в вакууме, а удельный импульс 353,2 и 455 секунд соответственно. Давление в камере сгорания составляет 223 атмосферы, а степень расширения сопла — 86:1. Разработка двигателя началась в 1976 году. Первое огневое испытание двигателя РД-0120 — режим малой тяги, длительность 4,58 секунды — проведено в марте 1979 года. Первое огневое испытание на стопроцентном режиме длительностью 600 секунд проведено в мае 1984 года. Даже несмотря на то, что двигатель РД-0120 был одноразовым, его ресурс составлял не менее 6-8 включений. Каждый двигатель проходил огневые испытания двигателя без переборки. Кроме того, проводились контрольно-выборочные испытания на три летных ресурса одного двигателя от поставляемой партии из пяти двигателей, а также специальные проверочные испытания одного двигателя. Контрольные испытания проводились двумя включениями, из которых первое осуществляется на номинальном режиме, после чего в случае необходимости двигатель поднастраивался и проводится второе включение на эксплуатационном режиме — 106 % от номинального. После выборочных специальных проверочных испытаний проводилась полная дефектация двигателя. Основные огневые испытания двигателя РД-0120 проводились на стендах сначала в Загорске, а затем в Нижней Салде.

В перспективе предполагалось довести тягу двигателя РД-0120 до 230 тонн в пустоте и до 224 тонн на земле, с повышением удельного импульса до 460,5 секунд в пустоте и до 443 секунд на земле, а также сделать его многоразовым по типу РД-170.

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

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

Изготавливался блок Ц, точнее его топливные баки, на куйбышевском заводе «Прогресс», а сборка его производилась уже на космодроме в большом МИК на площадке 112. Правда, в отличие от Н-1 на космодром отправлялись не отдельные лепестки, а полностью изготовленные баки горючего, окислителя и двигательная установка.

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

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

В принципе возможен был вариант транспортировки по частям, по элементам, которые позволяли бы пользоваться доступным транспортом — обычной железной дорогой. Но тогда пришлось бы организовывать крупное производство как для Н-1 со всеми проблемами, в том числе — социально-бытового обеспечения. Было признано рациональным сборку основных элементов вести на своих производственных базах: блок Ц в Куйбышеве, орбитальный корабль в Москве. Для блока А проблемы транспортировки не существовало.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

ü герметичный модуль кабины (МК) экипажа;

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

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

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

ü балансировочный щиток (БЩ);

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

ü вертикальное оперение с рулем направления — воздушным тормозом;

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

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

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

В верхней части кабины имеется два люка аварийного катапультирования, которые должны были использоваться при первых пилотируемых полетах «Бурана», когда его экипаж состоял бы из двух человек. На этапе летно-конструкторских испытаний в кабине орбитального корабля устанавливались катапультируемые кресла К-36, разработанные в НПО «Звезда». А в задней части кабины в бытовом отсеке расположен люк шлюзовой камеры для выхода членов экипажа в открытый космос.

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

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

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

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

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

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

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

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

далее