Это позволило провести ревизию весовых сводок всех 24 систем межпланетного и 22 систем посадочного комплексов (рис. 3.7.2). В результате определены весовые характеристики в варианте с аэродинамическим торможением (рис. 3.7.3). Масса комплекса составила 83,1 т, в том числе: ТМК — 16,8 т, посадочный комплекс — 30 т, разгонный блок — 36,3 т. Затраты веса на обеспечение аэродинамического торможения, включая вес защитного тормозного экрана, составляли по предварительным расчетам примерно 20 % (около 20 т) от тормозимого веса, в то время, как вес ракетного блока мог достичь 200 % (около 180 т).

Иными словами, большая часть полезного груза, выводимого на ОИСЗ при запусках ракеты Н1, приходилась на топливо (около 450 т), необходимое для доставки к Марсу тормозного блока. Сравнительные весовые характеристики двух вариантов — с аэродинамическим торможением и с тормозным блоком — представлены на рис. 3.7.4. Так, масса ракетного комплекса для разгона с ОИСЗ к Марсу для обоих вариантов составляет, соответственно, 211 т и 655 т, а масса всего комплекса на ОИСЗ перед стартом — 378 т и 1141 т.

При использовании схемы с аэродинамическим торможением появлялась перспектива существенно снизить общее потребное количество ракет Н1. Так, для формирования на околоземной орбите комплекса массой порядка 1200 тонн необходимо 14–15 носителей Н1 и время для сборки 3–4 года, что не позволяет относиться к этому варианту серьезно. Если же исключить из схемы тормозной блок и заменить его на тормозные аэродинамические устройства, то ракет может понадобиться всего пять, а время сборки сократится до 1 года. Такой проект имеет право на дальнейшее развитие в качестве основного варианта экспедиции.

В дальнейшем, увеличивая грузоподъемность ракеты Н1 до 95 тонн, улучшая весовые характеристики систем межпланетного и посадочного комплексов и снижая вес тормозных устройств за счет их объединения с конструкцией ТМК и ПК, можно было сократить стартовый вес до 350 тонн, а количество ракет до четырех и даже трех. В этом случае вариант полета на Марс на ЖРД, с учетом перспективных возможностей Н1 выводить на орбиту до 240 тонн, во всех отношениях был весьма перспективным.

Таким образом, проведенные в отделе Тихонравова в 1960–1964 годах проектные проработки по марсианской экспедиции полностью подтвердили правильность принятого Королевым в июле 1962 года решения ориентироваться на жидкостные ракетные двигатели вместо ЭРДУ. Это избавляло от проблем, связанных с созданием ЭРДУ, которые не решены до сих пор, а с учетом аэродинамического торможения обеспечивало удовлетворительное решение весовых проблем и вселяло твердую уверенность в возможности осуществления пилотируемого полета на Марс до конца 70-х годов.

С января 1964 года, в соответствии с главным выводом отчета 1962 года, были развернуты работы по двум направлениям: проектированию тяжелой орбитальной станции (ТОС) для отработки ТМК на ОИСЗ и проектированию ТМК для проведения его наземной отработки в ИМБП (рис. 3.8.1). При создании ТОС выбирались оптимальные высоты орбит станции с учетом ее торможения в атмосфере, необходимости одновременной доставки на нее экипажей и грузов и наличия вокруг Земли радиационных поясов.

Понимая, какие возможности открываются с появлением на орбите такой станции, Королев поручает сформировать комплексную программу исследований, проводимых на ТОС параллельно с отработкой ТМК. Мы ожидали большого интереса у заинтересованных организаций, однако наши надежды не оправдались. Академия наук и военные отнеслись к новым возможностям с прохладцей. Ни о каких официальных предложениях мне, по крайней мере, в то время не было известно. Тем не менее, такая программа в интересах науки, народного хозяйства и обороны была нами сформирована, и предполагаемые задачи были сгруппированы по следующим направлениям.

Летная отработка ТМК. Автономные и комплексные испытания по соответствующим программам должны были пройти все составные части ТМК: отсеки для отдыха, бытовых нужд экипажа и проведения работ с аппаратурой; оранжерея, силовые установки для проведения маневров, системы обеспечения жизнедеятельности, энергопитания, терморегулирования, ориентации и стабилизации, и другие.

Исследования и эксперименты по созданию новой техники. Проверка новых узлов и агрегатов. Испытания двигательных установок, материалов. Исследования по использованию солнечной энергии. Отработка технологии постройки, монтажа и ремонта внешних сооружений. Изучение принципов создания новой аппаратуры. Отработка системы обеспечения жизнедеятельности (СОЖ) для длительных полетов.

Обеспечение космических полетов. Предстартовый контроль и подготовка космических комплексов. Ретрансляция сигналов «земля — космос» и «космос — земля». Слежение за полетом объектов, определение параметров их движения.

Научные задачи. Изучение деятельности Солнца. Астрономические исследования. Геомагнитные исследования. Изучение космических излучений, микрометеоритов. Метеонаблюдения. Изучение распространения радиоволн. Медико-биологические исследования.

Военные исследования и задачи. Исследование принципов решения военных задач. Испытания систем для решения военных задач. Ведение военной разведки. Оборона станции. Перехват космических аппаратов противника. Изучение принципов поражения наземных целей.

При формировании облика ТОС особое внимание уделялось модульности (рис. 3.8.2). Элементы ТМК и ТОС должны были создаваться независимо друг от друга, иметь возможность автономного изготовления, отработки, модернизации, замены, что должно было исключить срыв подготовки всего комплекса из-за неготовности одного из них. Совместимость входных и выходных параметров, геометрия мест стыковки, габариты зон обслуживания составных частей ТМК, а также возможность их доставки на орбиту, стыковки и подключения к системам ТОС должна была обеспечить возможность их замены на модернизированные. А для заменяемых необходимо было предусмотреть возможность складирования, модернизации и ремонтопригодности на орбите.

При формировании перечня исследований особое внимание уделялось совместимости требований к условиям их проведения: к направлению и точности ориентации, к высотам орбит и участию экипажа.

В случаях, когда условия для проведения экспериментов были несовместимы с основным режимом работы станции, экспериментальная аппаратура могла быть размещена на универсальной платформе и доставлена на синхронную орбиту орбитальным буксиром, а при необходимости возвращена на станцию для профилактики и ремонта.

Модульная структура и другие принципы, положенные в основу проектирования ТОС в 1964 году Королевым как первым главным конструктором тяжелых орбитальных станций, на долгие годы определили основные принципы их создания. К сожалению, материалы по ТОС, как и по ТМК, в 1974 году были уничтожены, а идеи Королева начали реализовываться на станциях только через 25 лет — в 1986–1987 годах.

К лету 1964 года были разработаны теоретические чертежи корпуса станции для выпуска рабочих чертежей в конструкторских отделах (рис. 3.9.1). Рассматривалась возможность использования в качестве корпуса топливных баков верхней ступени ракеты-носителя Н1. Были также определены основные положения по ТМК (рис. 3.9.2), применительно к его летной и наземной отработке, а также исходные данные для проектирования составных частей (рис. 3.9.3). Были подготовлены все необходимые исходные материалы, чтобы расширить фронт работ внутри ОКБ-1 и, что гораздо важнее, обеспечить участие в проекте смежных организаций. Практически были созданы все условия для выпуска постановления правительства о привлечении к работам по марсианской экспедиции широкой кооперации предприятий других министерств и ведомств, многие из которых практически уже начали с нами работать.