С началом работ по одноступенчатым ВКС на Западе оживились исследования по данной тематике и в СССР. К середине 80-х годов совместно с ЦАГИ, ОКБ Н.Д.Кузнецова и другими предприятиями в ОКБ А.Н.Туполева подготовили ряд предложений по созданию авиационно-космической системы с одноступенчатым орбитальным самолётом с маршевой и корректирующей силовыми установками на основе ЖРД и с наземным или воздушным стартом с тяжелых самолётов. Следующим этапом стало начало проектирования летательного аппарата с маршевой силовой установкой на основе комбинации двигателей принципиально различного типа (ТРД + ПВРД + ЖРД). За 80-е-90-е годы удалось накопить большой научно-технический и технологический опыт, дающий возможность перейти к практической реализации идеи одноступенчатого ВКС. По данной теме за эти годы в ОКБ подготовили несколько проектов с различными компоновками летательного аппарата и его силовой установки. Одним из последних стал проект «2000» (Ту-2000) с комбинированной силовой установкой (ТРД + широкодиапазонный ПВРД + ЖРД).
Проведенные исследования по созданию одноступенчатого ВКС дали основание утверждать, что он способен стать реальностью, если удастся решить проблему существенного повышения экономичности силовой установки и значительно поднять взлетный запас топлива. По мнению специалистов ОКБ, на сегодняшний день можно существенно повысить экономичность силовой установки, если использовать в качестве окислителя кислород из воздуха, то есть применяя воздушно-реактивные двигатели (ВРД). Но единственным типом ВРД, предназначенным для полета ВКС на гиперзвуковых скоростях, является прямоточный ВРД (ПВРД). В свою очередь, применение ПВРД требует совершать полеты в атмосфере с высокими скоростными напорами. В этом случае скоростные и тепловые нагрузки на конструкцию летательного аппарата ведут к увеличению его массы. Это допустимо только в том случае, когда существенно снижается масса топлива. Использование в качестве окислителя атмосферного воздуха позволяет уменьшить секундный расход горючего, однако существенное снижение общей массы ВКС может быть достигнуто только при ПВРД, способном работать в широком диапазоне чисел М (ШПВРД).
Другим определяющим условием реализации одноступенчатого ВКС является использование в качестве топлива жидкого водорода, характерного уникальным сочетанием высокой теплотворной способности и удельной теплоемкости. Применение ПВРД делает необходимым совершать большую часть разгонной траектории в плотных слоях атмосферы, что вызывает сильный кинетический нагрев конструкции, особенно передних кромок крыла, воздухозаборника, носка фюзеляжа и всей нижней поверхности ВКС. Расчеты показали, что без применения жидкого водорода в качестве охлаждающего хладоагента невозможно обеспечить нормальный температурный режим конструкции планера, самих ПВРД, оборудования, а также обеспечить нормальные условия для экипажа и фузов, а в перспективе - для пассажиров.
По мнению разработчиков, для ВКС наиболее рационально применение комбинированной силовой установки, включающей экономичные ТРД, работающие в диапазоне скоростей М=0-2,5, ШПВРД, обеспечивающие разгон до М=20-25, и ЖРД для доразгона до орбитальной скорости и маневрирования на орбите. Для того, чтобы одноступенчатый ВКС стал конкурентоспособен с другими ракетно-космическими транспортными средствами, при его проектировании необходимо выполнить ряд требований к летным характеристикам: он должен совершать взлеты и посадки со стандартных взлетно-посадочных полос длиной до 3000 м, совершать полеты на дозвуковой скорости с маневром после взлета для выхода в заданную точку начала разгона и перед посадкой на заданный аэродром, перелетать на другие аэродромы, быстро выполнять разгон до заданной скорости и высоты, включая выход на круговую орбиту, многократно выполнять орбитальные маневры, совершать автономный орбитальный полет продолжительностью до суток, выполнять крейсерский полет в атмосфере с гиперзвуковыми скоростями и торможение со снижением при возвращении с орбиты, маневрировать в процессе разгона для выхода на заданную орбиту и снижения для возвращения на заданный аэродром, изменять плоскость орбитального полета.
В ходе проектирования «2000» (Ту-2000) решили начать практические работы с постройки и испытаний экспериментального ВКС несколько меньшей размерности по сравнению с окончательным вариантом. На этом летательном аппарате можно будет в реальных условиях полета проверить новые концепции и технические решения, заложенные в аэродинамическую схему, силовую установку, конструкцию и теплозащиту планера, систем и оборудования. Необходимость создания экспериментального ВКС обуславливалась, кроме всего прочего, отсутствием возможности натурного моделирования явлений аэротермодинамики, процессов горения в двигателе, процессов нагрева конструкции и т.д. на наземных установках при М=6-8.
Для экспериментального ВКС Ту-2000А приняли аэродинамическую схему «бесхвостки», все элементы «интегрально» скомпоновали вокруг силовой установки, состоящей из четырех ТРД в хвостовой части, основного разгонного ШПВРД под задней частью фюзеляжа и двух ЖРД для маневрирования в космосе, установленных между ТРД. ВКС имеет треугольное крыло относительно небольшой площади и малого удлинения. Большую часть подъемной силы создает фюзеляж с плоской нижней поверхностью. Органы управления - традиционные для данной схемы: элевоны на крыле и руль поворота на киле. Основной двигатель - ШПВРД - включает в себя воздухозаборник «внешне-внутреннего сжатия», регулируемые камеры сгорания с косым срезом и многоканальную систему подачи топлива. Воздушные каналы ТРД после достижения скорости М=2-2,5 и начала работы ШПВРД закрываются заслонками, в открытом состоянии образующими входные устройства воздухозаборников. Основной разгон выполняется на ШПВРД.
Нижняя поверхность фюзеляжа обеспечивает внешнее сжатие воздуха, входящего в ШПВРД, и является верхней поверхностью замкнутой камеры внутреннего сжатия воздуха и сгорания топлива, а также служит верхней профилированной поверхностью сопла с косым срезом. В носовой части фюзеляжа расположена двухместная кабина экипажа. Система автоматического спасения действует на всех высотах - от нулевых до максимальных высот. На экспериментальном ВКС Ту-2000А планируют установить катапультируемые кресла с предварительным отделением носовой части с кабиной экипажа. За ней находится отсек радиоэлектронного оборудование, в него же убирается передняя стойка шасси. Средняя и задняя части фюзеляжа заняты топливным баком с жидким водородом. Для питания ЖРД окислителем в хвостовой части фюзеляжа установлен кислородный бак. Питание двигателей жидким водородом происходит из единой топливной системы. Шасси - нормальной трехточечной схемы с носовым колесом: передняя стойка со спаренными колесами малого диаметра (пневматики высокого давления), основные стойки - одноколесные, с уборкой в фюзеляжные отсеки в районе крыла.
По расчетам экспериментальный ВКС Ту-2000 второго этапа должен иметь взлетную массу в пределах 70-90 т, запас жидкого водорода - 30 т и жидкого кислорода - 5т. В окончательном варианте взлетная масса ВКС Ту-2000 увеличится до 210-280 т. Подобный аппарат может доставлять на низкие околоземные орбиты полезный груз в 6-10 т. По конструкции и компоновке он будет повторять экспериментальный ВКС, но иметь более мощный ШПВРД. Количество ТРД планировалось увеличить до шести.
Конечно, “перестройка” изрядно подкосила финансирование военных проектов, но даже тогда сделано было немало. К декабрю 1991 года были изготовлены кессон крыла из никелевого сплава, элементы фюзеляжа, криогенные топливные баки и композитные топливопроводы. Заметим, что американцы застряли со своим Х-30 лишь на попытке постройки секции фюзеляжа из титанового сплава. Если был не коллапс СССР проект Ту-2000 вполне мог быть реализован к 2000 году, но история рассудила иначе. Летом 1992 года рассекреченный проект Ту-2000 решили поставить на коммерческую основу (другого выхода у “туполевцев” просто не оставалось), после чего макет МВКС был показан на выставке “Мосаэрошоу-92" на стенде ОКБ им.А.Н.Туполева. Как обычно, высшим руководством России “пачками” раздавались обещания о “поднятии оборонного престижа” и т.д., но реально ничего делалось. В скором времени финансирование вообще прекратили и в настоящее время Ту-2000 считается “замороженным” проектом.
Небольшая надежда на продолжение работ была в середине 1990-х гг. Тогда даже выполнили финансовые расчеты – в ценах 1995 года стоимость постройки одного Ту-2000 равнялась 450 млн.долларов при общих затратах на опытно-конструкторские разработки около 5,29 млрд.долларов. Стоимость каждого запуска ВКС оценивалась в 13,6 млн. долларов при темпе 20 пусков в год. Предполагалось также, что с момента начала необходимого финансирования НИОКР можно выполнить за 13-15 лет. Как видим, проект был совсем не дешевым и потянуть его российская оборонка не смогла в принципе. Даже в 2010 году вопрос о возобновлении работ по Ту-2000 не поднимался. Справедливости ради отметим, что проект NASP X-30, столь рекламируемый в середине 1980-х гг., через несколько лет “заглох” и в 1922 году его финансирование тоже прекратили. Окончательное решение о закрытии программы X-30 было принято годом позже.
