Работы по поиску технического облика такого рода системы начались в НАСА в сентябре 1969 года, через два месяца после высадки человека на Луну. По поручению президента США была создана группа ведущих специалистов — «Группа космических задач», которая изучала ближайшие пути развития американской программы использования космического пространства. В части транспортных систем группа сделала ряд выводов и рекомендаций, в которых указывалось, что «…Соединенные Штаты считают основной задачей сбалансированное развитие двух направлений космической программы: пилотируемых космических полетов и запусков автоматических космических аппаратов. Для достижения этой цели США должны […] разрабатывать совершенно новые космические системы […] в рамках программы, обеспечивающей новые возможности транспортных космических операций».
Уже с начала 1970 года НАСА вело интенсивные проектные и технико-экономические исследования в области ракетно-космических транспортных систем. Были рассмотрены полностью многоразовые пилотируемые транспортные системы, орбитальные корабли с одноразовыми подвесными твердотопливными и жидкостными ускорителями. Каждый вариант был подвергнут тщательной оценке с точки зрения риска разработки и затрат.
Так, по проекту фирмы «Норт Америкен» предлагался космический корабль, грузовой отсек которого располагался в районе центра масс орбитальной ступени. К передней части грузового отсека примыкали баки с кислородом и водородом, а в хвостовой части ступени расположен только бак с водородом. Кабина для двух членов экипажа и десяти пассажиров находилась в носовой части орбитальной ступени.
По другому проекту, предложенному фирмой «Макдоннелл Дуглас», орбитальная ступень имела треугольное крыло и вертикальный киль с рулевым управлением. Основные топливные баки были расположены один за другим вдоль нижней части фюзеляжа (впереди — бак с жидким кислородом, под грузовым отсеком — бак с жидким водородом). Два маршевых ЖРД находились в хвостовой части один над другим.
Над ними параллельно размещались два ЖРД системы маневрирования на орбите.
Для управления во время полета в атмосфере использовались руль направления, элевоны и щитки (при заходе на посадку). В крыле располагались четыре воздушно-реактивных двигателя, выдвигаемые при заходе на посадку.
Кабина экипажа находилась в носовой части. Впереди снизу располагался прямоугольный дестабилизатор, в каждой консоли которого содержалось пять ВРД. В хвостовой части фюзеляжа размещалось 12 ЖРД главной двигательной установки.
В крыле и дестабилизаторе — баки с горючим для ВРД.
Разгонная ступень была выполнена по схеме «утка». Фюзеляж ступени в основном занимают топливные баки. Разделение ступеней происходит на высоте 64 километров при скорости 3,3 км/с.
Вначале предполагалось, что и орбитальная и разгонная ступени космического корабля будут заходить на посадку с помощью воздушно-реактивных двигателей. Однако некоторые специалисты, в том числе летчики-испытатели, утверждали, что заход на посадку лучше совершать на большой скорости без использования двигателей. Поэтому было принято решение предусмотреть возможность снятия ВРД с орбитальной ступени после окончания этапа летных испытаний.
Сразу отказаться от этих двигателей руководство НАСА не решилось ввиду недостаточного объема информации по этой проблеме.
В 1971–1972 годах в НАСА приступили к более тщательному изучению проектов транспортного космического корабля многоразового использования.
После одобрения президентом планов создания транспортного корабля и определения примерных ассигнований (5,5–6,5 миллиарда долларов) на шестилетний период разработки, в январе 1972 года были опубликованы снимки и описания конструктивных схем, рекомендуемых в качестве вариантов, на базе которых должно продолжаться проектирование транспортного корабля.
Общим для всех схем было применение орбитальной ступени многократного использования с одним внешним топливным баком, сбрасываемым перед возвращением в атмосферу.
Предлагались два основных варианта, различающихся по составу разгонной ступени: с ракетными двигателями на твердом топливе однократного применения и с жидкостными ракетными двигателями с вытеснительной системой подачи компонентов топлива. Предусматривалось спасение разгонных ступеней с ЖРД после приводнения их в океане и повторное использование после восстановления.
В проектах как с РДТТ, так и с ЖРД на разгонной ступени были применены схемы с параллельным (со старта) и последовательным включением главных двигательных установок.
В марте 1972 года НАСА вновь изменило свою точку зрения на принципиальную схему транспортного космического корабля и рекомендовало принять к разработке новую схему.
По этой схеме орбитальная ступень с треугольным крылом и кислородно-водородными ЖРД монтируется на внешнем топливном баке диаметром 9 метров и длиной 44 метра.
К баку крепятся два разгонных РДТТ, предусматривалось их спасение после приводнения на парашютах, восстановление и использование до 20 раз.
РДТТ отделяется на высоте около 40 километров. Запуск ЖРД главной двигательной установки орбитальной ступени производится со старта вместе с разгонными РДТТ. Предполагалось увеличение ресурса орбитальной ступени со 100 до 500 полетов.
Выдав нескольким фирмам задание на проектирование транспортного корабля, НАСА остановило свое внимание на проекте компании «Норт Америкен» и заключило с ней контракт на шесть лет, субсидировав 2,6 миллиарда долларов.
Тут надо отметить, что фирмы, участвующие в конкурсе по разработке лучшего проекта транспортного космического корабля, представили предложения, не имеющие принципиальных отличий, но при выборе фирмы было принято во внимание то обстоятельство, что «Норт Америкен» затребовала на разработку такого корабля почти на миллиард долларов меньше, чем планировалось НАСА (3,5 миллиарда долларов).
Согласно проекту, космический корабль состоял из орбитальной ступени, внешнего сбрасываемого топливного бака и двух разгонных РДТТ. Орбитальная ступень имела самолетную схему с треугольным крылом. Длина ступени — 33,5 метра, высота 16,7 метра, размах — 24 метра.
Центральная часть корпуса занята отсеком полезного груза размером 18,3 на 4,5 метра. В отсеке можно разместить груз массой до 29,5 тонны или 12 пассажиров.
В хвостовой части корпуса находятся двигатели различного назначения, а в носовой — кабина экипажа, рассчитанная на четыре человека. Кабина состоит из двух секций: верхней — для командира экипажа и второго пилота и нижней — для двух операторов, обслуживающих приборы управления механизмами грузового отсека и системы проверок полезного груза. Приборы и органы управления для командира и его помощника полностью дублированы.
Стыковочное устройство орбитальной ступени размещено в верхней носовой части фюзеляжа для обеспечения визуального наблюдения за стыковкой с космическими аппаратами и работой космонавтов за бортом. Кабина экипажа связана со стыковочным устройством шлюзовой камеры, которая идентична камере, в свое время разработанной для стыковки космических кораблей «Союз» и «Аполлон».
Топливный бак длиной около 57 метров, диаметром 7,9 метра и массой около 31,7 тонны содержит жидкие кислород и водород для питания основной двигательной установки орбитальной ступени. Бак изготавливается из алюминиевого сплава и имеет теплозащитное покрытие на основе полиуретана.
Разгонные двигатели на твердом топливе крепятся к топливному баку. Длина РДТТ — около 46 метров, диаметр — 3,96 метра, стартовая масса — 100 тонн, тяга — 1600 тонн.
РДТТ включаются на старте одновременно с двигателями главной двигательной установки орбитальной ступени. Предполагалось, что обнуление тяги РДТТ и их сбрасывание будут осуществляться на высоте около 40 километров. Корпуса РДТТ в процессе падения наберут скорость до 15001600 км/ч, после чего сработает система спасения, состоящая из 3-10 парашютов.
Главная двигательная установка орбитальной ступени включает три двигателя, работающие на жидких водороде и кислороде. В хвостовой части фюзеляжа, рядом с ЖРД главной двигательной установки, размещаются два ракетных двигателя системы орбитального маневрирования тягой.
