Владимир Молодцов - Пилотируемые космические полеты

17 февраля 1976 годавышло Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР №132-51 «О создании многоразовой космической системыв составе разгонной ступени, орбитального самолета, межорбитального буксира, комплекса управления системой, стартово-посадочного и ремонтно-восстановительного комплексов и других наземных средств, обеспечивающих выведение на северо-восточные орбиты высотой 200 км полезных грузов массой до 30 тонн и возвращение с орбиты грузов массой до 20 тонн». Основным заказчиком многоразовой космической системы (индекс заказчика 1К11К25) выступало Министерство обороны СССР, а головным разработчиком – НПО «Энергия». Такое длинное название Постановления довольно точно отражало суть проекта. Создавалась именно многоразовая космическая система, получившая закрытое название «Буран»(имя системы, а не корабля). В ее состав входили многоразовый ракетно-космический комплекс (индекс 11Ф36), состоящий из ракеты-носителя (индекс 11К25), орбитального корабля (индекс 11Ф35) и межорбитального буксира (индекс 11Ф45), а также стартовый комплекс, универсальный комплекс стенд-старт, технический комплекс, посадочные комплексы орбитального корабля ПКОК и блоков первой ступени ПКА. Что касается названий и обозначений, то на первом этапе использовались разные. Так кроме индекса заказчика ракета-носитель имела традиционное для В. П. Глушко обозначение РЛА130, а также имя собственное – «Гром». В свою очередь орбитальный корабль получил имя «Молния», однако эти имена не прижились, и вплоть до старта использовались индексы заказчика. Выражение «работы по «Бурану»» подразумевало работы по всей МКС в целом, а не только по орбитальному самолету.

Сразу после выхода постановления правительства представители Министерства обороны СССР и НПО «Энергия» приступили к разработке тактико-технических требований к многоразовой системе. В мае 1976 года проект ТТТ был рассмотрен научно-техническим советом ГУКОС и одобрен. В течение почти года утрясались основные характеристики и требуемые качества комплекса, которые еле уложились в несколько увесистых книг.

Многоразовая космическая система «Энергия» – «Буран» создавалась согласно требованию «заказчиков» в лице ГУКОС Министерства обороны с целью:

• комплексного противодействия мероприятиям вероятного противника по расширению использования космического пространства в военных целях;

• решения целевых задач в интересах обороны, народного хозяйства и науки;

• проведения военно-прикладных исследований и экспериментов в обеспечение создания больших космических систем с использованием оружия на известных и новых физических принципах;

• выведения на орбиты, обслуживания на них и возвращения на землю космических аппаратов, космонавтов и грузов.

В соответствии с требованиями, заложенными в задании, ракета-носитель и орбитальный корабль составляли многоразовый ракетно-космический комплекс. Для адекватного ответа и планируемые характеристики советского многоразового корабля оказались удивительно похожими на характеристики американского шаттла. Так масса выводимого полезного груза должна была составлять 30 тонн (29,5 тонн в шаттле) на опорную орбиту высотой 200 км и наклонением 51, на орбиту с наклонением 97 – не менее 16 тонн, а величина бокового маневра – 2000 км. Минимальное время подготовки к повторному пуску должно было составлять не более 20 суток, включая ремонтно-восстановительные работы с применением блоков первой ступени из обменного фонда. Орбитальный корабль должен был использоваться до 100 раз, а блоки первой ступени – не менее 10 раз. И только величина возвращаемого полезного груза возросла до 20 тонн по сравнению с 14 тоннами для шаттла. В этом отразилась суть политики тех лет: чтоб было не хуже, чем у американцев.

Тактико-технические требования были утверждены 8 ноября 1976 годау Д. Ф. Устинова. Все промышленные министерства, заказывающие управления Министерства обороны, Академия наук СССР подписали этот исходный документ. Именно с этого момента элементы многоразовой космической системы «Буран» получили индекс заказчика, приведенный выше. Надо сказать, что в ходе работы над тактико-техническими требованиями менялся и облик многоразовой транспортной космической системы. В первую очередь, требование к дальности бокового маневра до 2000 км однозначно делало выбор в пользу крылатой орбитальной ступени, отказавшись от корабля с несущим корпусом и вертикальной посадкой.

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»).