Program Space Shuttle

W chwili, gdy miała miejsce powyższa sytuacja, amerykański załogowy program kosmiczny był na etapie realizacji początku załogowej fazy programu Apollo. Do pierwszego lotu tego statku z udziałem ludzi musiało upłynąć jeszcze pół roku, do lądowania na Księżycu zaś ponad rok. Jednak już wówczas mówiło się o ograniczeniu programu, który przewidywał dziesięć lądowań na powierzchni naszego sąsiada. Na urzeczywistnienie tego celu wydatkowano już blisko dwadzieścia miliardów dolarów, pięć kolejnych było na ten cel zadekretowane i słysząc prośbę NASA o kolejne – na loty na Marsa, czy choćby opanowanie poprzez bazy satelitarne najbliższych okolic naszej planety, amerykański podatnik, zmęczony wojną wietnamską, pozostawał głuchy. Dobiegała końca era rządów prokosmicznego, demokratycznego prezydenta Johnsona, nadchodził republikanin Nixon, generalnie niechętny astronautyce. W tej sytuacji jedyną szansą dla NASA było podjęcie się realizacji programu, mogącego zapewnić potanienie tej niezwykle drogiej gałęzi nauki i przemysłu. Oczywistym było, że droga do tego prowadzi przede wszystkim przez obniżenie kosztów wyniesienia ładunku na orbitę. Rakiety nośne, wielkie i skomplikowane maszyny, zbudowane z niezwykłą precyzją z drogich materiałów, kończyły swój żywot po zaledwie kilku czy kilkunastu minutach pracy, jako złom. Gdyby dało się je wykorzystać ponownie, ich cena powinna spaść znacząco. Tylko jak tego dokonać? Nad problemem tym, w ograniczonym zakresie, pracowano już od kilkunastu lat, nie osiągając zbyt spektakularnych wyników. Podstawowym wyzwaniem technologicznym było stworzenie osłony termicznej takiego pojazdu. Musiała ona być nie tylko odporna na temperaturę rzędu 1600°C, ale jednocześnie wytrzymała mechanicznie i lekka. Większość znanych materiałów posiadało jedynie dwie z tych cech. W dobrym stopniu była poznana aerodynamika obiektów poruszających się w atmosferze w zakresie prędkości do Ma=5,5 – NASA wypróbowała w tym czasie całą serię rakietoplanów – wysokościowy i szybki X-15, czy z korpusem samonośnym, takich jak M2-F2/M2-F3, czy HL-10. Zbadać należało zachowanie się różnorodnych kształtów obiektów wyposażonych w skrzydła w zakresach prędkości hipersonicznych (Ma=5,5-25) i znaleźć taki kształt, który umożliwi zarówno wtargnięcie w atmosferę z prędkością kosmiczną, hamowanie aerodynamiczne w zakresie hipersonicznym oraz normalne lądowanie. Pewne rozwiązania mogły zostać zaadoptowane z niezrealizowanego projektu myśliwca kosmicznego US Air Force X-20 Dyna Soar, czy X-23 i X-24A, jednak wojsko niechętnie dzieliło się wiedzą na ich temat. Kolejnym tematem było skonstruowanie silników rakietowych wielorazowego zastosowania. Tu również napotykano na barierę technologiczną.

Faza studyjna i projektowa
Pierwszą istotną datą w historii amerykańskich promów kosmicznych jest 31 stycznia 1969 roku. W tym dniu rozpoczęto fazę studyjną programu pod nazwą ILRV (Integrated Launch and Re-entry Vehicle – zintegrowany pojazd startowo-powrotny). Wzięły w niej udział trzy ośrodki NASA, którym przydzielono wiodące firmy branży aerokosmicznej: General Dynamics, Lockheed, McDonnell-Douglas, North American Rockwell oraz Martin-Marietta (ta ostatnia została wkrótce odrzucona, jednak pracowała dalej na własną rękę). Miały one opracować koncepcję pojazdu kosmicznego, zdolnego do wyniesienia na orbitę o wysokości 180-550 km i inklinacji 28,5-90° ładunku o masie 2250-22 500 kg oraz sprowadzenie go na Ziemię. Musiał on być zdolny podczas powrotu do wykonania manewru bocznego minimum po 450 mil (725 km) w każdą stronę. W sierpniu do programu, przy wsparciu nowego szefa NASA Thomasa O. Paine’a, została wprowadzona klauzula, zakładająca pełne odzyskiwanie i ponowne wykorzystanie elementów systemu. W ciągu jedenastu miesięcy fazy szczegółowego opracowywania koncepcji (rozpoczęła się ona 18 lutego 1970 roku) powstało około pięćdziesięciu projektów, koncentrujących się na dwóch głównych kierunkach – układu z dwoma samolotami załogowymi z napędem rakietowym, z których pierwszy (większy i cięższy) wynosiłby drugi na pułap rzędu 50-80 km po czym powracałby na lotnisko, bądź z klasycznym rakietowym stopniem startowym. Wersje projektów różniły się pomiędzy sobą znacząco – jako rakietę startową proponowano pierwszy stopień Saturna-V, rakietę Titan-3C, bądź zupełnie nowy system, oparty na kriogenicznych materiałach pędnych. Orbiter miał mieć oba lub tylko jeden zbiornik materiałów pędnych zabudowany we wnętrzu, bądź też oba miały być odrzucane. Profil płata wahał się od koncepcji bezskrzydłowej, poprzez deltę, aż do klasycznego płata trapezowego. Zbaczanie podczas powrotu miało być zapewnione przez siłę nośną obiektu, albo przez wysuwane w ostatniej fazie lotu silniki turboodrzutowe. Kształt, wymiary i udźwig samego orbitera również zawierały w sobie pełne spektrum możliwości. Należy też dodać, że przez cały czas jedną z najbardziej prawdopodobnych koncepcji był „DC-3” Fageta, który zainaugurował nią w tak oryginalny sposób program. Nazwa pochodziła wprost od sławnej konstrukcji lotniczej i miała być nie tylko jej astronautycznym odpowiednikiem, lecz i wprost czerpać z niektórych jej rozwiązań. Choć z racji swej aerodynamiki (głównie geometrii płata) prawdopodobnie byłaby nie do zrealizowania, to z racji sławy swego projektanta długo uchodziła za faworyta.