Автор: Владимир Мейлицев

КОСМИЧЕСКИЕ ЧЕЛНОКИ: ПЕРВАЯ ВОЛНА

Встречается мнение, что американские работы по воздушно-космическим самолетам (ВКС), проводившиеся с конца 1950-х по середину 1970-х годов, не были доведены до завершения — в числе прочего, и потому, что в СССР была создана пушка для вооружения орбитальных станций и испытаны спутники–истребители космических объектов.
Так это или нет, судить трудно; во всяком случае, эти советские достижения не помешали вводу в эксплуатацию многоразовых транспортных космических кораблей (МТКК) «Спейс шаттл», разработка которых началась в тех же 1970-х годах. Определенно можно сказать лишь то, что экспериментальные аппараты, которые тогда были доведены до стадии летных испытаний, предполагалось выводить в космос вертикально стартующими, одноразовыми ракетами-носителями (РН).

Однако это не означает, что НАСА, ВВС США и компании аэрокосмического комплекса не занимались проработками систем, в которых возвращаемыми являются все их компоненты, либо, в крайнем случае, почти все, за исключением наименее ценных.

Понятно, что при интенсивном использовании многоразовая система должна быть суммарно экономичнее той, в которой имеются дорогостоящие одноразовые компоненты. Другое дело, что практика — впрочем, небогатая — пока не подтвердила этого теоретического преимущества. Тому много причин, и мы еще коснемся некоторых из них. Однако нет сомнения, что настоящая космическая экспансия, и в первую очередь широкое экономическое использование ресурсов околоземного пространства и Луны, возможна лишь при условии, что большая часть транспортных операций будет выполняться многоразовыми космическими системами.

Самый верхний, «грубый» уровень классификации таких систем — это деление их на системы с вертикальным и горизонтальным стартом.

Если второй тип пока является атрибутом «светлого будущего», то первый, как известно, был частично реализован в американском МТКК «Спейс шаттл». Поэтому вполне логично будет начать с него.

ПРЕДТЕЧИ «КОЛУМБИИ»: ВЕРТИКАЛЬНЫЙ СТАРТ

Сейчас принято говорить об уменьшении стоимости вывода на орбиту килограмма полезного груза; однако вряд ли этот показатель имел первостепенное значение в 1960-х годах. Для того периода лучше подходит показатель стоимости жизненного цикла, применяемый для любой системы вооружения. Он включает все затраты на систему, от первых ассигнований на разработку до средств, необходимых для снятия ее с вооружения и утилизации.

Вместе с тем идея долговременной орбитальной станции была в той или иной степени популярна у руководства НАСА и ВВС США на всём протяжении 1960-х — 1970-х годов. Поэтому цифры стоимости выведения полезных грузов на орбиту интересовали заказчиков космической техники. Для производителей, кроме всего прочего, их привлекательно-низкие расчетные значения являлись немаловажным аргументом в борьбе за финансирование.

Единственное неотъемлемое преимущество многоразовой системы вертикального старта перед комплексом «космический самолет плюс ракета-носитель» состоит именно в ее многоразовости, что, по идее, должно привести к снижению суммарных расходов за весь период эксплуатации. Если же добавить сюда то, что в американских проектах тех лет еще всерьез не рассматривалось применение на первых ступенях маршевых воздушно-реактивных двигателей, то можно объяснить, почему большинство проработок систем с полностью возвращаемыми элементами относилось к типу систем вертикального старта.

Перед тем, как коротко описать эти проекты, сразу оговоримся, что все они не продвинулись дальше теоретических расчетов и, в некоторых случаях, лабораторных экспериментов.

Самым перспективным носителем в то время считалась ракета «Сатурн». Магистральной линией ее развития являлось движение от ранних, менее мощных образцов к 2900-тонному «Сатурну-5», доставившему первых землян на Луну. Параллельно же изучалось несколько проектов «крылатого» «Сатурна».

Один из них, например, предполагал установку крыльев: площадью 92,9 м2 на первую ступень (S-IС, заправленная масса 2286 т), и площадью 46,9 м2 — на вторую ступень (S-II, 490,8 т). Основным вариантом использования был пилотируемый. Кроме крыльев, аэродинамических рулей и летчика, основным отличием такой первой ступени от обычной были вспомогательные турбореактивные двигатели (ТРД); они должны были обеспечить ее полет к месту посадки, которая производилась бы на обычную полосу со скоростью порядка 300 км/ч. Вторая ступень, работа которой при выведении заканчивается на значительно большей скорости, чем у первой, должна была иметь термозащитное покрытие по типу кораблей «Джемини» или «Аполлон».

Фирма «Мартин», с ее экспериментальным аппаратом Х-24 (см. предыдущую статью), была в то время одной из наиболее компетентных в области крылатых космических кораблей. Параллельно с испытаниями Х-24 она вела проект AR-14В «Астророкет» — двухступенчатой крылатой системы для доставки на 500-км орбиту груза в 22,7 тонн (50 000 фунтов).

Вторая, орбитальная ступень системы «Астророкет», длиной 40 м, с дельтовидным крылом размахом 22 м, устанавливалась на верхнюю поверхность первой, разгонной ступени. Кабина на трех членов экипажа должна была обеспечивать срок их пребывания на орбите не менее недели. Посадка, как обычно для ВКСов: тормозной импульс для схода с орбиты, торможение в верхних слоях атмосферы, гиперзвуковое планирование с гашением скорости. На заключительном этапе, на малой высоте, полет производился с помощью двух ТРД.

Первая ступень, также с дельтовидным крылом, была немного больше — длина 43 м, размах 23 м. После доставки орбитальной ступени на высоту 65 км первая ступень под управлением пилота производила спуск, подобно ракетоплану Х-15, и горизонтальную посадку, для которой также снабжалась четырьмя ТРД.

Сборка всей системы должна была происходить в горизонтальном положении, после чего она устанавливалась вертикально и взлетала, как ракета. Суммарная тяга ее основных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), — естественно, большая, чем общая стартовая масса системы, — равнялась 1370 т.

Вертикально стартующую систему под названием «Астро» исследовала и компания «Дуглас». Двухступенчатая система рассчитывалась на вывод полезной нагрузки в 16,6 тонн на орбиту высотой 550 км. В ее состав входили два похожих друг на друга аппарата с треугольным крылом стреловидностью 67,5° с обрезанными законцовками, на которых устанавливались элевоны и кили с рулями направления. В отличие от «Астророкет», ступени соединялись перед стартом последовательно — разгонщик «толкал» орбитальную ступень. Сборка системы, вместе с пусковым устройством, производилась в горизонтальным положении, после чего всё это сооружение поворачивалось вертикально для пуска.

Надо сказать, что на такого рода исследования выделялись десятки миллионов долларов, и объем проводившихся работ, соответственно, был весьма значительным. Так, для системы «Астро» было рассчитано множество параметров, от перегрузок, скоростей и скоростных напоров по всей траектории полета до температур кинетического нагрева в различных частях аппарата. Был установлен профиль крыла, выбраны конкретные двигатели, предусмотрена система отделения кабины экипажа и грузового отсека в аварийных ситуациях.

Для орбитальной ступени была разработана сложная и эффективная система термозащиты, не использующая испаряющейся обмазки. Стенка в районе кабины представляла собой «сэндвич» из трех слоев, разделенных зазорами. Через зазор между верхним молибденовым покрытием и средним изолирующим слоем продувался охлаждающий газ. Второй зазор, между изолирующим слоем и стенкой кабины, служил для впрыска воды, которая поглощала тепло за счет скрытой теплоты парообразования. Всё это, по расчетам, позволяло иметь температуру стенки кабины максимально 50 — 60°С при температуре наружного покрытия 1220°С.

Заправленная разгонная ступень должна была весить 300 677 кг, ее длина составляла 29,0 м, размах крыла — 18,7 м. Сам космический корабль, при весе конструкции 11 600 кг, имел стартовый вес 89 413 кг, длину 20,7 м и размах крыла 13,4 м. Разделение производилось на высоте 82 км, в 110 км от точки старта при работе только вспомогательных ЖРД орбитальной ступени — чтобы дать время разгонщику уйти с направления мощной реактивной струи основного двигателя ОС. Разгонщик после разделения в планирующем режиме мог пролететь, в случае надобности, до 830 км и приземлиться с посадочной скоростью 163 км.

Вторая ступень — космический аппарат с экипажем их двух человек — имела возможность многократного включения двигательной установки для маневрирования на орбите и выдачи тормозного импульса. Ее аэродинамические качества обеспечивали боковую дальность при планирующем спуске до 3700 км.

Интересный проект системы вертикального старта развивала фирма «Конвэр» в соответствии с контрактом от НАСА, заключенным в 1968 году. Система «Траймс» состояла из трех очень похожих элементов, состыкованных бортами друг с другом. Средняя ступень была орбитальной, боковые — разгонными, заканчивавшими свою работу при скорости 2,44 км/с. Система весом в 518 тонн взлетала при работе ЖРД всех трех ступеней, причем двигатели орбитальной питались из баков разгонных. Для возвращения на землю все три ступени использовали узкое выдвижное крыло с изменяемой стреловидностью и размахом 29 м на минимально угле стреловидности. Кроме того, для маневрирования на малых, «авиационных» скоростях каждая ступень имела по два турбовентиляторных двигателя.

Считалось, что система сможет доставлять 11,3 тонны на орбиту с небольшим наклонением и 8,4 тонны — на полярную орбиту.

Специалисты «Боинга», работавшие над различными вариантами спасения первой ступени ракеты «Сатурн-5», пришли к выводу, что спасать-то можно, но даже в самом лучшем случае экономия в результате составит не более 50% — ведь ступень разрабатывалась всё же как одноразовая, поэтому для подготовки ее к повторному вылету нужно будет выполнить очень значительный объем работ и понести соответствующие затраты. Поэтому на «Боинге» в те же годы тоже рассматривали различные схемы многоразовых систем, как с вертикальным, так и с горизонтальным стартом.

Заканчивая материал об американских проектах полностью многоразовых комических системах с вертикальным стартом, сделаем одно замечание. Здесь мы рассмотрели системы, в которых посадка должна была выполняться горизонтально, по-самолетному. Соответственно, все они характеризуются наличием крыльев у разгонных ступеней.

Но ведь это не единственный вариант. Более простой выглядит идея обеспечения возможности «вертикального» спасения отработавших ступеней обычных, «бескрылых» ракет-носителей. Чуть выше мы говорили, что компания «Боинг» пробовала сделать систему спасения для первой ступени носителя «Сатурн-5»; при этом рассматривались различные варианты использования парашютов, аэростатов и даже авторотирующего вертолетного винта. Однако получилось, что «прилаживать» спасательную систему к готовым ракетным ступеням неэффективно. Если ее и применять, то такую возможность надо закладывать с самого начала разработки конструкции.

Что и было сделано при разработке МТКК «Спейс шаттл», а также рассматривалось в некоторых проектах следующих лет. Надо думать, такой подход к решению проблемы улучшения экономических показателей ракетно-космических систем не утратил своей привлекательности и сегодня.

…Вопрос о том, какая многоразовая система лучше — с вертикальным стартом или с горизонтальным (при условии, что есть финансовая и техническая возможность сделать и ту, и другую) — этот вопрос не так прост, как может показаться на первый взгляд. Одно можно сказать с уверенностью: система вертикального старта, даже если у нее есть крыло, при выходе на орбиту или совсем не использует аэродинамическую подъемную силу, которую это крыло создает, или использует в незначительной степени.

392-тонный «Руслан» поднимают в воздух четыре двигателя с суммарной максимальной тягой, составляющей 93,6 т. Для вертикального же старта конструкции такого веса нужна тяга порядка 500 т. То есть аэродинамическая подъемная сила крыла — это очень серьезный ресурс, которым и стремятся воспользоваться разработчики другого типа многоразовых космических систем — систем с горизонтальным стартом.

СОСТАВНЫЕ АППАРАТЫ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО СТАРТА

Преимущества «идеальной» системы горизонтального старта хорошо известны. Это «врожденная» многоразовость всех или наиболее дорогостоящих элементов комплекса. Это потенциальная возможность использования разветвленной аэродромной сети, что дает не только экономию на строительстве и содержании специальных космодромов, но и резкое повышение выживаемости системы в кризисных условиях благодаря возможности быстрого перебазирования. Наконец, это уменьшение экологического ущерба на земле и в космосе за счет отсутствия или минимизации количества ненужных, выбрасываемых элементов (хотя вряд ли в 1960-е годы кого-то всерьез занимали такие соображения).

Наконец, это более высокий уровень технической эффективности, связанный с полноценным использованием аэродинамической подъемной силы на этапе выхода на орбиту. Впрочем, это утверждение действительно не всегда, о чем мы еще поговорим.

В Соединенных Штатах исследования концепций многоступенчатых космических кораблей с горизонтальным взлетом и посадкой велись параллельно с аналогичными работами по системам с ракетным стартом.

В НАСА, в Центре имени Дж. Маршалла, в 1960-х годах изучали двухступенчатую схему для доставки на орбитальную станцию грузов и экипажей в количестве 12 — 14 человек. Разгонная и орбитальная ступени (орбитальная устанавливалась «на спину» разгонной) были внешне довольно схожи. Обе они, не являясь «несущими корпусами», имели фюзеляжи круглого сечения, близкие по диаметру. Длина первой ступени, разгонщика, должна была составить 53 м; вторая, «орбитер», была несколько короче. Высота состыкованной для старта системы составляла 19 м. Обе ступени имели обычного вида треугольное крыло практически одинакового размаха (40 м), но у космической ступени крыло располагалось внизу, а разгонная была высокопланом. Соответственно, вертикальные поверхности — наклонно отогнутые законцовки крыла — «смотрели в разные стороны»: у первой ступени вниз, у второй — вверх. Обе ступени пилотируемые и, конечно, используемые многократно.

Рассматривались разные варианты, в особенности это касалось первой ступени. Для нее предполагалась либо чисто жидкостно-реактивная основная двигательная установка, либо комбинированная — ЖРД плюс турбореактивные двигатели. Взлет мог быть чисто самолетным, или могла быть использована ракетная тележка; в последнем случае аппарат мог иметь облегченное лыжное шасси, рассчитанное на посадочный вес пустой первой ступени (а не на полный взлетный вес заправленной двухступенчатой системы).

Тяга двигателей разгонщика в разных вариантах колебалась от 1360 до 1800 т. С «орбитером» определенности было больше: он должен был оснащаться ЖРД с общей тягой 454 тонн (миллион фунтов), последней работой которых была выдача тормозного импульса. Режим возвращения на Землю — планирующий полет.

Компания «Боинг» в эти годы рассматривала целую эволюционную линию космических транспортных систем будущего. Там получалось, что первым шагом должна стать вертикально-ракетная система с крыльями для возвращения. Параметры системы выглядели следующим образом: стартовая масса 1700 т, длина 82 м, размах крыла 42 м.

Далее, по мысли специалистов «Боинга», должны появится ракетные носители с горизонтальным взлетом. Наконец, в качестве высшей точки обозримого развития космических транспортов назывался носитель с воздушно-реактивными двигателями, доставляющий орбитальную ступень на высоту 30 км.

Что ж, вполне достоверная картина — с точки зрения последовательного достижения технической реализуемости этапов. Только эта картина предполагает, что общество настолько заинтересовано в освоении космоса, что с энтузиазмом выделяет на него почти неограниченные ресурсы. Например, по прикидкам «Боинга» один только пилотируемый самолет-носитель должен был обойтись в 1 миллиард долларов «образца 1960-х годов». Однако в действительности оказалось, что у общества постиндустриальной эпохи совсем другие приоритеты…

Тогда же «Локхид», в кооперации с тем же «Боингом», прорабатывал менее крупный двухступенчатый самолет для вывода на орбиту 3 тонн груза и 10 пассажиров при экипаже из двух человек. Посадка обеих ступеней должна была проходить в режиме планирования, ресурс системы назначался в100 полетов.

Кроме США, из зарубежных стран в тот период наиболее определенно исследованием двухступенчатых космических систем занимались в Федеративной Республике Германии. Правительство этой страны в 1960-х годах финансировало четырехлетнюю космическую программу, в которой участвовали ряд научных организаций, ВУЗов, а также известные авиастроительные компании «Бёльков», «Дорнье», «Хейнкель» и «Юнкерс». В числе объектов программы были и крылатые космические системы. Уровень финансирования был не слишком высоким — например, в 1964 году оно составило 120 млн. марок, из них 18 млн. — на космический самолет. Соответственно, глубина работ ограничивалась уровнем бумажных расчетов и некоторыми экспериментами общего порядка.

В ходе этих работ компания «Юнкерс» занималась проектом двухступенчатой системы горизонтального старта с параллельным расположением ступеней, в целом подобной американской системе «Астророкет», но в отличие от последней, которая стартовала вертикально, «Юнкерс» планировал взлет с рельсовой дорожки при помощи ракетной тележки. (Такой старт тяжелого ракетного аппарата прорабатывался в Германии еще в годы Второй мировой войны в рамках проекта «бомбардировщика-антипода», о котором у на речь еще впереди).

Суммарный вес обеих летных ступеней получался равным 200 тонн при полезной нагрузке 2,5 т, высота целевой орбиты — 300 км. Разделение происходило на высоте 60 км, которая достигалась через 2,5 мин. после старта; возвращение обеих ступеней происходило в режиме планирования. Летом 1965 года «Юнкерс» даже показывал модель своего корабля на авиакосмической выставке в Париже.

Фирма «Бёльков» рассматривала двухступенчатую крылатую ракетную систему с последовательным расположением ступеней.

Работы по ВКСу велись и в Великобритании, но их направленность была несколько иной. Там фирма «Бристоль Сиддли» прорабатывала концепцию космического самолета для обслуживания орбитальной станции, находящейся на орбите высотой 320 км. Ключевым элементом проекта была комбинированная силовая установка, имевшая в своем составе турбореактивные и прямоточные воздушно-реактивные двигатели. Очевидно, эти исследования впоследствии привели к появлению известного проекта ХОТОЛ (HOTOL, Horizontal Take-Off and Landing — горизонтальный взлет и посадка); но ХОТОЛ — это уже другой эпохи, из 1980-х годов, и потому в эту статью «не помещается».

ВЫВОДЫ

Как уже говорилось, все зарубежные изыскания 1960-х годов не пошли далее стадии предварительного рассмотрения концепций. Дело даже не в том, что для дальнейших, более «материальных» шагов не выделялись деньги. При имевшейся глубине проработок специалисты не могли прийти к важному принципиальному выводу: какой из многочисленных вариантов схем многоразовой транспортной системы может стать полезным дополнением к уже работающим обычным одноразовым ракетам-носителям.

Более того, оказалось, что нет однозначного ответа на вопрос о том, какой тип старта предпочтителен — горизонтальный или вертикальный. При пристальном изучении получалось, что для уровня развития техники рубежа 1960-х — 1970-х годов в одних случаях лучше «вертикальная» система, а в других — «горизонтальная» (напомню: мы говорим о многоступенчатых многоразовых космических кораблях с горизонтальной посадкой ступеней).

Оказалось, например, что для систем с жидкостными ракетными двигателями (а в большинстве случаев исследовались именно они) при стартовом весе в 450 — 500 тонн наступает «паритет возможностей» — горизонтальный и вертикальный старт примерно равноценны. При величинах полезной нагрузки до 13,5 — 18 тонн более легкими и, соответственно, более экономичными будут корабли с горизонтальным стартом, но с ростом заданной грузоподъемности они теряют свои преимущества, и на первый план выходят «вертикальные» носители. Другими словами, если нам надо раз в месяц доставлять на орбитальную станцию 3 — 6 человек и 5 — 10 тонн топлива, оборудования и съестных припасов, то нам больше подойдет разгонщик самолетной схемы. А когда речь зайдет о монтаже новой станции из блоков весом по 25 тонн и больше, то тут более выгоден вертикальный старт.

Конечно, конкретные значения «пороговых» цифр меняются со временем. Совершенствуются двигатели, появляются новые материалы, а вслед за ними — новые конструктивные решения. Могут быть заданы разные значения кратности запуска, надежности, могут допускаться компромиссы в части повторного использования составляющих элементов…

Выше мы рассматривали довольно узкую ситуацию: выбор между типом старта составной космической системы, все ступени которой оснащены ракетными двигателями. Но ведь в случае многоступенчатой космической системы необязательно ограничиваться этой «ракетно-ракетной» альтернативой. Если у нас есть крылатая ступень, которая завершает свою работу в пределах атмосферы, то на нее можно поставить двигатель, использующий в качестве окислителя кислород окружающего воздуха. То есть воздушно-реактивный двигатель.

Преимущества такого варианта — при условии технической реализуемости — несомненны. Доля окислителя в общей массе заправленного в ракету топлива в несколько раз превышает долю горючего; в случае жидких кислорода и водорода эта разница особенно велика. Поэтому использование внешнего воздуха разом уменьшает вес заправки в несколько раз. Да, любой воздушно-реактивный двигатель (ВРД) значительно тяжелее ракетного со сходным значением тяги; но всё равно, даже при уровне весовой отдачи конструкций 1960-х годов, первая ступень с ВРД получалась принципиально более легкой, чем ракетная ступень.

К тому же воздушно-реактивные двигатели по самой своей природе являются многоразовыми. Их ресурс составляет многие тысячи часов, в то время как лучшие в этом смысле маршевые ЖРД едва дают единицы часов без капитального ремонта.

Далее. Никто всерьез не рассматривал воздушно-реактивную ступень с вертикальным стартом. ВРД с тягой несколько сот тонн, или даже более тысячи, тогда еще не были разработаны, и не очень понятно, зачем бы их вообще надо было разрабатывать. А с меньшей тягой вертикальный старт невозможен. Значит, применение ВРД автоматически подразумевает горизонтальный старт и, следовательно, использование такого важного ресурса, как аэродинамическая подъемная сила — об этом мы уже упоминали выше.

Наконец, носитель с ВРД позволяет производить пуски на большом, в тысячи километров, удалении от точки взлета — потому что в воздухе его держат крылья, а не реакитвная струя, и сравнительно маломощные ВРД потребляют в несколько раз меньше горючего. Это — плюс с точки зрения эксплуатационных и тактических свойств.

Словом, преимущества очевидны — недаром специалисты «Боинга» в своих построениях поставили носитель с воздушно-реактивным двигателем на высшую ступень предсказуемого прогресса космических систем с двигателями на химическом топливе.

Но так же недаром эта высшая ступень оказалась у «Боинга» наиболее отодвинутой в будущее. Ибо очевидны не только достоинства, но и трудности, стоящие на пути создания такой системы. Вот некоторые из них.

Ракетная ступень при старте проходит плотные слои атмосферы за несколько минут и поэтому не успевает сколько-нибудь значительно нагреться. У ступени с ВРД, напротив, весь полет проходит именно в плотных слоях, и этап разгона длится несколько десятков минут. Это означает, что ключевое значение приобретает проблема кинетического разогрева конструкции. Если мы хотим обойтись обычными авиационными конструкциями из жаропрочных сталей и титана, то нам при назначении скорости отделения орбитальной ступени от разгонной придется ограничиться числами Маха порядка 4 — 6. Расчеты же показывают, что теоретически оптимальная скорость разделения в 2 — 3 раза выше. Получается непростой выбор: или идти на качественное усложнение конструкции, или согласиться с уменьшением общей эффективности системы по сравнению с «идеальным» прообразом.

Другая трудность заключена в самом двигателе. Ведь сказать «ВРД» — это еще почти ничего не сказать. Довольно давно стало ясно, что для разных диапазонов скоростей оптимальны — или даже вообще применимы — разные типы воздушно-реактивных двигателей. На скоростях до М = 4 лучшие результаты дают турбореактивные двигатели. При числах М от 3 до 6 — 7 хороши обычные прямоточные (ПВРД), далее, до М = 12 — гиперзвуковые прямоточные — ГПВРД. Еще дальше просто нет надежных данных.

Это означает, что, если мы всё же решимся достигнуть оптимальной скорости разделения ступеней, нам придется в общем случае делать силовую установку из всех трех этих типов двигателей. Можно подумать, например, а комбинированном ТРД/ПВРД, но уровень техники 1960-х был очевидно недостаточен для создания работоспособной конструкции такого типа. Впрочем, тогда не было даже в опытных образцах ни ТРД для полетов с М = 4, ни ПВРД на 6 — 7 «махов»; а ГПВРД вообще никаких не было.

В целом получается, что система с авиационной разгонной ступенью будет значительно более сложной, степень технического риска при ее создании весьма высока. Давая надежду на экономию при эксплуатации, в разработке она, скорее всего, будет дороже, потребует колоссального числа исследований, опытно-конструкторских проработок, испытаний агрегатов, моделей и прототипов. Сроки такой разработки будут очень велики, а их предварительная оценка — не очень достоверна.

Так что опять вряд ли можно говорить об универсальной применимости такой системы. Надо ли делать авиационно-космическую систему, способную доставлять в космос 30-тонные модули орбитальной станции, если вся станция, по плану, будет состоять из шести модулей, а других столь крупных полезных нагрузок пока не предвидится? Нужна ли небольшая система для доставки экипажей, если она, по расчетам, окупится за 40 полетов при сегодняшних расценках, а менять экипажи на станции планируется не чаще четырех раз в год? И так далее…

К 1970-м годам стало приходить понимание, что тот технический максимум, который выглядит в данный момент достижимым, не может быть единственной основой для выбора идеологии оптимальной космической системы. Такая идеология определяется в значительной степени задачами, которые ставятся перед будущей системой, и для разных наборов таких задач оптимальными могут оказаться системы, построенные по принципиально различным схемам.

В наши дни, получив опыт эксплуатации системы «Спейс Шаттл», безусловно прогрессивной с технической точки зрения, мы опять подошли к необходимости переоценки программ создания космической техники. И такая переоценка, по-своему весьма драматичная, происходит в последние годы во всех традиционных космических державах. Самое «свежее» ее проявление — российский конкурс на пилотируемый космический корабль следующего поколения.

Но это сегодня. А тогда, в 1960-х, разработчики верили, что баллистические одноразовые носители — это вынужденный первый этап, и будущее однозначно принадлежит многоразовым «самолетоподобным» космическим системам.

И в практическом освоении пути к этому будущему Советскому Союзу тогда удалось продвинуться дальше Америки. Об этом — в следующей статье.