Владимир Молодцов - Пилотируемые космические полеты

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.

5 января 1972 годапрезидент США Ричард Никсон принял решение о развертывании работ по созданию многоразовой транспортной космической системы и одобрил программу разработки, а НАСА опубликовало снимки и описания конструктивных схем, рекомендуемых в качестве вариантов, на базе которых должно продолжаться проектирование МТКК.

Общим для всех было применение орбитальной крылатой ступени многократного применения с одним внешним топливным баком, сбрасываемым перед возвращением в атмосферу. На разгонных ступенях предлагалось использовать как РДТТ, так и ЖРД с вытеснительной системой подачи компонентов топлива. Предусматривалось спасение разгонных ступеней после приводнения их на парашютах в океане и повторное использование после восстановления. Вариант первой ступени с ЖРД и вытеснительной системой подачи топлива возник из-за существенно меньшего веса и стоимости его по сравнению с насосной подачей топлива. В этом случае ЖРД фактически состоит из одной камеры сгорания, причем с низким уровнем давления в ней (17,5 атмосфер). Всего компания «Боинг» предполагала установить 7 ЖРД тягой 442 тонны на моноблочной первой ступени при последовательном расположении ступеней, а компании «Норт Америкэн Рокуэлл» и «Макдоннел Дуглас» – по 5 ЖРД тягой по 281 тонне на каждом из двух боковых ускорителей первой ступени.

15 марта 1972 годадиректор НАСА Джеймс Флетчеробъявил о принятии окончательного варианта МТКК: орбитальная ступень многоразового использования с треугольным крылом и сбрасываемым топливным баком (высотой 44 метра и диаметром 9 метров) разгоняется до высоты 40 км с помощью двух РДТТ, крепящихся к баку. Твердотопливные ускорители после отделения от бака спускаются в океан на парашютах, вылавливаются и восстанавливаются для повторного (до 20 раз) использования.

На орбитальной ступени используются три маршевых кислородно-водородных ЖРД, которые начинают работать со старта. Длина орбитальной ступени 37 метров при размахе крыльев 23 метра. Вес выводимой полезной нагрузки 29,5 тонн.

В конкурсе на разработку МТКК по предложенной НАСА схеме, а следовательно на роль главного подрядчика, приняли участие 4 группы компаний:

«Норт Америкэн Рокуэлл» и «Дженерал Дайнэмикс»;

«Грумман аэроспейс» и «Боинг»;

«Макдоннел Дуглас» и «Мартин Мариетта»;

«Локхид Миссайл энд Спейс».

При подведении итогов конкурса на специальном совещании 24 июля 1972 годаНАСА заслушало доклады фирм с обоснованием своих разработок, при этом обращалось внимание не только на техническую сторону проекта, но и на его экономическое обоснование, а также на вопросы будущей эксплуатации МТКК. Лучшими были признаны проекты компаний «Норт Америкэн Рокуэлл» и «Грумман аэроспейс», а худшим – компании «Локхид». Однако первое место заняла «Норт Америкэн Рокуэлл», которая имела большой опыт в организации работ по программе пилотируемых космических полетов, в первую очередь по созданию основного блока корабля «Аполлон».

Согласно проекту компании «Норт Америкэн Рокуэлл» в качестве стартовой ступени используются два РДТТ диаметром 3,96 метра и длиной 45 метров, которые крепятся по бокам внешнего топливного бака. Тяга двигателя каждого РДТТ 1587 тонн. После выгорания топлива они отделяются на высоте 40 км, и после спуска на парашютах в океан спасаются для повторного использования. Внешний топливный бак диаметром 7,9 метра и длиной 57 метров является одноразовым и служит для хранения жидкого кислорода и жидкого водорода для основных двигателей орбитальной ступени. Орбитальный самолет с треугольным крылом крепится сбоку к подвесному топливному баку и имеет следующие размеры: длина 38 метров, высота 16,7 метра, размах крыла 23 метра. Кабина экипажа рассчитана на двух пилотов и двух специалистов-операторов полезного груза. В хвостовой части самолета установлены три основных ЖРД, два воздушно-реактивных двигателя для полетов в атмосфере и заходе на посадку, а также два РДТТ тягой по 175 тонн для спасения корабля и экипажа в случае возникновения аварийной ситуации. Ресурс орбитальной ступени – 500 полетов.