Ракета-носитель тяжелого класса "Энергия" является составной частью многоразовой космической системы "Энергия - Буран". В процессе разработки, до начала летных испытаний, система МКС имела наименование "Многоразовая космическая система "Буран".

Ракета-носитель получила свое название "Энергия" по предложению генерального конструктора В.П. Глушко в 1987 году, непосредственно перед первым пуском. Тогда же, перед первым пуском, орбитальному кораблю было дано наименование "Буран". Так появилось открытое наименование комплекса "Энергия - Буран". Предложения по созданию комплекса "Энергия - Буран" были сформулированы на основании научно-исследовательских работ, проведенных в НПО "Энергия" в 1974-1975 гг. в рамках технического предложения по разработке проекта "Комплексной ракетно-космической программы". На начальном этапе реализации этой программы предусматривалась разработка средств выведения для развертывания и работы лунной базы. При уточнении программы приоритетным направлением была признана разработка в интересах Министерства обороны СССР многоразовой космической системы, аналогичной по своим характеристикам американской системе "Спейс Шаттл". Необходимость создания МКС "Энергия - Буран", с одной стороны, преследовала престижные и политические цели, призванные закрепить ведущее положение СССР в освоении космического пространства, и, с другой стороны, должна была исключить возможную техническую и военную внезапность, связанную с появлением у потенциального противника многоразовой транспортной космической системы "Спейс Шаттл" - принципиально нового технического средства доставки на околоземные орбиты и возвращения на Землю значительных масс полезных грузов. Предложения НПО "Энергия" легли в основу Постановления Правительства от 17 февраля 1976 года "О создании МКС в составе разгонной ступени, орбитального самолета, межорбитального буксира-корабля, комплекса управления системой, стартово-посадочного и ремонтно-восстановительного комплексов и других наземных средств, обеспечивающих выведение на северо-восточные орбиты высотой 200 км полезных грузов массой до 30 т и возвращение с орбиты грузов массой до 20 т". Основным заказчиком МКС выступало Министерство обороны СССР, а головным разработчиком - НПО "Энергия". Главное управление космических средств Министерства обороны (ГУКОС МО, А.А.Максимов) разработало, согласовало со всеми заинтересованными министерствами и выдало НПО "Энергия" тактико-техническое задание на создание многоразовой космической системы "Буран". Комиссией Президиума Совета Министров СССР по военно-промышленным вопросам 18 декабря 1976 года была утверждена кооперация исполнителей - организаций-разработчиков и заводов-изготовителей. Проектирование МКС "Буран" в НПО "Энергия" вели подразделения главного конструктора И.Н.Садовского. Его первыми заместителями в разное время работали Б.В.Чернятьев, Г.Н.Дегтяренко, Заместителем главного конструктора по ракете-носителю был назначен Я.П.Коляко.

12 декабря 1976 года генеральным конструктором был утвержден эскизный проект многоразовой космической системы (индекс 1К11К25), в которой главной составной частью стала двухступенчатая ракета-носитель (индекс 11К25) с кислородно-керосиновой I ступенью и кислородно-водородной II ступенью. Эскизный проект был одобрен в целом, но получил ряд замечаний и предложений, для реализации которых было разработано Дополнение к нему.

В июле 1977 года Дополнение прошло экспертизу, было одобрено Советом главных конструкторов, научно-техническим советом Министерства общего машиностроения (НТС МОМ) и легло в основу Постановления Правительства от 21 ноября 1977 года, которым были утверждены основные этапы и мероприятия по обеспечению создания многоразовой космической системы. После окончательного согласования эскизного проекта и Дополнения к нему в марте 1978 года был подготовлен технический проект.

Межведомственная экспертная комиссия, головные институты и заказчик отметили ряд недостатков, главным из которых была сложность конструктивно-компоновочной схемы центрального блока (блока Ц). Блок конструктивно разделили на два полублока (верхний нижний), что обеспечивало условия транспортирования элементов блока самолетом 3М-Т, а также увеличивало массовую отдачу ракеты-носителя: верхний полублок после выработки топлива должен был сбрасываться. Но это, в свою очередь, требовало введения системы перелива компонентов топлива в полете и отчуждения по трассам полета дополнительных районов падения.

Межведомственная экспертная комиссия, головные институты и заказчик отметили ряд недостатков, главным из которых была сложность конструктивно-компоновочной схемы центрального блока (блока Ц). Блок конструктивно разделили на два полублока (верхний нижний), что обеспечивало условия транспортирования элементов блока самолетом ЗМ-Т, а также увеличивало массовую отдачу ракеты-носителя: верхний полублок после выработки топлива должен был сбрасываться. Но это, в свою очередь, требовало введения системы перелива компонентов топлива в полете и отчуждения по трассам полета дополнительных районов падения.Учтя эти замечания в Дополнении к техническому проекту (выпущено в июне 1979 года), НПО "Энергия" приступило к созданию системы в целом и ракеты-носителя в кооперации разработчиков, а также к выпуску рабочей документации на штатную ракету-носитель, экспериментальные ракеты и установки.

К разработке была принята двухступенчатая ракета-носитель пакетной схемы с параллельным расположением ступеней и боковым расположением полезного груза, в которой четыре боковых ракетных блока 1 ступени (блоки А) располагались вокруг центрального ракетного блока 2I ступени (блока Ц). Ракета-носитель устанавливалась на стартово-стыковочный блок (блок Я), предназначенный для ее стыковки с пусковой установкой стартового комплекса и обеспечения силовых, пневмогидравлических и электрических связей ракеты-носителя с пусковой установкой при подготовке к пуску. Стартово-стыковочный блок служил опорным силовым элементом при сборке и транспортировании ракеты-носителя.

Пакетная схема компоновки РН была выбрана благодаря ее универсальности, т. е. возможности выведения разнообразных крупногабаритных полезных грузов (пилотируемых орбитальных кораблей и различных беспилотных космических аппаратов) и возможности создания на ее базе ряда ракет-носителей в широком диапазоне грузоподъемности (от 10 до 200 т) за счет изменения количества ракетных блоков 1 ступени и использования различных вариантов блоков 2 ступени. При разработке конструктивно-компоновочной схемы ракеты-носителя пришлось учитывать возможности производственно-технологической базы, Так, диаметр ракетного блока 2 ступени был выбран 7,7 м, так как больший диаметр (целесообразный по условиям оптимальности) реализовать было нельзя из-за отсутствия соответствующего оборудования для механической обработки, а диаметр ракетного блока 1 ступени 3,9 м диктовался возможностями железнодорожного транспорта, стартово-стыковочный блок сваривался, а не отливался (что было бы дешевле) из-за неосвоенности стального литья таких размеров и т. д. Большоё внимание уделялось выбору компонентов топлива. Рассматривалась возможность использования твердого топлива на 1 ступени, кислородно-керосинового топлива на обеих ступенях и т. д., но отсутствие необходимой производственной базы для изготовления крупногабаритных твердотопливных двигателей и оборудования для транспортирования снаряженных двигателей исключило возможность их применения.

В процессе разработки и реализации проекта в целях обеспечения гарантированного полета ракеты-носителя в штатном режиме, а также при возникновении нештатных ситуаций сотрудниками НПО "Энергия" и специалистами смежных предприятий были предложены и внедрены многие оригинальные проектно-конструкторские решения: разработаны и отработаны двигательные установки с системами рулевых приводов, система автономного управления с соответствующим программно-математическим обеспечением, система пожаро- и взрывопредупреждения, средства аварийной защиты двигателей, бортовые средства системы прицеливания, средства контроля заправки компонентами топлива, управления средствами дожигания выбросов непрореагировавшего водорода, система бортовых телеметрических измерений, средства радиоконтроля траектории полета ракеты-носителя. Двигательная установка ракеты-носителя "Энергия" состоит из четырех четырехкамерных кислородно-керосиновых двигателей РД-170 (по одному на каждом из четырех блоков 1 ступени ракеты) и четырех однокамерных кислородно-водородных двигателей РД-0120 на центральном блоке 2 ступени, а также пневмогидросистемы, обеспечивающей их функционирование. Тяга у земли двигателя 1 ступени 740 тс, двигателя 2 ступени 146 тс, в пустоте 190 тс. Двигатели РД-170, специально разработанные для ракеты-носителя "Энергия", обладают рекордными параметрами и не имеют аналогов за рубежом, а двигатели РД-0120 - первые мощные отечественные двигатели, использующие в качестве горючего жидкий водород.

Разновременный запуск всех двигателей ракеты-носителя у земли (двигатели центрального блока запускаются с опережением) и плавный набор ими тяги позволяют минимизировать механические и газодинамические нагрузки на конструкцию ракеты-носителя и обеспечивают наиболее полный контроль нормального функционирования двигательных установок до отрыва ракеты-носителя от пускового устройства, что исключает ее старт с неисправным двигателем. Широкие диапазоны регулирования тяги двигателей и массового соотношения компонентов топлива, поступающего в камеры, обеспечивают реализацию наиболее оптимальных параметров движения ракеты-носителя и синхронизацию опорожнения топливных баков. Штатное выключение двигателей происходит после их перевода на режим конечной ступени тяги, составляющей 40-50% от номинального значения. Ракета-носитель на активном участке полета управляется и стабилизируется путем отклонения вектора тяги двигателей I и II ступеней в двух плоскостях: на I ступени качаются в двух плоскостях четыре камеры сгорания каждого двигателя, а на II ступени - четыре двигателя в двух плоскостях каждый. Для этого двигатели имеют узлы качания, позволяющие изменять положение вектора тяги для управления ракетой-носителем. Рождение двигателя РД-170 шло медленно. Неудачи следовали за неудачами. Уже изготовлены первые ступени, а кондиционного двигателя не было. Многие высказывали сомнения в возможности создания такого мощного по тяге и высоконапряженного по параметрам двигателя. Здесь уместно отметить роль генерального конструктора В.П.Глушко. Именно благодаря его упорству, уверенности в правильности выбранных решений, академическому подходу в решении технических проблем от малых до крупных был создан самый современный двигатель. Споры с министром С.А. Афанасьевым, с руководителями отраслевых институтов - доходили до самых "верхов". Многие советовали "четвертовать" двигатель. Но В.П.Глушко методично и последовательно устранял выявленные замечания и добился высокой надежности своего детища.

Говоря о В.П.Глушко, необходимо отметить, что не только двигатель был постоянной его заботой, но и принятие принципиальных решений по теме в целом - будь то ракета, или орбитальный корабль, или наземные системы - оставалось за ним, генеральным конструктором НПО "Энергия".

В двигателе РД-170 применена оригинальная конструкция узла качания, размещаемого на магистрали газогенераторного газа непосредственно перед входом в камеру, благодаря чему удалось добиться наиболее плотной компоновки и совершенства конструкции двигателя в целом.

Система высокоточных рулевых приводов обеспечивала качание каждого двигателя II ступени и четырех камер двигателя I ступени за счет газообразных компонентов топлива двигателей. В гидравлическую систему питания рулевых приводов введена специальная система кольцевания, обеспечивающая работоспособность системы рулевых приводов в случае отказа одного из них. Рулевые приводы развивают тяговые усилия около 50 тс на 1 ступении около 33 тс на II ступени и действуют с точностью 1% от диапазона перемещения приводов.

Система автономного управления ракеты-носителя "Энергия" на базе цифрового вычислительного комплекса обеспечивает высокую точность выведения полезного груза в заданную область и широкие возможности ракеты-носителя по выходу из нештатных ситуаций, в том числе и при отказе одного из двигателей ракеты-носителя. В этом случае система управления в зависимости от времени отказа двигателя реализует нештатное выведение орбитального корабля на орбиту с возможным выполнением задачи пуска или приведение ракеты-носителя в заданный район и обеспечение посадки орбитального корабля на посадочный комплекс.

При наличии в составе полезного груза элементов, сбрасываемых на активном участке полета, система управления формирует команду на сброс их по функционалу (закону), определяемому из условия обеспечения падения отделяемых элементов в заданном районе.

Отделение боковых ракетных блоков от центрального происходит попарно с помощью ракетных двигателей на твердом топливе, расположенных на наружной поверхности отделяемого блока под специальными обтекателями, по команде системы управления, формируемой при израсходовании компонентов топлива в одном из блоков. Параметры движения ракеты-носителя выбираются из условия обеспечения падения боковых блоков в заданном районе.

Двигатели центрального ракетного блока выключаются системой управления попарно (диаметрально противоположные), после чего происходит разрыв всех узлов связи центрального блока с полезным грузом.

Система пожаро- и взрывопредупреждения, предназначенная для повышения безопасности работ на стартовой позиции и предупреждения взрыва ракеты-носителя в полете при аварийных утечках водорода и кислорода из центрального блока, исключает возможность образования в отсеках пожароопасных смесей, а в случае появления пожара до старта ракеты-носителя подает команду на системы, локализующие его. Принцип построения системы предусматривает возможность изменения ее конфигурации, настройки датчиков, алгоритмов обработки и использования ее для различных объектов контроля.


Система аварийной защиты двигателей РН контролирует их параметры в процессе запуска и работы. Ее принципиальной особенностью является возможность выключения аварийного двигателя до его разрушения. При отклонении контролируемых параметров двигателя за пределы допустимых значений вырабатывается сигнал аварийного выключения двигателя, по которому система управления РН реализует циклограмму его выключения, а при некоторых условиях - и выключения диаметрально противоположного двигателя, нормально работающего. Это предупреждает развитие аварии на борту ракеты-носителя и позволяет продолжать управляемый полет для реализации нештатного выведения космического аппарата или маневра приведения аварийной ракеты-носителя в заданный район. Система аварийной защиты используется также при наземных огневых испытаниях РН, ракетных блоков и отдельных двигателей. Система измерений имеет в своем составе высокоинформативные радиотехнические системы для измерения медленно- и быстроменяющихся параметров, которые передают информацию на Землю по собственному радиотракту, а также автономные системы, установленные на каждом ракетном блоке I ступени и регистрирующие информацию на спасаемые бортовые магнитные носители. Телеметрическая информация в контуре управления процессом подготовки и полета ракеты-носителя не используется.

Прицеливание ракеты-носителя осуществляется как с помощью автоматической системы, обеспечивающей наведение гироплатформы СУ относительно заданного направления пуска РН с точностью 45", так и с помощью визуальной системы, обеспечивающей точность 7' (с учетом максимальных ветровых нагрузок и солнечной радиации). Автоматическая система прицеливания может также использоваться для полезных грузов, габариты которых выступают за верхний узел связи полезного груза с блоком II ступени не более чем на 11 м.

Система контроля заправки измеряет дозу заправляемых компонентов топлива по уровню топлива в баках при определенной температуре в процессе предстартовой подготовки к пуску. Она состоит из датчиков уровня, размещаемых в топливных баках, и наземных преобразователей (блоков контроля заправки) и может применяться для контроля заправки компонентами топлива полезного груза. Система управления средствами дожигания выбросов непрореагировавшего водорода обеспечивает взрывобезопасность ракеты-носителя в процессе запуска, штатных и аварийных выключении двигателей блока II ступени при пуске и огневых испытаниях. Она состоит из наземной аппаратуры, реализующей программу включения и выключения средств дожигания, расположенных на стартово-стыковочном блоке. Ракетный блок 1 ступени занимает особое место среди новых проектно-конструкторских решений, так как проектировался унифицированным для семейства ракет-носителей среднего, тяжелого и сверхтяжелого классов. В соответствии с тактико-техническими требованиями МКС "Энергия - Буран" должен быть многоразовым и использоваться в полете не менее 10 раз. Применительно к ракетному блоку с жидкостным ракетным двигателем такое требование было предъявлено впервые в мировой практике. В результате всесторонних исследований была выбрана парашютно-реактивная схема возвращения блока после его отделения от ракеты-носителя. Элементы средств возвращения (парашютная система, твердотопливные ракетные двигатели мягкой посадки и разделения параблока на моноблоки, посадочное устройство, система управления возвращением) расположены частично внутри отсеков блока А, большей частью - под крупногабаритными обтекателями, установленными на его наружной поверхности.

Возвращение блоков и их повторное использование - это сложная научно-техническая задача, которую предполагалось решать последовательно, по мере проведения экспериментальной отработки и увеличения числа пусков РН. При первых летных испытаниях блоки А в составе ракеты-носителя не оснащались средствами возвращения, а использовались отдельные системы для их отработки, хотя для обеспечения неизменных аэродинамических обводов с первого полета ракеты-носителя на блоках А были установлены все обтекатели средств возвращения. Важным фактором, повлиявшим на успешную реализацию программы создания ракетнго блока А, стало то, что параллельно с работами в НПО "Энергия" по созданию ракеты-носителя тяжелого класса "Энергия" в КБ "Южное" (генеральный конструктор В.Ф.Уткин; г.Днепропетровск) разрабатывалась ракета-носитель среднего класса "Зенит". Ракетные блоки первых ступеней обеих ракет-носителей должны были быть максимально унифицированы.

Унификация модульной части блока А с блоком 1 ступени ракеты-носителя "Зенит" предусматривалась по размерам топливных баков, применяемым конструкционным материалам, по двигателю и большинству агрегатов автоматики. Опережающие сроки создания РН "Зенит" сделали возможным во многом распространить и на блок А результаты наземной и летной отработки блока 1 ступени ракеты-носителя "Зенит". Это прежде всего относится к отработке двигателя, огневым стендовым испытаниям семи образцов блока 1 ступени РН "Зенит" и ее летным испытаниям, восемь из которых были проведены до первого пуска ракеты-носителя "Энергия". Изготовление модульной части блока А (индекс 11С25) осуществлялось "Южмашзаводом" (директор А.А.Кучма, г. Днепропетровск). Изготовление хвостового и носового отсеков и сборку блоков А проводил ЗЭМ. Самым сложным и трудоемким в ракете-носителе "Энергия" являлся центральный блок (блок Ц). Огромные размеры, обилие трубопроводов, сварных стыков, кабелей, агрегатов приводили к тому, что цикл изготовления его составлял полтора года. Особую сложность в изготовлении представлял собой хвостовой отсек. Только на нем нужно было установить, сварить, спрессовать более 1200 стыков трубопроводов. Головным заводом по изготовлению центрального блока (блок Ц) и сборке ракеты-носителя "Энергия" был определен Куйбышевский завод "Прогресс" (А.А.Чижов). Универсальность ракетных блоков I ступени позволяет использовать их с небольшими доработками в перспективной ракете-носителе "Энергия-М". В НПО "Энергия" разработан эскизный проект ракеты-носителя сверхтяжелого класса "Вулкан" с восемью увеличенными по длине блоками А, способной выводить на низкие околоземные орбиты полезные грузы массой до 200 (230?) т, и проведены исследования по возможности применения двух укороченных блоков А I ступени на ракете-носителе "Ариан-5" (ЕКА).

Залогом успеха создания ракеты-носителя "Энергия" стал большой объем наземной экспериментальной отработки, который планировался так, чтобы обеспечить успех с первого пуска, т.е. до летных испытаний предусматривалась отработка конструкции, функционирования всех систем и агрегатов, а летными испытаниями только подтверждались заданные характеристики. Такой принцип был заложен в "Комплексную программу экспериментальной отработки" и "Программу летных испытаний". Всего по ракете-носителю "Энергия" были проведены испытания на 232 экспериментальных установках и 30 прочностных сборках, что соответствовало изготовлению четырех полных комплектов штатной ракеты-носителя.

Для отработки баков и холодных опрессовок каждого бака, изготовленного из криогенно-упрочняемого сплава (1201), Волжским филиалом НПО "Энергия" была создана уникальная база - стенд криогенно-статических и статических испытаний полноразмерных кислородных и водородных баков в среде жидкого азота. Учитывая многоразовость использования комплекса, средствам подготовки комплекса к пуску на объектах полигона было уделено значительное внимание. На полигоне имелся задел по ракете-носителю Н1, для выполнения программы "Энергия - Буран" приняли решение создать объекты УКСС (17П31), доработать и переоборудовать СК (11П825), создать посадочный комплекс ОК (11П72), а также предусмотреть запасные аэродромы на территории страны на случай незапланированной посадки ОК, создать на технической позиции стенд динамических испытаний, Головной командный пункт и монтажно-заправочный комплекс. Помимо этого для обеспечения цикла доставки, сборки комплекса "Энергия - Буран" по заданию НПО "Энергия" были разработаны, изготовлены и смонтированы подъемно-транспортные устройства, обеспечивающие доставку всех элементов МКС "Энергия - Буран". Для доставки крупногабаритных грузов были реконструированы и построены новые транспортные магистрали.

Для выполнения этих работ были приняты меры по увеличению числа отрядов строителей и бригад монтажников и оснащению их техникой. В разгар работ число строителей достигало 32 тысяч человек и монтажников - 2 тысяч человек. Все работы выполнялись под непосредственным контролем Межведомственной комиссии, которую возглавлял заместитель министра обороны по строительству и расквартированию войск Л.В.Шестопалов (его первый заместитель - К.М.Вертелов), а впоследствии -заместители министра обороны Л.В.Шумилов и Н.В.Чеков. Непосредственное руководство строительно-монтажными работами на космодроме осуществляло Управление инженерных работ (УИР) во главе с А.А.Федоровым. Впоследствии, на завершающем этапе, работу возглавлял А.А.Макарычев. Головным исполнителем работ по подъемно-погрузочному оборудованию было КБ "Мотор" (В.Н Рождов), которое обеспечило успешную погрузку укладку крупногабаритных частей центрального блока носителя и ОК на самолет 3М-Т.

В 1979 году в монтажно-испытательном корпусе космодрома Байконур для демонстрации внешнего облика ракеты-носителя был изготовлен в натуральную величину ее объемный макет (индекс ЭУК13), состоящий из центрального ракетного, бокового ракетного и стартово-стыковочного блоков. Макеты блоков, выполненные из транспортабельных элементов по нештатной технологии, давали общее представление о габаритах ракеты-носителя.

В январе 1982 года главным конструктором по МКС в целом и ракете "Энергия" приказом министра общего машиностроения назначается Б.И.Губанов, а заместителем главного конструктора по координации работ - В.М.Филин. В 1982 году на базе Летно-испытательного института прошла летная отработка авиационного транспортирования на самолете 3М-Т (самолет 3М конструкции В.М.Мясищева, доработанный на Тушинском машиностроительном заводе по ТЗ НПО "Энергия") топливных баков, других крупногабаритных отсеков центрального блока ракеты-носителя и макета ОК. Это позволило осуществлять доставку на полигон всех крупногабаритных отсеков центрального блока (для последующей сборки) с завода-изготовителя "Прогресс".

В декабре 1982 года в монтажно-испытательном корпусе была проведена первая сборка (по нештатной технологии) "пакета" ракеты-носителя - экспериментальной технологической ракеты 4М; в мае - июне 1983 года выполнена программа динамических испытаний как в вертикальном положении на универсальном комплексе стенд-старт, так и в горизонтальном - на стыковочно-монтажных тележках в монтажно-испытательном корпусе космодрома Байконур. В октябре 1983 года выполнены примерочные работы ракеты 4М с системами наземного оборудования универсального комплекса стенд-старт.

С марта по октябрь 1985 года на универсальном комплексе стенд-старт проведены "холодные" стендовые испытания центрального блока Ц, при которых была отработана технология заправки блока Ц компонентами топлива (жидкие водород и кислород). При этом следует отметить, что заправка производилась переохлажденным жидким водородом, что делалось впервые в мире, так как в США применялся только "кипящий" водород. Всего было проведено девять заправок ракеты 4М топливом как покомпонентно, так и двумя компонентами топлива одновременно, что дало основание перейти к огневым испытаниям блока в составе стендовой ракеты 5С. При первом огневом испытании предусматривалась работа двигательной установки блока Ц в течение 20 секунд. Однако через 2,58 секунды после начала запуска ДУ прошла команда "Автоматическое прекращение подготовки" из-за медленного набора оборотов одного из турбонасосных агрегатов ДУ. Одновременно с прохождением команды АПП практически было зафиксировано падение управляющего давления гелия на нескольких магистралях пневматической сети, что говорило о потере герметичности или разрушении пневмомагистрали, в результате чего произошла утечка гелия из ресиверов наземной системы газоснабжения и, следовательно, все электропневмо-клапаны стали неуправляемыми. Слив компонентов топлива (жидкие водород и кислород) из баков стал невозможен.

Необходимо было срочно устранить эту неисправность путем подключения к наземной системе газоснабжения дополнительных баллонов с гелием и отключить негерметичный бортовой трубопровод.

Для проведения этих работ на стартовую позицию была направлена аварийная бригада, которой пришлось работать в непосредственной близости от заправленной ракеты и даже в подстольных помещениях под ней. (Некоторые члены аварийной бригады, учитывая опасность работ, отказались от участия в них и были срочно заменены.) Аварийная бригада через 55 мин после начала работы подключила дополнительные баллоны с гелием, а боевой расчет закрыл электропневмоклапан, связанный с подачей газа в негерметичный трубопровод. Это позволило восстановить управление всеми ЭПК и обеспечить штатный режим слива.

При последующем осмотре ракеты было выявлено разрушение одной пневмо-магистрали (трубки диаметром 20 мм), что потребовало проведения ряда мероприятий по повышению надежности. Второй огневой запуск ракеты 5С с длительностью работы двигательной установки 390 с был проведен без замечаний. Для восстановления работоспособности ТНА двигателя 11Д122 была проведена замена бустерного насоса горючего. Работы такого масштаба в составе изделия на стенде были проведены впервые в практике отечественного ракетостроения. С августа по сентябрь 1986 года на УКСС были проведены "холодные" стендовые испытания ракеты-носителя с установленным на ней макетом орбитального корабля с имитацией (с помощью двигателей на твердом топливе) силовых импульсных нагружений конструкции заправленной ракеты-носителя, а в сентябре 1986 года на стартовом комплексе - комплексные испытания ее с наземными системами и оборудованием стартового комплекса, включая заправку ракеты-носителя штатными компонентами топлива.

Учитывая отставание в изготовлении первой летной ракеты-носителя и орбитального корабля, НПО "Энергия" предложило, по инициативе главного конструктора Б.И. Губанова, провести летные испытания с использованием экспериментальной ракеты-носителя (имевшей индекс 6С). В качестве полезного груза предлагалось вместо орбитального корабля использовать уже готовый космический аппарат "Скиф-ДМ". Программой летных испытаний МКС "Буран", утвержденной в 1986 году, было предусмотрено проведение 10 пусков ракеты-носителя "Энергия" с ОК "Буран", причем первые пуски должны быть беспилотными.