Любая ракетно-космическая транспортная система многоразового применения в своей структуре, в отличие от одноразовой ракеты, несет обязательные средства обеспечения возврата с орбиты или траектории выведения на орбиту. Эти средства составляют ощутимую часть стартовой массы носителя и по существу являются чистой энергетической потерей. Например, "Энергия" в исполнении как одноразовая ракета-носитель - без орбитального корабля и без части средств обеспечения посадки на Землю блоков первой ступени - может выносить на опорную орбиту более 100 т полезного груза. При тех же условиях, но с орбитальным кораблем, на орбите может быть выгружено только 30 т, т. е. на 70 % меньше. Эти расчеты, естественно, примитивны, но они показывают, какую часть своей энергетики тратит ракета-носитель даже в не полностью многоразовом исполнении. Однако следует и уточнить, что к потерям в данном случае отнесены и средства обеспечения пилотируемого полета корабля, в том числе системы безопасности и сам экипаж. Значительные энергетические потери такой интегрированной системы по целевому назначению, когда объединены функции грузового и пилотируемого транспорта, влекут за собой достаточно высокую ее стоимость. Оставив целью все же создание многоразовой системы, мы сталкиваемся с проблемой оптимального разделения функций ракеты-носителя на грузовые и пилотируемые.
     Мнение со страниц нашей печати. "В США этот корабль создавался не под программу, а как самоцель, и сейчас используется в основном лишь для вывода на орбиту космических аппаратов. Но такую задачу целесообразно решать с помощью беспилотных транспортных средств. В противном случае относительная стоимость доставки грузов в космос возрастает за счет необходимости одновременного запуска экипажа и системы его жизнеобеспечения. Это обстоятельство, большой объем регламентных работ, а главное - систематическая недогрузка "Шаттлов", стали причиной резкого удорожания космических операций. Стоимости вывода на орбиту одного килограмм полезных нагрузок достигла 6-8 тыс. долл.
     Корабли серии "Спейс Шаттл" не могут возвращать на Землю и искусственные спутники, находящиеся на высоких орбитах. Для этого требуется создать другое, межорбитальное транспортное средство. Да и зачем ремонтировать их: на Земле, когда это можно сделать в космосе. "Шаттлу" нечего возвращать с орбиты.
     Дооснащение больших объектов можно делать на рабочих орбитах или в специальных модулях. Нечего оттуда возить втридорога. Гораздо практичнее направить средства на совершенствование самой космической аппаратуры. Пока наши спутники связи работают в 2-3 раза меньше, чем американские. Если бы довести срок их службы до пяти-десяти лет, связь у нас была бы неузнаваемой...
     Наиболее эффективным, с экономической точки зрения, режимом полета многоразового корабля считается такой, когда корабль отправляется на орбиту полностью загруженным и загруженным же возвращается на Землю. Любая недогрузка приводит к повышению удельной стоимости космических операций. Следовательно, конструктивные особенности корабля должны определяться сущностью соответствующей космической программы. Если она такова, что на орбиту и обратно нужно доставлять малые массы полезных нагрузок, то нынешний "Шаттл" оказывается избыточным, если большие, то он уже может быть достаточным."
     Что же - справедливо.

     Тенденция выделения пилотируемых воздушно-космических транспортов в самостоятельное направление существует. Пилотируемые операции должны быть связаны только с доставкой на орбиту экипажа, с целью обеспечения специфичных работ в космосе - сборки, профилактики, инспектирования космических орбитальных аппаратов, управления развертыванием космических аппаратов на орбите, подготовки их к возврату на Землю, проведения научных и исследовательских работ, спасения космонавтов. То есть примерно так, как это осуществляется сейчас в композиции двух ракет-носителей "Союз" и "Протон". Пилотируемая система должна обладать, наряду с высокой степенью надежности, главным качеством - абсолютной безопасностью и возможностью возврата экипажа из любой точки траектории при возникновении аварийной ситуации в полете. Назрела необходимость разработки стратегии пилотируемых операций, которая должна определить место и целесообразность полетов больших групп пилотов на одном корабле и с грузом. Может быть, рациональнее и эффективнее применять надежные пилотируемые летательные аппараты типа "такси".
     Разделение космической транспортной техники на пилотируемые и грузовые целесообразно и для высвобождения части энергетики носителя. Управление полетом и посадкой грузовых транспортных систем в этом случае будет осуществляться в автоматическом режиме.
     В авиации, с момента ее рождения, управление летательными аппаратами отдавалось человеку. Постепенно наращивали автоматику, но главным действующим лицом был экипаж. Трудно представить себя летящим в самолете без экипажа. Можно с автопилотом, но все же с экипажем. Трудно представить себя даже едущим в поезде метро, управляемым автоматом, хотя автоматизировать управление рельсовым поездом - не проблемная задача. Есть же скоростные поезда с автоматическим управлением. Существует какой-то труднопреодолимый барьер в психологии пассажира - неверие к автомату, хотя пользоваться лифтом без сопровождающих научились уверенно. Ракеты появились и живут на автоматах. Но постепенно, настойчиво, ревниво в управление проникает человек...
     Грузовая ракетно-космическая система, как и пилотируемая, предполагает высокую надежность, оптимальное резервирование, минимальный риск в выполнении целевой задачи. Система должна включать в себя все достоинства и преимущества в эксплуатации и обслуживании обычных реактивных транспортных самолетов и плюс к этому, осуществлять всепогодный старт и посадку в автоматическом режиме.
     Это - первая принципиальная позиция в формулировке основных положений дальнейшей разработки многоразовых систем, которая сводится к необходимости разделения пилотируемых и грузовых транспортных средств.
     Вторая позиция связана с определением степени многоразовости. Речь идет о том, возвращать часть конструкции или полностью транспортную систему, естественно, по ступеням. Одноразовые системы требуют, соответственно своему определению, организации районов падения использованных в полете ступеней, обтекателей космических аппаратов. Вторые ступени отечественных ракет падают или в прибрежные зоны, или в акваторию океана. Кроме того, что засоряется океан, теряется дорогостоящая современная конструкция с уникальными материалами, электронными системами, двигательными установками. Ступени, элементы ракет и космических аппаратов, отработавшие космические аппараты остаются на орбите, количество их растет. Новые отношения к экологии Земли и космического пространства однозначно подкрепляют необходимость создания возвращаемых ракетно-транспортных систем. Решение проблемы экологии в полной мере возможно только аппаратами, обеспечивающими возврат всех их элементов. В этом плане многоразовая система должна быть полностью многоразовой. Такого рода системы дают возможность обеспечить и всеазимутальность выведения полезных грузов. Ракета-носитель с этими свойствами приобретает качество аэрофлотовского транспорта. Значит, второй принцип многоразовости - полная многоразовость.
     Но многоразовость - это и энергетические потери. В этой связи возникает проблема - идти путем создания полностью многоразовой одноступенчатой или частично компенсировать потери многоступенчатой структурой носителя. Преимущество двухступенчатой транспортной системы, по сравнению с одноступенчатой, можно проследить по ряду зависимостей, из которых следует, что стартовая масса одноступенчатой конструкции, при сегодняшнем уровне технологии, будет более чем в два раза больше массы двухступенчатой. Можно снизить стартовую массу одноступенчатого носителя до массы двухступенчатого при условии, что конструктивное совершенство одноступенчатой системы повысится в два раза по сравнению с достигнутым на сегодня уровнем. Это значит, что потребуются новые конструктивные материалы, новые технологии, уникальные двигатели, которые, так же как и материалы, должны будут иметь характеристики в полтора-два раза лучшие, чем сейчас. Но если даже и будут достигнуты такие уровни технических качеств компонентов системы, все же неизменно энергетически выгодней остается многоступенчатая структура, хотя одноступенчатая система амбициозна. Таким образом, третье исходное положение - многоступенчатая структура.
     Ну, и одно из главных положений разработки - это оптимальные экономические характеристики системы. Нами предложена вертикально стартующая двухступенчатая, с жидкостными двигателями, полностью многоразовая космическая система с горизонтальной посадкой крылатых ступеней. Почему вертикально стартующая ракетная многоразовая система, а не горизонтально стартующая воздушно-космическая с воздушно-реактивным двигателем?
     Во-первых, жидкостной двигатель надежен, проверен и универсален и его характеристики не зависят от скорости полета. С другой стороны, существующие серийные воздушно-реактивные двигатели работают до М=3,5 (опытные образцы турбореактивных - до М=6), а создание гиперзвуковых воздушно-реактивных двигателей, работающих до М=6-20, остается трудноразрешимой проблемой.
     Во-вторых, для эффективного использования воздушно-реактивного двигателя горизонтально стартующая система при разгоне требует длительного полета в плотных слоях атмосферы, что приводит к большему, чем при спуске с орбиты, нагреву самолета и, следовательно, необходимости принятия специальных мер по активному охлаждению планера.
     В-третьих, длительный полет воздушно-космической системы при разгоне на высотах 15-35 км (более 10 мин.) губителен для озонного слоя Земли, тогда как вертикально стартующие средства этот слой "пронзают" за 30-40 с.
     Почему двухступенчатая система, а не одноступенчатая? По относительной массе полезного груза (отношение массы полезного груза к стартовой массе) при пусках в восточном направлении двух- и одноступенчатые системы могут сравняться, если существующие конструкции ракетных ступеней в сумме станут легче не менее, чем на 30%. Это объясняется тем, что "эффект Циолковского" по отбросу масс в полете для двухступенчатых ракет снижается при облегчении конструкций. С другой стороны, масштабный фактор облегчения конструкции работает в пользу одноступенчатых ракет (это можно объяснить на примере: пустая канистра емкостью в 20 л легче двух канистр по 10 л). В пользу одноступенчатых систем действует и аэродинамическое сопротивление. Кроме того, одноступенчатые ракеты для увеличения энергетики должны быть укомплектованы трехкомпонентными двигателями. Однако даже при равных относительных массах одноступенчатые системы более чувствительны к изменению направлений пусков - юг, север, запад. Тем более что достижение 30% суммарного облегчения конструкции является в настоящее время проблематичной задачей.
     Огромный научный, промышленно-технический и экспериментальный потенциал системы "Энергия"-"Буран" создал объективные предпосылки для дальнейшего развития разработки в нашей стране перспективной многоразовой воздушно-космической системы. Первое приближение к варианту полностью многоразовой ракетно-космической транспортной системы на основе "Энергии"-"Бурана" определяется исходя из следующих соображений.
     Первая ступень "Энергии" в составе четырех блоков имела в проекте парашютную систему спасения. Блок А, отработав программное время на траектории, в составе параблока отделяется от блока Ц. Через некоторое время параблоки делятся на самостоятельные блоки А и отходят друг от друга. При входе в атмосферу срабатывает сначала тормозной, а затем предварительный каскад и основные парашюты. С помощью систем обеспечения мягкой посадки блок приземляется на амортизирующие стойки. Блок приводится в состояние для транспортировки и перемещается с помощью передвижных средств из зоны посадки в зону профилактики и восстановления. Структура комплекса обеспечения возвращения блока А многодельная, поэтому эта система не была окончательной как средство многоразовости. Вот почему привлекал вариант планирующего спуска на крыльях и посадки на посадочную полосу "Бурана". В то же время рассматривался вариант блока А, выполненного с диаметром, равным диаметру блока Ц. Блок А в этом виде удачно заменял все четыре блока.
     Создание спасаемого блока А, равного по размерам блоку Ц, является не столь сложной задачей, если решается проблема возврата с орбиты в планирующем полете блока второй ступени, так как возврат первой ступени существенна проще при выполнении блока по аналогичной крылатой схеме за счет того, что температурные режимы полета существенно ниже. Крылатый блок А в размерах блока Ц мог выполняться без тепловой защиты того вида, который предусматривался для второй ступени. План заманчивый, но его выполнение зависело от состояния работ по спасению блока Ц. Было принято направление сосредоточения исследований в области создания крупногабаритной крылатой второй ступени, разрабатываемой на базе центрального блока ракеты-носителя "Энергия" и орбитального корабля "Буран", как промежуточный этап повышения многоразовости.
     С учетом изложенного состав системы предполагался состоящим из вновь разрабатываемого многоразового воздушно-космического комплекса и наземных средств подготовки и проведения пуска, а также управления полетом, заимствованных от системы "Энергия" - "Буран".
     Носитель этого проекта представляет собой двухступенчатую ракету, непилотируемую - грузового варианта с четырьмя блоками А в качестве первой ступени и крылатой второй ступенью в качестве первого этапа разработки.

Вариант многоразовой ракетной системы ГК-175 в составе крылатого блока Ц и "обычных" блоков А (от РН "Энергия") в стартовой конфигурации

     На блоке А используются двигатели с тягой до 850 т в пустоте, работающие на штатных компонентах топлива - жидкий кислород, углеводородное горючее, на второй ступени - двигатели тягой 230 т в пустоте, работающие на топливе, компонентами которого являются жидкий кислород и жидкий водород. Двигатели заимствованы с ракеты-носителя "Энергия", они подвержены доработкам в части обеспечения многоразовости их использования и некоторому форсированию. При этом предполагалось, что модернизация этих двигателей должна была создать резерв в повышении массы полезного груза. Начинать же этап предполагалось с имеющимися двигателями без изменения.

     Баллистической схемой выведения предусматривается запуск всех двигателей с Земли, полет за пределы атмосферы, отделение и спуск отработавших блоков первой ступени после снижения скоростного напора до значения менее 130 кг на квадратный м, выведение маршевыми двигателями второй ступени на эллиптическую орбиту с параметрами 110/200 км, пассивный полет в течение 40 мин и довыведение на круговую орбиту. Использование баллистической схемы полета ракеты с довыведением на конечном участке для двухступенчатых систем дает возможность достичь оптимальных характеристик ракеты-носителя и увеличить массу полезного груза на 8%. Сход с орбиты обеспечивается с помощью тормозного импульса величиной 70 м/с, создаваемого вспомогательной двигательной установкой ступени. На атмосферном участке управляемый спуск и необходимый маневр осуществляются аэродинамическими средствами, аналогичными установленным на орбитальном корабле "Буран". Далее на орбите происходит выгрузка космического аппарата из второй ступени в космосе и проведение посадки через один виток пребывания на орбите. В случае нештатного полета обеспечивается задержка дополнительно на два витка с последующей посадкой ступени на запасные аэродромы.
     Исследования основных проектных параметров, применительно к изложенной баллистической схеме, показали, что при увеличении конечной массы второй ступени за счет установки аэродинамических элементов посадки, при сохранении в качестве первой ступени четырех блоков А "Энергии", оптимизация соотношения масс ступеней достигается при уменьшении заправляемого во второй ступени топлива на 220 т по сравнению с запасом топлива блока Ц "Энергия". Одновременно с этим требуется снижение суммарной тяги двигателей второй ступени; в связи с чем для крылатой ступени оставляется три двигателя вместо четырех. На второй ступени устанавливается вспомогательная двигательная установка для довыведения ее на опорную орбиту на участке выведения, последующего спуска с орбиты, управления и стабилизации на пассивных участках полета. Высвобожденный при уменьшении запаса топлива объем в 610 м³ используется для отсека полезного груза. У "Бурана" - 350 м³. Полностью собранная ступень с грузовым отсеком по габаритам эквивалентна блоку Ц "Энергии". Для использования производственно-технологической оснастки, экспериментальной базы и наземного комплекса, созданных для системы "Энергия"-"Буран", при разработке крылатой ступени ее диаметр сохраняется равным диаметру блока Ц. Для осуществления самолетной посадки ступени устанавливаются авиационные средства "Бурана": крыло, вертикальное оперение, балансировочный щиток, посадочное устройство, шасси, гидрокомплекс и аппаратура управления авиационными средствами посадки.

Многоразовый блок второй ступени РН "Энергия" - ГК-175
крылатый блок Ц

     Проведенные теоретические и экспериментальные (на моделях в аэродинамических трубах ЦАГИ) исследования аэродинамических характеристик ступени показали, что при длине порядка 60 м и принятом диаметре ступеней перемещение центра давления при полете на гиперзвуковых и трансзвуковых скоростях столь значительно, что необходимо введение дополнительных устройств (например, установка горизонтального и вертикального оперений в носовой части ступени, выдвигаемых на трансзвуковом режиме полета), обеспечивающих балансировку ступени. В результате исследований различных по относительной длине и аэродинамической компоновке вариантов ступени найдены решения, при которых удовлетворительные балансировочные характеристики достигаются без дополнительных устройств на всех режимах полета.
     Приборный отсек с бортовыми системами размещается в передней части ступени, а бак окислителя над баком горючего - для обеспечения передней центровки, положение крыла на ступени также выбрано с учетом обеспечения необходимых центровочных и балансировочных характеристик.
     Полученная аэродинамическая компоновка ступени характеризуется следующими параметрами: площадь крыла 296 м², размах крыла 26 м, стреловидность крыла по передней кромке 45 град., удельная нагрузка на несущую поверхность 355 кг/м² (у "Бурана" -до 372). Аэродинамическое качество на гиперзвуковых скоростях 1,6 при углах атаки 18 град. и 1-1,22 при углах атаки 40 град., на дозвуковых скоростях 2,5-5,0. Скорость ступени при посадке 340 км/ч, дальность бокового маневра 1250 км. Максимальные температуры при посадке, в градусах Цельсия: на носке корпуса и кромке крыльев 1500, на наветренной поверхности корпуса 1170, на подветренной поверхности корпуса 180-300. Масса ступени в момент посадки 100 т.
     Силовая схема построена на соосном расположении полезного груза, консольно прикрепленного к корпусу второй ступени, в ее верхней части, с помощью переходного отсека. Такое расположение отсека полезного груза приводит к исчезновению крутящего момента и уменьшению концентрации напряжений в оболочке бака окислителя от узлов крепления блоков А и изгибающего момента.
     Силовая схема крепления блоков А к корпусу второй ступени принципиально подобна силовой схеме крепления блоков А на "Энергии": верхний пояс связи блоков передает на вторую ступень осевую и поперечные нагрузки, нижний пояс связи блоков А передает крутящий момент со стороны параблочных связей блоков А, а также поперечные нагрузки.
     Для уменьшения миделевого сечения второй ступени центроплан крыла размещается в пределах сечения фюзеляжа, в нижней его части.
     Особенностью конструктивно-силовой схемы крепления крыла к корпусу второй ступени является наличие, как основного силового элемента, мощных бортовых нервюр замкнутого поперечного сечения. С их помощью осуществляется контурное закрепление консолей крыла к корпусу ступени. Бортовые нервюры крепятся к корпусу емкости горючего с помощью системы узлов с температурной развязкой "горячего" крыла и "холодного" корпуса, а к хвостовому отсеку - жестко, передавая на него нагрузки с консолей крыла. В совокупности происходит передача нагрузок от силы лобового сопротивления, поперечной силы и изгибающего момента.
     Узлы для температурной развязки конструктивно представляют собой шарнирно подвешенные кронштейны, которые при температурных расширениях бака поворачиваются и за счет этого компенсируют линейные деформации в продольном и радиальном направлениях.
     Ключевым решением было изменение длины блока Ц в полете, чтобы выполнить аэродинамические требования по габаритам ступени на участке спуска. С этой целью после выведения на орбиту и выгрузки полезного груза обтекатель полезного груза надвигается на бак окислителя, вследствие чего длина ступени уменьшается с 60 м до 44.
     Решение о надвигаемом обтекателе вносит ряд преимуществ, в том числе улучшение центровочных характеристик ступени, исключается необходимость сброса головного обтекателя в полете, создается возможность разделить на баке окислителя теплоизоляцию и теплозащитное покрытие.
     Силовая схема отсека полезного груза выбрана в виде подкрепленной оболочки замкнутого поперечного сечения. Для выгрузки полезного груза переднее днище отсека открывается поворотом на 90╟ относительно поперечной оси, отсек надвигается на корпус бака окислителя, и полезный груз выталкивается.
     Для защиты наветренной поверхности рассмотрены две схемы теплозащитного покрытия: первая с неуносимым многоразовым покрытием и вторая с активной системой охлаждения.
     По первой схеме предусматривается двухслойный пакет, состоящий из верхнего неуносимого температурного слоя, представляющего собой карбонизированный стеклопластик с защитным покрытием на основе термопластического стекла, и нижнего теплоизоляционного слоя, представляющего собой полужесткий волокнит, состоящий из высокотемпературного материала, облицованного кремнеземнистой тканью.
     По второй схеме предусматривается многослойный пакет, включающий, помимо двух слоев, описанных в первой схеме, нижний слой с активной системой, разлагающейся с большим эндоэффектом и обеспечивающей требуемый теплоотвод при длительном нагреве. Крепление теплозащиты к корпусу ступени - механическое.
     В качестве тепловой защиты подветренных поверхностей ступени используется полужесткий волокнит ТЭМП-1.
     На носке отсека полезного груза, на передних кромках крыльев и вертикального оперения предусмотрена установка конструкции из композиционных материалов типа углерод - углерод.
     Маршевая двигательная установка второй ступени допускает глубокое дросселирование по тяге. Двигатели установлены в кардановых подвесах многократного использования.
     Вспомогательная двигательная установка предусматривает использование 12 жидкостных двигателей малой тяги, работающих на компонентах кислород-керосин, с вытеснительной подачей топлива, причем кислород забирается из основного топливного бака ступени.
     Одновременно с этим проводились проработки по созданию вспомогательной двигательной установки, работающей на компонентах топлива кислород-водород. При этом ставилась задача использовать остатки компонентов топлива маршевой двигательной установки в качестве рабочего тела.
     Логика функционирования многоразовой системы в расчетных ситуациях на активном участке полета предусматривает следующие операции, в порядке снижения приоритета:
     - выведение на расчетную орбиту с полным выполнением программы пуска;
     - выведение на одновитковую траекторию с отделением полезного груза на орбите и последующей посадкой ступени на посадочный комплекс в районе старта;
     - сброс полезного груза на траектории полета второй ступени при скоростном напоре до 1-3 кг/м² и продольной перегрузке 0,3-0,4, получаемой за счет глубокого дросселирования двигателей второй ступени с последующим возвращением ступени на посадочный комплекс.
     Логика функционирования системы в нештатных ситуациях отличается от логики "Бурана". По понятным причинам не предусматривается посадка на многочисленные аэродромы вынужденной посадки, расположенные вдоль трассы полета, а разрабатывается система аварийного приземления с соблюдением принципа наименьшего ущерба.
     Вероятность возникновения такого рода ситуаций, при достаточно высокой надежности системы, весьма мала.
     Как показали проработки, горизонтальные летные испытания второй ступени целесообразно провести с использованием самолета "Мрия". Проработаны вопросы подъема ступени на высоту 7-8 км с последующим сбросом в самостоятельный полет. Методом математического моделирования, с использованием банка аэродинамических данных, определены динамические характеристики связки из самолета и ступени в совместном полете, процессы разделения с учетом интерференции каждого из изделий и посадка ступени по глиссаде, аналогичной штатному полету ступени. По результатам расчетов определены требования по установке ступени на самолете, по взаимодействию систем управления самолета и ступени в совместном полете и при разделении.
     Опыт работы по ракетно-космической системе 'Энергия"-"Буран" показал, что создание полностью многоразовой системы близко к реальному воплощению.
     На начальном этапе проектирования были рассмотрены три варианта аэродинамической компоновки "крылатого" блока Ц с площадью консолей крыла 180 м² - аналогично "Бурану", 250 м² - по геометрии подобное "Бурану" и 300 м² - с большей стреловидностью, равной 60 град., и наплывом. Аэродинамические характеристики для этих компоновочных схем при гиперзвуковых и сверхзвуковых скоростях до М=4 определялись расчетом с использованием программного модуля "Энергия-2" пакета прикладных программ "Высота" разработки НПО "Энергия", а при умеренных скоростях М=4,0-4,1 использовался комплекс программ "Компас" разработки ЦАГИ. Расчеты показали хорошее согласование с экспериментом и данными, полученными для "Бурана". На начальной стадии работы было совсем не очевидно, каким образом для такого длинного цилиндрического корпуса с крылом, каковым является блок Ц, можно решить задачи балансировки, устойчивости и управляемости на гиперзвуке при больших углах атаки -35-40 град. при сверхзвуковых скоростях и на участке трансзвукового и посадочного режимов полета.
     Одной из основных задач предварительного этапа было также рассмотрение возможности создания технологичной теплозащиты с приемлемыми весовыми характеристиками и лишенной недостатка "плиточной" теплозащиты - трудоемкости изготовления и большой стоимости, свойственных "Бурану" и "Спейс Шаттлу". Для расширения класса используемых теплозащитных материалов, при формировании условий движения на участке спуска, вводились ограничения по температуре поверхности цилиндрической части корпуса - не более 1170 град.С.
     Проектные проработки, которые велись параллельно, указывали на то, что вес возвращаемого блока, включающего авиационные средства посадки, близок к весу космического корабля "Буран". В процессе поиска рациональной компоновочной аэродинамической схемы было показано, что для обеспечения заданных режимов по температуре, боковому маневру, глиссаде и скорости посадки при спуске можно ограничиться площадью консолей крыльев, близкой к той, чем располагает "Буран".
     В этой связи в дальнейших модификациях геометрии крылатого блока Ц был заложен принцип максимального заимствования авиационных средств "Бурана". Сюда относятся консоли крыла, элевоны, киль и другие элементы.
     Однако, как показали расчеты и эксперименты, для заданных центровок практически оказалось невозможным обеспечить балансировочные режимы в продольном канале на гиперзвуке, трансзвуке и при посадке. Напрашивался вывод о необходимости уменьшения удлинения корпуса и повышения эффективности щитка. Трудности, которые возникли с путевой устойчивостью для длинного корпуса при сверхзвуковых скоростях, также оказались практически непреодолимыми. Решение задачи упрощалось с уменьшением удлинения корпуса.
     Вариант крылатого блока Ц изменяемой длины, когда на участке выведения удлинение составляет 7,6, а при спуске с орбиты головной обтекатель "накатывается" на цилиндрическую часть, и блок укорачивается примерно до 5,7. Решение задачи в области аэродинамики в этой связи сузилось.
     Исследования аэродинамических характеристик велись для широкого класса форм и геометрии носовых частей, при различном расположении и заклинении крыла на цилиндрическом корпусе, для различных вариаций площади наплыва, формы и геометрии крыла с целью получения приемлемых моментных характеристик при переходе от гиперзвука к трансзвуку и обеспечения условий посадки. Для решения путевой устойчивости, наряду с концевыми шайбами на крыльях, рассматривались несколько вариантов киля, включая киль "Бурана" с воздушным тормозом, установленный на стабилизаторе.
     Расчеты аэродинамических характеристик сопровождались экспериментальными исследованиями в аэродинамических трубах ЦДГИ на моделях (масштаб 1:200) в диапазоне чисел М=0,6-10. Выбранный вариант компоновки исследовался на модели масштаба 1:50 в диапазоне чисел М=0,4-4. Здесь по широкой программе исследовалась и эффективность органов управления: элевонов, щитка, киля и воздушного тормоза.
     Следует отметить, что в продольном канале на эксплуатационных углах атаки во всем диапазоне чисел М подъемная сила, аэродинамическое качество и моментные характеристики рассматриваемой компоновочной схемы соответствуют требованиям устойчивости и управляемости. Моментные характеристики на предпосадочном и посадочном режимах близки к линейным по углу атаки, эффективность органов управления при этом оказалась не хуже, чем для "Бурана", а щитка - даже в 1,5-2 раза выше. Эта эффективность была достигнута за счет соответствующей геометрии хвостовой части корпуса. Вертикальное оперение с воздушным тормозом, соответствующее по размерам оперению "Бурана", поставленное на переходнике стабилизатора и развернутое на меньший угол стреловидности, обеспечивает вполне допустимые характеристики по крену и в боковом канале. Руль направления и воздушный тормоз не уступают по эффективности органам управления "Бурана".
     Таким образом, результаты исследований показали, что аэродинамические характеристики крылатой второй ступени ракеты-носителя "Энергия" с изменяемой длиной корпуса, с консолями крыла, вертикальным оперением и аэродинамическими органами управления, кроме щитка, заимствованные от "Бурана", отвечают требованиям формирования траектории, устойчивости и управляемости на всех участках спуска с орбиты, включая посадку. Анализ теплообмена и теплозащиты по такой схеме показал, что условие теплонагружения конструкции не хуже, а удельный вес теплозащиты несколько ниже, чем для "Бурана". Целесообразность работ по реализации такого проекта, где почти в полной мере используются освоенные промышленностью авиационные средства "Бурана", подтвердилась.
     Одновременно результаты проектных разработок показали, что вес полезной нагрузки, выводимой на орбиту спутника для варианта носителя с крылатым блоком Ц, при стартовой массе 2300 т, примерно в 1,5 раза больше массы полезной нагрузки, выносимой с применением "Бурана" или "Спейс Шаттла". В отличие от схем "Бурана" и "Спейс Шаттла", где, в одном случае, вторая ступень с двигателями и уникальной системой управления целиком одноразовая, в другом топливный бак одноразовый, в рассматриваемом проекте с орбиты возвращается вся вторая ступень. Обтекатель не сбрасывается на орбите. На орбите ничего не остается, кроме космического аппарата.
     Второй этап приближения "Энергии" к полностью многоразовой системе был связан с поиском более эффективного средства спасения ракетных блоков А.
     В многоразовой космической системе "Энергия"-"Буран" принята, как говорилось ранее, реактивно-парашютная схема спасения блоков первой ступени. По сравнению со "Спейс Шаттлом", средства спасения первой ступени более сложные и трудоемкие, что связано с необходимостью посадки на сушу, а не в океан.
     С появлением варианта "Энергии-М" у проектантов возникла идея разработки крылатого блока А. В этой связи было целесообразно в плане унификации разработать крылатый блок А, приемлемый для "Энергии" и "Энергии-М". Таким образом, спасаемый блок А предстал в виде одиночного блока существующей конструкции.

     Были проведены исследования по определению возможности создания многоразового блока А с несущими поверхностями, обеспечивающими его полет в атмосфере "по самолетному" и посадку на аэродром стартового комплекса, рассмотрены различные типы несущих поверхностей: от решеток до крыльев большого и малого удлинения. В наибольшей мере поставленной задаче удовлетворяет модификация блока с поворотным крылом большого удлинения и поворотным оперением. Их конфигурация выбрана таким образом, чтобы, с одной стороны, не оказывать существенного влияния на характеристики блоков при их работе в "пакете" в составе носителя и, с другой, - обеспечить на дозвуковой скорости при полностью развернутом крыле очень высокий уровень аэродинамического качества (до 17-19) и высокую несущую способность конструкции при посадке без использования механизации крыла.

     Модифицированный блок А представляет собой свободонесущий моноплан с верхним расположением крыла. Габаритный размер центроплана крыла в зоне поворотных узлов не превышает 6 м (из условия размещения блока в "пакете" в составе носителя). V-образное оперение складывается в стартовом положении вдоль продольной оси блока и закреплено замками на центроплане крыла. Основные стойки шасси складываются в обтекатели, установленные на блоке. Воздушно-реактивный двигатель может быть установлен на пилоне, в районе центра масс блока, или внутри специального обтекателя в носовой части блока. При этом лобовой воздухозаборник и