Рождение проекта

"Рабочая лошадка" отечественной пилотируемой космонавтики, единственный используемый сегодня трехместный одноразовый космический корабль "Союз" задумывался еще в первой половине 1960-х годов как лунный орбитальный корабль (ЛОК), который сначала в рамках проекта советского пилотируемого полета к Луне  (с использованием РН Р-7А) в составе экспедиционного комплекса 7К-9К-11К (вариант 7К) должен был выполнить пилотируемый облет Луны, а в последующем проекте (с использованием РН Н1) в составе экспедиционного комплекса Н1-Л3 (вариант ЛОК) должен был доставить двух космонавтов на окололунную орбиту, а потом после высадки одного из них на поверхность нашего естественного спутника вернуть весь экипаж на Землю.

Лунный орбитальный корабль (ЛОК) для осуществления пилотируемых полетов к Луне в составе экспедиционного комплекса Н1-Л3

Первые проработки по теме "Союз" (сборка на околоземной орбите с помощью нескольких запусков РН Р-7А экспедиционного комплекса 7К-9К-11К для облета Луны) начались в ОКБ-1 в 1960 году, и за 5 лет (до 1965 г.) корабль 7К прошел путь от первых конструкторских набросков до летных изделий (в варианте ЛОК), которым так и не  суждено было побывать в космосе из-за четырех аварий подряд ракеты-носителя Н1. Именно тогда, в первой половине 1960-х годов, были приняты все основные проектные решения по космическому кораблю "Союз". В 1962 г. была выбрана компоновка 7К и определился его окончательный облик и основные размерности. В частности, требование возврата в атмосферу Земли со второй космической скоростью определили фарообразную форму спускаемого аппарата, а энергетические возможности ракеты-носителя Н1 обусловили массу и внутренний обитаемый объем корабля.

В 1963 г. в ходе прямых проектных работ по "Союзу" (7К) были уточнены компоновка корабля и головного блока РН, определен состав корабля и конструктивно-компоновочные схемы его отсеков, выданы технические задания смежным предприятиям и разработаны бортовые системы и логика их работы. С середины 1963 г. начался выпуск конструкторской документации.
В том же 1963 г. была начата проработка трехместного КК для орбитальных полетов, а в середине 1964 г. начались первые проработки варианта стыковки на орбите двух кораблей 7К.
Тогда же, в середине 1964 г., работы по комплексу 7К-9К-11К на базе ракеты-носителя Р-7А были прекращены в связи с переориентацией Лунной программы на вновь разрабатываемую ракету-носитель Н1 (тема Н1-Л3) с изменением целей полета: вместо облета Луны планировалась экспедиция на Луну. Работы по кораблю 7К продолжались в плане реализации орбитальных полетов (параллельно с вариантом ЛОК), но программа работ в это время отсутствовала.

Таким образом, 7К (как и ЛОК), оптимизировался для выполнения конкретной задачи - доставки на окололунную (для ЛОКа) орбиту с возвращением на Землю (или только на околоземную для позднего варианта 7К) экипажа из двух человек с возможностью выполнения операций маневрирования, стыковки на орбите с кооперируемым объектом и выхода членов экипажа в открытый космос. В качестве полезной нагрузки (помимо экипажа и служебных систем) предусматривались средства жизнеобеспечения и расходуемые в течение двухнедельного автономного полета материалы, и, образно говоря, флаг СССР для установки на поверхности Луны (целевой попутный груз) и несколько килограммов лунного грунта (на обратном пути). Никаких других задач, тем более по обеспечению грузооборота на трассе "Земля-орбита-Земля", не ставилось.

К концу 1964 г. (после прекращения работ по комплексу 7К-9К-11К) разработка корабля 7К находилась в стадии, когда был завершен его проект, проведена его увязка с РН, выпущен основной комплект конструкторской документации и велось изготовление материальной части. Так как в ходе работы над 7К появилась потребность отработки на околоземной орбите ряда операций предстоявшей лунной экспедиции, и в частности, стыковки двух кораблей с переходом членов экипажа из корабля в корабль через открытый космос, то законченный проект корабля предусматривал стыковку на орбите и ряд перспективных технических решений, которые нужно было отрабатывать и внедрять в технику пилотируемых полетов. Наконец, необходимо было продолжать сами пилотируемые полеты, и на смену космическому кораблю "Восход" должен был придти новый космический корабль.
Поэтому в начале 1965 г., несмотря на прекращение работ по комплексу в целом, было принято принципиальное решение о завершении создания корабля 7К в целях реализации экспериментальных полетов с экипажем до трех человек для отработки сближения и стыковки на орбите, проверки новых решений и проведения научно-технических исследований. Работы по кораблю 7К, получившему название "Союз" и обозначение 7К-ОК, были продолжены с учетом нового назначения корабля и с полным использованием проектного задела и предусмотренных перспективных решений (в частности по сборке КА на орбите, управляемому спуску в атмосфере и др.).

В 1965 г. была полностью завершена проектная разработка КК "Союз", а в течение следующего, 1966 года - его наземная экспериментальная отработка.

Первый запуск КК "Союз" (заводской N2) был проведен 28 ноября 1966 г. под названием "Космос-133". И хотя корабль из-за заводских дефектов в системе управления двигателями ориентации не удалось штатно вернуть на Землю (он был ликвидирован системой аварийного подрыва), этот полет ознаменовал собой рождение нового космического корабля.

С тех пор за свою сорокалетнюю историю космический корабль "Союз" претерпел множество последовательных модификаций (летавшие 7К, 7К-ОК, 7К-Т, 7К-ТМ, 7К-ТМА и нереализованные, включая военные, проекты 7К-П, 7К-ППК, 7К-Р, 7К-ТК, 7К-ВИ, 7К-С, 7К-СГ, а также имеющийся задел под возможные будущие модификации варианта 7К-ТМ - 7К-ТММ и 7К-ТМС), практически исчерпав все свои способности для дальнейшего совершенствования. И хотя он зарекомендовал себя очень хорошо и является надежным пилотируемым кораблем, за прошедшие десятилетия он морально и технически устарел, несмотря на все проведенные модернизации. Его летно-эксплуатационные характеристики  все менее  удовлетворяют возросшим требованиям к современным пилотируемым кораблям - неизменная идеология корабля, заложенная конструкторами еще в первой половине 60-х годов прошлого столетия, существенно ограничивает не только его возможности, но и дальнейшее развитие нашей пилотируемой космонавтики.

РКК "Энергия", которая как разработчик лучше всех понимает необходимость замены "Союза" (даже с учетом разработки "Бурана"), инициировала в первой половине 1980-х гг. работы по созданию многоразового космического корабля "Заря" (изделие 14Ф70). Полномасштабные работы по "Заре" были развернуты после выхода правительственного Постановления от 27 января 1985 г. Постановлением предусматривалось создание многоразового космического корабля общим весом до 15 т, рассчитанного на вывод в космос новой РН "Зенит". В варианте максимальной вместимости в корабле размещался экипаж до 8 человек.
Этот проект был доведен до стадии выпуска рабочих чертежей, но потом из-за недостаточного финансирования закрыт. В результате РКК "Энергия", снова вставшая  перед необходимостью создания преемника "Союза", во второй половине 1990-х годов  в инициативном порядке начала проектные проработки по перспективному кораблю нового поколения, который должен был прийти ему на смену. Опыт эксплуатации орбитальных комплектов "Мир" и МКС, а также тенденции развития пилотируемой космонавтики показали целесообразность разработки  пилотируемого корабля  с увеличенной численностью экипажа и массой доставляемых и возвращаемых грузов, а также улучшенными техническими характеристиками, в первую очередь, с меньшими перегрузками при спуске и увеличенной точностью посадки. В то же время, учитывая финансовые реалии, новый корабль должен был иметь более скромные массо-габаритные характеристики по сравнению с КК "Заря".

К этому времени в РКК "Энергия" существовал большой задел по разработке маневрирующих пилотируемых капсул, выполненных по схеме "несущий корпус". По логике развития пилотируемых средств, они должны были стать логическим продолжением "Союза" в цепи разработки спускаемых аппаратов с постепенным ростом аэродинамического качества ("Восток"/"Восход" → "Союз"/"Заря" → аппараты схемы "несущий корпус" → "Буран") для повышения комфортности спуска, величины бокового маневра, точности приземления и обеспечения многоразового использования. Поисковые научно-исследовательские работы по аппаратам схемы "несущий корпус" начались еще в ЦКБЭМ, в "добурановские" времена, и продолжались затем в НПО и РКК "Энергия".

На первом этапе этих работ, в конце 1980-х годов, были разработаны возвращаемые баллистические капсулы (ВБК) "Радуга", на базе которых (путем их оснащения приборно-агрегатными отсеками) планировалось создать семейство автономных беспилотных космических аппаратов для выполнения технологических и других экспериментов в невесомости с последующим возвращением получаемых результатов этих исследований на Землю.  Такие космические аппараты, получившие обозначение ОМА (Орбитальные малые аппараты), разрабатывались для запусков на ракетах-носителях "Космос-3М" (две модификации для высоких и низких орбит) и "Циклон", причем более мощный "Циклон" позволял использовать увеличенный вариант "Радуги".
Внешне ВБК представляет собой цилиндр со сферическим носом и конусной юбкой сзади общей массой 350 кг. Основные параметры и внешний вид вариантов космических аппаратов, использующих в своем составе ВБК "Радуга", представлены в таблице.

Сравнительные характеристики космических аппаратов, имеющих в своем составе возвращаемую баллистическую капсулу "Радуга"
Схема аппарата
Ракета-носитель	"Союз" (ТКГ "Прогресс-М")	"Космос-3М"	"Космос-3М"	"Циклон"
Стартовый комплекс	Байконур	Плесецк	Плесецк	Плесецк
Высота орбиты, км	220...400	350	800	800
Масса аппарата, кг, в том числе:	350	765	1500	3500
масса капсулы, кг	350	350	350	1500
полезный груз, кг	150	150	150	450
Длина капсулы, м	1,47	1,47	1,47	2,35
Диаметр капсулы (по юбке), м	0,78	0,78	0,78	1,8
Перегрузка при спуске, g	8...10	8...10	8...10	8...10
Перегрузка при приземлении, g	100	100	100	20 (с двигателями мягкой посадки)

До практической реализации была доведена только непосредственно сама капсула "Радуга", которая использовалась в составе транспортного грузового корабля (ТГК) "Прогресс-М" для оперативной доставки результатов экспериментов с орбитального комплекса "Мир".
Выведение и возвращение капсулы осуществлялось с помощью грузовых кораблей "Прогресс М", для чего капсула разъединялась на две части и размещалась в обитаемом грузовом отсеке корабля. Экипаж станции перед отстыковкой "грузовика" закладывал внутрь капсулы материалы с результатами исследований, соединял обе части капсулы вместе и закреплял ее на фланце люка стыковочного агрегата корабля. После проверки готовности ее систем к выполнению операций для возвращения на Землю и последующей расстыковки со станцией грузовой корабль выдавал тормозной импульс, затем перед входом в плотные слои атмосферы капсула выталкивалась пружинным механизмом из грузового отсека, входила в плотные слои атмосферы и осуществляла баллистический спуск. На высоте 17000...11000 м раскрывался парашют, на котором при вертикальной скорости спуска 8 м/с и осуществлялось приземление.

Первый запуск возвращаемой баллистической капсулы "Радуга" состоялся в составе ТГК "Прогресс-М5" (старт 27.09.10990, посадка 29.11.1990). Не смотря на максимальную грузоподъемность в 150 кг, в первом полете капсула вернула на Землю только 26 кг фотопленки, отснятой на фотокомплексе "Природа-5" орбитального комплекса "Мир". Остальной объем капсулы занимала телеметрическая аппаратура для регистрации параметров спуска самой капсулы.
Всего в период 1990-1994 гг. было выведено на орбиту и возвращено на Землю девять капсул (одна из них после возвращения не была найдена), с помощью которых со станции "Мир" на Землю было доставлено более 500 кг материалов с результатами исследований.

Баллистические капсулы из-за нулевого гиперзвукового качества имеют серьезный недостаток - большие размеры района посадки.  Точность приземления вдоль трассы полета составляла плюс/минус 125 км при боковом разбросе плюс/минус 15 км. Повысить точность приземления можно было за счет программного управления подъемной силой, действующей на корпус капсулы на участке спуска в атмосфере. Но для возникновения этой подъемной силы капсула должна иметь положительное гиперзвуковое аэродинамическое качество, поэтому логическим развитием баллистических капсул стали проработки спускаемых аппаратов, выполненных по схеме "несущий корпус".

В результате научно-исследовательских работ в первой половине 1990-х годов ведущим аэродинамиком РКК "Энергия" А.Г.Решетиным была предложена новая конфигурация спускаемого аппарата с гиперзвуковым аэродинамическим качеством, равным единице. Это позволяло космическому аппарату массой до 15 т осуществлять на этапе спуска боковой маневр до плюс/минус 1000 км от трассы полета и снизить размеры района посадки до 5х5 км. Благодаря вытянутой несимметричной форме предложенный спускаемый аппарат, выполненный по схеме "несущий корпус", является промежуточным вариантом между крылатым "Бураном" (аэродинамическое качество на гиперзвуке 1.3, на дозвуке - 5.6<