Оценивать программу создания ракетно-космического комплекса многократного применения «Энергия-Буран» можно по-разному. Одни считают, что комплекс появился слишком рано, а потому промышленность и экономика нашей страны оказались не готовы к поддержанию и дальнейшему развитию этой программы. Другие, наоборот, полагают, что комплекс опоздал — задачи, которые он был призван решать, утратили актуальность. Так или иначе, но он явно пришелся не ко времени и разделил судьбу множества других проектов, отложенных «под сукно» или в «долгий ящик».
      Однако сама тема многоразовых аэро-космических систем осталась на повестке дня. Конструкторская мысль не стоит на месте, и, возможно, кому-то другому когда-нибудь удастся сделать то, чего не удалось сделать создателям «Бурана».

      В главе 9 я уже рассказывал, что с начала 60-х годов в ОКБ-52 Владимира Челомея разрабатывались проекты орбитальных ракетопланов «МП-1», «М-12», «Р-1» и «Р-2». Выявлялась область применения таких аппаратов. Анализ показал, что наибольшие перспективы имеют чисто крылатые ракетопланы, позволяющие осуществлять маневрирование в широком диапазоне скоростей и направлений.
      После известных событий 1964 года, когда в ОКБ-52 нагрянула проверочная комиссия, о перспективных проектах пришлось забыть.
      Вновь о ракетопланах в ОКБ-52 (ЦКБМ) заговорили в 1975 году. Тогда же были возобновлены проектные работы над крылатыми космическими аппаратами. В частности, в 1979 году были представлены аванпроект и натурный макет легкого космического самолета многоразового использования «ЛКС» длиной 19 метров и массой 20 тонн. В качестве носителя планировалось использовать ракету «УР500К» («Протон-К»).
      Бюро Челомея также предлагало проекты «ЛКС», имеющих в своем составе, кроме многоразового самолета, одноразовый грузовой отсек для доставки тяжелого груза на орбиту.
      Возвращение части груза предполагалось осуществлять во внутреннем отсеке самолета.
      Несмотря на то что за рубежом уже велись аналогичные работы, проект показался руководству отрасли слишком смелым и не нашел поддержки. В 1981 году разработка «ЛКС» была прекращена.

      На основе научно-технического опыта по созданию орбитального корабля «Буран» в НПО «Энергия» по указанию главного конструктора Юрия Семенова и под руководством Павла Цыбина в период с 1984 по 1993 год были развернуты проектно-конструкторские работы по совершенствованию ракетно-космических комплексов.
      Приоритет отдавался решению задач транспортно-технического обслуживания и повышения эксплуатационной эффективности орбитальных станций типа «Мир», замены серии одноразовых кораблей типа «Союз» и «Прогресс» и применения средств выведения как с вертикальным, так и с горизонтальным стартом. Результатом этих разработок стало появление проектов многоразовых кораблей малой размерности «ОК-М»: «ОК-М», «ОК-М1» и «ОК-М2» с начальными массами от 15 до 32 тонн.
      Аэродинамическая схема пилотируемого многоразового корабля «ОК-М» (начальная масса 15 тонн) аналогична аэродинамической схеме корабля «Буран». Его основные конструктивные элементы: цельный неразрезной фюзеляж, включающий кабину экипажа и грузовой отсек пенального типа, крыло двойной стреловидности, снабженное элевонами; вертикальный стабилизатор с рулем направления; носовое и основное колесное шасси. Внешняя поверхность корабля «ОК-М» покрыта плиточным теплозащитным покрытием на основе материалов, разработанных для «Бурана». Носовой «кок» выполнен открывающимся, из материала углерод-углерод; под ним в носовой части фюзеляжа размещен стыковочный агрегат андрогинного типа. Двигательная установка, состоящая из 36 ЖРД на высококипящих компонентах и вытеснительной системы подачи топлива, размещается в двух мотогондолах хвостовой части фюзеляжа и в носовом «коке». Система управления корабля «ОК-М» реализовывалась на основе бортового вычислительного комплекса, применяемого на корабле «Союз ТМ».
      Электропотребление корабля составляло в среднем 2,5 кВт и обеспечивалось системой электроснабжения, состоящей из 16 аккумуляторных батарей. Предусматривалась возможность использования солнечных батарей площадью до 25 м?.
      Габариты «ОК-М»: длина — 15 метров, высота — 5,6 метра, размах крыла — 10 метров, объем отсека полезного груза — 20 м?, масса — 15 тонн, масса полезного груза — до 3,5 тонны, посадочная масса — 10,2 тонны.
      Экипаж «ОК-М» — 2 человека, количество пассажиров, доставляемых на орбиту в специальном модуле, — 4 человека.
      Носителем «ОК-М» должна была стать двухступенчатая ракета «Зенит» конструкции НПО «Энергия». Силовая связь корабля с ракетой-носителем осуществлялась через переходный отсек, выполненный по типу «монокок», на котором с помощью сбрасываемых пилонов размещались четыре твердотопливных ускорителя. Блок ускорителей (средняя тяга каждого составляла 25 тонн) позволял увеличить мощность ракеты в штатном полете и обеспечивал экстренное отделение и управляемый увод «ОК-М» при аварии.
      Многоразовые орбитальные корабли «ОК-М1» и «ОК-М2» рассчитывались на начальную массу в 32 тонны. Планеры этих кораблей выполнены по схеме «летающее крыло» со складными консолями двойной стреловидности в плане, которые крепятся к средней части фюзеляжа. С учетом увеличенных габаритов кораблей была повышена тяга орбитальных двигательных установок, работающих на компонентах: жидкий кислород + керосин («ОК-М1») и жидкий кислород + этанол («ОК-М2»), до 60 кВт увеличена мощность системы электроснабжения.
      Габариты «ОК-М1»: длина — 19,08 метра, высота — 6,98 метра, размах крыла — 12,5 метра, объем отсека полезного груза — 40 м?, масса — 31,8 тонны, масса полезного груза — до 7,2 тонны, посадочная масса — 22,4 тонны.
      Экипаж «ОК-М1» — 4 человека, количество пассажиров, доставляемых на орбиту в специальном модуле, — 4 человека.
      Габариты «ОК-М2»: длина — 18,265 метра, высота — 7,050 метра, размах крыла — 12,5 метра, объем отсека полезного груза — 40 м?, масса — 30 тонн, масса полезного груза — до 10 тонн, посадочная масса -17,6 тонны.
      Экипаж «ОК-М2» — 4 человека, количество пассажиров, доставляемых на орбиту в специальном модуле, — 4 человека.
      Существенным отличием корабля «ОК-М1» являлась его ориентация на параллельное силовое сопряжение с ракетно-космическим комплексом и размещение в хвостовой части корабля двух маршевых трехкомпонентных ЖРД с высотными сопловыми насадками.
      Как возможные средства выведения кораблей «ОК-М1» и «ОК-М2» рассматривались одноразовые ракеты-носители «Зенит», «Энергия-М» и многоразовая крылатая разгонная ступень вертикального старта на базе корабля «Буран». Параллельно оценивалась возможность использования транспортного самолета-носителя (типа «Руслан» или «Мрия») в качестве 1-й ступени авиационно-космической системы при организации так называемого «воздушного старта» 2-й ступени (разгонной ракеты).
      Сравнительный анализ показал, что на данном этапе гораздо большую надежность и безопасность полета могут обеспечить только ракеты-носители. Поэтому конструкторы «ОК-М1» и «ОК-М2» остановили свой выбор на ракетно-космических комплексах, создаваемых на базе многоразовой космической системы «Энергия-Буран».
      Так, «ОК-М1» введен в состав многоразового многоцелевого космического комплекса (ММКК), являющегося составной частью многоразовой многоцелевой космической системы, а «ОК-М2» — в состав комплекса РН «Энергия-М».
      ММКК состоял из разгонного возвращаемого корабля, подвесного топливного отсека и многоразового орбитального корабля «ОК-М1». Беспилотный разгонный корабль использовался в качестве 1-й ступени, разрабатываемой на основе конструкции планера с максимальным использованием элементов и систем корабля «Буран». Внутри корпуса разгонного корабля устанавливались топливные баки, пневмо-гидравлические средства подачи компонентов топлива и четыре двухрежимных трехкомпонентных ЖРД с необходимым вспомогательным оборудованием, работающих на жидком кислороде, жидком водороде и углеводородном горючем.
      При этом в составе разгонного корабля были предусмотрены запасы только жидкого кислорода и углеводородного горючего, жидкий водород размещался в подвесном топливном отсеке.
      Для обеспечения полета по трассе возвращения разгонный корабль оснащался двумя воздушно-реактивными двигателями, расположенными по обе стороны в средней части фюзеляжа. Подвесной топливный бак представлял собой силовую конструкцию с несущими топливными баками диаметром 5,5 метра с продольной (последовательной) компоновкой баковых емкостей окислителя и горючего.
      Многоразовый корабль «ОК-М1» крепился к подвесному топливному баку с помощью трех разрывных силовых узлов по параллельной схеме, выполняя функции 2-й ступени и используя в качестве маршевой двигательной установки два трехкомпонентных ЖРД.
      Для спасения в экстремальных ситуациях корабля «ОК-М1» с экипажем и разгонного корабля или только экипажа в составе ММКС были предусмотрены специальные технические средства (катапультные кресла, средства аварийной защиты двигателей, спасательные скафандры, средства экстренного отделения орбитального корабля, средства предупреждения) и разработаны специальные режимы функционирования составных частей.
      В ракетно-космическом комплексе «ОК-М2-Энергия-М» силовая связь корабля «ОК-М2» осуществлялась с ракетным блоком 2-й ступени ракеты-носителя «Энергия-М» и в конструктивном плане была подобна привязке корабля «ОК-М» к ракете «Зенит».

      В 1982 году, задолго до первого и последнего полета системы «Энергия-Буран», Генеральный конструктор НПО «Молния» Глеб Лозино-Лозинский, оценив перспективы создания авиационно-космических систем и обобщив свой опыт работы над космопланом «Спираль», предложил новый проект, получивший название «МАКС», то есть «Многоразовая авиационно-космическая система».
      В 1988 году большой кооперацией (около 70 предприятий авиационной и космической промышленности) был разработан эскизный проект системы «МАКС» в 220 томах.
      В подтверждение проектных технических характеристик выполнен большой объем исследовательских работ по аэродинамике, газодинамике, прочности элементов конструкции и другим направлениям.
      Система «МАКС» состоит из дозвукового самолета-носителя и установленной на нем орбитальной ступени с внешним топливным баком. В качестве первой ступени «МАКС» планируется использовать тяжелый самолет «Ан-225» («Мрия») или (в перспективе) сверхмощный двухфюзеляжный самолет «Геракл».
      Самолет «Мрия» чрезвычайно удобен тем, что он уже неоднократно испытывался как транспортная платформа при дальних перевозках орбитального корабля «Буран». При максимальной взлетной массе в 600 тонн «Ан-225» может поднимать полезный груз до 250 тонн, развивая при этом скорость 850 км/ч на высоте от 9000 до 11 000 километров.
      По вариантам второй ступени система «МАКС» имеет три модификации: «МАКС-ОС», «МАКС-Т» и «МАКС-М».
      Вторая ступень «МАКС-ОС» состоит из орбитального самолета многоразового использования и одноразового топливного бака.
      Габариты орбитального самолета «МАКС-ОС»: длина — 19,3 метра, размах крыла — 13,3 метра, высота — 8,6 метра, масса — 27 тонн.
      При этом стартовая масса всей системы составляет 620 тонн, 2-й ступени — 275 тонн, а полезной нагрузки, выводимой на орбиту до 400 километров, — 5,8–6,6 тонны.
      Маршевая двигательная установка включает в себя два двигателя «РД-701», работающих на трехкомпонентном топливе (жидкий водород, керосин и жидкий кислород). Базовый пилотируемый вариант самолета «МАКС-ОС» имеет кабину для двух членов экипажа.
      Разработаны варианты самолета «МАКС-ОС» для транспортно-технического обеспечения орбитальных станций. Вариант «ТТО-1» оборудован стыковочным модулем и второй герметичной кабиной на четырех человек. Вариант «ТТО-2» предназначен для доставки в негерметичном отсеке оборудования, устанавливаемого на наружной стороне орбитальных станций.
      Для выведения на орбиту тяжелых (до 18 тонн) полезных нагрузок предназначена модификация «МАКС-Т», имеющая вторую беспилотную ступень одноразового применения.
      В ней используется тот же внешний топливный бак, что и на «МАКС-ОС», только вместо орбитального самолета установлен закрытый обтекателем полезный груз с маршевым двигателем.
      Вторая ступень «МАКС-М» представляет собой многоразовый беспилотный орбитальный самолет. Топливные баки «МАКС-М» включены в конструкцию самолета.
      «МАКС-ОС», «МАКС-Т» и «МАКС-М» должны по мере создания вводиться в совместную эксплуатацию на основе единых самолета-носителя и наземной инфраструктуры. Многоразовое применение их составных элементов и высокая степень унификации орбитальных ступеней обеспечат достижение основной цели разработчиков — многократного, по сравнению с существующими системами, снижения стоимости транспортных космических операций. Система «МАКС» позволит снизить стоимость выводимых в космос грузов до 1000 долларов за килограмм (против 12 000-15 000 долларов за килограмм у одноразовых систем).
      Система базируется на обычных аэродромах 1-го класса, дооборудованных необходимыми для «МАКС» средствами заправки компонентами топлива, наземного технического и посадочного комплекса, и в основном вписывается в существующие средства наземного комплекса управления космическими системами.
      В настоящий момент изготавливаются натурные макеты орбитального самолета и внешнего топливного бака. Разработка конструкторской документации по этим двум элементам практически завершена.
 
      Для снижения технического риска создания полномасштабной системы «МАКС» и для равномерного распределения во времени финансовых затрат признана необходимой oпeрежающая разработка сравнительно недорогой экспериментальной системы-демонстратора технологий.
      Исследования по первому варианту демонстратора «РАДЕМ» («RADEM») проводились в 1993–1994 годах НПО «Молния» совместно с фирмами «Бритиш Аэроспейс», АНТК Антонов и ЦАГИ по заказу Европейского космического агентства Современный вариант суборбитального демонстратора «МАКС-Д» также разработан с использованием задела по «РАДЕМ» и на базе конструкции и аэродинамической компоновки «МАКС-ОС». Взлетная масса экспериментального самолета — 62,3 тонны, посадочная — 12,8 тонны. В отличие от «РАДЕМ» в суборбитальном самолете «МАКС-Д» маршевая двигательная установка состоит лишь из одного кислородно-керосинового двигателя, что не только упрощает проект, но и, при заданных объемах баков, повышает энергетические возможности демонстратора При помощи демонстратора будут отработаны технологии и элементы системы выведения «МАКС» и исследованы в реальных условиях предстартовый маневр носителя, разделение ступеней, начальный участок выведения и автоматическая посадка орбитальной ступени. Помимо этого он может быть использован как летающая лаборатория для испытания перспективных воздушно-реактивных двигателей.
      В проекте участвует и Летно-исследовательский институт имени Громова. Так, для системы «МАКС» там планируется создать и испытать самолет-лабораторию на базе истребителя «Су-27».
 
      К настоящему времени на разработку системы «МАКС» израсходовано около 1,5 миллиарда долларов. Для того чтобы получить первый летающий образец, требуется еще около 1,8 миллиарда.
      На состоявшемся в ноябре 1994 года в Брюсселе Всемирном салоне изобретений, научных исследований и промышленных инноваций «Брюссель-Эврика-94» программа «МАКС» получила золотую медаль и специальный приз премьер-министра Бельгии.

      Современные исследования тенденций развития и возможностей создания отечественных многоразовых средств космического выведения проводятся в соответствии с Государственной космической программой в рамках научно-исследовательской и экспериментальной работы «Орел», выполняемой по заказу Российского космического агентства.
      С 1993 по 1996 год работы по теме «Орел» велись в ЦНИ И машиностроения, ЦАГИ имени Жуковского, Исследовательском центре имени Келдыша и в других организациях.
      Проведенные в ЦНИИ Машиностроения параметрические расчеты и сравнительный анализ многоразовых одно- и двухступенчатого носителей с различными двигателями показали, что при снижении сухой массы летательного аппарата примерно на 30 % по сравнению с системой «Спейс Шаттл» или «Энергия-Буран» одноступенчатый носитель грузоподъемностью от 10 до 20 тонн должен иметь преимущества перед двухступенчатыми той же массы как по затратам на разработку, так и по удельной стоимости выведения.
      Среди выдвинутых проектов воздушно-космических самолетов в особую группу можно выделить аппараты, разрабатываемые в авиационном конструкторском бюро имени Микояна — «МиГ-2000» и «МиГ-АКС».
      «МиГ-2000» — одноступенчатый воздушно-космический самолет (длина фюзеляжа — 54,1 метра, базовый диаметр — 19,7 метра) со взлетным весом 300 тонн, способный выводить полезную нагрузку до 9 тонн на орбиту высотой 200 километров с наклонением 51°. После разгона ускорителем на ЖРД до 0,8 Махов, прямоточный воздушно-реактивный двигатель с дозвуковым горением обеспечивал дальнейший разгон до 5 Махов. В качестве ракетного топлива должен был использоваться переохлажденный водород и жидкий кислород. При возращении был возможен боковой маневр до 3000 километров.
      «МиГ-АКС» — двухступенчатый воздушно-космический самолет, создаваемый на основе оригинальной концепции электромагнитной левитации «ЭТОЛ».
      Эта концепция была впервые выдвинута специалистами КБ имени Микояна и ЦАГИ на Международном авиакосмическом салоне «МАКС'99». Летательные аппараты, базирующиеся на концепции электромагнитной левитации, должны садиться и взлетать с электромагнитной ВПП, позволяющей ускорить разгон при взлете и обеспечить торможение при посадке с помощью известного принципа взаимодействия движущегося тела с магнитным полем. Идея была уже испытана в лаборатории на алюминиевых макетах «электромагнитного беспилотного моноплана» массой от 2 до 10 килограммов, который разгоняли и тормозили с помощью методики «ЭТОЛ» на полосе длиной 5 метров.
 
 
      Разгонная взлетно-посадочная полоса длиной 4 километра, проектируемая под «МиГ-АКС», формируется из 40 компонентов мощностью 1010 Дж, которые позволят за 1015 секунд осуществить взлет самолета массой от 200 до 700 тонн. При этом ускорение составит от 2 до 30 g, а скорость — 300–500 м/с. Не исключается возможность разгона до 100 м/с аппарата без шасси массой от 50 до 150 тонн.
      Дальнейший разгон аппарата и выведение его на орбиту осуществляется комбинированной двигательной установкой на основе турбопрямоточных и жидкостных ракетных двигателей.
      Стартовая масса «МиГ-АКС» составляет 420 тонн, максимальная полезная нагрузка, выводимая на орбиту высотой 400 километров, — до 7 тонн, возвращаемый с орбиты груз — до 7 тонн.
      Та же методика электромагнитных запусков предложена и для многоцелевого беспилотного самолета (противолавинные и противоградовые меры, геологоразведка, наблюдение за экологией и состоянием лесов), а также для самолета для спасения на море массой от 15 до 40 тонн, который будет взлетать (и совершать посадку туда же) с палубы авианосца, имеющего электромагнитную ВПП длиной от 150 до 200 метров.

      В ответ на разработку в США трансатмосферного бомбардировщика «Икс-30» («Х-30», «NASP») вышли постановления Правительства СССР от 27 января и 19 июля 1986 года о создании советского эквивалента. 1 сентября 1986 года Министерство обороны выпустило техническое задание на одноступенчатый многоразовый воздушно-космический самолет (МВКС). МВКС должен был обеспечить эффективную и экономичную доставку грузов военного назначения на околоземную орбиту. На конкурс были представлены проекты ОКБ Туполева («Ту-2000»), ОКБ Яковлева («МВКС») и НПО «Энергия» («ВКС»).
      Воздушно-космический самолет «ВКС», разработанный под руководством Павла Цыбина, представлял собой гиперзвуковой ракетоплан с комбинированной многорежимной двигательной установкой на основе турбопрямоточного воздушно-реактивного двигателя и линейного ЖРД. Начальная масса «ВКС» не превышала 700 тонн (масса конструкции составляла 140 тонн), масса полезного груза — не менее 25 тонн при выведении на опорную орбиту высотой 200 километров и наклонением 51°.
      Габариты «ВКС»: длина — 71 метр, размах крыла — 42 метра, высота — 10 метров.
      «ВКС» конструкции НПО «Энергия» предназначался для оперативного экономически эффективного выведения полезных нагрузок на низкие орбиты, технического обслуживания орбитальных группировок, трансконтинентальных транспортировок, а также для решения оборонных задач в космосе и из космоса.
      Этот проект остался невостребованным, поскольку предпочтение было отдано конкурсной разработке «Ту-2000».

      Практически все работы, связанные с авиационно-космической тематикой, в ОКБ-156 Андрея Туполева были свернуты в начале 60-х годов. Вновь к этой тематике бюро вернулось в 70-е годы, когда в СССР были начаты перспективные работы над авиационными воздушно-космическими системами.
      С 1968 по 1971 год в проработке у ОКБ Туполева находилось несколько технических предложений по воздушно-космическим самолетам с горизонтальным стартом и посадкой.
      Взлетная масса летательных аппаратов согласно проектам достигала 300 тонн. В качестве силовой установки предлагалось использовать ЖРД на тепловыделяющих элементах с использованием ядерной силовой установки, в качестве рабочего тела — водород. Рассматривались варианты многоэтапного вывода полезных нагрузок на воздушно-космических системах, находящихся на орбите вокруг Земли, на межпланетные орбиты с использованием ионных и плазменных маршевых двигателей.
      Однако в тот период основное внимание ОКБ было сосредоточено на теме многорежимных боевых самолетов. На развертывание крупномасштабных и дорогостоящих исследовательских работ по одноступенчатым воздушно-космическим системам не было ни средств, ни свободных людских ресурсов. Кроме того, до первых полетов по американской программе «Спейс Шаттл» военные не проявляли особого интереса к проектам отечественных воздушно-космических аппаратов, делая ставку на ракетные системы. Поэтому все эти оригинальные предложения ОКБ-156 не вышли из стадии эмбрионального состояния.
      С появлением на Западе проектов одноступенчатых воздушно-космических систем работы по данной тематике оживились и в Советском Союзе. К середине 80-х годов совместно с ЦАГИ, ОКБ Николая Кузнецова, с другими предприятиями и организациями отечественного военно-промышленного комплекса ОКБ-156 подготовило ряд конкретных технических предложений по созданию авиационно-космической системы на базе одноступенчатого орбитального самолета с маршевой и корректирующей силовыми установками на основе ЖРД, с наземным или воздушным стартом с тяжелых самолетов-носителей.
      Следующим этапом в создании одноступенчатого воздушно-космического самолета в ОКБ Туполева стало начало проектирования летательного аппарата с маршевой силовой установкой, построенной на комбинации двигателей принципиально различного типа: ТРД + ПВРД + ЖРД.
      За эти годы по теме одноступенчатого орбитального воздушно-космического самолета ОКБ подготовило несколько проектов, отличавшихся различными техническими решениями в части компоновки летательного аппарата и его силовой установки. Одним из последних стал проект, получивший обозначение самолет «2000» или «Ту-2000», с комбинированной силовой установкой.
 
      Исследования, проведенные в ОКБ Туполева, дали основание утверждать, что одноступенчатый воздушно-космический самолет способен стать реальностью, если решить, в частности, проблемы существенного повышения экономичности силовой установки и значительно поднять относительный запас топлива на взлете летательного аппарата.
      По мнению конструкторов бюро, существенно повысить экономичность силовой установки можно, используя в качестве окислителя кислород воздуха, то есть применяя воздушно-реактивные двигатели. Единственным типом ВРД, который можно использовать при гиперзвуковых скоростях полета, является прямоточный воздушно-реактивный двигатель.
      Использование в качестве окислителя атмосферного воздуха позволяет уменьшить секундный расход топлива, однако существенное снижение общей массы самолета может быть достигнуто только при условии работы ПВРД в широком диапазоне чисел Маха полета (широко-диапазонный ПВРД — ШПВРД). Это дает существенную разность между уменьшением массы топлива и увеличением массы конструкции, связанным с использованием ПВРД, и обеспечивает выигрыш в относительной массе полезной нагрузки.
      Другим определяющим условием реализации одноступенчатого воздушно-космического самолета является использование в качестве топлива жидкого водорода. Это позволяет создать более легкие и компактные двигатели с требуемым удельным расходом топлива. Кроме того, использование хладоресурса жидкого водорода дает возможность спроектировать достаточно легкую охлаждаемую конструкцию планера и воздухозаборника, а также обеспечивать необходимые температурные режимы бортовых систем и оборудования.
      Из условий применения на воздушно-космическом самолете основной разгонной силовой установки на базе ПВРД для него наиболее рационально применение комбинированной силовой установки, включающей экономичные ТРД, работающие в диапазоне скоростей, соответствующих диапазону от 0 до 2,5 Маха, ПВРД (ШПВРД), обеспечивающих разгон до 20–25 Махов, и ЖРД для доразгона до орбитальной скорости и маневрирования на орбите.
      Для того чтобы одноступенчатый воздушно-космический самолет был конкурентоспособен в сравнении с другими транспортными средствами, при его проектировании необходимо обеспечить выполнение ряда требований к летным характеристикам. Он должен обладать способностью совершать взлеты и посадки со стандартных взлетно-посадочных полос длиною до 3000 метров, совершать полеты с разворотом на дозвуковой скорости после взлета для выхода в заданную точку начала разгона и перед посадкой для захода на заданный аэродром, осуществлять перелеты для изменения аэродрома базирования, быстро выполнять разгон до заданной скорости и высоты, включая выход на круговую орбиту, выполнять неоднократные орбитальные маневры, выполнять автономный орбитальный полет продолжительностью до суток, выполнять крейсерский полет в атмосфере с гиперзвуковыми скоростями, выполнять торможение со снижением при возвращении с орбиты, в процессе разгона до орбитальных параметров и в процессе снижения выполнять маневрирование для прохода заданной трассы и выхода на заданную орбиту и заданный аэродром, изменять плоскость орбитального полета.
      Принципиальная новизна разрабатываемого летатель ного аппарата, отсутствие проверенных технических реше ний по ряду направлений, а также необходимого набора конструкционных материалов и полуфабрикатов обуславливают необходимость поэтапной разработки и испытаний экспериментального воздушно-космического самолета. Поэтому вся программа по созданию экспериментального «Ту-2000» была разбита на два этапа: создание экспериментального гиперзвукового самолета «Ту-2000А» с максимальной скоростью полета до 5–6 Махов и создание экспериментального «ВКС» — прототипа одноступенчатого многоразового воздушно-космического самолета, обеспечивающего проведение летного эксперимента во всей области полетов, вплоть до выхода в космос.
      Для воздушно-космического самолета «Ту-2000» была принята аэродинамическая схема «бесхвостка». Все элементы самолета конструктивно интегрированы вокруг силовой установки, состоящей из четырех ТРД, находящихся в хвостовой части, основного разгонного ШПВРД, расположенного под фюзеляжем в задней его части, и двух ЖРД для маневрирования в космическом пространстве, установленных между ТРД.
      Самолет имеет треугольное крыло относительно небольшой площади и малого удлинения, большую роль в создании подъемной силы берет на себя фюзеляж с плоской нижней поверхностью.
      Органы управления традиционные для данной схемы летательного аппарата 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. Основной разгонный режим выполняется на ШПВРД. Воздушные каналы ТРД после достижения скорости 2–2,5 Маха и начала работы ШПВРД закрываются заслонками, которые в открытом состоянии образуют входное устройство воздухозаборника ТРД.
      Фюзеляж самолета большого размера в основном занят топливными баками с жидким водородом.
      В носовой части фюзеляжа расположена кабина экипажа на двух членов экипажа. Система автоматического спасения экипажа обеспечивает спасение от земли до максимальных высот. Носовая часть вместе с кабиной отделяемая и прорабатывалась в двух вариантах: с отделяемой и спасаемой на парашюте кабиной экипажа и катапультируемыми креслами самолетного типа.
      На экспериментальном «Ту-2000А» будут использоваться катапультируемые кресла с предварительным отделением носовой части и кабины экипажа.
      За кабиной экипажа находится технический отсек радиоэлектронного оборудования, в этот же отсек 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. Все двигатели в качестве горючего используют жидкий водород из единой топливной системы.
      Шасси «Ту-2000А» нормальной трехточечной схемы с носовым колесом: передняя стойка со спаренными колесами малого диметра с высоким давлением в пневматиках колес, основные стойки — одноколесные, убираются в фюзеляж в отсеки в районе крыла.