Владимир Молодцов - Пилотируемые космические полеты

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

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

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

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

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