Владимир Молодцов - Пилотируемые космические полеты

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

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

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

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

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

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