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 трёхместного КК для орбитальных полётов, 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 полёта: вместо облёта Луны планировалась экспедиция на Луну. Работы по кораблю 7К продолжались в плане реализации орбитальных полётов (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 завершён 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 полётов. Наконец, необходимо было продолжать сами пилотируемые полёты, 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 полётов с экипажем до трёх 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 проведён 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 её на фланце люка стыковочного агрегата корабля. После проверки готовности её 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) и почти баллистической капсулой "Союза" (аэродинамическое качество около 0,3).

На новую конфигурацию спускаемого аппарата группой разработчиков (В.А.Болотин, В.Е.Миненко, А.Г.Решетин, А.П.Скотников, А.Н.Щукин) 5 августа 1994 г. была подана патентная заявка на изобретение "Космический аппарат для спуска в атмосфере планеты и способ спуска космического аппарата в атмосфере планеты" за номером 2083448/RU. Отличительной чертой аппарата (см. рисунок) является биконический несущий теплоизолированный корпус с затупленной носовой частью, выполненный в виде соединенных верхней и нижней частей с различным профилированием поверхностей. Нижняя, обращенная к потоку поверхность, закрывается донным экраном и снабжена кормовым щитком, который совместно с нижней поверхностью (и донным экраном) выполнен в виде элементов сферического сегмента. Щиток состоит из двух независимых секций, что позволяет управлять аппаратом при спуске в атмосфере по каналам тангажа (при совместном отклонении секций) и крена (за счет их раздельного отклонения). Приземлялся аппарат на "брюхо" с использованием парашюта.

По аналогии с ВБК на основании предложенной конфигурации спускаемого аппарата, получившего название "возвращаемая маневрирующая капсула" (ВМК),  планировалось создать семейство космических кораблей под РН "Циклон", "Союз" и "Протон" (см. таблицу):

Сравнительные характеристики орбитальных аппаратов, имеющих в своем составе возвращаемую маневрирующую капсулу
Схема аппарата
Ракета-носитель	"Циклон"	"Союз"	"Зенит"	"Протон"
Стартовый комплекс	Плесецк	Байконур, Плесецк	Байконур, Плесецк	Байконур
Высота орбиты, км	800	220	800	220
Масса аппарата, кг, в том числе:	3500	6800	12500	20000
масса капсулы, кг	1500	3000	5500	5500
полезный груз, кг	250	1000	2000	2000
Длина капсулы, м	2,4	4,0	5,6	5,6
Диаметр капсулы, м	1,2	2,0	2,8	2,8
Перегрузка при спуске, g	1,5...2,5	1,5...2,5	1,5...2,5	1,5...2,5
Перегрузка при приземлении, g	20	20	20	20

Вариант возвращаемой маневрирующей капсулы в размерности под РН "Циклон", для которой был выпущен аванпроект и выполнено эскизное проектирование, получил собственное имя "Зарница". На ее основе был разработан транспортный исследовательский аппарат (ТИА), предназначавшийся для беспилотных полетов. Остальные корабли проектировались уже для пилотируемых полетов, причем не исключено, что шифром "Зарница" обозначался весь класс предложенных ВМК. Отметим для себя на будущее немаловажную деталь - изначально предполагалось, что все космические аппараты, помимо ВМК, имеют также в своем составе одноразовый приборно-агрегатный отсек: это пригодится при дальнейшем рассмотрении вариантов компоновки "Клипера".

Дальнейшие исследования варианта для использования под РН "Зенит" позволили выработать концепцию транспортного пилотируемого космического аппарата (ТПКА), в составе которого находилась пилотируемая возвращаемая маневрирующая капсула, стыковочный отсек и приборно-агрегатный отсек (ПАО).
ВМК представляла собой аппарат, выполненный по биконической схеме "несущий корпус". Общая длина капсулы - 6200 мм, максимальный диаметр по корпусу - 2800 мм. В штатном варианте экипаж состоял из 3 человек, в аварийно-спасательном - до 7 космонавтов.
Система посадки - парашютно-реактивная, система амортизации могла использовать сотовые панели или надувное посадочное устройство с использованием эффекта воздушной подушки.
Капсула оснащалась люком-лазом для перехода в стыковочный отсек, в котором имелся один выдвижной (по аналогии со стыковочным модулем "Бурана") андрогинный периферийный агрегат стыковки (АПАС). Как и на "Буране", АПАС располагался перпендикулярно продольной оси и перед стыковкой выдвигался (по неподтвержденным данным, на 2000 мм) в рабочее положение за внешние контуры ТПКА. Существовал и другой вариант компоновки АПАСа, заимствованный с переходных отсеков долговременных орбитальный станций "Салют"/"Мир". Негерметичный приборный отсек был похож на аналогичный у "Союза", но его масса была в несколько раз меньше. Внутри агрегатного отсека устанавливались традиционные "союзовские" баки "О" и "Г", корректирующая двигательная установка (КДУ), двигатели причаливания и ориентации (ДПО), химические источники питания (ХИП) и баки компонентов дозаправки, а на внешней поверхности располагались антенно-фидерные устройства (АФУ), радиаторы системы обеспечения теплового режима (СОТР), инфра-красная вертикаль (ИКВ), ориентируемые углепластиковые солнечные батареи с фото-электрическими преобразователями из аморфного кремния.
Капсула имела изменяемое с помощью  балансировочного щитка (горизонтального донного "оперения") аэродинамическое качество в диапазоне от 0 до 1.2 при скорости М<6 и углах атаки от 0? до +40?. Максимальное качество капсулы достигалось при угле атаки 25?. Благодаря повышенному аэродинамическому качеству капсула значительно превосходила спускаемый аппарат "Союза" по маневренным характеристикам: управляемая дальность в плоскости орбиты составляла до 5000 км, максимальный боковой маневр - 1500 км. Расчетная точность посадки плюс/минус 200 метров, что позволяло эксплуатировать аппарат при двух штатных посадочных полигонах. Предполагалось также иметь 3 запасные (они же аварийные) посадочные площадки. Капсула была рассчитана на 20-ти кратное использование, другие элементы остались одноразовыми.
После прекращения работ по маневренным капсулам в 1995 г. остался проектный задел, который и был использован при разработке предложений по "Клиперу".

На начальном этапе научно-исследовательских работ по новому кораблю (с 2000 г.) были проанализированы все отечественные и зарубежные проекты космических кораблей с возвращаемыми аппаратами (ВА) трех основных типов, принципиально отличающихся  аэродинамической формой и способом посадки:

1. осесимметричные спускаемые аппараты типа "фара" с вертикальной (парашютной) посадкой;

2. аппараты "несущий корпус" с вертикальной  (парашютной) посадкой;

3. крылатые аппараты с высоким аэродинамическим качеством с горизонтальной (самолетной) посадкой.

Сравнив технико-эксплуатационные оценки кораблей данных типов, проектанты РКК "Энергия" пришли к выводу, что  аппарат "несущий корпус" наиболее предпочтителен для дальнейшей разработки в качестве перспективного космического корабля.
На основании этих проработок в начале 2002 г. были начаты научно-исследовательские работы по кораблю с возвращаемым аппаратом конструктивной формы "несущий корпус". Данные работы проводились по следующим основным направлениям:

• разработка основных требований к кораблю и определение состава бортовых систем;

• определение конструктивно-компоновочной схемы корабля;

• исследование аэродинамических характеристик возвращаемого аппарата и отделяемого головного блока при работе САС;

• исследование устойчивости и управляемости возвращаемого аппарата, определение состава и характеристик аэродинамических и реактивных исполнительных органов управления возвращаемым аппаратом на участке спуска;

• баллистический анализ траекторий спуска ВА, в т.ч. при работе САС;

• определение характеристик теплообмена возвращаемого аппарата на участке спуска и выбор теплозащитного покрытия;

• исследование концепции построения комплекса средств посадки, анализ и выбор таких средств;

• оценка технико-эксплуатационных характеристик и технологического обеспечения изготовления корабля на Заводе экспериментального машиностроения (ЗЭМ), входящем в состав РКК "Энергия".

Исследование и анализ аэродинамических характеристик возвращаемого аппарата, его устойчивости и управляемости на атмосферном участке полета проводились в два этапа в 2002-2003 гг. в ЦАГИ. Продувочные испытания масштабной модели возвращаемого аппарата были выполнены в 2003 г. в аэродинамической трубе в ЦНИИмаш.

Исследования и проектные оценки вариантов построения парашютных систем для возвращаемого аппарата  типа "несущий корпус" проводились в 2003 г. в НИИ парашютостроения. Результаты этих исследований были представлены в соответствующих научно-технических отчетах.
Именно на этом этапе, не смотря на завесу секретности, в средствах массовой информации (в первую очередь в интернете) стала появляться первая информация о разработке нового корабля.

Интересно, что в 1996 году была проведена большая серия продувок в аэродинамических трубах на гиперзвуковых скоростях масштабных моделей орбитального самолета Многоцелевой авиационно-космической системы (МАКС), в ходе которых исследовались различные конфигурации фюзеляжа аппарата при различном положении подвижных консолей крыла. В результате этих и других исследований в 2000 г. появилась окончательная конфигурация МАКСа с фиксированными консолями крыла, но занятно другое - использовавшиеся в аэродинамических исследованиях модели фюзеляжа орбитального самолета МАКСа очень сильно напоминают представленную позднее модель корпуса "Клипера".

До 2003 г. работы по "Клиперу" велись полностью в инициативном порядке, и хроническое недофинансирование космической отрасли не оставляло надежд на реализацию проекта, но в 2003 г. ситуацию удалось переломить, заинтересовав новым кораблем Росавиакосмос. К этому моменту проектанты, определившись с формой корабля, вплотную занялись его внутренней компоновкой. Этот этап является одним из самых сложных и, пожалуй, самым интересным. В процессе работ стало ясно, что "завязать" полностью многоразовый корабль в выбранных габаритах и массе не получается. Чтобы не повторять ситуацию, возникшую при проектировании западноевропейского многоразового космического корабля "Гермес", когда неуклонный рост массы корабля в процессе проектирования в конечном итоге погубил проект, конструкторы "Клипера" сразу решили компоновать корабль из двух функциональных отсеков - многоразового возвращаемого аппарата и одноразового служебно-агрегатного отсека, сбрасываемого после отработки тормозного импульса для схода с орбиты (вспомним, что все космические аппараты с ВМК также имели в своем составе одноразовые приборно-агрегатные отсеки). Такая идеология занимает промежуточное место между полностью многоразовым "Бураном" и одноразовым "Союзом", сбрасывающим перед тормозным импульсом бытовой, а затем перед входом в атмосферу и служебно-агрегатный отсеки.

Рассматривалось два варианта расположения негерметичного служебно-агрегатного отсека - впереди и сзади возвращаемого аппарата. Местоположение служебно-агрегатного отсека имеет принципиальное значение, так как от этого зависит не только внешняя, но и внутренняя компоновка возвращаемого аппарата.

в основу этих четырех иллюстраций положены материалы Марка Вейда (Mark Wade)

Первоначальная компоновка "Клипера" повторяла общую компоновку "Союза" (точнее, его варианта  7К-Л1 - изделия 11Ф91 для пилотируемого облета Луны с использованием РН "Протон" (УР-500К). Служебно-агрегатный отсек располагался в хвостовой части корабля, стыкуясь разрывными соединениями с возвращаемым отсеком со стороны его задней части, покрытой теплозащитным покрытием. Космонавты при такой компоновке "Клипера" располагались (двумя рядами по трое) в ориентации, аналогичной их размещению в "Союзе" - спиной к теплозащитному экрану, что обеспечивало оптимальное направление воздействия перегрузок (в направлении "грудь-спина") на этапах старта и посадки. Для более комфортабельной переносимости перегрузок экипажем, возвращающемся из длительных космических экспедиций, при спуске предусматривалось изменение наклона кресел на 30?. Это обусловлено тем, что возвращаемый аппарат "Клипера", выполненный по схеме "несущий корпус", спускается (тормозится) в атмосфере при больших углах атаки по сравнению со спускаемым аппаратом "Союза", и стартовое положение кресел становится неоптимальным.
Положение экипажа лицом к стыковочному узлу также является более привычным при выполнении различных динамических операций на орбите (сближении, стыковке и т.д.).
Авторство предложенной компоновки "Клипера" разработчики (Ю.П.Семенов, Н.А.Брюханов, В.А.Болотин, О.Е.Макарьев, Н.К.Петров, А.Г.Решетин, Б.И.Сотников и В.В.Цветков) подтвердили Патентом  N2220077/RU от 29.12.2001, однако при всех достоинствах она имела и принципиальные недостатки.
Для полноценной работы на орбите требовался еще один замкнутый обитаемый бытовой отсек, который мог бы выполнять функции шлюзовой камеры при выходе экипажа в открытый космос. Также вызывала серьезные трудности компоновка системы аварийного спасения (САС) для обеспечения безопасности экипажа на участке выведения. Проблему шлюзования можно было решить включением в состав корабля бытового отсека от "Союза" - в таком случае "Клипер" становился просто глубокой модификацией "Союза" с переделкой служебно-агрегатного отсека и существенным увеличением аэродинамического качества, размеров и массы спускаемого аппарата, который, становясь многоразовым, теперь назывался возвращаемым отсеком. Но такое использование проверенных на "Союзе" конструктивных решений требовала мощной и тяжелой САС, которой теперь предстояло быстро увести от терпящей аварию ракеты-носителя бытовой и возвращаемый отсеки общим весом более 10-12 т!
Выход был найден в совмещении герметичного бытового и негерметичного служебно-агрегатного отсеков в едином орбитальном отсеке, сбрасываемом перед спуском с орбиты после выдачи тормозного импульса.

в основу этих трех иллюстраций положены материалы Марка Вейда (Mark Wade)

При такой компоновке орбитальный отсек можно было "оставить" на аварийной РН, а с помощью САС уводить от ракеты только возвращаемый отсек. Теперь у корабля появились четкие понятия "нос" и "хвост", неизменные для всех участков полета, от старта до посадки. Экипаж все время "смотрел" вперед, но стыковаться приходилось "задом", по приборам либо с выносного пульта управления в бытовом отсеке. Новое положение экипажа было неоптимальным с точки зрения воздействия перегрузки при спуске, но ее направление "голова-ноги" можно изменить на близкое к "грудь-спина" путем поворота (опрокидывания на спину) кресел на 90?.

После выбора общей компоновки на следующем этапе проектирования проводилась многократная оптимизация летно-технических и массо-габаритных характеристик корабля (параметрический анализ) с учетом продолжавшихся работ по уточнению выполняемых "Клипером" задач и выбора состава бортового оборудования.

Примерно в этот же период времени в дочерней фирме РКК "Энергия" - консорциуме "Космическая регата" (одним из руководителей которого был нынешний генеральный директор РКК "Энергия" - Николай Севастьянов) в период 2003-2004 г.г. в инициативном порядке была предложена новая концепция многоразового космического корабля, получившего название "гибридный", сочетавшего в себе особенности и преимущества космических кораблей двух основных типов: капсульного и крылатого. Основная идея состояла в том, что крылья корабля были выполнены складывающимися и при спуске в атмосфере защищались лобовым экраном, а после его сброса они должны были разворачиваться для посадки на взлетно-посадочную полосу.
Рассматривались различные варианты корабля: массой 7, 12 и 20 тонн с экипажем от 2 до 8 человек, но работы были приостановлены на стадии технического предложения.

В начале 2004 г. в РКК "Энергия" был выпущен итоговый отчет "Результаты проектных проработок и исследований пилотируемого космического корабля с возвращаемым аппаратом конструктивной формы "несущий корпус". Данный проект пилотируемого космического корабля (ПКК) получил официальное название "Клипер". Итоговый отчет был представлен в Росавиакосмос (впоследствии Федеральное космическое агентство - ФКА), который предусмотрел выделение незначительных бюджетных средств на продолжение предварительных исследований и постройку полноразмерного макета "Клипера".

17 февраля 2004 г. во время пресс-конференции в ИТАР-ТАСС генеральный директор Росавиакосмоса Ю.Н.Коптев впервые сообщил о проекте перспективного корабля "Клипер" широкой общественности. С учетом его слов, что Россия разрабатывает новый космический корабль с 2000 года, эта новость тогда прозвучала как сенсация!
Усилия РКК "Энергия" по продвижению проекта нового корабля не пропали даром - уже в апреле 2004 года Николай Моисеев, первый заместитель главы ФКА, сообщил о включении проекта создания "Клипера" в Федеральную космическую программу России на 2005-2015 годы.

Назначение "Клипера"

Согласно итоговому отчету "Результаты проектных проработок...", ПКК "Клипер" представляет собой многоразовый многоцелевой космический корабль, который может использоваться как в пилотируемом, так и в беспилотном (автоматическом) режиме. Он разрабатывается как элемент транспортной системы обслуживания орбитальных  комплексов (станций) на околоземных орбитах высотой до 500 км и выполняет следующие основные задачи:

• доставка на орбитальную станцию и возвращение на Землю экипажа и полезного груза;
• возвращение со станции на Землю результатов исследований и экспериментов;
• выполнение функции корабля-спасателя для эвакуации экипажа станции на Землю при возникновении экстремальной ситуации (при нахождении корабля в составе станции);
• выполнение отдельных полетных операций в процессе дежурства в составе станции в рамках располагаемых ресурсов корабля;
• удаление со станции отработавшего свой ресурс оборудования, продуктов жизнедеятельности и т.д.

ПКК "Клипер" с необходимым дооснащением обеспечивает:

• выполнение целевых пилотируемых полетов, предусматривающих эксперименты и исследования в автономном полете, включая отработку систем и элементов перспективных космических аппаратов;
• обслуживание кооперированных КА (регламентные и ремонтно-восстановительные работы, маневры коррекции орбиты);
• выполнение коммерческих космических полетов (например: посещение группой туристов орбитальной станции).

Дооснащение корабля под различные целевые задачи предполагается проводить в основном за счет доработок агрегатного отсека. При этом допускается исключать из состава корабля системы и агрегаты, обеспечивающие взаимодействие со станцией, например систему стыковки, систему взаимных измерений, средства межбортовой связи и т.д.

Видоизменение проекта

В 2004 г. в РКК "Энергия" начались предэскизные работы по  уточнению конструктивно-компоновочной схемы корабля и состава бортовых систем. В результате этого в первоначальный проект были внесены некоторые изменения. В частности, была кардинально переработана системы аварийного спасения (САС), изменилось расположение двигателей  причаливания и ориентации, в системе электроснабжения было решено отказаться от солнечных батарей в пользу электрохимического генератора.

В 2004 г., помимо основного  варианта корабля по схеме "несущее крыло", развернулись проектные и исследовательские работы по крылатому варианту совместно  с КБ имени П.О. Сухого, Была начата разработка "крылатой схемы" корабля, поскольку данный вариант в наибольшей степени соответствует условиям  комфортного спуска в атмосфере и посадки: крылатые возвращаемые аппараты обладают высоким аэродинамическим качеством, как на гиперзвуковых, так и на дозвуковых скоростях, благодаря чему экипаж испытывает незначительные перегрузки на участке спуска.

Кроме того, обеспечивается возможность аэродинамического маневра (-1500-2000 км) и горизонтальная (самолетная) посадка на аэродром с использованием колесного шасси. Посадка на аэродром исключает необходимость задействования дорогостоящих средств Поисково-спасательной службы (ПСС). К преимуществу "крылатой" схемы можно также отнести большой коэффициент многоразовости: не требуются парашютная система, двигатели мягкой посадки, посадочное устройство, т.е. одноразовые системы, замена которых требуется после каждого полета.

Недостатком "крылатой схемы" является то, что невозможен неуправляемый спуск корабля, в связи с чем в этом варианте предъявляются более высокие требования к надежности бортовых систем на участке схода с орбиты и приземления. На случай возможного аварийного спуска потребуются дополнительные запасные аэродромы. Следует также отметить, что "крылатый" вариант будет несколько тяжелее (но не намного), чем аппарат по схеме "несущий корпус" за счет того, что в нем  имеются крылья с теплозащитным покрытием и шасси, хотя при этом отсутствуют парашютная система, двигатели мягкой посадки и посадочное устройство.

Таким образом, в настоящее время в РКК "Энергия" ведутся предэскизные работы по двум вариантам "Клипера": "несущий корпус" и "крылатого" типа. В последующем для реализации может быть выбран один из вариантов.

Впервые макет был представлен широкой общественности на брифинге для представителей СМИ, проведенной в РКК "Энергия" 30 ноября 2004 г. на территории своей контрольно-испытательной станции. Тогда же впервые была предоставлена исчерпывающая техническая информация о проекте, включая данные по крылатой версии корабля, разрабатывавшемся параллельно с вариантом "несущий корпус

С сайта www.buran.ru