Наша межконтинентальная ракета уже летала, но ее головная часть до  земли
"не доживала". После каждого пуска в расчетный  район  падения  на  Камчатке
приходилось посылать  тысячи  солдат,  чтобы  найти  хоть  какие-то  осколки
головных частей ракеты. Они разрушались в атмосфере и не долетали до земли.
   Так что в реальность осуществления в ближайшие годы  стоящей  перед  нами
задачи многие тогда просто не верили. Но мы-то были уверены: решение найдем.
Ход наших мыслей был достаточно примитивный, но в какой-то  степени  верный.
Величина теплового потока, действующего на поверхность тела, тем меньше, чем
больше радиус затупления лобовой части тела.  Это  было  известно  давно  из
экспериментов по исследованию теплопередачи от дозвукового  потока  горячего
газа к обтекаемому телу. Значит,  надо  использовать  для  корабля  наиболее
тупое тело. А  для  тепловой  защиты  конструкции  нужно  было  найти  такой
материал, чтобы он устоял в этих условиях и  не  горел.  Наши  материаловеды
предложили  использовать  асботекстолит,  армированный,   как   понятно   из
названия, негорючей асбестовой тканью. Он обладал  тем  свойством,  что  при
нагреве, даже очень сильном, не горел, не плавился, а испарялся в набегающий
поток плазмы, тем самым создавая дополнительное сопротивление передаче тепла
от плазмы к конструкции.
   Но одновременно нужно было решить и другую принципиальную задачу -  найти
приемлемую, достаточно простую и в то же  время  достаточно  надежную  схему
спуска с орбиты и посадки. Вариантов могло быть много. Например, можно  было
использовать аппарат с  крыльями.  Рассматривался  и  вариант  торможения  и
посадки с помощью винтов, подобных вертолетным.
   Как выяснилось впоследствии, эта схема очень нравилась Королеву (а  может
быть, это была именно его идея?), и он  через  Тихонравова  передал  просьбу
рассмотреть этот вариант. Но наши оценки показали,  что  эффективной  работы
винтов при спуске с орбиты и при  посадке  добиться  трудно.  Подготовили  и
отправили Королеву на подпись соответствующий  отчет.  Но  С.П.  отчет  этот
подписать отказался (мы обязаны были подписывать наши отчеты у  него),  хотя
вроде бы и смирился с тем, что вертолетный вариант  мы  забраковали,  и  нам
пришлось отправить отчет в архив без  его  подписи.  Позднее  я  узнал,  что
Королев не смирился с этим выводом и года через два нашел группу  инженеров,
которые заинтересованно, всерьез начали разрабатывать вариант  аппарата  для
спуска с орбиты с использованием винта. Потом к этому делу подключили еще  и
специалистов из Академии А.Ф. Можайского. Прошли годы, но эта разработка так
ничем и не кончилась. В принципе такой аппарат, может быть, и можно сделать.
Вот только трудности при этом возникают громадные, да и непонятно, зачем его
создавать.
   Рассматривались  и  другие  схемы  спуска  и  посадки,  более  простые  и
прагматичные.  И  наконец,  в  начале  апреля  1958   года   мы   пришли   к
принципиальному выводу:  спуск  должен  быть  баллистическим  (то  есть  без
использования  аэродинамической  подъемной  силы),  с  парашютной   системой
посадки. Анализ и расчеты показали, что такой способ может быть приемлемым и
по массе,  и  по  уровню  сложности  конструкции.  Кроме  того,  перегрузки,
возникающие при торможении в атмосфере, оказываются в  пределах,  допустимых
для человека. Да и можно надеяться на сравнительно  малые  сроки  разработки
аппарата.
   Следующим шагом был выбор формы корабля, вернее,  формы  его  спускаемого
аппарата. Конечно, естественнее спускать корабль целиком. Но в  этом  случае
массы тепловой защиты и парашютной системы, которые зависят  от  размеров  и
массы возвращаемого  в  атмосферу  аппарата,  получались  слишком  большими.
Нельзя было допустить, чтобы  тепловая  защита  "съела"  все  запасы  массы,
необходимые    для    конструкции,    различного    оборудования,    средств
жизнедеятельности,  для  топлива.  Отсюда  делался  однозначный  в  условиях
дефицита массы вывод: спускаемую часть корабля нужно свести к минимуму.  Так
возникло понятие "спускаемый аппарат". Что же можно было оставить  вне  его?
Мы резонно решили,  что  в  другой  части  корабля,  которую  потом  назвали
приборно-агрегатным  отсеком,  нужно  разместить  то,  без  чего  мог   жить
космонавт и без чего можно было обойтись во время спуска с орбиты,  то  есть
тормозную двигательную установку с топливными  баками,  систему  управления,
телеметрию, командную радиолинию и тому подобное.
   Приборный отсек мог иметь любую форму, лишь бы габариты  не  выходили  за
допустимые пределы. Но форму спускаемого аппарата еще нужно  было  найти  и,
естественно,  по  возможности  оптимальную.  Необходимые  условия   виделись
такими: достаточный объем для размещения одного человека (конечно, лучше  бы
нескольких, но мы вынуждены были исходить из минимума), хорошая устойчивость
при движении в атмосфере и  как  можно  меньший  вес  тепловой  защиты.  Для
расчетов   траектории   спуска,   тепловых   потоков   нужно   было    иметь
аэродинамические характеристики  рассматриваемой  формы  во  всем  диапазоне
скоростей, который проходит аппарат при возвращении  на  Землю.  Это  сильно
осложняло задачу.  Рассматривались  самые  различные  конфигурации:  конусы,
обратные конусы (то есть движущиеся основанием вперед), зонт, цилиндры...
   Однажды Шустин показал мне  вариант  формы  аппарата  в  виде  полусферы,
предложенный нашими коллегами из НИИ ТП (потомка знаменитого ракетного  НИИ,
где в тридцатые  годы  работали  отцы-основатели  нашей  техники),  кажется,
Евгением Кузминым и Александром  Будником.  В  голове  быстро  промелькнуло:
"Полусфера неплохо. Для расчетов хорошо, но будет двигаться неустойчиво... А
почему бы не взять сферу?!" Эврика!  Так  была  выбрана  сфера.  Теперь  это
решение может показаться тривиальным (собственно, так и есть), но тогда  это
здорово упрощало задачу и помогло нам выиграть время. Дело не только в  том,
что сфера имеет минимальную поверхность при данном объеме, наибольший радиус
притупления, а значит, и близкий к  минимальному  вес  тепловой  защиты  при
вы-бранном объеме. Любая другая форма спускаемого  аппарата  потребовала  бы
серьезных газодинамических экспериментальных и  теоретических  исследований.
Сфера же была экспериментально и теоретически обследована,  что  называется,
вдоль и поперек.  Все  было  уже  разжевано.  Существовали  практически  все
необходимые аэродинамические характеристики и данные для тепловых  расчетов.
Можно было  лишь  опасаться,  что  точность  неуправляемого  баллистического
спуска окажется невысокой. Однако расчеты показали,  что  рассеивание  точек
посадки можно получить порядка плюс - минус 100  километров,  что  мы  сочли
приемлемым.
   Вставал и другой вопрос  -  какие  перегрузки  возникнут  при  торможении
сферического аппарата в атмосфере? Но и  здесь  расчеты  показали,  что  при
входе  аппарата  в  атмосферу  под  углом  около  2  градусов,   перегрузки,
действующие на конструкцию и на космонавта, не будут превышать 9-10  единиц,
причем продолжительность действия больших перегрузок будет  невелика,  около
минуты. Экспериментальные исследования авиационных медиков, проведенные  еще
в сороковых годах, показывали, что такие перегрузки для  здорового  человека
вполне  переносимы.  Конечно,  чтобы  не  превысить   приемлемые   значения,
потребуется гарантировать нужный угол входа аппарата  в  атмосферу.  Но  это