В отличие от американского шаттла система управления советского многоразового ракетно-космического комплекса «Энергия» — «Буран» состоит из двух вполне самостоятельных частей. Поначалу за НПО АП было записано создание системы управления всей многоразовой системой «Буран», включая наземные операции по подготовке к пуску. Однако вскоре Н.А. Пилюгин, возглавлявший НПО АП, осознав громадность задач, оставил себе только создание СУ орбитального корабля, включая управление наземными операциями при испытаниях и по подготовке к пуску только ОК. В 1978 году система управления ракеты-носителя «Энергия» была передана в харьковское НПО «Электроприбор» (В.Г. Сергеев). Система управления орбитального корабля обеспечивает функционирование и тесные связи с другими системами ОК, планером, ОДУ, агрегатами и элементами, включающими в свой состав электроприводы, пиротехнические устройства, элементы пневмо— и гидроавтоматики, требующие дистанционного управления и контроля. Основными задачами ее являются управление движением ОК с реализацией программных изменений траектории его движения для переходов с одной орбиты на другую, а также изменение и поддержание необходимой ориентации в процессе полета; управление бортовыми системами ОК, т.е. реализация программы включения-выключения систем и их элементов, а также изменения режимов их работы в соответствии с требованиями, диктуемыми программой полета; контроль и диагностика функционирования всего комплекса бортовых систем в целях подтверждения правильности выполнения программы их работы и выявления отклонений для принятия мер по обеспечению безопасности экипажа и выполнению программы полета. Эти три классические задачи управления КА решаются при выведении на орбиту, в полете по орбите, при спуске и посадке на ВПП посадочного комплекса.
Система управления в качестве функциональных узлов включает в себя двухмашинный вычислительный комплекс (центральный и периферийный) с базовой БЦВМ «Бисер-4» в четырехканальном исполнении, также разработанной в НПО АП, и комплекс командных приборов, основой которого является четырехрамочная гиростабилизированная платформа. Основные блоки СУ размещаются в кабине, других отсеках и крупных агрегатах ОК. Самым главным достижением системы управления орбитального корабля, созданной под руководством Н.А. Пилюгина и В.Л. Лапыгина, возглавившего НПО АП после смерти Пилюгина, является возможность работы ее полностью в автоматическом режиме от старта до момента посадки без участия человека, что прекрасно показал первый и единственный полет «Бурана». По этому показателю она существенно превосходит систему управления американского шаттла.
Самым ощутимым результатом работы системы управления явилась посадка 15 ноября 1988 года орбитального корабля «Буран» в беспилотном режиме с боковым отклонением в момент касания посадочной полосы менее 3 метров и в момент остановки — 80 см. Эта сложнейшая задача была решена с использованием радиотехнической системы навигации, посадки, контроля траектории и управления воздушным движением орбитального корабля «Вымпел» разработки Всесоюзного научно-исследовательского института радиоаппаратуры (Г.Н. Громов). Она включает в себя бортовые и наземные средства, которыми оборудованы основная посадочная полоса на космодроме, а также запасные аэродромы в Хороле и Симферополе. Комплекс радиотехнических средств аэродрома создает радионавигационное и радиолокационное поля (радиус последнего около 500 км), обеспечивающие дальнее обнаружение ОК, его выведение к аэродрому и всепогодную высокоточную (в том числе автоматическую) посадку на ВПП. Сложность задачи заключалась еще и в том, что орбитальный корабль совершал безмоторную посадку и был лишен возможности ухода на запасной круг. Тем не менее, задача была решена.
Для отработки радиотехнических средств посадочного комплекса орбитального корабля использовалась летающая лаборатория на базе самолета Ту-154Б. 28 декабря 1987 года на ПК космодрома Байконур летчиками-испытателями ЛИИ А.В. Щукиным и В.В. Заболоцким на летающей лаборатории Ту-154Б впервые выполнена автоматическая посадка по штатной траектории ОК «Буран». В дальнейшем комплексной испытательной бригадой под руководством Б.Л. Ляшко летчиками-испытателями Р.А.-А. Станкявичюсом, А.В. Щукиным, Ю.П. Шеффером, С.Н. Тресвятским, М.О. Толбоевым и У.Н. Султановым было выполнено более 200 автоматических заходов и 50 автоматических посадок.
Между прочим, промежуточный вариант орбитального корабля «Буран» предусматривал установку воздушно-реактивных двигателей. Это обусловливалось тем, что все аэродромы для посадки «Бурана» расположены на территории бывшего СССР, и в течение суток возникало достаточно много «глухих» витков, посадка с которых невозможна. Из этой ситуации могло быть два принципиальных выхода: расширить количество аэродромов (но «Буран» создавался как военный объект, а стратегические союзники были расположены «компактно» к границам СССР, Куба же была слишком близка к территории потенциального противника), либо повысить энерговооруженность атмосферного участка за счет установки ВРД. Конструкторы выбрали второй путь.
В качестве двух ВРД для установки на ОК был выбран хорошо зарекомендовавший себя на истребителе Су-27 ТРД АЛ-31Ф разработки КБ «Сатурн» имени А.М. Люльки. Двигатель развивает стендовую тягу 12500 кг на режиме «полный форсаж» и 7770 кг без форсажа. С двигателей сняли ставшую ненужной для бурановских режимов полета форсажную камеру, разместив их сверху в хвостовой части фюзеляжа по бокам от киля в аэродинамически затененном (на участке гиперзвукового полета) месте. Наличие двух ВРД значительно увеличивало располагаемую боковую дальность при спуске с орбиты и упрощало управляемую посадку.
Однако при всех выгодах наличие ВРД породило и ряд существенных проблем:
Ø сами ВРД было необходимо либо серьезно дорабатывать для того, чтобы двигатели могли безвредно переносить ракетный старт и длительное воздействие факторов космического полета (космического вакуума, перепадов температур и т.д.), либо организовывать защиту от вредных воздействий;
Ø возникали серьезные технические проблемы, связанные с запуском двигателей в разреженных верхних слоях атмосферы на большой скорости (необходимость подпитки кислородом и т.д.) при возвращении корабля после космического полета. Решение всех проблем, равно как и доработка двигателей, приводила к росту стоимости и существенному увеличению сложности и сроков доводочных работ;
Ø наличие на борту двух ВРД требовало оснащение штатного ОК дополнительными авиационными системами (топливной с запасами керосина на борту, системами управления двигателями, пожаротушения и др.), что наряду с весовыми потерями и изменениями центровки уменьшало эффективность ОК как транспортного средства.
Установка двух «штатных» ВРД на орбитальном корабле «Буран» (но не их запуск при возвращении из космоса) была отработана в реальных атмосферных полетах на самолете-аналоге БТС-02 ГЛИ (Большое Транспортное Судно второе для Горизонтальных Летных Испытаний). Двигатели размещались в специальных, несколько утопленных в фюзеляж мотогондолах, оборудованных закрывающимися крышками и покрытых штатной плиточной теплозащитой.
Поскольку программой испытаний самолета-аналога БТС-02 ГЛИ предусматривался обычный самолетный взлет с ВПП аэродрома, а энерговооруженности двух нефорсированных ТРД АЛ-31 (2х7770 кг) не хватало, конструкторы установили еще два форсированных ТРД АЛ-31Ф (2х12500 кг) в обычных мотогондолах по бокам фюзеляжа, создающих небольшой кабрирующий момент для облегчения взлета (наряду с носовой стойкой шасси увеличенной высоты).
В дальнейшем по изложенным выше причинам, а, также учитывая положительный опыт безмоторной посадки у американцев, от использования на штатном орбитальном корабле «Буран» ТРД, в конце концов, отказались, однако в связи с тем, что изготовление и оборудование летных образцов уже шло полным ходом, конструктивно-силовую схему планера менять было поздно и ниши в хвостовой части фюзеляжа (ХЧФ) под установку двигателей зашили панелями обшивки и закрыли гибким теплозащитным покрытием. Кроме того, снятие ВРДУ с летных экземпляров ОК потребовало повторных продувок в аэродинамических трубах (изменился характер обтекания ХЧФ) и небольших доработок (возросли аэродинамические нагрузки на вертикальное оперение, и изменилась центровка).
Бортовой радиотехнический комплекс связи и управления поддерживает связь орбитального корабля с ЦУП. Для обеспечения связи через спутники-ретрансляторы «Альтаир» разработаны специальные фазированные антенные решетки, с помощью которых осуществляется связь при любой ориентации корабля. Система отображения информации и органов ручного управления обеспечивает экипаж информацией о работе систем и корабля в целом и содержит органы ручного управления в орбитальном полете и при посадке.
Система электропитания корабля, созданная в НПО «Энергия», построена на базе электрохимических генераторов с водородно-кислородными топливными элементами разработки Уральского электрохимического комбината (А.И. Савчук). Мощность системы электропитания до 30 кВт при удельной энергоемкости до 600 Вт·час/кг, что значительно превышает удельные параметры перспективных аккумуляторных батарей. При ее создании пришлось среди многих решить две основные проблемы: разработать впервые в СССР принципиально новый источник электроэнергии — электрохимический генератор на основе топливных элементов с матричным электролитом, обеспечивающий непосредственное преобразование химической энергии водорода и кислорода в электроэнергию и воду, и разработать впервые в мире систему космического криогенного докритического (двухфазного) хранения водорода и кислорода без потерь. Система электропитания состоит из четырех ЭХГ, смонтированных совместно с пневмоарматурой и теплообменниками на раме в виде единого энергоблока, двух сферических криостатов с жидким водородом и двух сферических криостатов с жидким кислородом, двух блоков дренажа водорода и кислорода и приборного модуля, в котором размещены приборы автоматического контроля и управления, а также электросиловой коммутации. Три электрохимических генератора из четырех обеспечивают штатную программу полета, два ЭХГ — посадку в аварийной ситуации.
Длина орбитального корабля составляет 35,4 метра, высота 16,5 метров (при выпущенном шасси), размах крыла около 24 метров, площадь крыла 250 м2, ширина фюзеляжа 5,6 метра, высота 6,2 метра; диаметр грузового отсека 4,6 метра, его длина 18 метров. Стартовая масса ОК составляет до 105 тонн, масса конструкции планера — 62 тонны, масса груза, доставляемого на орбиту высотой 200 км и наклонением 51,6°, — до 30 тонн, на орбиту с наклонением 97° — до 16 тонн, возвращаемого с орбиты — до 15 тонн (максимальная — 20 тонн). Номинальная посадочная масса ОК составляет 82 тонны, а максимальная — 87 тонн. Максимальный запас топлива до 14 тонн. Диапазон высот рабочих орбит 200-1000 км при наклонениях от 51 до 110°. Корабль рассчитан на 100 полетов и может выполнять полеты как в пилотируемом, так и в беспилотном (автоматическом) варианте. Максимальное количество членов экипажа 10, при этом основной экипаж — 4 человека и до 6 человек — космонавты-исследователи. Максимальные перегрузки, испытываемые экипажем при выведении на орбиту составляют 3g, а при спуске по номинальной траектории 1,6g. Расчетная продолжительность полета составляет 7 суток, однако, она могла быть увеличена до 30 суток при размещении в отсеке полезного груза баков с расходуемыми компонентами. Обладая высоким аэродинамическим качеством, корабль может совершать боковой маневр в атмосфере до 2000 км. Кроме того, предусматривалась возможность орбитального маневрирования с "нырком" в атмосферу до высоты 80-90 км с последующим выходом на новую рабочую орбиту.
Орбитальный корабль кроме целевой полезной нагрузки может также оснащаться сменными отсеками и универсальным оборудованием, предназначенным для обслуживания полезного груза. Устанавливаемые на ОК для решения задач полетов (сверх указанной минимальной массы) дополнительные средства по своему характеру делятся на две группы: составные части ОК и собственно полезный груз. Составные части ОК разрабатываются как элементы его конструкции и могут быть отсеками (стыковочный модуль, шлюзовая камера кабины) или универсальным оборудованием (манипулятор, узлы крепления ПГ). Сменные специализированные отсеки и агрегаты ОК используются для проведения орбитальных операций при выполнении заданного плана конкретного полета и обеспечивают соответствующую сферу деятельности экипажа, а универсальное оборудование применяется для установки ПГ и работы с ними. Сменные отсеки и оборудование в совокупности составляют сменные элементы ОК, устанавливаемые в зависимости от задач полета.
К числу сменных отсеков и универсального оборудования относятся:
■ стыковочный модуль;
■ выдвижная часть туннеля;
■ андрогинный периферийный агрегат стыковки;
■ штанга с антенной;
■ система крепления манипулятора;
■ бортовой манипулятор;
■ выносное рабочее место экипажа;
■верхняя остронаправленная антенна ОНА-1;
■нижняя остронаправленная антенна ОНА-II;
■дополнительный бак окислителя;
■лабораторный отсек;
■водородный модуль;
■дополнительный бак горючего;
■средство перемещения космонавтов.
Стыковочный модуль (СМ) используется при стыковке на орбите с орбитальными станциями и другими космическими аппаратами и устанавливается в передней части отсека полезного груза (ОПГ). СМ представляет собой сферический отсек диаметром 2,67 метра, который в верхней части переходит в цилиндрический туннель с выдвижной частью и установленным на ней андрогинным периферийным агрегатом стыковки (АПАС-89), который обеспечивает стыковку с себе подобным в отличие от известной схемы «штырь — конус». Его периферийно расположенные три трапециевидных лепестка, центрирующие узлы при контакте, наклонены внутрь агрегата (к оси стыковки), а не наружу, как в проекте «Союз-Аполлон». Агрегат стыковки имеет люк диаметром около 0,8 метра для перехода экипажа в состыкованный с ОК космический аппарат и автоматически стыкуемые разъемы связей с ним. Таким же стыковочным узлом был оборудован запущенный к орбитальному комплексу «Мир» в 1989 году технологический модуль «Кристалл».
При подготовке к стыковке выдвижная часть туннеля тремя синхронно работающими электромеханическими системами телескопически выдвигается за обводы ОК в рабочее для стыковки положение и после стыковки образует единый герметичный контур с основным объемом СМ (общая высота СМ в рабочем положении около 5,7 метра). В случае отказа механизмов выдвижения и остановки выдвижной части туннеля в промежуточном положении предусмотрено ее аварийное отделение пиросредствами, что позволяет беспрепятственно закрыть створки перед спуском. На внешней поверхности СМ установлены четыре раскрывающиеся штанги с антеннами радиотехнических средств сближения, а также телевизионная камера для контроля стыковки. С кабиной экипажа СМ связан переходным туннелем. При открытых люках кабины и модуля обеспечивается выход экипажа в СМ и через люк АПАС переход в состыкованный КА. В задней части СМ находится еще один люк, на котором может быть установлен туннель для перехода в лабораторный отсек. Другим назначением стыковочного модуля является шлюзование экипажа при выходе в открытый космос.
Шлюзовая камера кабины (ШКК) разработана для выхода экипажа в открытый космос и может быть использована вместо СМ как более легкий отсек в случаях, когда решение задач полета не связано со стыковкой, и имеет системы многоразового шлюзования, аналогичные применяемым в СМ. В рабочем отсеке шлюзовой камеры могут одновременно находиться два космонавта, в выдвинутом тоннеле камеры — один.
Средство перемещения космонавта (СПК) предназначено для работы в открытом космосе в течение 4-6 часов. Имея микрореактивные двигатели, работающие на сжатом газе, СПК управляется космонавтом и позволяет ему выполнять координатные перемещения в пределах сотен метров и задавать любую ориентацию в космосе. На ОК могут быть установлены два СПК в специальных каркасах: один — по левому, другой — по правому борту. При подготовке к полету на СПК космонавт надевает скафандр в СМ или ШКК, выходит в ОПГ, занимает место в СПК и фиксируется в нем, после чего СПК отделяется от ОК. Аналогичное средство перемещения космонавта было испытано космонавтами А. Викторенко и А. Серебровым на орбитальном комплексе «Мир». Правда, там они были привязаны к станции тросом.
Выносное рабочее место (ВРМ) устанавливается на конце манипулятора, с его помощью космонавт может быть доставлен к месту предстоящих работ. ВРМ оснащено необходимым инструментом и средствами фиксации. В транспортном положении ВРМ размещено на борту отсека полезного груза. Оно устанавливается на штатное устройство захвата манипулятора космонавтом вручную.
Дополнительные баки для топлива устанавливаются в ОПГ в случае необходимости совершения полетов продолжительностью более 7 суток. Конструкция дополнительных баков выполнена так, что через них может быть проложен туннель для связи кабины экипажа с лабораторным отсеком.
Лабораторный отсек служит для размещения научно-исследовательской аппаратуры, устанавливается в отсеке полезного груза и соединяется с кабиной экипажа, СМ или ШКК герметичным туннелем. В первом полете на ОК был установлен блок дополнительных приборов 37КБ диаметром 4,1 метра, который явился прототипом лабораторного отсека. В блоке дополнительных приборов были размещены дополнительная аппаратура системы телеизмерений в целях увеличения объема регистрируемых параметров на начальном этапе летных испытаний и аккумуляторные батареи.
Система бортовых манипуляторов (СБМ) предназначена для работ с полезным грузом и включает два бортовых манипулятора, разработанных в Ленинградском Центральном научно-исследовательском и опытно-конструкторском институте робототехники и технической кибернетики, и телевизионные камеры для контроля их работы.
Манипулятор имеет сходную с RMS (канадский манипулятор шаттла) кинематическую схему и состоит из шести вращательных степеней подвижности и трех звеньев (плеча, локтя и кисти) и имеет одну транспортную степень (для начальной установки в грузовом отсеке корабля). Корневой узел и стыки звеньев имеют двухстепенные шарниры, каждый из которых снабжен электроприводами, а на конце кистевого звена установлено захватное устройство с воронкой-ловителем, поворачивающееся вокруг оси звена. Звенья манипулятора изготовлены из углепластика. Одна из трех телевизионных камер установлена на кистевом звене манипулятора, две другие — в ОПГ и имеют поворотные устройства. В зависимости от задач полета или потребности в резервировании на ОК могут быть установлены как два манипулятора (по левому и правому борту), так и один из них. Работа с манипулятором возможна в автоматическом и ручном режимах управления. Он имеет 6 степеней свободы, грузоподъемность 30 тонн, рабочую зону в сфере радиусом 15,5 метров и точность позиционирования 3 см.
Остронаправленные антенны служат для организации широкополосного канала радиосвязи орбитального корабля через спутник-ретранслятор типа «Альтаир». В зависимости от задач полета и его баллистической схемы используются или верхняя антенна (ОНА-1), или нижняя (ОНА-П), или обе вместе. ОНА-1 размещается на задней стенке ОПГ в сложенном виде. После приведения в рабочее положение антенный блок выходит за контур ОПГ и, будучи помещенным в карданном подвесе, охватывает при своем движении верхнюю полусферу. ОНА-II по антенному блоку максимально унифицирована с ОНА-1, устанавливается в специальной нише под створкой с теплозащитой на нижней поверхности ОК в районе хвостовой части фюзеляжа и охватывает после приведения в рабочее состояние нижнюю полусферу. Задачи наведения ОНА на СР решает система управления ОК. В нештатных ситуациях, препятствующих закрытию створок ОПГ или ниши, антенны отделяются с помощью пиросредств.
Вообще, что касается полезных нагрузок для «Бурана», то вышло достаточно приказов и постановлений о их создании. Однако практически ни одно из них не было воплощено в жизнь. Первое решение Военно-промышленной комиссии при Президиуме Совета министров по этому вопросу вышло только 7 января 1981 года, то есть спустя 5 лет после начала работ по «Бурану». Согласно ему генеральные и главные конструкторы ракетно-космических систем В.П. Глушко, В.Ф. Уткин, В.Н. Челомей, Д.И. Козлов, В.М. Ковтуненко, М.Ф. Решетнев обязывались обеспечить выполнение работ по основным направлениям целевого использования многоразовой космической системы. В приказе МОМ были оговорены основные темы для проработки. Ю.А. Мозжорину (ЦНИИМАШ) и В.П. Глушко поручалось по результатам научных и исследовательских работ представить в третьем квартале 1982 года проект комплексной программы целевого использования этой системы до 1995 года.
В июне 1981 года состоялся Совет обороны, после которого в декабре 1981 года вышло Постановление правительства и в январе 1982 года приказ министра, которым В.П. Глушко обязывался в первой половине 1986 года представить предложение о проведении работ с целевыми полезными грузами в 1991-2000 годах.
По результатам совещания у Д.Ф. Устинова в феврале 1982 года, в марте приказом министра В.П. Глушко совместно с Главным управлением космических средств и Академией наук СССР обязывался определить во втором квартале 1982 года состав полезных нагрузок для «Бурана» на этапе летных испытаний. Ю.Н. Коптеву и Ю.А. Мозжорину было поручено образовать в Межведомственном координационном совете специальную секцию для контроля работ по созданию целевых нагрузок и разработке программы целевого использования этой системы и подготовить в четвертом квартале 1982 года совместное рассмотрение хода работ по целевому использованию «Бурана» Научно-техническим советом министерства общего машиностроения, Военно-техническим советом Министерства обороны и президиумом Академии наук.
Решением коллегии в августе 1982 года В.Ф. Уткину, М.Ф. Решетневу, В.М. Ковтуненко, Вахидову было поручено усилить работы по темам типа КРТ в плане использования их разработок в качестве целевых нагрузок.
Совместное рассмотрение завершилось заседанием Научно-технического совета Минобщемаша, Военно-технического совета Минобороны и Академии наук в октябре 1983 года. В марте 1984 года, по результатам разбора, В.П. Глушко, Ю.А. Мозжорин, Д.И. Козлов, Д.А. Полухин, М.Ф. Решетнев, А.П. Милованов должны были выпустить совместные документы технического характера, типа руководства для пользователей многоразовой космической системой в работе с объектами разработки по направлениям главных конструкторов.
Постановлением правительства в августе 1985 года о проведении летных испытаний по целевому использованию «Бурана» и создании на базе этой системы перспективных космических ракетных комплексов, приказом министра В.П. Глушко, Б.И. Губанов, Д.А. Полухин, Д.И. Козлов, В.Ф. Уткин, М.Ф. Решетнев, Г.А. Ефремов, А.П. Милованов обязывались выполнить план первоочередных работ для решения задач обороны, научных и народно-хозяйственных задач, в том числе с обслуживанием и возвращением с помощью «Бурана» космических аппаратов разработки этих главных конструкторов.
Решением коллегии Минобщемаша в июле 1986 года В.П. Глушко, Д.А. Полухин, Д.И. Козлов, М.Ф. Решетнев, В.Ф. Уткин, В.М. Ковтуненко обязывались вести разработку космических систем и космических комплексов, с учетом качественно новых возможностей по габаритно-весовым характеристикам полезных нагрузок создаваемых перспективных комплексов. Предлагалось провести проработки по определению возможностей возвращения на Землю или ремонта на орбите космических аппаратов с учетом эксплуатации орбитальной станции «Мир» и многоразовой системы «Буран». Результаты проработок должны были представить в четвертом квартале 1986 года.
В июле 1987 года на Совете обороны, кроме состояния и плана дальнейших работ с ракетой-носителем «Энергия» и орбитальным кораблем «Буран», обсуждался вопрос целевого применения. В августе этого года вышло Постановление правительства и приказ министра: поручалось В.П. Глушко и Ю.А. Мозжорину разработать план работ по целевому применению многоразовой системы и осуществлению пусков этой системы на период до 2000 года.
В апреле 1988 года этот план был рассмотрен главными конструкторами, и в мае был выпущен приказ министра, согласно которому все главные и генеральные конструкторы — В.П. Глушко, Д.А. Полухин, В.Ф. Уткин, В.М. Ковтуненко, Д.И. Козлов, М.Ф. Решетнев, В.П. Бармин — должны были принять этот план к исполнению как комплексный план по целевому использованию многоразовой системы до 1995 года. Разделы его соответствовали направлениям разработок каждого главного конструктора. Этим же приказом открывалась научно-исследовательская работа под наименованием «Комплекс 3», которая должна была дать оценку целевого использования и план дальнейших пусков до 2005 года. Итоговый отчет планировался в четвертом квартале 1989 года, в том числе отчет «Комплекс З-З», исполнителем которого был Д.И. Козлов.
Однако основным выходом из этих бумажных постановлений была опять же бумага. По сути, только в НПО «Энергия» согласно техническим заданиям Министерства обороны и отраслевым программам были разработаны технические предложения и эскизные проекты по решению конкретных задач в реальных направлениях применения ОК «Буран». Предусматривалось использовать ОК «Буран» для транспортно-технического обслуживания и ремонта орбитальных комплексов и космических аппаратов. Так, например, транспортно-техническое обслуживание орбитальным кораблем «Буран» комплекса «Мир» — его дооснащение (доставка модулей, энергоустановок и др.), многоразовое использование модулей и оборудования (их возвращение для профилактики и ремонта), доставка на Землю результатов работ — позволяет существенно повысить эффективность комплекса. Как разновидности задачи транспортно-технического обслуживания были рассмотрены диагностирование неисправных аппаратов как на орбите, так и после их возвращения с помощью ОК «Буран», а также оценка возможности их ремонта и повторного использования. Применительно к аппаратам космической разведки исследована возможность возвращения двух неисправных аппаратов и принятия решений по их дальнейшему использованию.
Детально проработано было использование ОК «Буран» для развертывания и сборки больших конструкций. Это направление имеет принципиальное значение для создания космических антенн, солнечных энергоустановок и других. Обоснован эксперимент по отработке антенны космического радиотелескопа КРТ-30 и экспериментального космического комплекса наблюдения в составе бортового модуля на ОК «Буран». Особую роль ОК «Буран» может иметь для выведения и отработки на орбите особо дорогостоящих космических аппаратов.
Чтобы уменьшить технический риск и предотвратить значительный ущерб в случае потери, например, уникального аппарата космической разведки или выхода из строя его целевой аппаратуры, было предложено и проработано решение о создании по принципу максимальной преемственности конструктивных, компоновочных и технических решений экспериментального образца, выводимого и обслуживаемого по программе отработки кораблем «Буран». Такое решение позволяло обеспечить:
Ø контроль всех основных этапов функционирования экспериментального КА;
Ø контроль операций по раскрытию крупногабаритной антенны и проведение оперативного ремонта при ее отказе;
Ø проверку работоспособности экспериментального КА перед самостоятельным функционированием для гарантированного выполнения задач эксперимента;
Ø проведение ремонтно-восстановительных работ на борту экспериментального КА;
Ø возвращение на Землю особо ценных частей экспериментального КА для диагностики и повторного использования.
Аналогично было исследовано использование ОК «Буран» для выведения на орбиту и отработки экспериментальной энергоемкой тяжелой радиолокационной станции 91А6-П. Незаменима также роль «Буран» при проведении специальных исследований, а также ряда научных и технологических экспериментов. В качестве начального этапа практического использования ОК «Буран» для научных исследований планировалась постановка и проведение на его борту уже во время второго полета экспериментов по исследованию микроатмосферы, микроускорений и характеристик излучений с помощью научной аппаратуры многоразового использования. Это направление оценивалось как весьма значительное, особенно при комплексном решении научно-исследовательских и технических задач.
Уникальные энергетические возможности орбитального корабля «Буран» (до 60 кВт), уровень микрогравитации (10-4...10-5g) и другие характеристики функционирования на орбите, а также возможность возвращения и многократного использования оборудования позволяли организовать на борту промышленное производство и доставку на Землю биопрепаратов и полупроводниковых материалов высокой стоимости. В результате этих разработок и исследований были разработаны принципы и научно-технические направления создания и эксплуатации любых многоразовых космических аппаратов.
Реально же ни одного серьезного проекта полезной нагрузки для «Бурана», доведенной хотя бы до стадии рабочего проектирования, не было. Каким-то подобием неотделяемой лаборатории типа «Спейслэб» можно считать блок дополнительных приборов 37КБ, но и он был лишь переделкой модуля станции «Салют-7», а не самостоятельной разработкой. Об отделяемых полезных нагрузках и речи не было. Другие предприятия отделались общими словами и декларациями о намерениях. В этом, в общем-то, нет ничего удивительного, ведь многоразовая система «Буран» разрабатывалась изначально как космическая, предназначенная для комплексного противодействия и решения целевых задач в интересах обороны страны.
Военная целевая нагрузка для ОК «Буран» разрабатывалась на основании специального секретного постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР «Об исследовании возможности создания оружия для ведения боевых действий в космосе и из космоса» (1976 год). В 70-80-е годы был проведен комплекс исследований по определению возможных путей создания космических средств, способных решать задачи поражения космических аппаратов военного назначения, баллистических ракет в полете, а также особо важных воздушных, морских и наземных целей. При этом ставилась задача достижения необходимых характеристик указанных средств на основе использования имевшегося к тому времени научно-технического задела с перспективой развития этих средств при ограничении по производственным мощностям и финансированию. Для поражения военных космических объектов были разработаны два боевых космических аппарата на единой конструктивной основе, оснащенные различными типами бортовых комплексов вооружения — лазерным и ракетным. Основой обоих аппаратов явился унифицированный служебный блок, созданный на базе конструкции, служебных систем и агрегатов орбитальной станции серии ДОС-7К. В отличие от станции служебный блок должен был иметь существенно большие по вместимости топливные баки двигательной установки для обеспечения маневрирования на орбите.
Выведение космических аппаратов на орбиту предполагалось осуществлять в грузовом отсеке орбитального корабля МКС «Буран» (ракетой-носителем «Протон» на экспериментальном этапе). Предусматривалась дозаправка баков на орбите при помощи средств, также доставляемых к аппаратам в ОК «Буран». Для обеспечения длительного срока боевого дежурства на орбите и поддержания высокой готовности космических комплексов предусматривалась возможность посещения объектов экипажем (два человека до 7 суток).
Меньшая масса бортового комплекса вооружения с ракетным оружием, по сравнению с комплексом с лазерным оружием, позволяла иметь на борту КА больший запас топлива, поэтому представлялось целесообразным создание системы с орбитальной группировкой, состоящей из боевых космических аппаратов, одна часть из которых оснащена лазерным, а другая — ракетным оружием. При этом первый тип КА должен был применяться по низкоорбитальным объектам, а второй — по объектам, расположенным на средневысотных и геостационарных орбитах.
Для поражения стартующих баллистических ракет и их головных блоков на пассивном участке полета в НПО «Энергия» был разработан проект ракеты-перехватчика космического базирования. В практике НПО «Энергия» это была самая маленькая, но самая энерговооруженная ракета. Достаточно сказать, что при стартовой массе, измеряемой всего десятками килограммов, ракета-перехватчик обладала запасом характеристической скорости, соизмеримой с характеристической скоростью ракет, выводящих современные полезные нагрузки на орбиту ИСЗ. Высокие характеристики достигались за счет применения технических решений, основанных на последних достижениях отечественной науки и техники в области миниатюризации приборостроения. Авторской разработкой НПО «Энергия» явилась уникальная двигательная установка, использующая нетрадиционные некриогенные топлива и сверхпрочные композиционные материалы. В начале 90-х годов, в связи с изменением военно-политической обстановки, работы по боевым космическим комплексам в НПО «Энергия» были прекращены.
Для поражения особо важных наземных целей разрабатывалась космическая станция, основу которой составляла станция серии ДОС-7К и на которой должны были базироваться автономные модули с боевыми блоками баллистического или планирующего типа. По специальной команде модули отделялись от станции, посредством маневрирования они должны были занимать необходимое положение в космическом пространстве с последующим отделением блоков по команде на боевое применение. Конструкция и основные системы автономных модулей были заимствованы с орбитального корабля «Буран». В качестве варианта боевого блока рассматривался аппарат на базе экспериментальной модели ОК «Буран» (аппараты семейства «Бор-5»).
Поскольку многоразовая космическая система «Буран» создавалась по заданию Министерства обороны, при выполнении полетов по его программе в грузовом отсеке предполагалось установка оборонительного вооружения, например: скорострельная пушка А.Э. Нудельмана (как на «Алмазе»), самонаводящиеся ракеты, а также пучковое и лазерное оружие.
Для выведения спутников на более высокие орбиты и возвращение с них предполагалось создание межорбитального буксира 11Ф45, основой для которого послужил хорошо себя зарекомендовавший разгонный блок ДМ. Межорбитальный буксир должен был быть многоразовым. В его задачу входила не только доставка спутников на высокие, вплоть до геостационарной, орбиты, но и сближение с последующей стыковкой с летающими там спутниками, и доставка их на орбитальный корабль. Правда, надо отметить, что создание космических аппаратов, рассчитанных на выведение их в грузовом отсеке «Бурана», даже и не начиналось, как не дошел до металла и межорбитальный буксир. Это, конечно же, говорит о непродуманности всей программы. Главное пустить «Буран» и получить за это ордена. А что будет потом — об этом можно будет подумать после получения орденов.
Как уже говорилось, согласно распределению работ головным разработчиком по многоразовой космической системе в целом, а также по орбитальному кораблю являлось НПО «Энергия», в сфере деятельности которого было создание комплекса бортовых систем и агрегатов для решения задач космического полета, разработка программы полета и логики работы бортовых систем, окончательная сборка корабля и его испытания, увязка наземных комплексов для подготовки и проведения пуска и организация управления полетом. Однако разработка по ТЗ НПО «Энергия» планера орбитального корабля, всех средств спуска в атмосфере и посадки, в том числе тепловой защиты и бортовых систем, изготовление и сборка планера, создание наземных средств его подготовки и испытаний, а также воздушная транспортировка планера, корабля и ракетных блоков были поручены специально созданному для этих целей НПО «Молния» Министерства авиационной промышленности, возглавляемому генеральным директором и главным конструктором Г.Е. Лозино-Лозинским. Планер орбитального корабля изготавливался на Тушинском машиностроительном заводе в Москве, а оснащение его оборудованием производилось непосредственно на космодроме. Планер транспортировали практически без орбитальных систем и отдельных агрегатов (кабины экипажа, вертикального оперения, шасси), на нем было установлено только 70% теплозащитного покрытия. Таким образом, в МИК ОК необходимо было развернуть сборочное производство и организовать процесс поставки необходимых комплектующих изделий.
Надо сказать, что проблема транспортировки орбитального корабля оказалась еще более сложной, чем блока Ц ракеты «Энергия». Рассматривались варианты перевозки планера ОК на космодром автотранспортом, но он был экономически дорогим, трудоемким по реализации и совершенно не устраивал по установленным Правительством срокам. Вариант доставки ОК железнодорожным транспортом оказался неосуществимым. В результате был выбран вариант авиационной транспортировки с аэродрома ЛИИ в Жуковском на космодром с промежуточной посадкой в Куйбышеве. Доставка же планера с завода в ЛИИ осуществлялась на барже из Химкинского водохранилища по каналу имени Москвы и реке Москва в район аэродрома в г. Жуковский.
Как и в случае с блоком Ц ракеты «Энергия» планер орбитального корабля предусматривалось перевозить из Жуковского на космодром верхом на новом гигантском самолете Ан-225 «Мрия». И также в связи с неготовностью авиационных средств транспортировки пришлось приспособить для этих целей был переоборудованный мясищевский стратегический бомбардировщик в транспортном варианте 3М-Т. Поскольку грузоподъемность этого самолета ограничивалась величиной 45 тонн, поэтому пришлось снять с корабля почти все, даже хвостовое оперение. К концу 80-х годов для целей транспортировки составных частей «Бурана» был специально построен в единственном экземпляре самолет-гигант Ан-225 «Мрия» с шестью турбореактивными двигателями и грузоподъемностью 250 тонн. Именно на нем орбитальный корабль «Буран» был доставлен на авиасалон в Ле-Бурже во Франции.
Для подготовки и запуска многоразовой транспортной космической системы «Буран» решено было использовать оставшиеся на космодроме Байконур от советской лунной программы Н1-Л3 стартовый комплекс ракеты Н-1 с двумя пусковыми устройствами (площадка 110) и огромный монтажно-испытательный корпус для сборки ракеты-носителя с орбитальным кораблем (площадка 112). Правда, пришлось их существенно переделать. Были демонтированы отдельные системы, доработаны башни обслуживания ракеты и корабля, перестроены стартовые пусковые устройства. На стартовой площадке вплотную располагаются две технологические башни. Башня обслуживания, заимствованная (с доработкой) у комплекса Н-1, перемещается по радиусу, приближаясь и уходя от старта, по рельсовому пути длиной в четверть окружности с центром радиуса на расстоянии несколько десятков метров. Строительные работы на космодроме начались в 1978 году и продолжались около восьми лет.
Для подготовки к полету орбитального корабля был построено еще одно здание — МИК ОК (площадка 254), а для его посадки после возвращения из космоса — посадочная полоса (площадка 251)в 11 километрах от старта и в 6,5 километрах от УКСС. Ее длина составляет 4500 метров, а ширина — 84 метра. Она же служит взлетно-посадочной полосой аэродрома «Юбилейный» для доставки на космодром самолетами ВМ-Т и Ан-225 элементов многоразовой космической системы «Буран». Для аварийной посадки «Бурана» предполагалось использовать запасные аэродромы в разных частях страны. Самый восточный из них был расположен на авиабазе самолетов стратегической морской разведки Ту-95РЦ близ населенного пункта Хороль Приморского края (южнее озера Ханка). Кроме того, на аэродроме базировались части морской авиации Тихоокеанского флота, эксплуатировавшие самолеты Ту-16 различных модификаций, а также истребители ПВО. Самый западный был совмещен с новой взлетно-посадочной полосой Симферопольского аэропорта. Их взлетно-посадочные полосы были увеличены в размерах (длина до 3700 метров, ширина 70 метров) и оснащены оборудованием для автоматической посадки орбитального корабля «Вымпел-Н». Одна из антенн радиотехнической системы посадки «Бурана» с шарообразным радиопрозрачным куполом была построена рядом с Евпаторийским НИП-16 и Центром дальней космической связи.
Учитывая опыт создания ракеты Н-1, решено было построить стенд для натурной отработки всего пакета двигателей. Старые старты на площадке 110, к сожалению, не позволяли приспособить их к проведению огневых стендовых испытаний — силовая схема старта не удерживала испытательный пакет на земле. Поэтому для этих целей рядом со стартовым комплексом был возведен универсальный комплекс стенд-старт УКСС (площадка 250). На нем можно было не только проводить огневые испытания собранной ракеты-носителя, но и осуществлять ее запуск. Универсальный комплекс стенд-старт создавался в два этапа. На первом этапе стенд должен был обеспечивать наземную отработку «холодными» испытаниями и огневыми стендовыми пусками, проведение огневых технологических испытаний блока Ц и модульной части блока А в составе технологического пакета проведение «холодных» и огневых стендовых испытаний ракеты в целом. На втором этапе универсальный комплекс стенд-старт должен обеспечивать подготовку и проведение пусков ракеты-носителя «Энергия» и перспективных ракет на ее базе с суммарной тягой двигателей до 4500 тонн.
В момент запуска многоразовой транспортной космической системы «Энергия» — «Буран» включаются все двигатели первой и второй ступеней ракеты-носителя «Энергия», которые развивают суммарную тягу 3550 тонн. Масса комплекса в момент старта составляет 2370 тонн. После выработки топлива через 146 секунд после старта на высоте 52 км блоки А первой ступени попарно отделяются, совершают спуск на парашютах и мягко приземляются в степях под Джезказганом. Блок Ц обеспечивает выведение орбитального корабля на переходную орбиту, после чего отделяется на высоте около 150 км и сгорает в атмосфере, а оставшиеся его обломки падают в Тихий океан. Расстояние от старта до этой точки, находящейся в акватории Тихого океана, примерно равно полупериметру земного шара. Вторая ступень не выводится на орбиту, чтобы не засорять космос. С помощью двойного включения двигателей орбитального маневрирования формируется рабочая орбита. Таким образом, схема полета полностью повторяет шаттл. Расчетная высота опорной орбиты «Бурана» составляет 250 км (при грузе 30 тонн и заправке топливом 8 тонн). При заправке топливом в количестве 14 тонн возможен переход на орбиту высотой 450 км с грузом 27 тонн.
При отказе на этапе выведения одного из маршевых ЖРД 1-й или 2-й ступени ракеты-носителя ее БЦВМ «выбирает» в зависимости от набранной высоты либо варианты выведения ОК на низкую орбиту или на одновитковую траекторию полета с последующей посадкой на одном из запасных аэродромов, либо вариант выведения ракеты-носителя с ОК на траекторию возврата в район старта с последующим отделением орбитального корабля и посадкой его на основной аэродром. При нормальном запуске 2-я ступень ракеты-носителя, конечная скорость которой меньше первой космической, продолжает полет по баллистической траектории до падения в Тихий океан.
Для схода с орбиты орбитальный корабль разворачивается на 180°, то есть хвостом вперед, после чего на непродолжительное время включаются двигатели орбитального маневрирования и сообщают ему необходимый тормозной импульс. ОК переходит на траекторию спуска, снова разворачивается на 180° (носом вперед) с учетом входа в атмосферу под углом атаки 39°, обеспечивающим допустимый тепловой режим. Атмосферный участок спуска и посадки орбитального корабля в штатном случае начинается с высоты порядка 100 км и заканчивается его остановкой на посадочной полосе аэродрома.
После входа в атмосферу на высоте порядка 100 км орбитальный корабль выполняет планирование с большим углом атаки 30-40°. Основное аэродинамическое торможение корабля происходит на высоте от 100 до 20 км. Задачей спуска от 100 до 20 км является выход орбитального корабля в заданную точку начала предпосадочного маневра с одновременным соблюдением ограничения перегрузок и аэродинамического нагрева. Орбитальный корабль при спуске с орбиты примерно на 20 минут прекращает радиосвязь с Землей, так как он летит в облаке плазмы и выходит из нее на высоте 40 км и на расстоянии порядка 400 км от посадочной полосы. На высоте 40-20 км орбитальный корабль выводится в зону приема сигналов радиокоррекции. До высоты 20 км на участке спуска осуществляется совместное газодинамическое с помощью 20 управляющих двигателей, размещенных в хвостовой части фюзеляжа, и аэродинамическое управление, а на заключительном этапе полета используются только аэродинамические органы управления (элевоны, работающие в режиме руля высоты и в режиме элевонов, и балансировочный щиток). При достижении скорости, соответствующей М=12, угол атаки постепенно уменьшается с 39° до 10° к концу участка спуска, что позволяет увеличить аэродинамическое качество ОК. Начиная с М=10 для обеспечения необходимой балансировки и увеличения устойчивости движения раскрываются створки воздушного тормоза, угол раскрытия которых до скорости, соответствующей М не менее 0,8, изменяется по заданной программе. При М=5 становится достаточно эффективным руль направления, с помощью которого осуществляется балансировка в боковом канале с переходом при скорости, соответствующей М не более 3, в режим управления. Управляющие двигатели рыскания работают на спуске до высоты 20 км — начала участка предпосадочного маневрирования, которое включает погашение скорости в так называемом цилиндре рассеивания энергии. На участке приведения к аэродрому с высоты 20 км осуществляется компенсация ошибок, накопленных до получения сигналов радиокоррекции. После этого корабль приводится на траекторию предпосадочного планирования с минимальными отклонениями по продольной и боковой дальности, углу курса и углу наклона траектории. В связи с безмоторной посадкой вертикальная скорость при снижении орбитального корабля составляет 50-60 м/с.
Заключительной фазой участка спуска в атмосфере являются заход на посадку на высоте 6000-500 метров, первое выравнивание на высоте 500-200 метров, полет по пологой глиссаде на высоте 200-25 метров, второе выравнивание на высоте 25 метров и собственно посадка ОК на ВПП с заданными параметрами движения по двухглиссадной схеме.
Аэродинамическая схема «Бурана» обеспечивает ему достаточно высокое аэродинамическое качество, позволяющее осуществить управляемый планирующий спуск, выполнить на трассе спуска боковой маневр протяженностью до 2000 км для выхода в зону аэродрома посадки, произвести необходимое предпосадочное маневрирование и совершить посадку на аэродром. Вследствие того, что боковая дальность реализуется в основном на участке гиперзвукового планирования с постоянным углом атаки, где управление траекторией и рассеиванием энергии осуществляется только через изменение скоростного крена, балансировочное аэродинамическое качество корабля на этом участке при углах атаки 40-30° должно находиться в диапазоне 1,05-1,4. Требование к величине максимальной боковой дальности спуска (до 2000 км) определено с учетом минимизации числа витков, с которых посадка на территории нашей страны невозможна, а также обеспечения аварийной посадки с первого витка для орбит высоких наклонений. В то же время конфигурация летательного аппарата и принятая траектория спуска (крутизна планирования) позволяют аэродинамическим торможением погасить скорость ОК от близкой к орбитальной до посадочной, равной 300-360 км/ч. Длина пробега в зависимости от направления и силы ветра и состояния поверхности ВПП составляет 1100 — 1900 метров, для торможения на пробеге используется трехкупольный тормозной парашют парашютов крестообразной формы площадью 25 м2 каждый, также тормоза колес основных стоек шасси и воздушный тормоз, используемый в качестве резервного при ручном управлении.
Первоначально в случае аварии ракеты на начальном участке полета предполагалось спасение всего орбитального корабля с помощью пороховой системы аварийного спасения, установленной в хвостовой части. Однако перегрузки на экипаж при работе САС, да и риск потери орбитального корабля с гибелью экипажа оказались недопустимо высоки. Поэтому было решено отказаться от такой схемы. Для повышения надежности выхода из аварийной ситуации увеличили тяговооруженность ракеты «Энергия», для чего установили на блоке Ц четвертый двигатель РД-0120.
При отказе и выключении одного двигателя первой ступени (блока А) выключается и двигатель диаметрально расположенного блока во избежание нерасчетных возмущений в угловых каналах управления (с блокировкой выключения в пристартовой зоне), а при отказе одного двигателя центрального блока (блока Ц) продолжается работа трех остальных. Маневр возврата выполняется в случае отказа двигателя в зоне от контакта подъема (КП) до некоторой верхней по времени полета границы, задаваемой с учетом энергетических возможностей ракеты-носителя по выполнению маневра возврата и общих возможностей ракеты-носителя и ОК по формированию одновитковой траектории, зона которой следует за зоной маневра возврата. Зона маневра возврата заканчивается на 125-130 секунде полета при отказе двигателя блока А (первой ступени) и на 180-190 секунде при отказе двигателя центрального блока Ц (второй ступени). Реализация маневра возврата начинается после отделения блоков А первой ступени, но не позже 190 секунды полета. Ракета-носитель разворачивается в плоскости тангажа и начинает торможение, создавая петлю маневра, с задачей создания ОК кинематических условий, пригодных для посадки на аэродром посадочного комплекса, при этом дальность полета (удаление от стартового комплекса) может достигать 480 км, а высота траектории — 120 км. В процессе разворота ракеты-носителя создаются условия для отделения ОК, выключаются двигатели ракеты, происходит разделение, и ОК после автономного полета приземляется на ВПП ПК. В совместном полете с ракетой-носителем и после отделения работают двигатели ОК для выработки топлива в целях обеспечения центровки в автономном полете и посадочной массы.
Полет по одновитковой траектории реализуется при отказе одного из двигателей ракеты-носителя после прохождения зоны маневра возврата. Ракета-носитель при обнаружении отказа продолжает движение с задачей выведения ОК на орбиту и прекращает свою работу, израсходовав топливо, когда дальнейший набор скорости становится невозможным. ОК после отделения выполняет разгонный импульс, а затем импульс торможения для формирования условий входа в атмосферу. Оба импульса рассчитываются системой управления автономно по кинематическим параметрам на момент отделения от ракеты-носителя. Особенностью работы СУ в случае отказа двигателя вне зоны маневра возврата является то, что она определяет по указанным параметрам, какой маневр в сложившейся обстановке (в порядке приоритета) должен быть выполнен с учетом запасов топлива на ОК: штатное довыведение, выведение на нештатную орбиту или полет по одновитковой траектории. Первые два маневра могут иметь место при отказах в конце участка выведения и планируются с учетом запаса топлива на орбитальный полет и спуск, третий — формирование одновитковой траектории, когда проведение первых двух невозможно по запасам топлива. Излишний запас топлива при одновитковой траектории в целях обеспечения центровки перед входом в атмосферу вырабатывается.
При полном отказе ракеты-носителя в зависимости от участка полета предусмотрено или катапультирование экипажа, или экстренное отделение ОК от ракеты-носителя. Экстренное отделение орбитального корабля от ракеты-носителя как способ спасения ОК и экипажа предусматривается при авариях ракеты-носителя выше зоны катапультирования. При обнаружении комплексом автономного управления полного отказа ракеты двигатели последней выключаются, происходят отделение и стабилизация ОК, а его автономный полет завершается посадкой на ВПП одного из аэродромов по трассе выведения. В этом случае система управления ОК выбирает аэродром (из числа намеченных и аттестованных) с учетом зон досягаемости и далее управляет полетом и посадкой на ВПП, при этом управление на заключительном этапе в зоне видимости ВПП должно выполняться экипажем. В крайнем случае (при невозможности посадки) может быть использовано катапультирование. Автономный полет ОК в первой фазе сопровождается работой его двигателей для выработки топлива с одновременным улучшением траекторных параметров.
Катапультирование как средство спасения экипажа предусматривалось на этапе ЛКИ, когда экипаж ОК должен был состоять из двух космонавтов. Катапультирование экипажа осуществляется в открытых катапультных креслах К-36, разработанных на заводе «Звезда» под руководством Г.И. Северина. Разработанные для авиации, они позволяют катапультировать экипаж в защитном снаряжении в полете при М=2,2-2,5 и высотах 22-25 км, а также при взлете и посадке самолетов. Такие характеристики соответствовали условиям применения кресел на ОК только при отказах в процессе его посадки. Однако аварии на старте и первых секундах полета могут сопровождаться пожаром и взрывом ракеты-носителя, при которых экипаж должен быть удален на достаточно большое расстояние, безопасное (с учетом защитного снаряжения) по давлению во фронте ударной волны и по влиянию пожара, при этом траектория катапультирования должна иметь высоту, достаточную для облета башни обслуживания стартового комплекса.
Катапультные кресла ОК, в которых члены экипажа должны находится в скафандрах (защитное снаряжение), снабжены твердотопливным разгонным блоком и обеспечивают удаление экипажа на расстояние 500 метров за 9-10 секунд. Кресла оснащаются электрической системой управления, которая сопряжена с автоматикой спасения на борту ОК и реализует вместе с ней необходимый порядок выполнения операций, в том числе облет башни обслуживания при катапультировании на стартовой позиции. Максимальный диапазон применения катапультирования составляет по высоте до 35 км и скорости полета до М=3,5. Зона катапультирования заканчивается там, где скорость высота полета выходят за предельно допустимые значения с учетом защитного снаряжения экипажа. Для ОК «Буран» это примерно 102 секунда полета от контакта подъема по штатной траектории выведения.
Для обеспечения орбитального полета «Бурана» была разработана новая командно-измерительная система «Квант-ОК», которой были оснащены практически все наземные пункты командно-измерительного комплекса Министерства обороны. О ее возможностях говорит хотя бы тот факт, что максимальная скорость передачи командно-программной информации на борт орбитального корабля составляет 128 кбит/с. Кроме того, для контроля полета ОК на участке выведения и на посадочном витке привлекались корабли слежения в Тихом и Атлантическом океане. Для связи с ОК предполагалось использовать геостационарные спутники-ретрансляторы «Альтаир», что позволяло расширить зону связи до 45 минут (при задействовании одного СР). Главная оперативная группа управления «Бураном» размещалась во вновь построенном здании Центра управления полетом в Подлипках, расположенном рядом со старым. В Центре было оборудовано один главный зал управления, два вспомогательных и много помещений групп поддержки. В одном из вспомогательных залов мне довелось работать в 1988-1989 годах, управляя межпланетными станциями «Фобос». Центр был оснащен самыми мощными отечественными ЭВМ «Эльбрус» с быстродействием 100 миллионов операций в секунду.
В соответствии с планами первый пуск ракеты «Энергия» по баллистической траектории с макетом орбитального корабля МЛ-1 планировался на конец 1983 года. После двух удачных пусков МЛ-1 и МЛ-2 без системы управления и даже без штатной теплозащиты в конце 1984 года планировался запуск орбитального корабля в беспилотном варианте. И только в 1985 году мог быть совершен первый пилотируемый полет. На этапе ЛКИ планировалось до 6 пусков в год, а на начальном этапе штатной эксплуатации — до 12 пусков ежегодно. После переоборудования УКСС под старт орбитального корабля число запусков возрастало до 18 в год. Для выполнения запланированных 30 пусков в год нужно было построить еще один стартовый комплекс и еще один монтажно-испытательный корпус.
Для полетов на многоразовом космическом корабле нужны были хорошо подготовленные пилоты. Первым на это среагировал Центр подготовки космонавтов имени Ю.А. Гагарина. Очередной набор кандидатов из числа летчиков ВВС и ПВО с перспективой полетов на «Буране» состоялся в 1976 году. Среди них были Владимир Титов, Владимир Васютин, Александр Волков, Анатолий Соловьев и будущий первый космонавт "незалежной" Украины Леонид Каденюк, которого, впрочем, вскоре отчислили из отряда за скандальный развод с женой. Все они прошли обучение в школе летчиков-испытателей ВВС. Но для горизонтальных летных испытаний и первых орбитальных полетов требовались не просто отличные летчики, а настоящие асы. А пришедшие в Звездный городок были всего лишь хорошими строевыми летчиками, хотя и прошедшими дополнительную подготовку.
Как известно, в нашей стране есть два мощных испытательных центра. Один из них — Летно-испытательный институт имени М.М. Громова Министерства авиационной промышленности — находится в подмосковном городе Жуковский. Там дают жизнь всем отечественным самолетам. Если же самолет военный, то испытания на возможность его боевого применения проводят в Государственном Краснознаменном НИИ ВВС имени В.П. Чкалова, база которого находится во Владимировке (ныне город Ахтубинск Астраханской области).
Летно-испытательный институт имени М.М. Громова был назначен ведущей организацией по горизонтальным летным испытаниям и отработке методов пилотирования «Бурана» на летающих лабораториях, созданных на базе самолетов Ту-154 и МиГ-25. Для этих испытаний и для первых орбитальных полетов в ЛИИ в июле 1977 года была создана группа космонавтов-испытателей, куда вошли ведущие летчики-испытатели ЛИИ Игорь Волк, Анатолий Левченко, Олег Кононенко, Римас Станкявичус, Александр Щукин и Николай Садовников. Последний, правда, вскоре стал летчиком-испытателем КБ П.О. Сухого. Оставшиеся пятеро 1 декабря 1978 года были представлены на утверждение в качестве космонавтов-испытателей, а 10 августа 1981 года четверо из них были зачислены в сформированный отряд космонавтов-испытателей ЛИИ. К этому моменту при взлете на самолете вертикального взлета Як-38 с палубы авианосца погиб Олег Кононенко.
Чуть позже к этой группе присоединились Урал Султанов, Виктор Заболотский, Магомед Толбоев, Сергей Тресвятский, Юрий Шеффер и Юрий Приходько. Руководителем группы стал участвовавший еще в испытаниях аналога «Спирали» «150.11» Игорь Волк. Поэтому-то и группу стали называть "волчьей стаей", а самих летчиков — волчатами. Несмотря на загруженность работами по «Бурану» члены группы продолжали испытывать и другие новейшие самолеты. Вообще первый набор в группу космонавтов-испытателей ЛИИ оказался группой "смертников". Почти одновременно в августе 1989 года умер от опухоли мозга Анатолий Левченко, а спустя две недели Александр Щукин разбился на спортивном самолете Су-26, не выйдя из штопора. Наконец на авиационном празднике в Италии в 1990 году Римас Станкявичус разбился на самолете Су-27, выполняя фигуры высшего пилотажа на предельно малых высотах. Сергей Тресвятский чуть было не погиб, столкнувшись на другом авиасалоне в Англии с самолетом, пилотируемым другим летчиком-испытателем ЛИИ Александром Бесчастновым.
Но в то же время этой группе повезло чуть больше, чем их коллегам из ГКНИИ ВВС. Игорь Волк, Анатолий Левченко, Римас Станкявичус и Александр Щукин принимали участие в горизонтальных летных испытаниях аналога «Бурана», а первые двое совершили космический полет на корабле «Союз» и орбитальной станции «Салют-7». На этом фоне можно воспринять как насмешку над «Бураном» недавнее сообщение в прессе, что Юрий Приходько получил в США вид на жительство и собирался пробиться в отряд космонавтов НАСА для полетов на шаттле. Правда, российское гражданство, а затем и смерть помешала ему добиться своей цели.
В 1978 году в ГКНИИ ВВС начался отбор летчиков-испытателей для полетов по программе многоразовой космической системы «Буран». В нее вошли Иван Бачурин, Алексей Бородай, Владимир Мосолов, Наиль Саттаров, Анатолий Соковых и Виктор Чиркин. Однако статуса космонавтов они не получили. Из них только Бачурин и Бородай приняли участие в горизонтальных летных испытаниях и в августе 1987 года были зачислены в сформированную группу космонавтов-испытателей ГКНИИ ВВС. В сентябре 1985 года еще три летчика испытателя были зачислены в группу. Это — Виктор Афанасьев, Геннадий Манаков и Анатолий Арцебарский. Но все они, пройдя общекосмическую подготовку в Звездном городке, были зачислены в отряд космонавтов ЦПК и совершали полеты на кораблях «Союз» и станции «Мир». Уже после первого полета «Бурана» в группу космонавтов-испытателей ГКНИИ ВВС были зачислены Валерий Токарев, Александр Яблонцев, Александр Пучков и вновь добившийся своего Леонид Каденюк. Однако сворачивание работ по «Бурану» привело к фактическому распаду группу. Только вовремя соориентировавшийся Каденюк смог слетать в космос, но не на советском «Буране», а на американском многоразовом корабле «Колумбия» и как первый космонавт "незалежной" Украины. Из остальных еще только Валерий Токарев перешел в отряд космонавтов ЦПК и совершил свой первый космический полет уже на американском многоразовом корабле «Дискавери» в рамках программы строительства Международной космической станции. Сейчас он включен в состав основного экипажа восьмой экспедиции на МКС.
В то время как постепенно набирали обороты работы по созданию советской многоразовой космической системы «Буран», В.Н. Челомей предложил проект легкого космического самолета ЛКС. Надо сказать, что Челомею до этого предлагали войти в кооперацию по созданию «Бурана», но он отказался. Вообще же работы над воздушно-космическим самолетом в ОКБ-52 никогда не прекращались несмотря на закрытие проекта ракетоплана в 1965 году. Новый толчок этим работам был дан в 1975 году в соответствии с выводами комиссии Ю.А. Мозжорина, предлагавшей создать многоразовый корабль, выводимый ракетой-носителем «Протон». Однако Министерство обороны, отмахнувшись и от выводов комиссии, и от проекта «Спираль», настояло на создание «двойника» американского шаттла. В.Н. Челомей, тем не менее, поддержал эту идею и выдвинул свой проект, который позволял уменьшить затраты на разработку на порядок.
Легкий космический самолет (ЛКС) при стартовой массе 25 тонн с экипажем 2-3 человека должен был выводиться на орбиту отработанной ракетой-носителем «Протон-К», причем полезная нагрузка его составляла 4-5 тонн в зависимости от комплектации. Естественно, что это существенно снижало затраты и время на его создание. Внешне он напоминал «Буран» в миниатюре, да и по аэродинамическим и эксплуатационным характеристикам они были похожи. На нем предлагалось использовать отработанные системы, узлы и агрегаты с ОПС «Алмаз» и ТКС. Продолжительность полета ЛКС составляла до 10 суток в пилотируемом варианте и 1 год в беспилотном. ЛКС с самого начала разрабатывался как космический самолет многоцелевого назначения, позволяющий решить широкий круг задач в интересах обороны, науки и народного хозяйства. На нем же предполагалось отработать технику полета космического самолета, включая осуществление
В 1980 году были выпущены технические предложения в 25 томах по ЛКС, а также 15 томов техпредложений по созданию космического флота из ЛКС. Сам легкий космический самолет предлагалось создать всего за четыре года. Эти предложения не нашли поддержки у руководства отрасли и Министерства обороны. Тем не менее, В.Н. Челомей в инициативном порядке разработал эскизный проект на ЛКС. В нем основное внимание было уделено военному применению ЛКС. В качестве основной задачи ставилось выведение лазерного оружия на околоземную орбиту для защиты от ядерного нападения. При этом необходимо вывести на орбиту 360 орбитальных самолетов, оснащенных лазерным оружием, с доведением «скорострельности» до 90 запусков ракеты «Протон» в год (фантастическая цифра). Естественно, что для обеспечения дежурства ЛКС на орбите в течение многих месяцев, запускаться они должны были без экипажа. В то же время, при снижении уровня военного противостояния до безопасных пределов, лазерное оружие можно было вернуть на Землю. Фактически это был «челомеевский» ответ на американскую стратегическую оборонную инициативу (СОИ).
Такое предложение, конечно же, не могло не заинтересовать как военных, так и руководителей нашего государства, обеспокоенных развертыванием СОИ. В сентябре 1983 года была создана государственная комиссия по защите проекта ЛКС. В ее состав вошли представители Министерства обороны, общего машиностроения, электронной промышленности, Президент Академии наук СССР А.П. Александров и другие. Основным оппонентом на защите выступил генеральный конструктор систем противоракетной обороны Г.В. Кисунько, ведь создание флота ЛКС с лазерным оружием во многом обесценивало наземные средства ПРО. По сути, он отстаивал свои узковедомственные интересы. Тем не менее, ему удалось привлечь на свою сторону военных, и правительственная комиссия приняла решение о прекращении работ по ЛКС, что шло в русле "удушения" фирмы Челомея, ведь практически в то же время были прикрыты работы и по «Алмазу». Впрочем, возможно сыграло свою роль и то, что к этому моменту уже в течение 7 лет шла разработка «Бурана», на него были затрачены огромные деньги, и отвлекать финансовые ресурсы на создание еще одной, пусть даже более дешевой многоразовой системы, сочли нецелесообразным.
Кто знает, не прикрой работы по ЛКС, мы бы сейчас имели сравнительно дешевый и мобильный многоразовый транспортный корабль, который бы не остался на приколе как «Буран». Хотя, с другой стороны, трудно представить, чтобы В.П. Глушко позволил использовать челомеевский корабль для снабжения своих орбитальных станций.
Первая половина 80-х годов охарактеризовалась пиком затрат на многоразовую космическую систему «Буран», при этом с учетом опыта Н-1 финансирование работы осуществлялось ритмично и в требуемых объемах. Уже к 1981 году годовые расходы на МКС выросли до 600 миллионов рублей. Из-за этого были приостановлены работы по новой орбитальной станции 27КС (будущий «Мир») и дважды переносился старт автоматических межпланетных станций «Фобос». Работы велись по всем направлениям. Для проверки вновь разработанной теплозащиты были использованы летающие модели «Бор-4», оставшиеся от программы «Спираль». Он имел следующие характеристики: длина 3,4 метра, размах крыла 2,6 метра и массу 1074 кг на орбите и 795 кг после возвращения. На нем были установлены реальные элементы конструкции — гибкая теплозащита, плитки из кварцевого волокна и обтекатель носка фюзеляжа, выполненный из материала «углерод-углерод». «Бор-4» создавался в Летно-исследовательском институте имени М.М. Громова. Изготовление и сборка аппаратов проводились на Тушинском машиностроительном заводе.
Первый экземпляр «Бора-4» с абляционной теплозащитой был запущен 5 декабря 1980 года на суборбитальную траекторию в сторону озера Балхаш для проверки работоспособности всего комплекса. Затем последовали орбитальные запуски. Первый такой запуск модели ракетоплана «БОР-4» состоялся 3 июня 1982 года, когда с космодрома Капустин Яр с помощью ракеты 65М-РБ5 был выведен на орбиту высотой 225 км «Космос-1374». После одновиткового полета аппарат совершил вход в атмосферу, снижаясь по траектории, близкой к траектории «Бурана», и опустился на парашюте в Индийский океан, примерно в 900 км западнее Австралии.
В ходе спасения его из океана над местом приводнения постоянно кружились вертолеты австралийских ВВС. Вскоре фотографии летающей модели появились в западной прессе, что дало повод для разговоров о создании в Советском Союзе многоразового воздушно-космического самолета. Впоследствии было совершено еще три подобных полета: «Космос-1445» (16 марта 1983 года), «Космос-1517» (27 декабря 1983 года), «Космос-1616» (19 декабря 1984 года). Причем в двух последних случаях аппарат приводнялся в Черном море, но один из них затонул и его не нашли.
Поскольку аналог «Спирали» «Бор-4» по форме отличался от «Бурана», для исследования аэродинамических характеристик была создана летающая модель «Бор-5», которая явилась аналогом или точнее уменьшенной копией в масштабе 1:8 создаваемого орбитального корабля. «Бор-5» изготавливался на ЭМЗ имени В.М. Мясищева при участии специалистов ЛИИ и НПО «Молния». На этой модели определялись основные аэродинамические характеристики, тепловые и акустические нагрузки, оценивалась устойчивость. Правда эта модель не совершала орбитальных полетов, а с помощью баллистической ракеты 65М-РБ5, также стартовавшей с космодрома Капустин Яр, выводилась на суборбитальную траекторию в сторону озера Балхаш. После подъема аппарата по суборбитальной траектории на высоту около 120 км верхняя ступень ракеты-носителя дополнительным импульсом ориентировала и ускоряла «БОР-5» для обеспечения требуемых условий входа в атмосферу (скорость входа в атмосферу на высоте 100 км от 7300 до 4000 м/с), после чего аппарат и последняя ступень ракеты разделялись. Первый запуск модели «Бор-5» был осуществлен 6 июля 1984 года, причем в этом пуске ракета и аппарат не разделились. Всего было произведено 5 пусков.
ü «Модель 501» — 6 июля 1984 года.
ü «Модель 502» — 17 апреля 1985 года.
ü «Модель 503» — 27 декабря 1986 года.
ü «Модель 504» — 27 августа 1987 года.
ü «Модель 505» — 22 июня 1988 года.
Испытания обоих вариантов моделей «Бор-4» и «Бор-5» проводились представителями ЛИИ с участием специалистов военного испытательного института, НПО «Молния» и других организаций под руководством Госкомиссии, возглавляемой первым заместителем начальника ГУКОС генерал-лейтенантом авиации Г.С. Титовым. Постепенное свертывание, а затем и полное закрытие программы «Буран» не позволили провести интересные эксперименты по радиосвязи на плазменном участке спуска в атмосфере, для чего на базе «Бора-4» был изготовлен «Бор-6» со специальными охлаждаемыми антеннами, вынесенными в набегающий поток.
Для отработки системы управления орбитального корабля при движении в атмосфере и автоматической посадки, а также методов пилотирования был построен полномасштабный аналог орбитального корабля БТС-002 (заводское обозначение ОК-ГЛИ №002) с максимальным взлетным весом 92 тонны, оснащенный четырьмя турбореактивными двигателями АЛ-31Ф ОКБ имени А.М. Люльки с суммарной тягой в 40 тонн (два боковых двигателя были оснащены форсажными камерами) для самостоятельно взлета с аэродрома, а также удлиненной передней стойки шасси, обеспечившей заданный стояночный угол. Испытания проводились в Летно-испытательном институте имени М.М.Громова (г. Жуковский), взлетно-посадочная полоса которого была оснащена радиотехнической системой «Вымпел-Н».
Первая рулежка на самолете БТС-02 была выполнена 29 декабря 1984 года, а первый полет по программе горизонтальных летных испытаний состоялся 14 октября 1985 года. Аналог «Бурана» пилотировали летчики-испытатели ЛИИ Игорь Волк и Римас Станкявичус. При последующих полетах самолетом управляли Анатолий Левченко, Александр Щукин, Иван Бачурин и Алексей Бородай. В рамках программы горизонтальных летных испытаний было выполнено 24 полета и реализовано 19 заходов на посадку в режиме автоматического управления до высоты 10-20 метров с последующим уходом на второй круг, два захода до касания ВПП (опускание носового колеса и пробег проводились в ручном режиме управления) и 15 заходов с посадкой и пробегом до полного останова ОК на ВПП в автоматическом режиме управления. Во время восьмого полета 23 декабря 1984 года впервые была опробована посадка в автоматическом режиме. Всего же было совершено 15 посадок в автоматическом режиме. Последний полет по программе горизонтальных летных испытаний состоялся 15 апреля 1988 года. Отработка участка посадки проводилась также на двух специально оборудованных летающих лабораториях, созданных на базе самолетов Ту-154Б, Для выдачи заключения на первый пуск было выполнено 140 полетов, в том числе 69 автоматических посадок. Полеты осуществлялись на аэродроме ЛИИ и посадочном комплексе Байконура.
Вообще работы по созданию многоразовой космической системы «Буран» шли очень тяжело. Конечно, сказывались сложность создаваемой техники и уникальность новых технологий, но гораздо больше делу мешали неразбериха и слабая организация работ. Расчет был, в первую очередь, на энтузиазм рабочих и инженеров, а организация чаще подменялась Постановлениями ЦК КПСС и Совета Министров СССР и оргвыводами. Эта неразбериха определялась не в последнюю очередь ведомственной разобщенностью предприятий, участвующих в работах по «Бурану». Правда, учитывая, что в создании участвовали несколько союзных министерств, десятки республиканских, а всего 79 государственных органов управления, решением Военно-Промышленной комиссии был создан Межведомственный координационный совет. Постановлением правительства председателем Совета назначался руководитель Министерства общего машиностроения как головной организации. Председателем до 1983 года был С.А. Афанасьев, затем О.Д. Бакланов, В.Х. Догужиев и О.Н. Шишкин. В состав совета входили министры головных министерств, заместитель министра обороны по строительству, начальник управления космических сил Министерства обороны, генеральные и главные конструкторы, руководители предприятий, военные, ученые. Генеральный конструктор «Бурана» занимал в этой структуре подчиненное положение, а НПО «Энергия» было хоть и головным, но всего лишь предприятием-исполнителем, да и деньги ведь раздавало не оно. Министр общего машиностроения, хоть и был Председателем Межведомственного координационного совета, тоже не мог стать руководителем программы МКС, поскольку многие организации принадлежали другим министерствам, да и не его это забота. Главное выполнять планы, определенные Комиссией по военно-промышленным вопросам (ВПК) при Совете Министров СССР. Но и оно лишь отслеживало планы, созданные в НПО «Энергия» и утвержденные Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР, да подготавливало новые Постановления и вызывало на ковер нерадивых. Был еще секретарь ЦК КПСС по оборонным вопросам, но он занимался «Бураном» эпизодически и чаще с целью "накачки", а с этим задержек не было, ведь планы с первого дня начали трещать по швам.
Все-таки в этом плане гораздо привлекательнее выглядит американский опыт. Там существует головная государственная организация (НАСА), которая целиком и полностью отвечает за космическую программу типа «Аполлон» или «Спейс Шаттл». Она определяет облик системы и ее основные параметры, вносит предложения в бюджет, а после его утверждения на конкурсной основе определяет подрядчиков. При этом она полностью распоряжается деньгами, выделенными на программу. Естественно, что ни о какой ведомственной разобщенности не может быть и речи. По сути, единственным ограничителем является бюджет. Если НАСА укладывается в бюджет, то деньги поступают без задержки. И только в случае перерасхода средств Конгресс США либо выделяет дополнительные ассигнования, либо нет. Но тогда НАСА должна сокращать издержки, которые могут привести и к пересмотру проекта. Это не наши реалии, когда то густо, то пусто.
Уже в декабре 1981 года работы по орбитальному кораблю были переданы из службы СГК-16 И.Н. Садовского в службу главного конструктора СГК-17 Ю.П. Семенова, а в январе 1982 года несогласного с данным решением И.Н. Садовского заменил прибывший из Днепропетровска Борис Иванович Губанов, которому оставили только работы по носителю, хотя формально он остался главным по МКС в целом. Здесь, в том числе сказались соперничество между И.Н. Садовским и Ю.П. Семеновым, а также рост влияния и широкие связи последнего. Заместителем главного конструктора по орбитальному кораблю был назначен В.А. Тимченко. Несколько позже был снят и главный конструктор харьковского НПО «Электроприбор» (нынешний «Хартрон») В.Г. Сергеев. Наконец, в 1983 году "ушли" и самого С.А. Афанасьева.
25 августа 1980 года на стенде НПО «Энергомаш» было проведено первое включение двигателя РД-170, которое закончилось взрывом. Следующие 15 испытаний также были аварийными, причем по самым разным причинам. Тогда было решено понизить при испытаниях тягу двигателя с 740 до 600 тонн. Включение его на пониженном уровне тяги 9 июня 1981 года прошло нормально. После ряда успешных испытаний приходила уверенность, что теперь-то дела пойдут. Однако испытания первой ступени ракеты-носителя «Зенит» на стенде НИИХИММАШ под Загорском (ныне г. Сергиев-Посад) 26 июня 1982 года закончились взрывом и разрушением стенда. Пошли разговоры о замене РД-170 связкой из четырех двигателей Н.Д. Кузнецова НК-33. Даже на самом «Энергомаше» в 1982-1983 годах с подачи министра С.А. Афанасьева были разработаны предложения в виде эскизного проекта по замене четырехкамерного двигателя четырьмя его «четвертушками» МД-185. В настоящее время это предложение воплотилось в двигателе РД-191, но уже для ракеты-носителя «Ангара». Только благодаря твердой позиции В.П. Глушко удалось отстоять свое детище.
Наконец, после долгой череды доработок в конце мая 1983 года успешно прошло огневое испытание двигателя РД-170, на котором было достигнуто номинальное значение тяги двигателя 740 тонн. А после того, как на восстановленном стенде НИИХИММАШ 1 декабря 1984 года по полной программе был испытан двигатель в составе 1-й ступени ракеты-носителя «Зенит», стало ясно, что рождение самого мощного кислородно-керосинового двигателя состоялось. Окончательно это подтвердил первый запуск ракеты-носителя «Зенит» 13 апреля 1985 года с новой стартовой позиции на площадке 45 космодрома Байконур.
Между прочим, в период затруднений с двигателем РД-170 пошли разговоры о замене жидкостной первой ступени твердотопливными ускорителями по типу шаттла. Были и конкретные проработки, которые проводило КБ ПО «Искра» под руководством главного конструктора Л.Н. Лаврова. По результатам проработки были выпущены предварительные материалы объемом с хороший предэскизный проект. Согласно ему такой ТТУ имел длину 44,9 метра при диаметре корпуса 3,6 метра, общую массу 520 тонн, среднюю тягу 1050 тонн, удельный импульс 263 секунды, а время работы — 138 секунд. Корпус должен был изготавливаться из стеклопластика и заполняться смесевым топливом КД 11/18. В проектных материалах была показана принципиальная возможность создания маршевого твердотопливного двигателя одноразового использования для первой ступени ракеты-носителя «Энергия». Двигатель по своим основным характеристикам не уступал двигателям «Спейс Шаттла». Однако время его создания оценивалось в 8 лет. К тому же в условиях резко континентального климата Казахстана требовалось его термостатирование. Все это усложняло применение твердотопливных первых ступеней в ракетной системе «Энергия». В конце концов, до ТТУ дело не дошло.
В декабре 1982 года в монтажно-испытательном корпусе (площадка 112) на космодроме Байконур был собран по нештатной технологии первый пакет ракеты-носителя — экспериментальной технологической ракеты 4М. В мае-июне 1983 года была выполнена программа динамических испытаний на универсальном комплексе стенд-старт (площадка 250). В октябре 1983 года выполнены примерочные работы ракеты 4М с системами наземного оборудования УКСС.
Для отработки технологии сборки корабля, макетирования его систем и агрегатов, примерки с наземным технологическим оборудованием были созданы два полноразмерных макета корабля ОК-МЛ-1 и ОК-МТ. Первый макетный экземпляр корабля ОК-МЛ, основным назначением которого — проведение частотных испытаний как автономно, так и в сборке с ракетой-носителем, был доставлен на космодром Байконур самолетом 3М-Т в декабре 1983 года. Этот макет использовался также для проведения предварительных примерочных работ с оборудованием МИК, УКСС и посадочного комплекса.
Макетный корабль ОК-МТ был доставлен на космодром в августе 1984 года для проведения конструкторского макетирования бортовых и наземных систем, примерки и отработки различного оборудования, отработки технологического плана подготовки к пуску и послеполетного обслуживания. С использованием этого изделия были проведены полный цикл примерок с технологическим оборудованием в МИК ОК, макетирование связей с ракетой-носителем, отработаны системы и оборудование монтажно-заправочного корпуса и стартового комплекса с заправкой и сливом компонентов объединенной двигательной установки. Работы с изделием ОК-МЛ-1 и ОК-МТ обеспечили проведение подготовки к пуску летного корабля без существенных замечаний.
Как уже говорилось, для горизонтальных летных испытаний был разработан специальный экземпляр орбитального корабля ОК-ГЛИ (БТС-002), который был оснащен штатными бортовыми системами и оборудованием, функционирующим на заключительном участке полета. Всего же предусматривалось создание 7 комплексных моделирующих стендов и 6 полноразмерных макетов орбитальных кораблей.
Самая большая по объему и сложности экспериментальная отработка была проведена на комплексном стенде КС-ОК орбитального корабля «Буран». Основной особенностью, отличающей КС-ОК от других стендов, является то, что в его состав вошли полноразмерный аналог орбитального корабля «Буран», укомплектованный штатными по составу бортовыми системами, и штатный комплект наземного испытательного оборудования. В августе 1983 года в НПО «Энергия» был доставлен планер орбитального корабля для дооснащения и развертывания на его основе постоянно действующего комплексного стенда. На КС-ОК должны были выполняться задачи, которые не могли быть решены на других экспериментальных установках и стендах:
Ø комплексная отработка электрической схемы с участием пневмогидросистем, в том числе: отработка взаимодействия бортовых систем при имитации штатных режимов работы и в расчетных нештатных ситуациях, отработка взаимодействия бортового и наземного (испытательного) многомашинных вычислительных комплексов, проверка электромагнитной совместимости и помехозащищенности бортовой аппаратуры, отработка взаимодействия наземного и бортового комплексов управления в режиме передачи управляющих воздействий с контролем правильности их исполнения в бортовых системах по телеметрической информации;
Ø проверка электрических связей аналога орбитального корабля «Буран», входящего в состав КС-ОК, с эквивалентом ракеты-носителя «Энергия»;
Ø отработка программы и методики комплексных электрических испытаний орбитального корабля «Буран», режимов предстартовой подготовки и методики парирования нештатных ситуаций, возможных при наземной подготовке;
Ø отработка бортового и наземного (испытательного) программно-математического обеспечения и его сопряжения с аппаратными средствами вычислительных комплексов, бортовых систем и наземного испытательного оборудования для всех рабочих мест наземной предполетной подготовки ОК «Буран» с учетом возможных (расчетных) нештатных ситуаций;
Ø отработка эксплуатационной документации, предназначенной для проведения испытаний и наземной предполетной подготовки ОК «Буран» на техническом и стартовом комплексах и для натурных испытаний;
Ø проверка правильности выполнения доработок материальной части, корректировки ПМО и ЭД по результатам испытаний и техническим решениям до проведения соответствующих доработок на штатном ОК «Буран».
Электрические испытания на КС-ОК начались в марте 1984 года. Они проводились в новом здании КИС, где мне довелось делать и защищать дипломный проект. Комплексная экспериментальная отработка на КС-ОК продолжалась в круглосуточном режиме без выходных дней 1600 суток и была завершена лишь тогда, когда ОК «Буран» готовился на стартовом комплексе к запуску.
В отличие от блока А огневые испытания блока Ц планировали проводить не на стенде НИИХИММАШ, а сразу на космодроме Байконур, на универсальном комплексе стенд-старт. С марта по сентябрь 1985 года там были проведены "холодные" стендовые испытания блока Ц, при которых отрабатывалась технология заправки блока компонентами топлива (жидкими кислородом и водородом). Всего было проведено 9 заправок ракеты 4М как покомпонентно, так и двумя компонентами топлива одновременно, что дало основание перейти к огневым испытаниям блока Ц в составе стендовой ракеты 5С.
При первом огневом испытании двигательной установки блока Ц 22 февраля 1986 года планировалась его работа в течение 20 секунд. Однако уже через 2,5 секунды после начала запуска ДУ автоматически была прекращена работа. Произошло разрушение одной пневмомагистрали в турбонасосном агрегате двигателя РД-0120. При этом слив компонентов пришлось проводить с риском для аварийной бригады, но все обошлось. Надо сказать, что к этому моменту было проведено 385 огневых испытаний на режиме 100 % 61 доводочного двигателя РД-0120 с суммарной наработкой 48400 секунд, то есть более чем в 3 раза превышала наработку двигателя SSME к началу испытаний стендовых ступеней «Спейс Шаттла».
После восстановления работоспособности ТНА 25 апреля 1986 года второе огневое испытание блока Ц ракеты 5С длительностью 390 секунд было проведено без замечаний.
С августа по сентябрь 1986 года на УКСС были проведены "холодные" стендовые испытания ракеты-носителя с установленным на ней макетом орбитального корабля и имитацией силовых импульсных нагружений конструкции заправленной ракеты-носителя, а в сентябре 1986 года на стартовом комплексе — комплексные испытания ее с наземными системами и оборудованием СК, включая заправку ракеты штатными компонентами топлива.
2 августа 1985 года вышло очередное Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР, устанавливающее срок начала летных испытаний «Бурана» — IV квартал 1986 года. Но только 12 декабря 1985 года планер первого летного орбитального корабля был доставлен на космодром Байконур. Учитывая ограничения по грузоподъемности самолета-транспортировщика 3М-Т, планер орбитального корабля прибыл без орбитальных систем и многих узлов и агрегатов, в том числе без шасси и хвостового оперения. Было наклеено только 25 тысяч теплозащитных плиток из 38 тысяч нужных по проекту. Это был фактически лишь скелет. Требовалось полностью собрать, оснастить системами и испытать орбитальный корабль. Дело осложнялось тем, что сам монтажно-испытательный корпус орбитального корабля (площадка 254) был готов лишь наполовину, это касалось и других сооружений технического комплекса. Поэтому, прежде чем начать сборку орбитального корабля, требовалось доставить в пультовые наземно-испытательное оборудование, смонтировать его и провести пуско-наладочные работы. Только благодаря круглосуточной работе всех специалистов смогли в мае 1986 года начать электрические испытания орбитального корабля. Как всегда слабую организацию работ подменяли штурмовщиной. К этому моменту срок запуска «Бурана» переехал на III квартал 1987 года.
Учитывая отставание в изготовлении первой летной ракеты-носителя и орбитального корабля, НПО «Энергия» по инициативе главного конструктора Б.И. Губанова приняло решение провести летные испытания с использованием экспериментальной ракеты 6С, для чего ракетные блоки А и Ц изготавливались по документации на летное изделие. Перед запуском ракета 6СЛ по предложению В.П. Глушко была названа «Энергией», то есть получила имя родного предприятия. Первоначально первый запуск ракеты-носителя планировался на конец 1983 года. Но планы постоянно корректировались в сторону более поздних сроков. В последнем плане стоял срок сентябрь 1986 года. Однако из-за задержки в изготовлении космического аппарата, подготовки пусковой установки и других систем космодрома работы задержались почти на полгода. Поскольку ракета 6СЛ все-таки была стендовой, на ней предполагалось провести третьи огневые испытания двигательной установки блока Ц. На этом настаивали и заказчики из Министерства обороны. Однако разработчики добились отмены огневых испытаний, чтобы идти сразу на пуск. При этом они ссылались на то, что к октябрю 1986 года проведено в Загорске 8 огневых стендовых испытаний модульной части блока А и первой ступени ракеты «Зенит», 407 огневых испытаний двигателей первой ступени и 427 — второй. На стенд-старте были проведены девять циклов по отработке заправки блока Ц на ракете 4М и заправки пакета в целом на ракете 4МКС-Д, два огневых стендовых испытания блока Ц в составе ракеты 5С, проведены динамические испытания ракеты. Кроме того, в случае аварии ДУ мог разрушиться единственный стенд, а при старте с каждой секундой полета снижалась опасность его разрушения по мере удаления ракеты. В конце концов заказчиков удалось пересилить.
Первоначально в качестве полезной нагрузки для первого пуска «Энергии», запланированного на осень 1986 года, был разработан габаритно-весовой макет. Он представлял из себя цилиндр диаметром 4 метра и длиной около 25 метров. По внешним габаритам он был аналогом будущего грузового отсека. Макет был выполнен из толстолистовой стали. Внутренние переборки дополняли и набирали вес. Внутри макета — пустота. По программе полета он должен был приводниться вместе со второй ступенью «Энергии» в акватории Тихого океана. Однако руководство министерства и Генеральный конструктор В.П. Глушко считали, что пуск следует завершить полетом реального или полуреального космического объекта.
В июле-августе 1985 года министром общего машиностроения О.Д. Баклановым и В.П. Глушко перед КБ «Салют» и заводом имени М.В. Хруничева была поставлена задача создания космического аппарата с необходимыми системами, обеспечивающими его вывод на орбиту и существование на ней в течение месяца, с возможностью проведения ряда экспериментов. Срок поставки на полигон не позднее августа 1986 года. Ответственными за это были назначены главный конструктор КБ «Салют» Д.А. Полухин и директор завода А.И. Киселев. Для ускорения работ по аппарату решено было в максимальной степени использовать изготовленные отсеки и приборный состав функционально-грузового блока от ТКС (транспортного корабля снабжения) и «Скифа-ДМ» (перспективного космического аппарата 100-тонного класса).
Еще в 1981 году КБ «Салют» создало космический аппарат — станцию «Скиф», оснащаемую лазерным оружием по программе противоспутниковой обороны типа «анти-СОИ» с последующим совершенствованием — предполагалось оснастить лазерной системой поражения ядерные головные части ракет. Лазерный бортовой комплекс вооружения «Скифа» создавался в НПО «Астрофизика» под руководством Н.Д. Устинова-младшего.
Аналог «Скифа» без сложных боевых систем, для оценки динамических характеристик имел индекс «Скиф-Д». Космическая станция «Скиф» для «Энергии» №6СЛ приобрела макетный облик. Макет под индексом «Скиф-ДМ» имел длину 37 метров, диаметр 4,1 метров и массу около 80 тонн. В целевом модуле «Скифа-ДМ» размещались экспериментальные установки для проведения прикладных и геофизических экспериментов. Предполагался отстрел мишеней и их поражение с борта «Скифа-ДМ». В июле 1986 года завод имени М.В. Хруничева выполнил свои обязательства. Все отсеки космического аппарата были поставлены на Байконур. До января 1987 года «Скиф-ДМ» оснащался аппаратурой. Все системы аппарата прошли полный цикл автономных и комплексных испытаний. В начале 1987 года было решено демонстрацию боевых возможностей космического аппарата не производить. В феврале этого же года «Скиф-ДМ» прибыл для стыковки с «Энергией» на техническую позицию уже с откорректированной программой его полета. На борту «Скифа-ДМ» большими буквами на черной поверхности было написано его новое имя «Полюс».
Работа была выполнена в рекордно короткий срок, в результате такой спешки не было даже времени обработать полностью телеметрию, полученную при наземных испытаниях, что и сыграло потом свою негативную роль.
Первоначально этот старт планировался на сентябрь 1986 года. Однако из-за задержки изготовления аппарата, подготовки пусковой установки и других систем космодрома работы задержались почти на полгода. Лишь в конце января 1987 года аппарат был перевезен из монтажно-испытательного корпуса на 92-й площадке космодрома, где он проходил подготовку, в здание монтажно-заправочного комплекса на площадке 112А. Там 3 февраля 1987 года «Скиф-ДМ» был состыкован с ракетой-носителем 11К25 «Энергия» №6СЛ.
11 февраля 1987 года ракета-носитель «Энергия» (6СЛ) с космическим аппаратом «Полюс» с помощью транспортно-установочного агрегата была вывезена и установлена на универсальный комплекс стенд-старт. В течение почти 3 месяцев шли испытания наземных и бортовых систем. Интересно отметить, что перед самым пуском космодром посетил Генеральный секретарь ЦК КПСС М.С. Горбачев. На пуск он не остался, чтобы не стать причиной визит-эффекта, зато в сообщении ТАСС о его визите сообщалось, что ему «...были показаны космические аппараты связи, телевидения, метеорологии и исследования космического пространства. В настоящее время на космодроме ведутся работы по подготовке к запуску новой универсальной ракеты-носителя, способной выводить на околоземные орбиты как многоразовые орбитальные корабли, так и крупногабаритные космические аппараты научного и народнохозяйственного назначения, в том числе модули для долговременных станций». Пожалуй, впервые мы заявили о своих планах создания и испытаний ракетно-космической техники. Это была одна из первых ласточек гласности.
Первый старт ракеты-носителя 11К25 №6СЛ был запланирован на 4 часа дня по московскому времени 15 мая 1987 года. Однако в ходе предстартовой подготовки возникло несколько неполадок, в результате чего старт переехал на вечер. Тем не менее, 15 мая 1987 года в 21 час 30 минут был произведен первый пуск «Энергии». На 144-й секунде были отключены двигатели боковых блоков, а спустя 2 секунды произошло их отделение. После 460 секунд работы ракета успешно вывела аппарат на заданную высоту 110 км, после чего прошло разделение, при этом орбита, точнее — баллистическая траектория имела следующие параметры: максимальная высота 155 км, минимальная высота минус 15 км (то есть перицентр орбиты лежал под поверхностью Земли), наклонение плоскости траектории к земному экватору 64.61 град.
Для выхода на орбиту требовался доразгон с помощью ДУ самого аппарата, для этого ему нужно было развернуться на 180°, поскольку на ракете он располагался двигателями вперед. Однако после разворота на 180° двигатели ориентации и стабилизации не остановили вращения аппарата. Двигательная установка все-таки включилась, но импульс довыведения был "размазан" в пространстве, и новенький 80-тонный «Скиф-ДМ» или «Полюс» упал вслед за блоком Ц в Тихий океан. Самое интересное, что это же случилось и при испытаниях, но из-за спешки на это просто не обратили внимания. Несмотря на неудачу с выведением «Скифа-ДМ» испытания самой ракеты-носителя «Энергия» были признаны чрезвычайно успешными. А это значило, что настало время полета первого советского многоразового космического корабля.
Для проведения летно-конструкторских испытаний орбитального корабля требовался герметичный модуль для размещения дополнительной измерительной аппаратуры. Его решено было создать на базе разрабатываемых в КБ «Салют» отделяемых целевых модулей 37К, выводимых в составе тяжелого модульного корабля ТКМ. Один из таких модулей, «Квант» летал в составе орбитального комплекса «Мир». Модуль получил обозначение 37КБ. При массе 7,15 тонны его объем составляет 37 м3, длина 5,1 метра и диаметр 4,1 метра. В нем были размещены следующие дополнительные системы, приборы и агрегаты:
Ø система бортовых измерений;
Ø аварийная система питания «Бурана» (48 аккумуляторных батарей);
Ø автономная система питания модуля 37КБ (12 аккумуляторных батарей);
Ø система обеспечения теплового режима;
Ø система пожарообнаружения и пожаротушения;
Ø система обеспечения газового состава;
Ø система внутреннего освещения.
В модуле 37КБ размещался также ряд вспомогательных приборов системы управления бортовым комплексом (СУБК), необходимых для его функционирования. Для контроля за работой аппаратуры в нештатных ситуациях предусматривалось посещение модуля экипажем. Всего было изготовлено два летных модуля.
Модуль 37КБ планировалось использовать многократно, как прообраз будущих полезных нагрузок для «Бурана». В дальнейшем предполагалось на его основе создать как неотделяемые исследовательские модули по типу «Спейслэба» и модули, пристыковываемые с помощью манипулятора «Бурана» к боковому стыковочному узлу модуля «Кристалл» орбитального комплекса «Мир», так и модули материально-технического снабжения (37КБИ и 37КБИЭ). Возвращаться на Землю они должны были тоже в грузовом отсеке «Бурана» при следующих полетах к станции.
Программа первого полета многократно и тщательно обсуждалась. Рассматривались два варианта: трехсуточный и двухвитковый полеты. Трехсуточный полет решал больше задач, но при этом существенно увеличивался необходимый объем экспериментальной отработки. К тому же не были отработаны узлы открытия створок отсека полезного груза (ОПГ) и система обеспечения теплового режима, в системе управления отсутствовали командные датчики, энергоустановка на основе топливных элементов также не была готова. При реализации двухвиткового полета можно было не устанавливать ряд систем, таких как система энергопитания на электрохимических генераторах, система открытия створок грузового отсека, радиаторы и ряд других, требующих большой отработки, которая к тому времени не была завершена. Вместо электрохимического генератора в грузовом отсеке вместе с блоком дополнительных приборов 37КБ была установлена связка из аккумуляторных батарей, обеспечивающих двухвитковый полет. Створки решили не открывать, а сброс тепла обеспечить за счет испарения воды. Не была полностью готова и бортовая математика. В то же время двухвитковый полет выполнял основную задачу — отработку участков выведения, спуска в атмосферу и посадки на посадочную полосу в автоматическом режиме. Корабль был защищен штатными теплозащитными плитками, а в его кабине установили телекамеру, которая «смотрела» вперед через остекление. Масса «Бурана» была меньше расчетной и составляла на старте 79,4 тонны.
Тогда же в адрес Правительства было отправлено коллективное письмо, подписанное, в том числе и космонавтами Игорем Волком и Алексеем Леоновым, в котором предлагалось провести первый полет «Бурана» в пилотируемом режиме. Однако специальная комиссия, рассматривавшая эти вопросы, остановилась на двухвитковом полете в беспилотном режиме.
12 марта 1988 года на заседании Госкомиссии запуск первого летного образца орбитального корабля №1Л, получившего имя всей системы «Буран», был назначен на 29 октября 1988 года.
К этому моменту была подготовлена одна стартовая позиция на площадке 110, поскольку УКСС не позволял осуществить пуск ракеты-носителя с орбитальным кораблем. В ходе подготовки собранный пакет ракеты-носителя «Энергия» №1Л с 14 января по 2 февраля 1988 года вывозился на старт с целью комплексной проверки всех систем, в том числе огневые испытания системы дожигания водорода, отработка стыковки коммуникаций и отвода площадок, примерка средств обслуживания и тренировки боевого расчета. После стыковки «Энергии» с орбитальным кораблем с 23 мая по 10 июня 1988 года они также проходили на старте совместные испытания всех систем. Одновременно проверялась электромагнитная совместимость радиотехнических систем ракеты и корабля. 10 октября ракета-носитель «Энергия» с орбитальным кораблем «Буран» были вывезены на старт. 26 октября 1988 года после докладов о готовности орбитального корабля, ракеты-носителя, стартового комплекса, полигонного измерительного комплекса, Центра управления полетом, средств связи и расчетов и о метеорологическом прогнозе на ближайшие дни Государственная комиссия под председательством нового министра общего машиностроения В.Х. Догужиева приняла решение о запуске ОК «Буран» 29 октября 1988 года в 6 ч 23 минуты московского времени.
Предстартовая подготовка многоразовой космической системы на стартовом комплексе 28 и 29 октября 1988 года проходила тяжело: было 15 сбоев в работе как наземных, так и бортовых систем, которые пришлось оперативно устранять. После устранения замечаний подготовка пошла нормально. Однако за 51 секунду до запуска двигательной установки ракеты-носителя автоматизированная система подготовки пуска выдала во все системы команду на автоматическое прекращение подготовки из-за снятия готовности к пуску системы управления полетом. Это произошло из-за задержки отстыковки от борта ракеты-носителя платы с приборами азимутального наведения (прицеливания), и, следовательно, произошла задержка с отводом фермы, на которой они располагались. Пуск был отменен.
После доработок повторный запуск ракеты-носителя «Энергия» с орбитальным кораблем «Буран» был намечен на 15 ноября 1988 года. Предстартовая подготовка, которая началась за 11 ч до старта, в целом проходила без замечаний, но вот погода была не слишком благоприятной: увеличивалась облачность, шел снег, ожидались порывы ветра до 20 м/с при разрешенных для орбитального корабля 15 м/с. Тем не менее, было дано разрешение на пуск, который состоялся 15 ноября 1988 года в 6 часов утра, точнее в 06:00:01,25 ДМВ. Ракета отработала штатно, корабль отделился от центрального блока в 6 часов 8 минут и вышел на орбиту с высотой условного перигея -11,2 км, апогея 154,2 км. В апогее траектории его двигатели выдали корректирующий импульс 66,6 м/с. После второго включения (44 м/с) корабль оказался на орбите высотой 251 на 263 км и наклонением 51,6°.
На орбите все системы работали штатно. За 3 ч 26 минут первого полета ОК было проведено четыре штатных сеанса связи с выдачей на борт 10 запланированных массивов командно-программной информации для управления режимами работы радиотехнического комплекса. После выполнения двух неполных витков, в 8 часов 20минут на высоте 250 км был выдан тормозной импульс величиной 175 м/с на расстоянии около 20000 км от аэродрома. Боковая дальность на трассе спуска составила около 550 км. Вход в атмосферу прошел нормально, датчики в носовой части фюзеляжа зарегистрировали температуру 907°С, на носках крыла — 924°С. После торможения и схода с орбиты орбитальный корабль, проделав все предпосадочные маневры в автоматическом режиме, вышел точно на посадочную полосу. В 9 часов 24 минуты 42 секунды корабль коснулся полосы площадки 251 космодрома Байконур в нескольких километрах от старта при скорости 260 км/ч и полностью остановился в 9 часов 25 минут 24 секунд точно посередине посадочной полосы, пробежав 1620 метров. Отклонение от расчетной точки касания на ВПП оказалось равным 15 метров в продольном направлении и 3 метра от оси полосы при скорости встречного ветра 17 м/с. Время полета составило 206 минут. Послеполетный осмотр корабля показал, что за весь полет было потеряно всего лишь 6 теплозащитных плиток.
На заключительном этапе орбитальный корабль сопровождал двухместный истребитель МиГ-25, пилотируемый космонавтом "бурановского" отряда Магомедом Толбоевым. Это был действительно выдающийся успех советской космонавтики. Впервые в мировой практике была проведена полностью автоматическая посадка космического аппарата такого класса. Как водится в таких случаях, на участников пролился "золотой дождь" из орденов и медалей. Министр общего машиностроения О.Д. Бакланов стал секретарем ЦК КПСС.
Программа многоразовой космической системы «Буран» предусматривала строительство трех орбитальных кораблей, позднее в 1983 году по дополнительному заказу их число увеличили до пяти. Три из них были изготовлены. Первый корабль (ОК №1К) после полета решено было подвергнуть тщательной дефектации. Позже он использовался для отработки транспортировки корабля в полной комплектации на самолете Ан-225 «Мрия» и даже побывал на авиасалоне в Ле-Бурже. Орбитальный корабль №2К планировалось использовать при втором запуске в автоматическом режиме. Третий корабль готовился для пилотируемого полета. На нем уже должны быть установлены все бортовые системы в полной комплектации. В дальнейшем в пилотируемых полетах «Бурана» предполагалось завершить его летную отработку, в том числе при длительных полетах (до 30 суток), и приступить к эксплуатации корабля, включая транспортно-техническое обслуживание орбитальных комплексов и выведение на орбиту беспилотных космических аппаратов.
После успешного первого полета «Бурана», казалось бы, дело пойдет по нарастающей. Началась подготовка второго летного экземпляра орбитального корабля № 2К к полету. В соответствии с программой этот пуск тоже должен был быть беспилотным. По состоянию на начало 1989 года план запусков был следующим:
Ø IV квартал 1991 года — полет 2К1 (второй корабль, первый полет) длительностью 1-2 суток с модулем 37КБ;
Ø I-II кварталы 1992 года — полет 2К2 длительностью 7-8 суток с модулем 37КБ;
Ø 1993 год — полет 1К2 длительностью 15-20 суток с модулем 37КБ.
Все четыре полета «Буранов» должны были быть беспилотными. В полете корабля 2К2 планировалось отработать автоматическое сближение и стыковку с орбитальным комплексом «Мир». Начиная с пятого полета должен был использоваться третий орбитальный корабль №3К, оборудованный системой жизнеобеспечения и двумя катапультируемыми креслами.
Полеты с пятого по восьмой тоже считались испытательными, потому экипаж должен был состоять лишь из двух космонавтов. Они намечались на 1994-95 годы. Для этих миссий планировалось изготовить исследовательские модули по примеру американских «Спейслэб» и «Спейсхэб». Для этого КБ «Салют» предложило переоборудовать второй модуль 37КБ и запасной (третий) модуль 37КБ в соответственно 37КБИ №1 и 37КБИ №2. Предварительно планировалось изготовить экспериментальный модуль 37КБИЭ для первого пилотируемого полета ОК «Буран-3К» в 1994 году. Во время полетов «Бурана» с пятого по восьмой на комплекс 27КС «Мир» должны были доставляться последовательно модули 37КБИЭ, 37КБИ №1 и №2, которые пристыковывались бы с помощью дистанционного манипулятора корабля к боковому стыковочному узлу модуля «Кристалл». Модули 37КБИ были бы одновременно и исследовательскими аппаратами, на которых стояла научная аппаратура, и герметичными модулями материально-технического снабжения. Возвращаться на Землю они должны были тоже на ОК «Буран» при их следующих полетах к станции.
Однако уже в конце 1989 года планы создания модулей для «Бурана» полностью изменились. 5 октября 1989 года состоялся Научно-технический совет Минобщемаша и АН СССР по перспективной орбитальной станции «Мир-2». Совет признал необходимым прекратить работы по темам 14Ф70 «Заря» (пилотируемый многоразовый корабль), 37КБИ, 37КБИЭ и в рамках реализации темы «Мир-2» обеспечить создание модернизированного блока 17КС №128, провести разработку модернизированного грузового корабля на базе существующего задела с учетом перехода на ракету-носитель 11К77 «Зенит-2».
Менялись планы и в отношении пусков «Бурана». Как уже говорилось, первый корабль (ОК №1К) после полета решено было подвергнуть тщательной дефектации. А при запуске второго осуществить стыковку с орбитальным комплексом «Мир». При этом корабль уже должен быть оснащен штатными системами энергопитания и жизнеобеспечения, а также специально разработанным для него андрогинным стыковочным узлом АПАС-89. Одновременно готовился к старту и корабль «Союз ТМ», оснащенный аналогичным стыковочным узлом. Пилотировать его должен экипаж из двух человек. На должность командира корабля готовились космонавты-испытатели из отряда ГКНИИ ВВС Иван Бачурин, Алексей Бородай и Леонид Каденюк, а на бортинженера — военные инженеры из отряда космонавтов ЦПК Эдуард Степанов, Валерий Илларионов и Николай Фефелов, которые отбирались еще для программы «Алмаз», но так ни разу и не слетали. После старта «Союз ТМ» должен был сблизиться с «Бураном» и затем состыковаться с ним. Космонавты, перейдя в кабину многоразового орбитального корабля, проверили бы его работу в пилотируемом режиме, включая отработку бортового манипулятора. Затем, отстыковавшись от него, они на корабле «Союз ТМ» совершили бы перелет к орбитальному комплексу «Мир» и состыковались с ним. «Буран» после 7-суточного полета совершил бы вход в атмосферу и посадку на аэродром в автоматическом режиме подобно первому полету.
Первоначально старт намечался на 1989-1990 годы. Уже был собран пакет ракеты-носителя «Энергии» №2Л, да и сам второй летный экземпляр «Бурана» был почти готов. Однако к этому времени Министерство обороны СССР — основной заказчик многоразовой космической системы — отказалось от планов ее использования. Поэтому с 1991 года система «Энергия» — «Буран» была переведена из Программы вооружений в Государственную космическую программу решения народнохозяйственных задач. Да и советская экономика входила в затяжной кризис, который вскоре привел наряду с остальными причинами к распаду Советского Союза. Финансирование космических исследований резко сокращалось. Старт все время переносился, сначала на IV квартал 1991 года, затем на 1993 год, а, в конце концов, и вовсе был отменен. Работы по многоразовой космической системе «Буран» были прекращены, а в 1992 году РКА приняло решение о закрытие программы. Подготовленный «Союз ТМ» с андрогинным стыковочным узлом был впоследствии использован под названием «Союз ТМ-16» для доставки на «Мир» экипажа тринадцатой основной экспедиции Г. Манакова и А. Полещука.
На создание системы было затрачено 16 миллиардов рублей за 14 лет. Стоимость конструкции ракеты-носителя «Энергия» и орбитального корабля «Буран» при первом запуске составили соответственно 210 и 140 миллионов рублей. Но средства, потраченные на "одноразовый" «Буран», оказались закопанными в Землю. Сам орбитальный корабль №2К, как и первый летный экземпляр №1К, а также несколько собранных пакетов ракеты «Энергия» пылятся на космодроме. Находившиеся в различной стадии сборки на Тушинском машиностроительном заводе еще несколько орбитальных ступеней пошли на слом. Образец орбитального корабля для динамических испытаний установлен в Парке культуры и отдыха имени Горького, где используется для аттракционов. После завершения программы летных испытаний и отработки автоматической посадки БТС-02 длительное время находился на консервации в ЛИИ имени М.М. Громова, выставляясь на аэрокосмических салонах, затем был передан в лизинг в качестве экспоната в зарубежный музей города Сидней в Австралии. Технический и стартовый комплексы на космодроме Байконур приходят в упадок. Используется только МИК орбитального корабля (площадка 254) для подготовки модулей орбитального комплекса «Мир», а впоследствии и для международной космической станции. Планировалось использование УКСС для запусков ракеты-носителя «Аврора», но затем от этого отказались. В настоящий момент идет создание рабочих мест для подготовки ракеты-носителя «Союз» в большом МИКе на площадке 112, поскольку старый МИК на «двойке» за 45 лет сильно обветшал. Правда, рухнувшая в мае 2002 года крыша большого МИКа, похоже, похоронила эти планы.
Руководство НПО «Энергия» пыталось спасти хотя бы остатки программы, предложив создать на базе ракеты-носителя «Энергия» малый носитель «Энергия-М». Начальным вариантом такой ракеты-носителя явилась ракета-носитель «Гроза» (РЛА-125), предложенная еще в 1975-1977 годах и состоящая из центрального и двух боковых блоков ракеты-носителя «Энергия». В 1976 году было разработано техническое предложение по ракете-носителю «Гроза», а в 1977 году — дополнение к нему. В 1985 году в соответствии с Постановлением от 25 декабря 1984 года, был выпущен эскизный проект, доказывающий принципиальную возможность создания на производственно-технологической базе ракеты-носителя «Энергия» ракеты-носителя тяжелого класса «Гроза» грузоподъемностью на низкой орбите до 63 тонн. По решению НТС Минобщемаша от 18 августа 1988 года НПО «Энергия» было поручено уточнить эскизный проект по ракете-носителю «Гроза» (РЛА-125) с учетом выведения космических аппаратов массой от 25 до 40 тонн на низкие орбиты в интересах науки, народного хозяйства и обороны страны.
В 1989 году было выпущено дополнение к эскизному проекту ракеты-носителя «Гроза», в котором предлагалось использовать на центральном блоке не четыре двигателя РД-0120, а два с соответствующим уменьшением размеров центрального блока, а также были рассмотрены варианты ракеты-носителя грузоподъемностью 27-50 тонн, в том числе с использованием крылатого многоразового блока I ступени. Дальнейшие проработки по ракете-носителю тяжелого класса завершились выпуском в 1990 году эскизного проекта ракеты-носителя, получившей условное название «Нейтрон», который был одобрен Советом главных конструкторов 19 июля 1990 года. Ракета-носитель получила официальное название «Энергия-М».
В 1990 году был изготовлен макет ракеты-носителя «Энергия-М» и установлен на стартовой позиции. 8 апреля 1991 года было принято Постановление о создании на конкурсной основе ракеты-носителя тяжелого класса. В конкурсе приняли участие НПО «Энергия», НПО «Южное» (С.Н. Конюхов) и КБ «Салют» (Д.А. Полухин). 6 июля 1991 года коллегия и президиум НТС Минобщемаша приняли решение о целесообразности разработки и создания ракеты-носителя тяжелого класса. Разработка исходных данных и технических заданий на составные части ракеты-носителя «Энергия-М» началась в том же 1991 году. С 1991 по 1993 годы разрабатывалась конструкторская документация, и подготавливалось производство для изготовления ракеты-носителя. В 1993 году было закончено согласование и выпущено тактико-техническое задание на разработку ракеты-носителя «Энергия-М», утвержденное генеральным директором РКА Ю.Н. Коптевым и согласованное с командующим ВКС Министерства обороны РФ В.А. Ивановым.
Двухступенчатая ракета-носитель «Энергия-М» является базовой для трехступенчатых модификаций, отличающихся типами применяемых разгонных блоков. Ракета-носитель выполнена по «пакетной» схеме с параллельным расположением ступеней, в которой два ракетных кислородно-керосиновых блока А первой ступени, заимствованные у ракеты-носителя «Энергия», расположены вокруг укороченного центрального кислородно-водородного блока второй ступени, разработанного на базе аналогичного блока ракеты-носителя «Энергия», но с одним двигателем РД-0120. Полезный груз размещается в грузовом отсеке блока второй ступени и механически связан с переходным отсеком (в двухступенчатой модификации) или с разгонным блоком (в трехступенчатой модификации). Стартовая масса ракеты — 1050 тонн, ее грузоподъемность — 34 тонны на низкие орбиты и от 3 до 7 тонн (в зависимости от модификации разгонного блока) на геостационарную орбиту. Для запусков предполагалось использовать универсальный комплекс стенд-старт.
Однако «Энергия-М» дальше полноразмерного макета не продвинулась. И дело не только в развале Советского Союза. При сравнимой с уже летающим «Протоном» выводимой полезной нагрузке стоимость запуска с помощью ракеты «Энергия-М» увеличивалась в 2-3 раза, что, естественно, делало ее неконкурентоспособной. Правда, в отличие от «Протона» используемые ракетой виды топлива (керосин, жидкий водород и жидкий кислород) являются экологически безопасными. Но сейчас, после начала разработки семейства ракет-носителей «Ангара» различной грузоподъемности, в том числе ракеты «Ангара-4В» с использованием на центральном блоке второй ступени кислородно-водородного двигателя РД-0120, идея «Энергии-М» и вовсе стала неактуальной.
Кроме ракеты «Энергия-М», как уже говорилось, имелись планы создания целого семейства ракет-носителей различной грузоподъемности. Именно с этой идеей пришел в Подлипки В.П. Глушко. Поэтому в Постановлении ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 17 февраля 1976 года о создании многоразовой космической системы «Буран» была предусмотрена и целесообразность разработки в 1979-1980 годах технических предложений по перспективным средствам выведения. В ноябре 1977 года постановлением правительства поручено было обеспечить развитие работ по созданию на базе многоразовой космической системы «Буран» и ее основных элементов сверхтяжелой ракеты-носителя. В НПО «Энергия» и головных смежных организациях были развернуты изыскательские и проектные работы по тяжелым и сверхтяжелым ракетам-носителям, создаваемым на базе ракетного комплекса «Буран». Перспективный ряд ракет-носителей позволял на основе блочно-модульного принципа построить семейство, заполнить пробелы и сделать непрерывной цепочку возможностей по выносу на опорную орбиту массы полезного груза.
Ряд открывается ракетой «Зенит» грузоподъемностью до 15,7 тонны при использовании в международных программах. Легко заметить, что варьируемых элементов в системе, по-крупному, всего два. Это модуль первой ступени (блок А), применяемой практически во всем ряду, кроме последней схемы. Второй элемент — это модуль второй ступени (блок Ц), который в ряде схем существенно меняется, что объясняется сохранением базового модуля «Энергии» грузоподъемностью 100 тонн без особых изменений только в диапазоне нагрузок 60-100 тонн. Масса менее 60 тонн влечет за собой изменение центрального блока: или укорочение баков до получения объемов, необходимых для уменьшенных заправок соответственно нагрузке, как в схеме «Энергия-М», или уменьшению диаметра блока до 5,6 метров. При увеличении нагрузки свыше 100 тонн изменение схемы связано не только с увеличением количества модулей боковых блоков первой ступени, но и с увеличением длины баков центрального блока (на 15 метров при нагрузке 200 тонн).
В перспективном ряду, как родоначальники, выделяются две исходные схемы ракет-носителей: «Энергия» в грузовом варианте, или по раннему наименованию «Буран-Т», а в индексации программы летных испытаний «Энергии» — 6СЛ, и «Энергия-Буран», соответствующая по структуре первой летной машине той же программы.
Грузовой вариант «Энергии» или «Буран-Т» способен выводить на опорную орбиту 100 тонн полезного груза. Полезный груз в этом варианте размещается в транспортном контейнере. Контейнер длиной 42 метра и диаметром 6,7 метра в окончательно собранном виде с размещенным в нем полезным грузом устанавливается вместо орбитального корабля «Буран» на те же узлы силовой связи. Контейнер, кроме образования силовой схемы крепления полезного груза и ракетных блоков, защищает космические аппараты, размещенные в нем, от аэродинамического и теплового воздействия набегающего потока в полете. При использовании доразгонного блока возможно довыведение на орбиту порядка 200 км космических аппаратов массой до 88 тонн и 81,5 тонны — на орбиты до 600 км.
Для выведения космических аппаратов на высокие орбиты искусственного спутника Земли, включая геостационарную, к Луне, в составе ракеты-носителя «Энергия» разрабатывался кислородно-водородный космический разгонный блок 14С40 («Смерч»), который является как бы третьей ступенью ракеты-носителя. Баки разгонного топлива вмещают до 70 тонн топлива. Маршевый ракетный двигатель блока развивает тягу до 10 тонн. При использовании разгонного блока «Смерч» на геостационарную орбиту выводился груз весом 18-19 тонн, в либрационные точки системы Земля-Луна — весом 23-29 тонн, на орбиту искусственного спутника Луны — 21,5-23 тонны. Рассматривалась также возможность использования двухступенчатого разгонного блока, причем второй ступенью служил хорошо известный блок ДМ.
С помощью ракеты-носителя «Энергия» («Буран-Т») можно было существенно расширить программу исследований Луны, планет и Солнца, доставки груза с планет, астероидов и комет и для астрофизических исследований. Созданные космические средства должны были быть использованы для расширения исследования планеты Марс. Ее же можно было использовать для отработки элементов пилотируемого марсианского комплекса с доставкой их на орбиту искусственного спутника Марса или на поверхность Марса.
Наличие такого носителя как «Энергия» позволяла развернуть широкомасштабное освоение Луны, включая первые пилотиремые полеты на Луну в 2001-2010 годах, а впоследствии — создание лунной базы.
В августе 1985 года правительство, рассматривая состояние работ по подготовке и проведению летных испытаний многоразовой космической системы «Буран», работ по целевому использованию этой системы и созданию на ее базе перспективных ракетных комплексов, обязало основательно развернуть конструкторские работы по созданию унифицированных сверхтяжелых космических ракетных комплексов «Буран-Т» и «Вулкан». Постановление обязывало в первом квартале 1986 года представить на утверждение проект постановления о разработке и изготовлении «Бурана-Т» и «Вулкана», об этапах и сроках решения целевых задач с использованием этих ракетно-космических комплексов. Этим же постановлением Министерство обороны было обязано в трехмесячный строк выдать в установленном порядке техническое задание на разработку «Бурана-Т» и «Вулкана».
В марте 1986 года основные, а в июле дополнительные документы с проектом Постановления о порядке и сроках проведения работ по созданию универсального космического ракетного комплекса «Буран-Т» и мероприятий по обеспечению его создания, согласованные всеми пятнадцатью министерствами и ведомствами, участвующими в разработке, были направлены в Военно-промышленную комиссию Совета министров. В проекте были указаны следующие сроки проведения летных испытаний универсального космического ракетного комплекса «Буран-Т»: по первому этапу — выведение на опорную орбиту космических объектов массой 102 тонны в 1988-1991 годах, по второму этапу — начало испытаний с грузовым транспортным контейнером в 1991 году и с разгонным блоком «Смерч» в 1995 году. Проект был возвращен аппаратом комиссии в декабре 1987 году в связи с тем, как говорилось в письме, что он не согласован с генеральным заказчиком. Это происходило после первого пуска «Энергии» в мае 1987 года. Вариантом ракеты 6СЛ был, по сути, «Буран-Т» с грузом, имеющим свой двигатель довыведения. Летные испытания начались, а директивного документа нет. Фактически уже в этот момент началось торможение создания семейства ракет-носителей на базе «Энергии». Более того, Министерство обороны отозвало свое техническое задание, показав тем самым, что «Энергия» ей не нужна.
О следующем представителе семейства — ракете-носителе «Гроза» (РЛА-125) — уже рассказывалось чуть выше. Она получалась путем почти простого вычитания двух блоков А из первой ступени строящейся ракеты. В принципе, в 70-е годы имелось несколько проектов ракет-носителей с грузоподъемностью около 30 тонн. Это и модернизированный «Протон» с кислородно-водородным разгонным блоком, и новая ракета 11К37 разработки КБ «Южное». В свое время (в июне 1976 года) предполагалось даже, что ракета-носитель «Гроза» появится на свет даже раньше «Энергии» для уменьшения затрат на разработку этой системы. С этой целью были разработаны технические предложения по ракете, получившей индекс РЛА-125. Полезная нагрузка должна была размещаться внутри транспортного контейнера, расположенного сбоку. Вес полезной нагрузки 45-50 тонн.
В 1978 году была разработана схема с верхним расположением полезной нагрузки, с использованием укороченного варианта бакового отсека блока Ц. Укороченный баковый отсек заимствовался из четырехбаковой схемы «Энергии» того времени. Центральный блок с баковым отсеком и обтекателем полезного груза по контуру совпадал с блоком 2Ц четырехбаковой конструкции ракеты «Энергия». Стартовая масса ракеты, в зависимости от наклонения орбиты и наличия разгонного блока, была от 1260 до 1280 тонн. Масса полезного груза, выводимого на опорную орбиту высотой до 200 км, от 45 до 59,5 тонн. Масса полезного груза на стационарной орбите составляла 5,5-6 тонн, на траектории к Луне — 14,5-15 тонн, к Венере — 12-12,5 тонн, с учетом того, что блоки А в этом случае не оснащаются средствами спасения и возврата. На первой ступени предусматривалось применение двигателей РД-170, на второй ступени — три двигателя РД-0120, на разгонном блоке (блок В) — двигатель 11Д57М, с тягой 42 тонны в пустоте и удельным импульсом 460 секунд. Заправка компонентами топлива блока Ц уменьшалась до 460 тонн с 700 для «Энергии».
Кроме РЛА-125 в 1978 году был спроектирован вариант РЛА-131 в составе четырех блоков А и укороченного блока Ц на два бака из четырехбаковой конструкции штатного блока. РЛА-132 был также с укороченным блоком Ц, вершинным расположением полезного груза и восьми блоков А. Прорабатывался также вариант РЛА-133 с восемью блоками А, но увеличенной на 50 % заправкой и укороченным блоком Ц. Боковое расположение полезного груза рассматривалось в варианте ГТК-4, с четырьмя блоками А и с шестью блоками А — в варианте ГТК-6. Последние индекс «ГТК» означал — грузовой транспортный комплекс. Однако дальнейшие работы в этом направлении были приостановлены, все внимание было сконцентрировано на разработке базового варианта «Энергии».
В 1984 году возобновились работы по поиску рационального варианта ракеты-носителя в диапазоне 30-40 тонн полезной нагрузки. Необходимость создания такого носителя рассматривалась как ближайшая перспектива отечественных ракет для решения проблемы запуска на геостационарную орбиту грузов больших, чем запускает «Протон», и даже с его модернизацией. Определились три направления в решении этой задачи: модернизация «Протона», разработка ракеты 11К37 и ракеты-носителя «Гроза» (РЛА-125).
В декабре 1984 г. постановлением был установлен срок выпуска эскизных проектов — 1985 год — и определен порядок дальнейших работ и объем финансирования по результатам рассмотрения эскизного проекта в 1986 году. Эскизный проект на космический ракетный комплекс «Гроза» был разработан в декабре 1985 года.
Ракета-носитель 11К37 строилась на базе трех блоков типа А «Энергии», почти один к одному, и увеличенного по длине блока второй ступени, который составлял центр этой композиции в пакете. Центральный блок имел три двигателя 11Д18 плюс рулевые двигатели. Компоненты кислород-керосин. Ракета выводила на опорную орбиту 40 тонн, 35 тонн — на полярную и на геостационарную орбиту — около 5 тонн. Путем компиляции блоков первой ступени «Зенита» можно было создать неплохую схему, но она не имела старта. Для этой ракеты были необходимы новые монтажно-испытательный корпус и старт. Вырисовывался один выход: внедриться в наземный комплекс «Энергии».
В 1985 году, используя практически все штатные блоки ракеты-носителя «Энергия», как двухступенчатая конструкция был разработан РЛА-125 («Гроза»). Ракета образовывалась простым отсоединением двух блоков А от ракеты «Энергия». Заправка блока Ц составляла 703 тонны. Вновь разрабатывался транспортно-грузовой отсек под полезную нагрузку, который, по замыслу, был частью отсека контейнера, разрабатывавшегося для «Энергии» в грузовом варианте. Масса полезного груза, выносимого на опорную орбиту, составляла 60 тонн. Был создан эскизный проект, который доказывал возможность универсализации перспективного ряда ракет-носителей на базе «Энергии». В этом варианте для ракеты ничего не требовалось. Ни отработки — она использовалась от «Энергии», ни нового старта — он использовался полностью, даже стартово-стыковочный блок был от «Энергии».
В связи с появлением предложения КБ «Южное» (генеральный конструктор В.Ф. Уткин) о разработке ракеты-носителя 11К37, создаваемой на базе «Зенита» «11К77», с грузоподъемностью не меньше РЛА-125, было предложено выбрать тип ракеты-носителя тяжелого класса в 1986 году по результатам эскизного проектирования альтернативных вариантов.
В июле 1987 году Научно-технический совет министерства принял решение образовать экспертную комиссию для оценки разработки ракет-носителей РЛА-125 и 11К37, рекомендовал завершить работы по эскизному проектированию, в том числе в части многоразовых блоков А, эксплуатационных характеристик, времени подготовки к пуску, интервала пусков, годовой производительности стартового комплекса, снижения затрат на выведение полезной нагрузки. Эскизные проекты должны были быть представлены в четвертом квартале 1987 года.
Совместное заседание секций Научно-технического совета Минобщемаша в июле 1989 года одобрило результаты разработки дополнения к эскизному проекту по космическому ракетному комплексу 11К37, который оказался в два раза дешевле «Грозы». Принимая во внимание имеющиеся финансовые ограничения, сочли целесообразным дополнительно проработать возможности использования для подготовки к пуску ракеты-носителя универсального комплекса стенд-старт, корпуса динамических испытаний и других сооружений «Энергии».
В 1989 году прорабатывались варианты РЛА-125 с уменьшенным блоком Ц по диаметру. Рассматривались диаметры 4,1 и 5,5 метров. Наиболее предпочтительными по результатам анализа оказался носитель с диаметром блока Ц 5,5 метров и одним двигателем РД-0120. Заправка компонентами топлива составляла, в зависимости от диаметра, от 200 до 450 тонн. Однако этот изящный вариант, который давал возможность выводить на орбиту порядка 35 тонн и на геостационар до 6,3 тонны, как говорится, без напряжений, был вариантом, проходящим через основную производственную базу, через «Прогресс», разработкой нового центрального блока. Блок, правда, входил в ряд унифицированных диаметров, но базовый оставался без применения. Был рожден менее изящный вариант, но не обходивший базовую конструкцию. Эта разработка получила наименование «Энергия-М», о которой говорилось выше.
Самой мощной ракетой из всего семейства оказалась ракета «Вулкан». По ней было разработано техническое предложение в соответствии с пятилетним планом научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ, утвержденным постановлением правительства в июле 1981 года и техническим заданием главного управления, выданным в июле 1982 года.
Ракета-носитель «Вулкан» сверхтяжелого класса входит в ряд унифицированных ракет типа «Зенит» (11К77), РЛА-125, «Энергия» — «Буран-Т», использующих единые маршевые двигатели и унифицированные ракетные блоки с их основными системами. В состав ракеты космического назначения входят: восемь ракетных блоков первой ступени — блоков А, выполненных на базе блоков А ракеты-носителя «Энергия», ракетный блок второй ступени — блок Ц — соответствует центральному блоку ракеты «Энергия», стартово-стыковочный блок — блок Я новой разработки и космическая головная часть в различных комплектациях и вариантах.
Стартовая масса ракеты-носителя «Вулкан» составляет 4747 тонн. Грузоподъемность при выведении на опорную орбиту высотой 200 км с наклонением 50,7° составляет 200 тонн, наклонением 97° — 172 тонны, на геостационарную орбиту, с использованием разгонного космического блока «Везувий» — 36 тонн, на орбиту искусственного спутника Луны — до 43 тонны, на траекторию полета к Марсу — до 52 тонн.
Блоки А ракеты-носителя «Вулкан», которые объединяются попарно в четыре параблока, не оснащаются средствами возвращения и связанными с ними элементами. Увеличен, по сравнению с блоками А ракеты «Энергия», объем топливных баков за счет цилиндрических вставок длиной 7 метров. Стартовая масса блока А — 449,2 тонны, масса конструкции — 573 тонны, рабочий запас топлива — 386 тонн, из них 278,8 тонны окислителя и 107,2 тонны горючего. Длина блока 46,5 метров. На каждом блоке А устанавливается модифицированный двигатель РД-179 с форсированием тяги у Земли до 860 тонн, в пустоте — 937 тонн. Удельный импульс 308,5 секунд и 336,2 секунды на Земле и в пустоте соответственно.
Центральный блок ракеты-носителя «Вулкан» отличается от блока Ц ракеты «Энергия» увеличением цилиндрической части баков в сумме на 15 метров с изменением формы верхнего днища кислородного бака, новым переходным отсеком, цилиндрической юбкой вместо обтекателей двигателя РД-0120, симметричным расположением внутрибаковых устройств, в том числе и тоннельного трубопровода. Стартовая масса блока Ц — 934 тонны, масса конструкции — 89,7 тонн, рабочий запас топлива — 832 тонны, в том числе кислорода — 713 тонн, водорода — 119 тонн. Двигатель форсированный РД-0120 с тягой у земли 175 тонн, в пустоте — 200 тонн; удельная тяга у Земли, с сопловой вставкой, 396 секунд, в пустоте — 454,9 секунд. Длина бакового отсека блока Ц — 63 метра.
Производственный комплекс, в том числе и на Байконуре, сохранялся полностью, с размещением в сборочно-испытательных пролетах соответствующего стапельного оборудования по тому же принципу, что и для «Энергии». Строившийся в Куйбышеве на заводе «Прогресс» сборочный корпус предусматривал изготовление на этой базе всех боковых и других габаритных элементов центрального блока. Изготовление блока А удлиненной конструкции планировалось вести в Омске в объединении «Полет».
Для старта подходил только универсальный комплексный стенд-старт. При его строительстве учитывались основные параметры «Вулкана» по габаритам, и в том числе по термо-газонапряженности газового потока при работе маршевых двигателей. Ракета-носитель «Вулкан» решала практически все проблемы пилотируемой транспортной операции полета на Марс.
Для задач выведения космических аппаратов на высокие орбиты, в том числе геостационарную, а также для полетов к планетам Солнечной системы предполагалось дополнить семейство ракет-носителей целой гаммой разгонных блоков. Максимальную отдачу можно получить от использования в качестве топлива жидкого водорода. Поэтому предполагалось создание для ракеты-носителя «Протон» кислородно-водородного разгонного блока «Шторм» с использованием двигателей 11Д56У, разработанном в КБ ХИММАШ (главный конструктор Н.И. Леонтьев) еще для программы Н-1, для ракеты-носителя «Буран-Т» или «Энергия» — разгонного блока «Смерч», для ракет-носителей 11К37 и «Гроза» — разгонного блока «Вихрь», для «Вулкана» — «Везувий». Их разработка была закреплена за КБ «Салют». В выпущенном эскизном проекте рассматривалось в первую очередь создание РБ «Шторм» для «Протона», причем в качестве двигателя был выбран 11Д56УА с более худшими характеристиками (447 секунд вместо 466). Его же КБ «Салют» предложило использовать и для более тяжелых ракет.
В ответ НПО «Энергия» предложило создание разгонных блоков с кислородно-водородным двигателем РО-95, разрабатываемым в КБ «Химавтоматика». При тяге 10 тонн он имел удельный импульс 475 секунд, что, как говорится, соответствует лучшим мировым стандартам. Стендовые огневые испытания РО-95 планировалось начать в 1991-1992 годах. Однако министерство общего машиностроения в феврале 1989 года приняло решение об унификации разгонных на базе двигателя 11Д56У с уровнем тяги 7,5 тонн при удельном импульсе 461-466 секунд, что фактически возвращало нашу космонавтику на этом направлении в 60-е годы. К сожалению, по экономических причинам, вызванных распадом СССР, кислородно-водородный разгонный блок для наших нужд так и не был создан. Хотя, в принципе, такой блок и был разработан в КБ «Салют» и изготовлен на заводе имени М.В. Хруничева, но, во-первых, за индийские деньги, а, во-вторых, для индийского носителя GSLV. Первый свой полет разгонный блок 12КРБ совершил 18 апреля 2001 года, при старте индийской ракеты с индийского космодрома Шрихарикота.
Другим направлением при создании семейства ракет-носителей было исследование возможности многоразового использования всех элементов ракетно-космического комплекса. Ведь создание частично многоразовой системы было всего ответом на американский вызов, а не сознательным выбором с учетом экономических требований минимальной стоимости эксплуатации. Действительно многоразовым был лишь орбитальный корабль, имевший ресурс до 100 полетов. Ракетные блоки первой ступени имели ресурс лишь на 10 полетов, а центральный блок Ц и вовсе не спасался, причем вместе с двигателями и системой управления. Кроме того, большинство полезных грузов нужно было лишь доставить на орбиту, а ракета «Энергия», имея грузоподъемность в 100 тонн, обеспечивала выведение на орбиту лишь 30 тонн, остальное приходилось на возвращаемую конструкцию орбитального корабля. Таким образом, иметь возвращаемую орбитальную ступень экономически выгодно лишь в случае необходимости вывода на орбиту экипажа для обслуживания одних космических аппаратов и для возвращения на Землю других.
Исходя из этих условий, специалистами НПО «Энергия» была выбрана вертикально стартующая двухступенчатая, с жидкостными двигателями, полностью многоразовая космическая система с горизонтальной посадкой крылатых ступеней. При этом было рассмотрено несколько вариантов. В одном из них четыре блока А заменялись на один крылатый с диаметром равным блоку Ц. Крылатый блок А в размерах блока Ц мог выполняться без тепловой защиты того вида, который предусматривался для второй ступени.
В другом варианте исследовалась возможность создания крупногабаритной крылатой второй ступени, разрабатываемой на базе центрального блока ракеты-носителя «Энергия» и орбитального корабля «Буран», как промежуточный этап повышения многоразовости. Этот вариант получил название ГК-175 или «Энергия-2». Носитель этого проекта представляет собой двухступенчатую ракету, непилотируемую — грузового варианта с четырьмя блоками А в качестве первой ступени и крылатой второй ступенью в качестве первого этапа разработки.
На блоке А используются двигатели с тягой до 850 тонн в пустоте, работающие на штатных компонентах топлива — жидкий кислород и керосин, на второй ступени — двигатели тягой 230 тонн в пустоте, работающие на топливе, компонентами которого являются жидкий кислород и жидкий водород. Двигатели заимствованы с ракеты-носителя «Энергия», они подвержены доработкам в части обеспечения многоразовости их использования и некоторому форсированию. При этом предполагалось, что модернизация этих двигателей должна была создать резерв в повышении массы полезного груза. Начинать же этап предполагалось с имеющимися двигателями без изменения.
Баллистической схемой выведения предусматривается запуск всех двигателей с Земли, полет за пределы атмосферы, отделение и спуск отработавших блоков первой ступени после снижения скоростного напора, выведение маршевыми двигателями второй ступени на эллиптическую орбиту с параметрами 110 на 200 км, пассивный полет в течение 40 минут и довыведение на круговую орбиту. Использование баллистической схемы полета ракеты с довыведением на конечном участке для двухступенчатых систем дает возможность достичь оптимальных характеристик ракеты-носителя и увеличить массу полезного груза на 8%. Далее на орбите происходит выгрузка космического аппарата из второй ступени в космосе, после чего обтекатель полезного груза надвигается на бак окислителя, вследствие чего длина ступени уменьшается с 60 метров до 44, и проведение посадки через один виток пребывания на орбите. В случае нештатного полета обеспечивается задержка дополнительно на два витка с последующей посадкой ступени на запасные аэродромы. Сход с орбиты обеспечивается с помощью тормозного импульса величиной 70 м/с, создаваемого вспомогательной двигательной установкой ступени. На атмосферном участке управляемый спуск и необходимый маневр осуществляются аэродинамическими средствами, аналогичными установленным на орбитальном корабле «Буран».
На второй ступени оставляется три двигателя РД-0120 вместо четырех и устанавливается вспомогательная двигательная установка для довыведения ее на опорную орбиту на участке выведения, последующего спуска с орбиты, управления и стабилизации на пассивных участках полета. За счет уменьшения запасов топлива на второй ступени высвобождается свободный объем в ее верхней части для размещения полезного груза. Полностью собранная ступень с грузовым отсеком по габаритам эквивалентна блоку Ц ракеты-носителя «Энергия». Для осуществления самолетной посадки ступени устанавливаются авиационные средства «Бурана»: крыло, вертикальное оперение, балансировочный щиток, посадочное устройство, шасси, гидрокомплекс и аппаратура управления авиационными средствами посадки. Размах крыла у второй ступени составляет 26 метров, площадь крыльев — 296 м2, а стреловидность по передней кромке — 45°. Аэродинамическое качество на гиперзвуковых скоростях 1,6 при углах атаки 18° и 1-1,22 при углах атаки 40°, на дозвуковых скоростях 2,5-5,0. Скорость ступени при посадке 340 км/ч, дальность бокового маневра 1250 км. Масса ступени в момент посадки составляет 100 тонн.
Вспомогательная двигательная установка предусматривает использование 12 жидкостных двигателей малой тяги, работающих на компонентах кислород-керосин, с вытеснительной подачей топлива, причем кислород забирается из основного топливного бака ступени. Одновременно с этим проводились проработки по созданию вспомогательной двигательной установки, работающей на компонентах топлива кислород-водород.
Горизонтальные летные испытания крылатой второй ступени планировалось проводить при сбросе ее с самолета Ан-225 «Мрия» на высоте 7-8 км.
При почти той же стартовой массе в 2300 тонн, что и у системы «Энергия» — «Буран» многоразовая ракета-носитель «Энергия-2» способна выводить на орбиту полезный груз массой 45 тонн. С одной стороны это меньше чем у «Энергии» (100 тонн), но больше чем у «Бурана» (30 тонн). А главное — у этой ракеты нет одноразовых элементов, что резко снижает стоимость ее эксплуатации.
Следующим логичным шагом явилась замена ракетных блоков А с реактивно-парашютной схемой спасения и ресурсом на 10 полетов на крылатый блок А. Были проведены исследования по определению возможности создания многоразового блока А с несущими поверхностями, обеспечивающими его полет в атмосфере «по самолетному» и посадку на аэродром стартового комплекса, рассмотрены различные типы несущих поверхностей: от решеток до крыльев большого и малого удлинения. В наибольшей мере поставленной задаче удовлетворяет модификация блока с поворотным крылом большого удлинения и поворотным оперением. Их конфигурация выбрана таким образом, чтобы, с одной стороны, не оказывать существенного влияния на характеристики блоков при их работе в «пакете» в составе носителя и, с другой, — обеспечить на дозвуковой скорости при полностью развернутом крыле очень высокий уровень аэродинамического качества (до 17-19) и высокую несущую способность конструкции при посадке без использования механизации крыла.
Модифицированный блок А представляет собой свободнонесущий моноплан с верхним расположением крыла. V-образное оперение складывается в стартовом положении вдоль продольной оси блока и закреплено замками на центроплане крыла. Основные стойки шасси складываются в обтекатели, установленные на блоке. Воздушно-реактивный двигатель может быть установлен на пилоне, в районе центра масс блока, или внутри специального обтекателя в носовой части блока. Внутри носового обтекателя расположен топливный бак с керосином, выполненный в виде тора. Похожая конфигурация использована при создании возвращаемой первой ступени «Байкал» ракеты-носителя «Ангара».
Этот вариант ракеты-носителя «Энергия-2» при использовании модернизированных двигателей РД-170 (14Д20) и РД-0120 (14Д12) обеспечивает выведение на орбиту полезной нагрузки массой до 40 тонн, а при использовании обычных двигателей РД-170 и РД-0120 — 29 тонн.
В дальнейшем на базе отработанной крылатой многоразовой второй ступени планировалась замена (как уже третий этап приближения к полностью многоразовой системе) четырех боковых блоков первой ступени одним идентичным, а точнее, почти копией второй ступени. Первая ступень будет фактически зеркальным отображением второй. Их будет отличать только четыре мощных двигателя РД-170 в хвостовом отсеке первой ступени и отсутствие теплозащиты.
Пакет двух равных по габаритам ступеней представляет собой простую композицию блоков, сочлененных по плоскостям крыльев. Эта композиция дала толчок к оценке необходимости иметь два разных двигателя на первой и второй ступенях. Одна ступень — это связка кислородно-керосиновых двигателей, вторая — связка кислородно-водородных. Была установлена целесообразность применения трехкомпонентных двигателей, работающих в режиме первой ступени на кислороде и керосине, а в режиме второй ступени — на кислороде и водороде. Такой двигатель — РД-701 — уже разрабатывался в то время. Вариант рационализации использования двигательных связок — это дальнейшая возможность частичной компенсации потерь, связанных с применением средств возвращения ступеней. Трехкомпонентные двигатели разрабатывались в КБ «Энергомаш» и «Химавтоматика» в Воронеже.