Исследования концепции Aerospaceplane, какой ее видели военные, прекратились на четверть века, уступив место разработкам в области многоразовых транспортных космических систем (МТКС) «ракетно-самолетного» (или «самолетно-ракетного») типа, ставших особенно популярными на Западе, в первую очередь в США, в середине и второй половине 1960-х годов. Если не получилось скрестись самолет с ракетой, то само собой напрашивалось решение просто приделать к ступеням многоступенчатой ракеты элементы для облегчения повторного использования ступеней. На первый взгляд, потеря в массе доставляемого на орбиту груза при этом получалась не слишком большой. Стремление создать МТКС было обусловлено по крайней мере тремя обстоятельствами. Во-первых, технологический уровень был еще недостаточно высок для создания одноступенчатой системы самолетного типа, способной базироваться на обычном аэродроме. Во-вторых, первые успехи исследований в области многоразовых КА (космических аппарата) - эксперименты с аппаратами с несущим корпусом, глубокие проработки проектов типа X-20 и X-15 - подтвердили техническую возможность преодоления проблем спуска в атмосфере со скоростями, близкими к первой космической. И, в-третьих, самое главное: к середине 1960-х гг темпы космических запусков резко возросли, и их счет пошел на десятки.
Действительно, в 1957 г было успешно запущено два КА (первый и второй советские спутники), в 1958 г - восемь КА, а в 1965 уже 112 аппаратов отправились «бороздить просторы Вселенной», причем большая их часть в то время запускалась именно Соединенными Штатами. И прогнозы запусков просто завораживали своей грандиозностью. В 1963 г. NASA представило предварительный план запусков КА до 1978 г. Согласно этим предложениям, в 1966 г. было намечено осуществить 85 космических запусков; начиная с 1970 г. их ежегодное число должно было возрастать, превысив в 1976 г две сотни, и сохраняться на этом уровне еще несколько лет. Также отмечалось, что если до 1972 г. количество запусков пилотируемых КА будет значительно меньше, чем беспилотных, то затем число тех и других сравняется! К 1965 г. NASA и Министерство обороны США разработали требования на 400 различных космических миссий, которые предполагалось реализовать в течение ближайшего десятилетия. По заявлению Джорджа Миллера, тогдашнего заместителя администратора NASA по пилотируемым полетам, США намечали с 1970 г ежегодно выводить на орбиты полезные грузы общей массой более 900 тонн!
Существующие одноразовые носители с удельной стоимостью выведения от 1750 до 17 500 $/кг (в ценах начала 1960-х!) просто не смогли бы справиться с поставленными задачами. Для достижения прогнозируемых показателей частоты пуска и грузопотоков было необходимо существенно расширить производственные мощности заводов-изготовителей одноразовых ракет, что требовало колоссальных капитальных вложений. Немудрено, что многоразовые системы казались панацеей, поскольку при такой интенсивности пусков сулили значительные экономические выгоды. Предполагалось, что МТКС будут решать следующие задачи: вывод КА на орбиту вокруг Земли; доставка людей и грузов на космические станции, спасение космонавтов, ремонт аппаратов на орбите и т. п.
В соответствии с этими соображениями в 1960-е годы появилось великое множество проектов МТКС. В частности, научно-исследовательские центры NASA и ВВС США, а также ряд ведущих промышленных фирм Америки и Западной Европы изучали возможности спасения ступеней РН с помощью таких средств, как жесткие и гибкие крылья, несущий винт, парашюты, тормозные аэродинамические щитки, надувные баллоны. Рассматривались как горизонтальный взлет с аэродрома, в том числе с использованием разгонных тележек, и традиционный для ракет вертикальный старт. В качестве ДУ обычно предполагались ЖРД, но изучались и комбинации, включающие воздушно-реактивные и даже ядерные двигатели. Некоторые предложения «дошаттловской» эпохи представляют несомненный интерес, иллюстрируя широту охвата проблем многоразового применения ракетно-космической техники, а также характерные технические решения тех лет.
Еще до начала летных испытаний РН семейства Saturn фирма Boeing активно исследовала средства спасения их первых ступеней. Еще бы - это были самые дорогостоящие и наукоемкие одноразовые объекты американской пусковой инфраструктуры тех лет. Одновременно компания рассматривала новые схемы МТКС, в частности, аппаратов с крылатыми ступенями. Один из проектов предусматривал создание двухступенчатой РН многократного применения с последовательным расположением ступеней стартовой массой 1700 т, высотой 82 м и размахом крыла первой ступени 43 м. Изучались горизонтальный и вертикальный пуски, а также старт с помощью ракетной тележки. В горизонтальном старте с собственного (или сбрасываемого) шасси ракету разгоняли до 550 км/ч мощные ТРД, закрепленные под крылом первой ступени. При использовании ракетной тележки, аппарат-носитель разгонялся ею с углом атаки 10° до скорости около 800 км/ч. Первая ступень отделялась на высоте 30 км и возвращалась на космодром в режиме планирования. Верхняя ступень обеспечивала доразгон ПГ до орбитальной скорости. Специалисты «Boeing» считали, что многократно используемого систему для запуска КЛ можно реализовать в габаритах обычных самолетов, лишь несущественно (!) превосходящих бомбардировщик B-52 Stratofortress.
Но первым шагом в развитии МТКС виделась именно крылатая РН, вертикально взлетающая со стартового стола. Еще один проект фирмы Boeing - система с параллельным расположением крылатых ступеней. При вертикальном старте аппарат-носитель мог оснащаться небольшим крылом и шасси облегченной и простой конструкции, необходимыми только для посадки ступеней, которые после израсходования топлива имеют сравнительно небольшую массу. Но для вертикально взлетающего аппарата значительно труднее обеспечить возможность посадки в случае неполадок в момент старта. Носитель с горизонтальным взлетом будет иметь большую массу, так как он нуждается в большом крыле и мощном шасси. Зато такой аппарат может в случае каких-либо неполадок сравнительно просто возвратиться на базу и совершить посадку. Наиболее серьезными недостатками этого носителя, исключающим возможность его эксплуатации с существующих аэродромов, разработчики видели необходимость использования ВПП большой длины и шум, создаваемый ЖРД.
Вариант носителя с ТРД на первой ступени мог, по расчетам, доставить вторую ступень на высоту ее отделения примерно за полчаса, тогда как ступень с ракетным двигателем делала это за три минуты. Но с точки зрения эксплуатационной гибкости, горизонтально взлетающий носитель с воздушно-реактивным двигателем считался предпочтительным, хотя, как и в случае с ВКС Aerospaceplane, сложным оставалось сопряжение воздухозаборника с фюзеляжем и проблемы охлаждения. В случае горизонтального запуска системы с параллельным расположением ступеней с помощью ракетной тележки вариант получался с меньшей массой крыла, шасси и топлива, чем МТКС с обычным горизонтальным взлетом, но его возможности были сильно ограничены.
Фирма Douglas Aircraft Company разработала проект МТКС Astro: двухступенчатый аппарат с последовательным расположением ступеней, имеющих форму треугольного крыла с довольно большой относительной толщиной. Верхняя ступень одновременно является космическим ЛА - его силовая установка обеспечивает выход на орбиту, маневрирование, торможение и возвращение на Землю. Общая длина системы - 49 м, стартовая масса - 860 000 фунтов (391 т), масса ПГ, выводимого на орбиту -37000 фунтов (16.87 т). МТКС рассчитана на 20 запусков в год. По расчетам, перегрузка при выведении на орбиту - не более пяти единиц. Двигателя носителя Astro должны были работать на топливе «жидкий кислород - жидкий водород». Силовая установка первой ступени состояла из одного маршевого двигателя М-1 с пустотной тягой 680 тс (разрабатывался по проекту РН Nova) и двух рулевых J-2 пустотной тягой 91 тс каждый. На второй ступени - маршевый J-2 с тягой 91 тс и два рулевых RL-10 с тягой по 6,8 тс. Последние могли запускаться при небольшом остатке топлива в баках, поэтому перед каждым повторным запуском для обеспечения нормальных условий при входе в насосы баки наддувались. Кислородные баки первой ступени наддувались гелием, подогретым в теплообменниках специальной системой, водородные - подогретым водородом, забираемым из рубашки двигателей.
Обе ступени аппарата - пилотируемые и выполнены геометрически подобными. Они имели треугольное крыло с модифицированным симметричным профилем NACA-0018, обеспечивавшим нулевую подъемную силу и нулевой кабрирующий момент во время разгона аппарата первой ступенью. Максимальное аэродинамическое качество аппарата на малой скорости - 4,5, на гиперзвуковом режиме - 1,4. Посадочная скорость первой ступени 167 км/ч при удельной нагрузке на крыло 85 кг/м. Система Astro - вертикального старта, разделение - на высоте 82 км, после выключения маршевого двигателя первой ступени и включения рулевых ЖРД второй. После разделения первая ступень немедленно отворачивает в сторону и начинает снижение на аэродром возврата, а вторая запускает вслед за рулевыми маршевый двигатель и выходит на орбиту.
В носовой части второй ступени аппарата расположены отсек полезного груза и кабина экипажа, чем обеспечивается хороший передний обзор и быстрое аварийное покидание корабля. В расчетах температура внутренней стенки кабины принималась равной 43°С, а внешней стенки 1200°С. Обшивка кабины многослойная, верхнее покрытие из молибдена охлаждается радиационно (излучением тепла) и не требует абляционной теплозащиты. Между верхним покрытием и стенкой имеется слой изолирующего наполнителя, образующий две полости:
- первая, между верхним покрытием и изолирующим слоем, продувается охлаждающим газом;
- во вторую, между изолирующим слоем и стенкой кабины, впрыскивается вода, которая охлаждает стенку кабины за счет скрытой теплоты парообразования (по аналогии с аналогичной системой X-20).
Окупаемость программы выводилась из расчета 240 полетов в год при помощи 12 первых и 24 вторых ступеней. Цикл наземной подготовки каждого ускорителя, выполняющего 20 полетов в год, - 18 суток.
Центр космических полетов имени Маршалла NASA при участии фирм North American и Lockheed исследовал проект МТКС с параллельным расположением ступеней, с горизонтальным самостоятельным стартом или запуском на ракетной тележке. Первая ступень имеет интегральную компоновку (несущий корпус плюс дельтавидное крыло с вертикальными стабилизаторами на концах], вторая строится ПО схеме несущий корпус. Первая ступень имеет ракетные и турбореактивные двигатели общей тягой от 1360 до 1800 тс, вторая (орбитальная) оснащена ЖРД тягой 454 тс. Вторая ступень несет десять пассажиров и грузы, предназначенные для доставки на космическую станцию. После выполнения задания ступень возвращается на Землю на режиме планирования, имея гиперзвуковое аэродинамическое качество от 1 до 2. Посадка на шасси лыжного типа. В одном из вариантов на первой ступени МТКС рассматривался СПВРД, а в другом - ядерный двигатель. Основными критериями при разработке конструкции этого носителя являлись: многократность применения, безопасность пассажиров, малые ускорения, высокая эксплуатационная гибкость, совместимость с различными областями применения - военной, научной, транспортной; приемлемость с точки зрения безопасности и комфорта. По расчетам Вернера фон Брауна, руководителя Центра Маршалла, расходы на разработку этой МТКС, выполняющей 50-100 полетов в год, должны были составить 1 млрд $, а эксплуатация могла начаться в 1968 г.
Фирма Lockheed прорабатывала проект двухступенчатой МТКС горизонтального взлета и горизонтальной посадки с параллельным расположением крылатых ступеней, предназначенной для доставки на орбиту высотой 500 км ПГ массой до 35000 фунтов (15.86 т - 10 пассажиров и 3 т груза). Стартовая масса системы 454 т. Силовая установка первой ступени состоит из ВРД и ракетных двигателей с высоким (210 атм) давлением в камере сгорания; горючее - керосин или жидкий водород, окислитель - жидкий кислород. Она работает на большое сопло внешнего расширения, которым служит вся нижняя хвостовая часть фюзеляжа. На второй ступени - кислородно-керосиновый ЖРД. Аппарат взлетает горизонтально, после отделения первая ступень возвращается к месту пуска с помощью ТРД, установленных в крыле. Вторая ступень выходит на орбиту с последующим возвращением на Землю в режиме планирования. По сравнению с остальными рассматриваемыми системами вариант Lockheed имел весьма внушительные размеры.
Начиная с 1964 г. фирма Martin в течение нескольких лет рассматривала двухступенчатую МТКС Astrorocket с параллельным расположением крылатых ступеней в вариантах как вертикального, так и горизонтального взлета для, предназначенную для выведения на низкую круговую орбиту ПГ массой 50 000 фунтов (22,7 т). Силовая установка первой ступени состоит из нескольких ЖРД на долгохранимом топливе (азотный тетроксид-аэрозин-50) общей тягой 1370 тс, расположенных кольцом вокруг центрального тела. Верхняя ступень оснащена маршевым ЖРД с соплом большой степени расширения (в одном из вариантов - с тарельчатым соплом). Первая ступень с плоской верхней поверхностью имеет длину 49 м, размах крыла 23 м; вторая ступень, напротив, имеет плоскую нижнюю поверхность. Обе ступени - пилотируемые, вторая оснащена кабиной, оборудованной для обеспечения жизни экипажа из трех человек в течение недели или более. Ступени разделяются на высоте 65 км при скорости 2882 м/с. После отделения первая ступень возвращается на Землю с использованием четырех ТРД, которые включаются на высоте 12 000 м. На второй ступени устанавливались два ТРД, используемые при возвращении на Землю. Если одна из ступеней вынуждена произвести посадку не на своей базе, то она может перелететь, как самолет, на свой аэродром. При большой интенсивности космических полетов (например, если число рейсов «Земля - орбита - Земля» достигает 4000), расчетная эксплуатационная стоимость доставки ПГ на орбиту не превышает 100 $/кг.
Главные конструктивные параметры выбирались с учетом требований экономичности: при 400 полетах на орбиту система должна была стать более экономичной, чем РН одноразового действия, и выдерживать конкуренцию с любыми другими многократно используемыми космическими системами при 5000 полетов. Поскольку стоимость космической системы Astrorocket AR-14В предполагалась высокой, МТКС проектировалась многоцелевой. Чтобы максимально использовать существующее оборудование, она должна была взлетать вертикально с существующих стартовых установок баллистических ракет и производить горизонтальную самолетную посадку на военные аэродромы.
Проект МТКС Astroplan, разработанный фирмой Aerojet General, представлял собой одноступенчатый аппарат с вертикальным взлетом. Характерной особенностью системы являлось такое размещение топливных баков, при котором они образовывали поверхности, создающие аэродинамическую подъемную силу. При стартовой массе 4540 т МТКС должна была выводить на низкую орбиту расчетный ПГ массой в 200 т (!) при удельной стоимости 22 $/кг (!) и надежности выполнения задачи - 98%. Посадочная масса аппарата составляла 331 т. Жидкий водород, масса которого равнялась 15% от стартовой, размещался в боковых баках, образующих крыло аппарата, а кислород (74% стартовой массы) - в баках, расположенных перпендикулярно продольной оси аппарата.
Маршевая силовая установка (десять двигателей М-1 тягой по 680 тс в вакууме каждый) крепилась к задней части кислородных баков. Водородные баки присоединялись с кислородными под углом 45°. По концам стреловидно расположенных водородных баков находились поверхности управления. Управление вектором тяги осуществлялось с помощью четырех дросселируемых двигателей J-2 тягой по 91 тс, установленных также на концах водородных баков. (Такая форма конструкции возможна только для ракетного аппарата с кислородно-водородными ЖРД, так как вследствие малой плотности водорода нагрузки от топлива на конструкцию небольшие.) Размах крыла 129 м, аэродинамическое качество при малой скорости 4,5. Члены экипажа находились в кабине, размещенной в средней части кислородных баков. Грузы размещались в носовом отсеке, имеющем треугольную форму.
Astroplan выводился на низкую орбиту следующим образом. Первые 385 сек аппарат летит по траектории почти с нулевой подъемной силой, достигая высоты 92 км, а его скорость немного превышает орбитальную. Аппарат находится на промежуточной орбита до тех пор, пока не будут определены ошибка траектории и условия совмещения орбит. После перехода с промежуточной орбиты осуществляются маневры встречи, стыковки и передача нагрузки на орбитальную станцию. После передачи грузов рулевые двигатели включаются на торможение, аппарат возвращается в атмосферу под малым углом, замедляется и планирует до стартовой площадки. При возвращении в атмосферу температура передней кромки достигает максимального значения 1040°С, которое сохраняется в течение 1000 сек.
Наконец, надо отметить проект фирмы North American, предложившей использовать для запуска спутников экспериментальный бомбардировщик XB-70 «Валькирия». При стартовой массе 250 т самолет мог поднять на высоту 21 км систему общей массой около 100 т и сообщить ей начальную скорость, соответствующую числу М=3.
