Наряду с американскими фирмами, проектированием МТКС занимались и европейские. В качестве расчетного принимался полезный груз массой до 3 т, доставляемый на орбиты высотой от 300 до 500 км. Разработку предполагалось осуществить в рамках европейской организации Eurocosmos (предшественница ELDO - ESRO и нынешнего Европейского космического агентства). В июле 1961 г фирма Junkers (ФРГ) начало проектирование двухступенчатой МТКС, получившей обозначение JuRT (Junkers Raumtransporter) или просто RT. С 1962 г. работы проводились совместно с компанией Messerschmitt-Boelkow-Blohm (МВВ). В рамках проекта рассматривались различные концепции воздушно-космических аппаратов. Варианты от RT-1 до RT-7 строились на схеме с крылом и/или несущим корпусом. Первоначально система имела вертикальный старт с горизонтальной посадкой и состояла из двух крылатых спасаемых ступеней, оснащенных ЖРД. Конечный вариант RT-8-01 получил в 1963 г. собственное имя «Зенгер» (позднее уточненное индексом «1» для отличия от проекта 1980-х, получившего соответственно индекс «2»).
Эта концепция предусматривала двухступенчатый крылатый ЛА, стартующий горизонтально с салазок, разгонявшихся на трехкилометровом рельсовом треке до скорости 900 км/ч ракетной тележкой на перегретом паре. Для обеспечения заверенного запуска ЖРД аппарата некоторые из них должны были работать уже во время «катапультирования», используя топливо из бака, установленного на тележке катапульты. Обе ступени предполагалось оснащать кислородно-водородными ЖРД (на первой три, на второй - один) тягой по 50 тс и удельным импульсом в вакууме 430 сек. Во время подъема работали все четыре двигателя носителя, при этом была реализована схема с переливом топлива из баков первой ступени в баки второй. Разделение ступеней - через 150 сек после старта на высоте 60 км.
После отделения первая ступень планирует на базу. Дальнее наведение -дистанционное, с наземной станции, а посадка производится экипажем. Вторая ступень должна была выходить на орбиту высотой 300 км. Аппарат, способный вывести ПГ массой 2,5-2,75 т на орбиту высотой около 300 км, предназначался для запуска спутников, их ремонта, доставки людей на космические станции, спасения космонавтов. После выполнения задачи вторая ступень возвращалась к месту посадки в режиме планирования. Изучалась возможность оснащения обеих ступеней дополнительными двухконтурными ТРД, дающими возможность при необходимости совершать повторные заходы на посадку. Разгонная ступень имела аэродинамическую компоновку, обеспечивающую дополнительный прирост подъемной силы за счет эффекта «давления после сжатия», аналогичного полученному на американском экспериментальном сверхзвуковом бомбардировщике XB-70: как и на «Валькирии», законцовки крыла первой ступени системы могли отклоняться вниз.
Орбитальная ступень (ОС) по аэродинамической компоновке напоминала проект американского космоплана X-20, известного также как Dyna-Soar. Угол стреловидности крыла обеих ступеней составлял 16°, гиперзвуковое аэродинамическое качество равно 2,0, максимальная перегрузка в полете не превышала 3 единицы. Каждая ступень рассчитывалась на применение не менее 50 раз в течение двух лет. Ступени (обе - пилотируемые) планировалось делать из высокопрочной стали. Для защиты аппарата от нагрева до 1500°С при входе в плотные слои атмосферы передние части ступеней покрывались абляцией. Предполагалось также, что для запуска аппарата RT-8 может быть применен и самолет-носитель - модифицированный B-52. Воздушный пуск предполагалось производить на высоте 14 км. Непонятно, правда, кто дал бы фирме Junkers американский стратегический бомбардировщик...
Фирма Bolkow-Entwicklungen К. G. до слияния с компанией Messerschmitt предлагала собственный проект двухступенчатого аппарата взлетной массой 180 т со ступенями, расположенными одна на другой, запускаемого при помощи катапульты с начальной скоростью 200 м/сек. На первой ступени планировалось использовать восемь ЖРД с тягой по 25 тс, окруженных кольцевыми воздушными каналами. Воздухозаборник и сопло кольцевого канала имели разные поперечные сечения: сопло - форму эллипса для лучшего сочетания с воздушным каналом. Вторая ступень должна была иметь два ЖРД того же типа и размера, но с соплами круглого сечения. В качестве топлива предполагался жидкий кислород и жидкий водород в соотношении 5,8:1. По расчетам, такой аппарат мог вывести на орбиту высотой 300-500 км ПГ массой 3000 кг
В общем проекты эти были весьма интересны, но после смерти Эйгена Зенгера в феврале 1964 г его команда перенесла усилия на более традиционную систему вертикального старта, получившую 18 октября 1965 г название RT-8-02. НИОКР по данной теме продолжались до 1969 г. Правительство ФРГ выделило на исследование «проекта 623» 16.5 млн немецких марок, но этого было явно недостаточно для полномасштабной проработки такой сложной системы: общая стоимость разработки оценивалась в 4,2 млрд марок на протяжении 10-15 лет (к 1975-1980 гг). Французские усилия в области создания многоразовых систем в 1960-х годах осуществлялись под эгидой Национального центра космических исследований CNES. Сначала предполагалось создать пилотируемую гиперзвуковую стартовую ступень с одноразовой верхней ступенью. На втором этапе предполагалось построить полностью многоразовую двухступенчатую систему для запуска на орбиту небольшого возвращаемого аппарата типа «космическое такси».
С 1963 г фирмы ERNO (ФРГ), SNECMA и Nord Aviation (Франция) совместно разрабатывали проект двухступенчатой пилотируемой МТКС, способной вывести ПГ массой 3 т на орбиту высотой около 300 км. Первая ступень оснащалась четырьмя ТРД и четырьмя ПВРД, работающими на керосине. При скорости, соответствующей числу М=4, в прямоточные двигатели производилось впрыскивание криогенных компонентов. На второй ступени, которая строилась по схеме «несущий корпус», стояли четыре основных и два рулевых кислородно-водородных ЖРД. Разделение ступеней - на высоте 35 км при скорости, соответствующей числу М=7. Французская Sud Aviation предложила аналогичный дизайн, но в ее проекте обе ступени имели дельтавидные крылья. Их поддержали исследования ERNO, проводившей бросковые испытания масштабных моделей с транспортного самолета Transall C-160 над Балтийским и Средиземным морями.
Фирма Dassault (Франция) проектировала трехступенчатую МТКС. Первая ступень оснащалась шестью ПВРД, вторая - одним ЖРД. С их помощью аппарат поднимался на высоту - 40 км и достигал скорости, соответствующей числу М=4,5. На пилотируемой третьей крылатой ступени устанавливались ракетные двигатели, обеспечивающие вывод на орбиту, и шесть ВРД (по три под каждым крылом), работающие при возвращении. Также на ступени были двигатели, обеспечивающие вертикальную тягу при посадке. На всех трех ступенях в качестве горючего применяется жидкий водород. Третья ступень оснащена крылом с изменяемой стреловидностью (!).
Весьма интересными были разработки англичан. Фирма Bristol Siddley, известная своим участием в создании сверхзвукового пассажирского самолета Concorde, разрабатывала проектом двухступенчатого аппарата, оснащенного РДТТ. Запуск аппарата производится с помощью катапульты или тяжелого транспортного самолета. Bristol Siddley также работала над проектом системы для доставки персонала и грузов на орбитальную космическую станцию, расположенную на высоте 320 км. Аппарат предполагалось оснастить комбинированной силовой установкой, состоящей из ТРД и ПВРД. При разработке проекта основное внимание уделялось обеспечению встречи и стыковки на орбите, характеристикам взлета и посадки, запасу топлива и массе конструкции. Аппарат был пилотируемым (экипаж - два человека). Считалось, что наличие человека на борту существенно повышает гибкость операций, точность управления. Поэтому на этапах ускорения и торможения аппарата перегрузку ограничивали величиной 2,5 единицы. Для системы считался приемлемым ПГ массой порядка 2,5 т.
Английской же фирмой British Aerospace Corporation (ВАС) проводились проектные исследования по пилотируемой космической системе, получившей название MUSTARD (Multi Unit Space Transport and Recovery Device). Предполагалось, что эта МТКС стартовой массой около 426 т может быть использована для вывода на орбиту исследовательских, навигационных и связных спутников, транспортировки конструктивных элементов для сборки космических станций, доставки экипажей и пополнения топливом КА. Система состояла из трех (или более) соединяемых вместе аналогичных пилотируемых носителей. Параллельное расположение считалось предпочтительным, поскольку допускало, если потребуется, другие комбинации аппаратов.
На всех трех аппаратах применялись кислородно-водородные ЖРД, которые вместе работали на участке разгона. На орбиту выводился только один аппарат. Два других выступали в качестве ступеней-ускорителей и «носителей топлива». После окончания первого активного участка, через 150 сек после старта (скорость 2,01 км/с, высота 56 км), система некоторое время летела по инерции. В это время топливо из первых двух аппаратов перекачивалось в третий. Затем пустые ступени отделялись и, планируя, раздельно возвращались на базу. На последнем этапе их полета работали ТРД, использующие в качестве горючего все тот же водород. Это позволяло пролететь 555 км и совершить посадку со скоростью 185 км/ч. Третий же аппарат продолжал работать до выхода на орбиту. На нем имелись два грузовых отсека, один под кабиной экипажа (для размещения пассажиров при взлете) и второй (для размещения их при входе аппарата в атмосферу) - между двигателями и баком жидкого кислорода.
После выполнения задания аппарат входил в атмосферу и совершал посадку как обычный самолет Стоимость разработки оценивалась в - 300 млн фунтов стерлингов. Экономичность системы MUSTARD планировалось обеспечить следующими факторами:
- требовалось разработать только один корпус аппарата и один тип ЖРД;
- небольшая масса пустого аппарата;
- возможность постепенной доводки аппарата до достижения нужной скорости во время летных испытаний;
- небольшая скорость при разделении, что облегчает вход первой ступени в атмосферу и возвращение на базу;
- возможность тренировки экипажей на одном аппарате;
- каждый аппарат имеет автономную ДУ;
- упрощение установки аппаратов на стартовой площадке.
British Aerospace Corporation предлагала провести исследовательские и опытные работы с использованием модели МТКС длиной 3,96 м. Эта модель могла запускаться с помощью первой ступени британской национальной РН Black Arrow на высоту 73 км, что обеспечивало достижение натуральных величин теплового потока и аэродинамических данных при гиперзвуковых скоростях. Проект MUSTARD широко освещался в СМИ и известен гораздо лучше, чем система EAG.4396, практически аналогичная «Спирали». О существовании этой секретной военной программы рассказал в своей книге Крис Шбсон (Chris Gibson).
В 1962 г конструкторы ВАС предложили проект многоразовой системы для запуска спутников, которая включала сверхзвуковой самолет-разгон-щик (ССР), двухступенчатый ракетный разгонный блок (РВ), и орбитальный самолет (ОС) с собственной ДУ. Один из вариантов ССР без ярко выраженного фюзеляжа - на базе концепции ВАС Р. 42 - имел взлетную массу 500 000 фунтов (226.8 т; включая ПГ) при длине 45.7 м и размахе 39.6 м, крыло в виде двойной дельты с тонкими треугольными законцовками большого размера и разнесенное двухкилевое вертикальное оперение. Он должен был стать самым тяжелым самолетом, построенным в Великобритании. Разгонщик нес «на спине» пилотируемый ОС, имеющий стартовую массу (вместе с РВ) около 90 т. Отделение от самолета-носителя планировалось при скорости М=4.0.
Разгонщик предполагалось оснастить шестью турбопрямоточными двигателями Rolls-Royce Type С, располагавшимися в плоской секции центроплана крыла. Размеры ДУ определялись необходимостью установки длинных и широких воздухозаборников. От использования нижней части фюзеляжа для поджатия набегающего потока разработчики отказались, таким образом снизив чувствительность воздухозаборников к различным изменениям конструкции; при этом воздухозаборники казались длиннее оптимальных. Высокие стойки шасси предполагали использование системы с военных аэродромов первого класса. Интересен ускоритель: жидкостным двигателем оснащался только центральный из трех цилиндрических блоков, а боковые представляли собой сбрасываемые баки. Топливо - жидкий кислород - керосин. ОС имел собственную мощную ДУ с внутренними баками большого объема, которая использовалась для довыведения, орбитального маневрирования и схода с орбиты.
Собственно ОС внешне напоминал американский аппарат с несущим корпусом M2-F1 и оснащался отклоняемыми концевыми (по-видимому, рулевыми) поверхностями, которые могли устанавливаться вертикально или горизонтально. В ВАС построили масштабную модель системы для испытаний в дозвуковой АДТ с рабочей частью 2.7x2.1 м в Уортоне. Продувки выявили тенденцию аппарата к кабрированию, особенно на низких скоростях. Специалисты изучали возможность применения катапультных кресел для экипажа как самолета-разгонщика, так и орбитального самолета. Констатировалась возможность спасения на скорости до момента разделения. Затем экипаж ОС мог полагаться только на прочность своего аппарата. Дальше разработка не продвинулась. Не осталась в стороне от «столбовой дороги космонавтики» (по воззрениям 40-летней давности) и Канада. По контракту с ВВС США фирма Canadair разработала проект космического корабля и провела изучение возможности спасения экипажа на всех стадиях полета по трассе «Земля - орбита -Земля». Предполагалось, что корабль с экипажем из двух человек будет выводиться на орбиты высотой от 370 до 36000 км ракетой-носителем с ЖРД.
Он имел гиперзвуковое аэродинамическое качество больше 1 и высокое качество на дозвуковом режиме, обеспечивавшее простую самолетную посадку на аэродром. Выбранная форма аппарата должна была снизить аэродинамический нагрев при входе в атмосферу. Кабина делилась на два отсека. Передний объемом 5 м использовался при выходе на орбиту и входе в атмосферу. В нем находились управление кораблем и системы связи, навигации и аварийного спасения. В свою очередь задний отсек также был разделен герметической перегородкой на две части. Передняя часть со свободным объемом 6,5 м использовалась экипажем для выполнения работы на орбите. Задняя заполнялась азотом для предотвращения пожара. В ней располагались оборудование подачи криогенного топлива, система обеспечения жизнедеятельности экипажа. Защитное покрытие массой около 9 т (!) должно было обеспечить безопасный полет через радиационные пояса при общей интенсивности излучения 70 рентген. В это время, а также при солнечных вспышках экипаж должен был находиться в защищенном отсеке.
Данный краткий обзор демонстрирует, с каким размахом велись работы над МТКС в технически развитых странах Запада. Многие из проектов были проработаны детально. В тоже время необходимо отметить частое применение некоторых технических решений, остающихся экзотическими и в наши дни. В первую очередь это касается горизонтального взлета, который считался весьма перспективным в то время, а также старта с использованием разгонных тележек. Применение перелива топлива из баков нижних ступеней в баки верхних, вообще говоря, всегда считалось удачным решением, но на практике так до сих пор и не реализовано. С другой стороны, многие пути, найденные в ходе проектных изысканий 1960-х годов, до сих пор являются актуальными. Это относится к использованию высокоэффективных кислородно-водородных ЖРД и схемы с вертикальным стартом и горизонтальной посадкой. Что касается горизонтально стартующих МТКС, то неочевидность их преимуществ отмечалась уже тогда. Некоторые из рассмотренных проектов дожили почти до наших дней, хотя и с серьезными изменениями, например, немецкий RT-8, выродившийся в Saenger II.
Рассматривая проекты многоразовых систем сорокалетней давности, нельзя не отметить чрезмерный оптимизм их создателей. Обратите, например, внимание на массовое совершенство водородных многоразовых ступеней МТКС Astro: отношение сухой массы к массе топлива 0,11 для первой и 0,165 - для второй ступени. Эти показатели схожи с расчетными значениями массового совершенства одноступенчатых (заведомо более совершенных в весовом отношении, чем двухступенчатые системы) многоразовых ракет, разрабатывавшихся в Соединенных Штатах в середине 1990-х годов по программе RLV. Впрочем, оптимизм проектантов тех лет вполне объясним: на их глазах и их интеллектом творилась история бурно развивавшейся космической техники. Казалось, «еще немного, еще чуть-чуть» и земляне полетят на Марс, а уж создание многоразовых транспортных систем наверняка будет более простой задачей.
Увы, ни один из описанных проектов так и не был реализован. Почему? Потому что все работы (за исключением, пожалуй, Aerospaceplane в конце 1950-х- начале 1960-х) проводились в инициативном порядке фирмами, занятыми при этом в больших национальных (государственных) программах. И отношение к этим предложениям со стороны потенциальных заказчиков было соответствующее. Выполнялись они за счет собственных средств компаний или за счет небольших грантов, которые выделяло NASA или Министерство обороны на перспективные исследования. Такие работы должны вестись постоянно, но не факт, что какая-нибудь из них действительно вырастет во что-то дельное и жизнеспособное. Даже единственный выживший и развившийся представитель МТКС - система Space Shuttle, на которую были перенаправлены «финансовые потоки пост-аполлоновской эры» и весь пыл романтиков начала шестидесятых, к сожалению, сильно поиссякший к середине семидесятых - даже она уходит в историю. Почему?
Создание высокоэффективной многоразовой системы и сейчас представляет собой почти неразрешимую задачу. Экстремальные условия полета, наложенные на требования многократного использования, настолько усложняют и удорожают систему, что это не перекрывается выигрышем от снижения амортизационных затрат на один полет. Попросту говоря, чем больше требуемая кратность использования, тем тяжелее и дороже конструкция МТКС (система теплозащиты, повышенный ресурс конструкции, наличие крыла, шасси либо иных средств спасения и т. п.), тем больше ее стартовая масса и выше эксплуатационные затраты. Но главное даже не в этом. Прогнозы начала 1960-х, в которых фигурировали сотни и даже тысячи космических полетов в год, не сбылись. Человечество решило задачу удешевления космической деятельности не путем применения многоразовых систем, а более простым способом - увеличением срока службы КА и унификацией их платформ. При сокращении же количества потребных запусков МТКС утратили всякое, даже расчетное, преимущество в стоимости.
