buran, shuttle buran program, energia, space shuttle, launcher energia, launcher, USSR, mriya, polyus, poliyus, energya, maks, bor-4, bor-5, bor-6, energia-buran, soviet rocket, space shuttle, soviet launcher, Буран, Энергия, plans, schematic, soviet, russian shuttle, russian space shuttle, USSRburan, shuttle buran program, energia, space shuttle, launcher energia, launcher, USSR, mriya, polyus, poliyus, energya, maks, bor-4, bor-5, bor-6, energia-buran, soviet rocket, space shuttle, soviet launcher, Буран, Энергия, plans, schematic, soviet, russian shuttle, russian space shuttle, USSR

This page was automatically translated,
it may contains errors.
Original version here.


As prospect of the further increase of power opportunities of rockets-carriers{-bearers} of development КБ "Southern", created on the basis of combat missiles, by the same principle of "recycling" of rockets, variants of pairing of two rockets Р-36М were considered{examined}. The block sheaf from the two first steps or a sheaf of the first and second steps was provided. In these variants carrying capacity of a booster rocket was approximately twice above, than at 11К68 and 11К69.
Necessity of increase of carrying capacity entering in build new rockets-carriers{-bearers} contacted the relentless tendency of growth of weights of space vehicles. It is possible to exemplify it. The international organization of a satellite communication "Интелсат" has started the first satellite " Эрли берд " into a geostationary orbit in 1965. The small satellite in weight of 39 kg provided a permanent job of 240 telephone lines between the Europe and Northern America more than three years. The following communication satellite "Интелсат-1", started in same to the year, had 240 telephone lines or one telechannel. A settlement resource - one and a half year. The satellite weighed 68 kg. In 1967 "Интелсат-2", put into an orbit, weighed 162 kg, had the same data by quantity{amount} of liaison channels, but with a resource in three years. In 1968 "Интелсат-3" 293 kg provided with weight 1500 telephone lines, up to 4 telechannels. A settlement resource-5 years. In 1971 " Интелсат-4 " In weight 1385 kg - 4000 telephone lines, two channels of color TV. "Интелсат-4А" in 1975 in weight of 1515 kg had 6000 communication lines, two television channels, a settlement resource - 7 years. In 1980 "Интелсат-5" in weight had 1870 kg of 12 thousand communication lines and two telechannels. For fifteen years the weight of satellites of this series has increased in twenty five times. The generalized law of evolution of weights of space objects, naturally, more difficultly, but the tendency of growth is obvious.
After the first estimations of an opportunity of creation of more powerful rockets the question on ecological cleanliness of developed transport rocket systems has become aggravated. The central administrative board rocket forces of the Ministry of Defence, supported{maintained} by Military-industrial commission Sovmina, has demanded to pass on низкокипящие components as ecologically purer{cleaner}, meaning{keeping in mind}, that the quantity{amount} of start-up of a booster rocket of this class will be much greater{big}, than quantity{amount} of test flights of combat missiles on высококипящих components.

The opinion of the main designers in occasion of the requirement of transition of liquid oxygen and kerosene was not uniform. There were disputes. Have insisted A.A.Maksimov and B.A.Komissarov, has supported{maintained} L.V.Smirnov, КБ "Southern" this decision to execution{performance} has made.
The idea on replacement of morally growing old rocket Р-7 soared not only in the top circles of a rocket direction, but also among developers of space systems. It was represented, that again developed carrier{bearer} should get and a number{line} of new qualities. By an example of combat missiles and on experience of their development was considered expedient to finish readiness for start-up to an opportunity of application of this rocket as the rescuer in an orbit. Reliability, automation of prestarting checks and start-up, accuracy of a conclusion to an orbit and many other qualities grew ripe in a leg{foot} in due course.
Have developed the project of the oxygen machine{car}. Starting positions of this project were based now on use of technology, the equipment, experimental base and the experience which has been saved up{which has been saved} by manufacture of rockets of a fighting class. The rocket was under construction by a block principle. Have kept three-meter diameter of the case of blocks of a rocket. Two blocks of the first step have formed a sheaf. One named this design "double-barrelled gun", others - "flounder". The flat rocket, kept basic industrial lines Южмаша. Starting weight of a rocket of the order 450 т. A cargo deduced{removed} into a low orbit nearby 12 т.
Oxygen engines RD-124, РД-125 the first and second steps of a booster rocket 11К77 have been developed КБ "Энергомаш" according to the decision of Scientific and technical advice{council} of the Ministry of the general{common} mechanical engineering from September, 13th, 1974
Engine RD-124A consisted of three single-chamber engines Rd-124a. Single-chamber engine RD-125 for the second step is unified with engine RD-124. Engines RD-124 and 125 were planned for a modular rocket of type РЛА-120 of development ОКБ-1.
Engines RD-124 and РД-125 used fuel РГ-1 as fuel. Were developed under the scheme{plan} with reburning oxidizing gas, with бустерными pumps on an input{entrance} in units of a supply of components to the basic pumps. The level of the parameters provided by engines at work in a nominal mode, was characterized by pressure in the chamber of combustion of 225 atmospheres, draft on the Earth 337 (3х112,5) т at a specific impulse 302,4 with, total draft in emptiness 379,5 т at 340 from a specific impulse. Draft of engine RD-125 in emptiness 130,2 т at a specific impulse 350 with.
Engines were developed with a condition of maintenance of raised{increased} reliability, thus they should allow repeated use of the first step of the carrier{bearer}. In maintenance of this requirement and in addition to the program of operational development of engines the system of diagnostics of a condition of the engine was created.
Maintenance of high value of a specific impulse of draft for the given fuel, at the limited dimensions and weight of the engine, was possible{probable} only at high value of pressure in the chamber of combustion and absence of losses of a specific impulse of the draft, connected with a drive турбонасосного the unit. Therefore for the engine the scheme{plan} with reburning products oxidizing газогенерации, fulfilled on the turbine, in the chamber of combustion has been chosen.
In conditions of repeated start chemical ignition was considered as the most comprehensible. Advantages of chemical system of ignition - in high reliability of ignition of the basic components of fuel. As starting fuel has been chosen триэтилбор.
Газогенератор engines became the unified module. The geometrical sizes of the chamber of combustion of engines got out in view of experience of development КБ Энергомаша of engines of rockets Р-36, Р-36М, having close parameters: pressure, draft, расходонапряженность, completeness of a specific impulse.
Having changed components, the rocket has not received wide road to development. Giving new quality Was required to a complex - to reliability. In the beginning 1975 is pawned the new engine in КБ Энергомаш. In the chapter{head} of this development there was V.P.Glushko. Using this engine which draft at that time was 680 т, to almost equal total draft of engines of "flounder", send{have passed} for the maximal diameter admissible for the railway, and have begun development of a monoblock design. Проектанты have named this design "log".
The collective of developers was knocked together. Head - КБ V.F.Utkina, engines of the first step - development of a bureau of V.P.Glushko, start - development КБ of V.N.Soloveva. On a control system head V.G.Sergeev, (КБЭ) was planned, but the position borrowed{occupied} by it{him} almost the detached onlooker has led to what to develop a control system have offered N.A.Pilyuginu.
Booster rocket 11К77 - the two-level carrier{bearer} with starting weight 460-466 т At the first step engine RD-170, on the second - single-chamber engine RD-120 (on oxygen and hydrocarbonic fuel) with draft in emptiness 84 т. The rocket intended for deducing{removing} automatic space vehicles. Besides the opportunity of start of the piloted ships was provided.
Depending on solved problems{tasks} the booster rocket was projected{designed} in two-level and three-stage variants. After a rocket of these variants have received the name "Zenith-2" and "Zenith-3", on the American indexation - СЛ-16 (SL-16).
The maximal weight of the space vehicle deduced{removed} by a rocket "Zenith-2" into a circumterraneous orbit in height of 200 km from territory of Kazakhstan, makes 13,8 т. At start-up from the areas located in приэкваториальной to a zone, deducing{removing} space vehicles in weight up to 15,7 т is possible{probable}.
The weight of the space vehicle deduced{removed} "Зенитом-3" into a geostationary orbit from Baikonur, makes nearby 1 m; the weight deduced{removed} in any point of a geostationary orbit from areas приэкваториальной of a zone, makes 2 т, on transitive to a geostationary orbit - 4,5 т and 3 т on отлетные trajectories.
The booster rocket is executed on classical тандемной to the scheme{plan} with cross-section division of steps. Length of a rocket in a two-level variant of 57 m, in three-stage-61,4 m. Diameter of 3,9 m. the Fodder part - a tail compartment of the underestimated diameter, it is connected by that the power{force} lay frame is above a face plane of a rocket and on this diameter there is an interface (to maintenance of the guaranteed backlash) with the starting starting device. The sizes and dimensions head aerodynamic обтекателя form satisfactory volume for accommodation of a payload from 60 up to 90 м3.
Management in flight on a site of work of engines of the first step is carried out by turn of chambers of combustion of engine RD-170 in a tangential plane by means of system of hydrodrives. On a site of work of engines of the second step management is carried out by means of steering four-chamber engines with rotary chambers of combustion. Total draft "рулевиков" 8 т.
The first and second steps are joined through межступенную a rod frame.
Electric and pneumatichydraulic communication{connection} of onboard systems of a booster rocket with ground systems is carried out through отрывные electric and mechanical sockets of the onboard payment joined with a reciprocal part a cable-mast of the starting starting device.
The final variant of a rocket 11К77 has been developed in volume of the outline sketch in December, 1975 the Governmental order about the further development of this rocket This decision was accepted on March, 16th, 1976 meant development of a rocket so that the first step could be used as starting blocks of a superrocket of system " Buran " born at the same time. Direct record in the decision is not present, but preliminary decisions of the Military-industrial commission at Ministerial council, the Ministries of the general{common} mechanical engineering and joint studies with НПО "Energia" - from V.P.Glushko and I.N.Sadovskim - had a unequivocal orientation.
The engine was uniform - РД-170, they differed only planes качания chambers of combustion. Dimension of the engine on draft at a level 740 т on the Earth has been accepted proceeding from necessary for "Buran", for 11К77 this level of draft is not optimum if to consider really available areas of falling of the first steps.
One more detail in creation of this rocket. Its{her} final shape was formed under action of some circumstances and aspirations. There was a choice of variants during sharp struggle in creation of alternative projects of combat missiles МР-УР-100 and rockets УР-100Н КБ "Southern" and НПО Mechanical engineering (ОКБ-52). There was a tendency of the further increase of power characteristics of a rocket before creation of an opportunity of start into a low orbit of a payload of the order 20 т, even it is a little bit more, that deduced{removed} a rocket on a level of power opportunities of booster rocket УР-500 which by then has shown reliable enough work at start-up. The idea was tempting as the carrier{bearer} 11К77 - ecologically purer{cleaner}, than УР-500, but the further variation on the basis of engines RD-170 resulted{brought} or in doubling engines of the first step, or to creation of starting accelerators. The rocket on two РД-170 demanded the further increase in its{her} diameter which passed through greatest possible at transportation of rockets by rail, or formation{education} block спарки two steps, compelled{forced} essentially to increase газоходный the channel of a starting construction. In ОКБ - from the very beginning of development - was considered, that it would be dear{expensive}.
B.A.Komissarov, and then L.V.Smirnov in the summer 1975 variants of increase in carrying capacity persistently recommended to work. The variant of a rocket under an index "37", more truly, - the precondition arose.
As a result the project provided construction at the cosmodrome Baikonur a starting complex of a rocket 11К77 near to the монтажно-test case constructed for combat missiles Р-36, with two launching pads under dimension of a rocket with one engine RD-170, but with accommodation of the process equipment of the starting complex, allowing to have a double doze of refuelling of perspective variants of a rocket of the raised{increased} power. Construction of one more launching pad in this complex - under an outlined prospect was provided in this connection. Our heads were right, as have shown the subsequent events of the end of 80th years when increase of power opportunities of a rocket up to characteristics УР-500 urgently demanded. It is known, that in such turns of history pay twice. The project of a rocket "37" later has appeared, but there was already nothing to pay...
The outline sketch of a rocket 11К77, in view of use of the module for "Buran", has been developed in February, 1977
The new calibre of a rocket at a rate of diameter of tanks and transitive compartments - 3,9 m - has been compelled{forced} chosen, an outcome from restrictions of transportation of missile stages by railway transportation. But the new diameter exceeding almost on meter diameter of combat missiles, developed earlier and developed at the same time, has caused reconstruction of some shops, and later - and construction of the special industrial case for welding and assembly of tanks, steps and rockets as a whole. The shop of assembly of rockets largest in branch "Zenith" has been entered in build in December, 1984
The basic problems at manufacturing this rocket were, first of all, transition to liquid oxygen that has compelled{forced} to carry out reorganization and reconstruction of test beds, laboratories for working off of impellent and rocket automatics and strengthening{amplification} of requirements of cleanliness. The operational experience with liquid oxygen basically was kept, and cleanliness of internal cavities of oxygen tanks and highways has demanded introduction of many innovations in technology of their manufacturing.
Experimental working off of units, units and steps was conducted under the extensive plan of achievement of high reliability. The rhythm of working off was defined{determined} by will, or bondage, real rate of creation of engines of the first step. Engines were given difficultly. About engine RD-170 we shall tell later. Creation of a rocket was tightened{delayed}.
Space vehicles "Целина-2", intended for flights on this rocket, already last full volume of ground experimental working off, have been compelled{forced} to leave into an orbit on other rockets. In September, 1984 flights of test "Целины-2" on a booster rocket "Proton" have begun. The object which was put into an orbit, has been registered under an index "Космос-1603". The second space vehicle of the same type, "Космос-1656", has been started by "Proton" in 1985 "Целина-2" - the largest satellite from Soviet satellites of radio engineering investigation being operation. The author - КБ-3 design office " Southern ". Main designer КБ-3 since December, 1984 became S.N.Konyukhov, up to it{him} - since 1977 there was B.E.Khmyrov.
Bench tests of the first and second steps have been lead. The first bench test of the first step became emergency. Test was spent in December, 1984 in Zagorsk, in НИИХиммаше, at stand N2. At an output{exit} of the engine on a mode there was a fire in a tail compartment. The flame has captured all step. Under any law this enormous fire has turned to a column of the storming fire which has captured a step, with formation{education} of streams slightly twirled on a screw line. The step burned, as a greater{big} candle, only with fire in the basis. Burnt through{smashed up} обечайка a tank of fuel has added " oils{butters} to fire ". In oxygen burns all - even metal. The fire means stood on call, could weaken{easy} some action of fire, but it was impossible stop elements.
Among fire-fighting crews there were involved calculations from city which is located in several kilometers from stands. The commander after end of all works done by fire fighters, under the order which is established{installed} for all inhabitants, having entered into a cabinet{study} to the chief of institute, has demanded the answer to a question who is guilty in a fire and in what the reason. Words that all here sit, understand and wish to understand the reason of this fire - and then it will be clear who is guilty, it{him} have not satisfied. However the reason of this fire and has remained obscure. Ракетчики proved, that it is the next failure{accident} of the engine, двигателисты approved{confirmed}, that the reason is hit of organic particles from tanks in pathes of the engine. Both parties{sides} proved not without adducing any proof, and with materials in hands.
In such cases give a principal value to development{manufacture} of the constructive measures excluding occurrence of all possible{probable} reasons in the future. So for ракетчиков the question of cleanliness of tanks and internal cavities has become aggravated - filters have been entered and other decisions are made.
Flights of test have begun in 1985 the First rocket firing have been appointed{nominated} on end of prestarting checks to April, 12th. Two attempts of start-up which have ended with a release in a cyclogram of preparation of start-up took place. The reasons of a release have been established{installed} - they are not connected with onboard systems. The release was given with "ground". Start-up have transferred{carried} for April, 13th. On April, 13th start-up - emergency: the control system of the charge of fuel has given up. The second start-up - in June of the same year. As a result of deviations{rejections} in work of steering engines of the second step there was an explosion in the end of an active site. Only in October the first satellite - "Космос-1697" has been started. In December, 1985, at the fourth flight of a rocket, it was not dumped{reset} head обтекатель. The subsequent start-up went well. Have been put into an orbit satellites from a series "Space" - 1714, 1767, 1786, 1820, 1871, 1873, 1833, 1844, 1943, 1980, 2082.
Flights of test of a rocket "Zenith" have been completed in 1987, in December. Chairman of the State commission was G.S.Titov. In 1988, in December, the complex of "Zenith" with "Целиной-2" has been accepted on arms.
By October, 1990 fourteen successful starts of a rocket 11К77 under the program of flights of tests of the complex, two starts in structure of a booster rocket of "Energia" as modules of the first step - only 8 modules have been lead. Total twenty two steps with engine RD-170 in flight without essential remarks. Reliability of system basically is confirmed.
But on October, 4th, 1990 at scheduled start from the cosmodrome Baikonur (a platform 45) booster rockets "Zenith" on the third second of flight has occured{happened} explosion of the engine of the first step. The rocket has fallen to a launcher and has blown up. The starting launcher has been seriously damaged{injured}.
The reason of unsuccessful fifteenth start was investigated{researched} by the authoritative interdepartmental commission, in some months of work come to conclusion, that refusal of the engine has occured{happened} owing to destruction of unit качания a gas path of the second chamber. The most probable reason of ignition was hit in an internal cavity of unit качания the initiator of ignition in the form of substance of an organic origin with the concentrated allocation of heat at combustion more than 30 килоджоулей. Hit could occur{happen} during works to the engine after огневых контрольно-technological tests at the stand. The complex of organizational and technical measures has been recommended and realized.
The sixteenth start-up on July, 27th, 1991 did not take place because of незапуска the engine of the first step, as a result some seconds prior to start the control system has stopped a set готовностей and has come back in an initial condition. Monthly analysis has led to the decision to return this copy of a rocket on a factory-manufacturer - in НПО "Southern".
The seventeenth start-up has been appointed{nominated} to August, 30th. Start-up took place. The first step has fulfilled programmed flight time. However at a stage of start of the engine of second step РД-0120 there was an explosion. Failure{accident} has led to losses of the satellite of military-technical purpose{assignment; destination}. Again monthly work of experts in the commission which has come to practically same conclusion about cleanliness of pathes of an oxidizer, but already other engine.
After this period of failures some experts and observers were inclined to estimate{appreciate} the possible{probable} reasons of failures{accidents} more deeply. There was an opinion, that engines 1988 of manufacturing have been doomed to failure{accident}. "Reorganization" storming at this time at rocket factories has led to instability of manufacture, outflow of qualified personnel in the spheres of manufacture more paid. Quality of rocket systems made in these times has demanded thorough acknowledgement{confirmation}. Prestige of this carrier{bearer} - outside of doubt.
The booster rocket "Zenith" was used for starts only space vehicles of radio engineering investigation basically into circular orbits in height of 850 km with an inclination in 71 angular degrees. It was in the long term planned to replace with "Zenith" carriers{bearers} " Unions ", at start of satellites with low orbits, and "Cyclone", at starts into higher orbits. Construction of a starting complex "Zenith" in Plesetsk, with the purpose of realization of a conclusion of space vehicles into subpolar orbits has begun. Variants of increase of power characteristics of this rocket were analyzed. By approximate estimations, the gain of weight of a payload makes 0,4 - 0,5 % for one percent{interest} of increase in draft of the engine of the first step. It means, that the increase in weight of a payload at one ton will entail increase in draft approximately on 20 % that will demand essential processing of the engine. Really possible{probable} gain of weight - about 350 kg - was due to increase in draft of the engine at 5 %. Simultaneously the high-speed pressure increases. The increase in refuelling of fuel tanks of the first step gives a gain of weight of a payload up to one ton, at перезаправке on 10 %. In the present{true} scheme{plan} of a rocket the weight of fuel of the first step makes 318т, the second - 80,8 m. Higher gain of weight of a payload is possible{probable} at transition to a hydrogen second step or, for delivery of greater{big} weights to a geostationary orbit, at application of a hydrogen third step. The aspiration of increase in weight thrown into an orbit due to moving a point of start more close to equator, on floating means or for other continents is natural.
The starting complex of a booster rocket "Zenith" possesses exclusive qualities on safety, достигаемыми due to creation of the automated process of preparation ракетоносителей and their start-up. Under in advance developed program, in an automatic mode installation of a rocket on a starting table, its{her} test, refuelling and carrying out of starting operations is made. The technological complex which is carrying out an automatic mode of preparation and rocket firing, has been tested with success under the program of creation of a rocket "Cyclone" 11К68. In a basis the same scheme{plan} is incorporated. The booster rocket which has been checked up in the монтажно-test case which is on small distance from starting installation, with пристыкованным the satellite and fixed on top стыковочном a frame head обтекателем is on the транспортно-adjusting unit is a starting position. Systems of maintenance of safety are collected and connected at the further transportation of space object, tanks and engines of a rocket. Systems are on vehicles of a rocket.
The automatic mode begins with opening a gate. Tractors tow{haul} a train with a rocket on the транспортно-adjusting unit. During movement corresponding{meeting} operations of preparation of onboard systems are made and preparation of systems of the starting starting device for reception of a rocket is simultaneously conducted.
Approximately the same as the rocket 11К68, has a joining of pneumo-hydraulic highways, electroconnections and mechanical цапфовых devices of a joint of the hoisting-and-transport unit and the starting starting device. Feature of the connecting valves connected with refuelling of oxygen, consists in their design which provides an opportunity of realization of secondary joining if in connection with not taken place start-up there is a necessity plum of components in starting ground system. Заправочно-drain valves in this case are blown, warmed up, joined and дистанционно are checked on correctness of joining and tightness.
Start-up of rockets can be carried out in three variants of technological process: continuous technology of transportation, installation, check and start-up, with break for the period of parking on a starting starting table in not filled and filled conditions. Rocket firing with parking on start in not filled condition is used at start of the space vehicles demanding about seven day for preparation a space vehicle to start. Rocket firing with parking in the filled condition is applied at starts of space vehicles by which preparation the finding of a booster rocket in the filled condition till 12 o'clock is required.
Mode after a command{team} " To make start-up " begins with self-checking a ground starting verifying complex and 7 minutes 51 last with. With 8-th minutes of 59-th with join a control system of a complex with submission and performance of consecutive commands{teams}: the sanction to joining "ground-board", the control of joining - 10 minutes 31с, inclusion of an onboard control system - to 12-th minutes, inclusion термостатирования a complex of gyroscopic command devices - to 12-th minutes 15с, inclusion of system of an aiming in a preliminary mode - to 15-th minutes, the first inclusion of system of telemeasurements - on 21 minutes and end with inclusion of system of telemeasurements and aimings-to 27 minutes of preparation of a rocket. Simultaneously to carrying out of these operations occurs{happens} захолаживание ground highways of an oxidizer and fuel.
Refuelling of a booster rocket begins with 27 minutes In 27 minutes and 10 with the flight task is entered into a memory of the onboard computer complex. The shipped cylinders of pressurization with 38-th up to 44-th minutes To 61-st minutes refuel cold helium joins system of telemeasurements. Refuelling of tanks passes in a mode of small charges to 64-th minutes To 66-th minutes and with the rocket is filled by 21-st.
Prestarting preparation begins with rough reduction an operating conditions трехосной гиростабилизированной platforms with measurement уходов гироблоков. The aiming after refuelling comes to the end to 77-th minutes With 79-th minutes tap{removal} of the транспортно-adjusting unit in prestarting storehouse begins. To 81-st minutes exact reduction гиростабилизаторов in an operating conditions is ready. Additional charging by an oxidizer of tanks of a rocket, the control of pressure over oxygen tanks comes to the end. The rests of components from refueling highways, вакуумируются highways and отстыковываются autojoints merge. To 88-th minutes the complex of the ground process equipment is ready to start-up. After the control of leaving{care} гироблоков, corners of an exhibition акселерометров, reductions of drives starting position transition to an onboard feed{meal} is carried out.
With 88 minutes and 15 with are started циклограмма commands{teams} at start-up and flight. There passes{there takes place} a command{team} "Start-up" for all systems: systems of independent remote control by the process equipment of a starting complex, independent management of pneumatichydraulic system of a rocket. Drainage valves of tanks of an oxidizer and fuel are closed, preliminary pressurization of a tank of fuel of the first step joins. Regulators of charges are established{installed} in initial for start of engines position. Preliminary pressurization of a tank of an oxidizer of the first step, then - in one second - pressurization of a tank of fuel of the second step and preliminary pressurization of a tank of an oxidizer of the second step joins.
To 89 minutes and 54 with come to an end exact reduction and transition to power{force} stabilization гироплатформы is carried out, the control of pressure over tanks of the first step before start of impellent installation comes to the end and the flight program begins. Start of impellent installation begins through 0,13 with. Through 3 with the output{exit} of impellent installation on a preliminary step of draft is supervised, throttles are translated in position of a mode of the main step of draft, flight pressurization of a tank of an oxidizer joins, impellent installation is translated on the main step of draft. Explosive bolts - means of deduction of a rocket for a launcher are undermined. Electrosockets between a rocket and a cable-mast undock. The engine types{collects} the order of 90 % of settlement draft. The rocket begins flight. Works contact of rise - "КП".
The automatic mode of reduction of a booster rocket keeps within readiness and realization of start-up during no more than 90 minutes Such rigid time mode enables uses of this rocket as "rocket-rescuer", for example, at realization of operations of the help in space. Fast automatic preparation and start-up open for this rocket a way to the organization of construction of multisatellite systems, duly completion orbital systems and, finally, enables to plan starts on time with sufficient accuracy.
Besides the complex enables realization of a "machine-gun" mode of start-up with the periodicity equal to time of reduction of a starting launcher in a starting position.

Original version of the text


Как перспектива дальнейшего повышения энергетических возможностей ракет-носителей разработки КБ "Южное", создаваемых на базе боевых ракет, по тому же принципу "утилизации" ракет, рассматривались варианты спаривания двух ракет Р-36М. Предусматривалась блочная связка из двух первых ступеней или связка первых и вторых ступеней. В этих вариантах грузоподъемность ракеты-носителя была примерно в два раза выше, чем у 11К68 и 11К69.
Необходимость повышения грузоподъемности входящих в строй новых ракет-носителей связывалась с неумолимой тенденцией роста масс космических аппаратов. Можно пояснить это примером. Международная организация спутниковой связи "Интелсат" запустила свой первый спутник "Эрли берд" на геостационарную орбиту в 1965 году. Маленький спутник массой 39 килограмм обеспечивал постоянную работу 240 телефонных линий между Европой и Северной Америкой более трех лет. Следующий спутник связи "Интелсат-1", запущенный в этом же году, имел 240 телефонных линий или один телевизионный канал. Расчетный ресурс - полтора года. Спутник весил 68 кг. В 1967 г. "Интелсат-2", выведенный на орбиту, весил 162 кг, имел те же данные по количеству каналов связи, но с ресурсом в три года. В 1968 г. "Интелсат-3" массой 293 кг обеспечивал 1500 телефонных линий, до 4 телевизионных каналов. Расчетный ресурс -5 лет. В 1971 г. "Интелсат-4" массой 1385 кг - 4000 телефонных линий, два канала цветного телевидения. "Интелсат-4А" в 1975 г. массой 1515 кг имел 6000 линий связи, два телевизионных канала, расчетный ресурс - 7 лет. В 1980 г. "Интелсат-5" массой 1870 кг имел 12 тысяч линий связи и два телеканала. За пятнадцать лет масса спутников этой серии возросла в двадцать пять раз. Обобщенный закон эволюции масс космических объектов, естественно, сложнее, но тенденция роста очевидна.
После первых оценок возможности создания более мощных ракет обострился вопрос об экологической чистоте разрабатываемых транспортных ракетных систем. Главное управление ракетными силами Министерства обороны, поддержанное Военно-промышленной комиссией Совмина, потребовало перейти на низкокипящие компоненты как экологически более чистые, имея в виду, что количество пусков ракеты-носителя этого класса будет гораздо большим, чем количество испытательных полетов боевых ракет на высококипящих компонентах.

Мнение главных конструкторов по поводу требования перехода на жидкий кислород и керосин не было единым. Были споры. Настояли А.А.Максимов и Б.А.Комиссаров, поддержал Л.В.Смирнов, КБ "Южное" приняло это решение к исполнению.
Мысль о замене морально стареющей ракеты Р-7 витала не только в верхних кругах ракетного направления, но и среди разработчиков космических систем. Представлялось, что вновь разработанный носитель должен приобрести и ряд новых качеств. По примеру боевых ракет и на опыте их разработки считалось целесообразным довести готовность к пуску до возможности применения этой ракеты в качестве спасателя на орбите. Надежность, автоматизация предпусковых проверок и пуска, точность вывода на орбиту и много других качеств вызревали в ногу со временем.
Разработали проект кислородной машины. Исходные положения этого проекта основывались теперь на использовании технологии, оборудования, экспериментальной базы и опыта, накопленного при производстве ракет боевого класса. Ракета строилась по блочному принципу. Сохранили трехметровым диаметр корпуса блоков ракеты. Два блока первой ступени образовали связку. Одни называли эту конструкцию "двустволкой", другие - "камбалой". Плоская ракета, сохраняла основные производственные линии Южмаша. Стартовая масса ракеты порядка 450 т. Выводимый на низкую орбиту груз около 12 т.
Кислородные двигатели РД-124, РД-125 первой и второй ступеней ракеты-носителя 11К77 были разработаны КБ ''Энергомаш" в соответствии с решением Научно-технического совета Министерства общего машиностроения от 13 сентября 1974 г.
Двигатель РД-124А состоял из трех однокамерных двигателей РД-124а. Однокамерный двигатель РД-125 для второй ступени унифицирован с двигателем РД-124. Двигатели РД-124 и 125 планировались для модульной ракеты типа РЛА-120 разработки ОКБ-1.
Двигатели РД-124 и РД-125 использовали в качестве горючего топливо РГ-1. Разрабатывались по схеме с дожиганием окислительного газа, с бустерными насосами на входе в узлы подвода компонентов к основным насосам. Уровень параметров, обеспечиваемых двигателями при работе в номинальном режиме, характеризовался давлением в камере сгорания 225 атмосфер, тягой на Земле 337 (3х112,5) т при удельном импульсе 302,4 с, суммарной тягой в пустоте 379,5 т при 340 с удельного импульса. Тяга двигателя РД-125 в пустоте 130,2 т при удельном импульсе 350 с.
Двигатели разрабатывались с условием обеспечения повышенной надежности, при этом они должны были позволить многократное использование первой ступени носителя. В обеспечение этого требования и в дополнение к программе доводки двигателей создавалась система диагностики состояния двигателя.
Обеспечение высокого значения удельного импульса тяги для данного топлива, при ограниченных габаритах и массе двигателя, возможно было лишь при высоком значении давления в камере сгорания и отсутствии потерь удельного импульса тяги, связанных с приводом турбонасосного агрегата. Поэтому для двигателя была выбрана схема с дожиганием продуктов окислительной газогенерации, отработанных на турбине, в камере сгорания.
В условиях многократного запуска наиболее приемлемым считалось химическое зажигание. Преимущества химической системы зажигания - в высокой надежности воспламенения основных компонентов топлива. В качестве пускового горючего был выбран триэтилбор.
Газогенератор двигателей стал унифицированным модулем. Геометрические размеры камеры сгорания двигателей выбирались с учетом опыта разработки КБ Энергомаша двигателей ракет Р-36, Р-36М, имеющих близкие параметры: давление, тягу, расходонапряженность, полноту удельного импульса.
Поменяв компоненты, ракета не получила широкой дороги в разработке. Требовалось придание нового качества комплексу - надежности. В начале 1975 г. закладывается новый двигатель в КБ Энергомаш. Во главе этой разработки стоял В.П.Глушко. Используя этот двигатель, тяга которого в то время была 680 т, почти равной суммарной тяге двигателей "камбалы", перешли на максимальный диаметр, допустимый для железной дороги, и начали разработку моноблочной конструкции. Проектанты назвали эту конструкцию "бревно".
Сколачивался коллектив разработчиков. Головное - КБ В.Ф.Уткина, двигатели первой ступени - разработки бюро В.П.Глушко, старт - разработки КБ В.Н.Соловьева. По системе управления головным планировался В.Г.Сергеев, (КБЭ), но занятая им позиция почти стороннего наблюдателя привела к тому, что разработать систему управления предложили Н.А.Пилюгину.
Ракета-носитель 11К77 - двухступенчатый носитель со стартовой массой 460-466 т На первой ступени двигатель РД-170, на второй - однокамерный двигатель РД-120 (на кислороде и углеводородном горючем) с тягой в пустоте 84 т. Ракета предназначалась для выведения автоматических космических аппаратов. Кроме того, предусматривалась возможность запуска пилотируемых кораблей.
В зависимости от решаемых задач ракета-носитель проектировалась в двухступенчатом и трехступенчатом вариантах. Позднее ракеты этих вариантов получили наименование "Зенит-2" и "Зенит-3", по американской индексации - СЛ-16 (SL-16).
Максимальная масса космического аппарата, выводимого ракетой "Зенит-2" на околоземную орбиту высотой 200 км с территории Казахстана, составляет 13,8 т. При пусках из районов, расположенных в приэкваториальной зоне, возможно выведение космических аппаратов массой до 15,7 т.
Масса космического аппарата, выводимого "Зенитом-3" на геостационарную орбиту с Байконура, составляет около 1 m; масса, выводимая в любую точку геостационарной орбиты из районов приэкваториальной зоны, составляет 2 т, на переходную к геостационарной орбите - 4,5 т и 3 т на отлетные траектории.
Ракета-носитель выполнена по классической тандемной схеме с поперечным делением ступеней. Длина ракеты в двухступенчатом варианте 57 м, в трехступенчатом -61,4 м. Диаметр 3,9 м. Кормовая часть - хвостовой отсек заниженного диаметра, это связано с тем, что силовой стояночный шпангоут находится выше торцовой плоскости ракеты и по этому диаметру происходит сопряжение (с обеспечением гарантированного зазора) со стартовым пусковым устройством. Размеры и габариты головного аэродинамического обтекателя образуют удовлетворительный объем для размещения полезного груза от 60 до 90 м3.
Управление в полете на участке работы двигателей первой ступени осуществляется путем поворота камер сгорания двигателя РД-170 в тангенциальной плоскости с помощью системы гидроприводов. На участке работы двигателей второй ступени управление осуществляется с помощью рулевых четырехкамерных двигателей с поворотными камерами сгорания. Суммарная тяга "рулевиков" 8 т.
Первая и вторая ступени стыкуются через межступенную стержневую раму.
Электрическая и пневмогидравлическая связь бортовых систем ракеты-носителя с наземными системами осуществляется через отрывные электрические и механические разъемы бортовой платы, состыкованной с ответной частью кабель-мачты стартового пускового устройства.
Окончательный вариант ракеты 11К77 был разработан в объеме эскизного проекта в декабре 1975 г. Постановление правительства о дальнейшей разработке этой ракеты было принято 16 марта 1976 г. Это постановление подразумевало разработку ракеты таким образом, чтобы первая ступень могла быть использована в качестве стартовых блоков рождавшейся в то же время суперракеты системы "Буран". Прямой записи в постановлении нет, но предварительные решения Военно-промышленной комиссии при Совете министров, Министерства общего машиностроения и совместные проработки с НПО "Энергия" - с В.П.Глушко и И.Н.Садовским - имели однозначную направленность.
Двигатель был единым - РД-170, отличались они только плоскостями качания камер сгорания. Размерность двигателя по тяге на уровне 740 т на Земле была принята исходя из необходимой для "Бурана", для 11К77 этот уровень тяги не оптимален, если учитывать реально имеющиеся районы падения первых ступеней.
Еще одна деталь в создании этой ракеты. Окончательный облик ее формировался под действием ряда обстоятельств и стремлений. Происходил выбор вариантов в период острой борьбы в создании альтернативных проектов боевых ракет МР-УР-100 и ракет УР-100Н КБ "Южное" и НПО Машиностроения (ОКБ-52). Складывалась тенденция дальнейшего повышения энергетических характеристик ракеты до создания возможности запуска на низкую орбиту полезного груза порядка 20 т, даже несколько больше, что выводило ракету на уровень энергетических возможностей ракеты-носителя УР-500, которая к тому времени показала достаточно надежную работу при пусках. Идея была заманчивой, так как носитель 11К77 - экологически более чистый, чем УР-500, но дальнейшая вариация на базе двигателей РД-170 приводила либо к удвоению двигателей первой ступени, либо к созданию стартовых ускорителей. Ракета на двух РД-170 требовала дальнейшего увеличения ее диаметра, который переваливал через максимально возможный при транспортировке ракет по железной дороге, или образования блочной спарки двух ступеней, вынуждавшей существенно увеличить газоходный канал стартового сооружения. В ОКБ - с самого начала разработки - считалось, что это было бы дорого.
Б.А.Комиссаров, а затем Л.В.Смирнов летом 1975 г. настойчиво рекомендовали проработать варианты увеличения грузоподъемности. Зарождался вариант ракеты под индексом "37", вернее, - предпосылка.
В результате проект предусматривал строительство на космодроме Байконур стартового комплекса ракеты 11К77 вблизи монтажно-испытательного корпуса, построенного для боевых ракет Р-36, с двумя стартовыми площадками под размерность ракеты с одним двигателем РД-170, но с размещением технологического оборудования стартового комплекса, позволяющего иметь двойную дозу заправки перспективных вариантов ракеты повышенной энергетики. Предусматривалось в этой связи строительство еще одной стартовой площадки в этом комплексе - под намечающуюся перспективу. Наши руководители были правы, как показали последующие события конца 80-х годов, когда настоятельно требовали повышения энергетических возможностей ракеты до характеристик УР-500. Известно, что в таких разворотах истории платят дважды. Проект ракеты "37" позднее появился, но платить было уже нечем...
Эскизный проект ракеты 11К77, с учетом использования модуля для "Бурана", был разработан в феврале 1977 г.
Новый калибр ракеты в размере диаметра баков и переходных отсеков - 3,9 м - был вынуждено выбран, исхода из ограничений транспортировки ступеней ракеты железнодорожным транспортом. Но новый диаметр, превышающий почти на метр диаметр боевых ракет, разработанных ранее и разрабатывающихся в то же время, повлек за собой реконструкцию некоторых цехов, а позднее - и строительство специального производственного корпуса для сварки и сборки баков, ступеней и ракеты в целом. Крупнейший в отрасли цех сборки ракет "Зенит" был введен в строй в декабре 1984 г.
Основными проблемами при изготовлении этой ракеты были, прежде всего, переход на жидкий кислород, что вынудило осуществить перестройку и реконструкцию испытательных стендов, лабораторий для отработки двигательной и ракетной автоматики и усиления требований чистоты. Опыт работы с жидким кислородом в основном сохранился, а чистота внутренних полостей кислородных баков и магистралей потребовала внедрения многих новшеств в технологию их изготовления.
Экспериментальная отработка узлов, агрегатов и ступеней велась по обширному плану достижения высокой надежности. Ритм отработки определялся волей, или неволей, реальным темпом создания двигателей первой ступени. Двигатели давались трудно. О двигателе РД-170 расскажем позднее. Создание ракеты затягивалось.
Космические аппараты "Целина-2", предназначенные для полетов на этой ракете, уже прошедшие полный объем наземной экспериментальной отработки, вынуждены были выходить на орбиту на других ракетах. В сентябре 1984 г. начались летные испытания "Целины-2" на ракете-носителе "Протон". Объект, выведенный на орбиту, был зарегистрирован под индексом "Космос-1603". Второй космический аппарат этого же типа, "Космос-1656", был запущен "Протоном" в 1985 г. "Целина-2" - самый крупный спутник из находящихся в эксплуатации советских спутников радиотехнической разведки. Автор - КБ-3 конструкторского бюро "Южное". Главным конструктором КБ-3 с декабря 1984 г. стал С.Н.Конюхов, до него - с 1977 года был Б.Е.Хмыров.
Были проведены стендовые испытания первой и второй ступеней. Первое стендовое испытание первой ступени стало аварийным. Испытание проводилось в декабре 1984 г. в Загорске, в НИИХиммаше, на стенде N2. При выходе двигателя на режим произошел пожар в хвостовом отсеке. Пламя охватило всю ступень. По какому-то своему закону этот громадный костер превратился в столб бушующего огня, охватившего ступень, с образованием слегка закрученных по винтовой линии потоков. Ступень горела, как большая свеча, только с огнем в основании. Прогоревшая обечайка бака горючего подлила "масла в огонь". В кислороде горит все - даже металл. Пожарные средства, стоявшие наготове, смогли несколько ослабить действие огня, но остановить стихию было невозможно.
В числе пожарных команд находились привлеченные расчеты из города, который расположен в нескольких километрах от стендов. Командир по завершении всех работ, проделанных пожарными бойцами, по порядку, который установлен для всех жителей, войдя в кабинет к начальнику института, потребовал ответа на вопрос, кто виноват в пожаре и в чем причина. Слова о том, что все здесь сидят, разбираются и хотят понять причину этого пожара - и тогда уж будет ясно, кто виноват, его не удовлетворили. Однако причина этого пожара так и осталась невыясненной. Ракетчики доказывали, что это очередная авария двигателя, двигателисты утверждали, что причиной является попадание органических частиц из баков в тракты двигателя. Обе стороны доказывали не голословно, а с материалами в руках.
В таких случаях придают главное значение выработке конструктивных мер, исключающих возникновение всех возможных причин в будущем. Так для ракетчиков обострился вопрос чистоты баков и внутренних полостей - были введены фильтры и приняты другие решения.
Летные испытания начались в 1985 г. Первый пуск ракеты был назначен по завершению предстартовых проверок на 12 апреля. Состоялись две попытки пуска, которые закончились отбоем в циклограмме подготовки пуска. Причины отбоя были установлены - они не связаны с бортовыми системами. Отбой давала "земля". Пуск перенесли на 13 апреля. 13 апреля пуск - аварийный: отказала система управления расходом топлива. Второй пуск - в июне этого же года. В результате отклонений в работе рулевых двигателей второй ступени произошел взрыв в конце активного участка. Только в октябре был запущен первый спутник - "Космос-1697". В декабре 1985 г., при четвертом полете ракеты, не сбросился головной обтекатель. Последующие пуски шли удовлетворительно. Были выведены на орбиту спутники из серии "Космос" - 1714, 1767, 1786, 1820, 1871, 1873, 1833, 1844, 1943, 1980, 2082.
Летные испытания ракеты "Зенит" были завершены в 1987 г., в декабре. Председателем Государственной комиссии был Г.С.Титов. В 1988 г., в декабре, комплекс "Зенита" с "Целиной-2" был принят на вооружение.
К октябрю 1990 г. были проведены четырнадцать успешных запусков ракеты 11К77 по программе летных испытаний комплекса, два запуска в составе ракеты-носителя "Энергия" в качестве модулей первой ступени - всего 8 модулей. Итого двадцать две ступени с двигателем РД-170 в полете без существенных замечаний. Надежность системы в принципе подтверждена.
Но 4 октября 1990 г. при плановом запуске с космодрома Байконур (площадка 45) ракеты-носителя "Зенит" на третьей секунде полета произошел взрыв двигателя первой ступени. Ракета упала на пусковую установку и взорвалась. Стартовая пусковая установка была серьезно повреждена.
Причину неудачного пятнадцатого запуска исследовала авторитетная межведомственная комиссия, через несколько месяцев работы пришедшая к заключению, что отказ двигателя произошел вследствие разрушения узла качания газового тракта второй камеры. Наиболее вероятной причиной возгорания явилось попадание во внутреннюю полость узла качания инициатора возгорания в виде вещества органического происхождения с концентрированным выделением тепла при сгорании более 30 килоджоулей. Попадание могло произойти в процессе работ с двигателем после огневых контрольно-технологических испытаний на стенде. Был рекомендован и реализован комплекс организационных и технических мер.
Шестнадцатый пуск 27 июля 1991 г. не состоялся из-за незапуска двигателя первой ступени, в результате за несколько секунд до старта система управления прекратила набор готовностей и возвратилась в исходное состояние. Месячный разбор привел к решению вернуть этот экземпляр ракеты на завод-изготовитель - в НПО "Южное".
Семнадцатый пуск был назначен на 30 августа. Пуск состоялся. Первая ступень отработала свое запрограммированное полетное время. Однако на этапе запуска двигателя второй ступени РД-0120 произошел взрыв. Авария привела к потерям спутника военно-технического назначения. Вновь месячная работа специалистов в комиссии, которая пришла к практически тому же выводу о чистоте трактов окислителя, но уже другого двигателя.
После этой полосы неудач некоторые специалисты и обозреватели были склонны более глубоко оценить возможные причины аварий. Сложилось мнение, что двигатели 1988 г. изготовления были обречены на аварию. Бушующая в это время "перестройка" на ракетных заводах привела к нестабильности производства, утечке квалифицированных кадров в сферы производства, более оплачиваемые. Качество изготавливаемых в эти времена ракетных систем потребовало основательного подтверждения. Престиж этого носителя - вне сомнения.
Ракета-носитель "Зенит" использовалась для запусков только космических аппаратов радиотехнической разведки в основном на круговые орбиты высотой 850 км с наклонением в 71 угловых градусов. В перспективе намечалось заменить "Зенитом" носители "Союз", при запуске спутников на низкие орбиты, и "Циклон", при запусках на более высокие орбиты. Началось строительство стартового комплекса "Зенит" в Плесецке, с целью осуществления вывода космических аппаратов на приполярные орбиты. Анализировались варианты повышения энергетических характеристик этой ракеты. По прикидочным оценкам, прирост массы полезного груза составляет 0,4 - 0,5 % на один процент увеличения тяги двигателя первой ступени. Это значит, что увеличение массы полезного груза на одну тонну повлечет увеличение тяги примерно на 20 %, что потребует существенной переработки двигателя. Реально возможный прирост массы - около 350 кг - был за счет увеличения тяги двигателя на 5 %. Одновременно увеличивается скоростной напор. Увеличение заправки топливных баков первой ступени дает прирост массы полезного груза до одной тонны, при перезаправке на 10 %. В настоящей схеме ракеты масса топлива первой ступени составляет 318т, второй - 80,8 m. Более высокий прирост массы полезного груза возможен при переходе на водородную вторую ступень или, для доставки больших масс на геостационарную орбиту, при применении водородной третьей ступени. Естественно стремление увеличения забрасываемой на орбиту массы за счет перемещения точки старта ближе к экватору, на плавучие средства или на другие континенты.
Стартовый комплекс ракеты-носителя "Зенит" обладает исключительными качествами по безопасности, достигаемыми за счет создания автоматизированного процесса подготовки ракетоносителей и их пуска. По заранее разработанной программе, в автоматическом режиме производится установка ракеты на пусковой стол, ее испытание, заправка и проведение пусковых операций. Технологический комплекс, осуществляющий автоматический режим подготовки и пуска ракеты, был опробован с успехом по программе создания ракеты "Циклон" 11К68. В основе заложена такая же схема. Ракета-носитель, проверенная в монтажно-испытательном корпусе, который находится на небольшом расстоянии от стартовой установки, с пристыкованным спутником и закрепленным на верхнем стыковочном шпангоуте головным обтекателем находится на транспортно-установочном агрегате - это исходное положение. Собраны и связаны системы обеспечения сохранности при дальнейшей транспортировке космического объекта, баков и двигателей ракеты. Системы находятся на транспортных средствах ракеты.
Автоматический режим начинается с открытия ворот. Тягачи буксируют поезд с ракетой на транспортно-установочном агрегате. Во время движения производятся соответствующие операции подготовки бортовых систем и одновременно ведется подготовка систем стартового пускового устройства к приему ракеты.
Примерно так же, как у ракеты 11К68, происходит стыковка пневмо-гидравлических магистралей, электросоединений и механических цапфовых устройств сочленения подъемно-транспортного агрегата и пускового стартового устройства. Особенность соединительных клапанов, связанных с заправкой кислорода, заключается в их конструктивном исполнении, которое обеспечивает возможность осуществления вторичной стыковки, если в связи с несостоявшимся пуском появляется необходимость слива компонентов в стартовую наземную систему. Заправочно-сливные клапаны в этом случае обдуваются, подогреваются, стыкуются и дистанционно проверяются на правильность стыковки и герметичность.
Пуск ракет может быть осуществлен в трех вариантах технологического процесса: непрерывная технология транспортировки, установки, проверки и пуска, с разрывом на время стоянки на стартовом пусковом столе в незаправленном и заправленном состояниях. Пуск ракеты со стоянкой на старте в незаправленном состоянии используется при запуске космических аппаратов, требующих до семи суток для подготовки космического аппарата к запуску. Пуск ракеты со стоянкой в заправленном состоянии применяется при запусках космических аппаратов, при подготовке которых требуется нахождение ракеты-носителя в заправленном состоянии до 12 часов.
Режим после команды "Произвести пуск" начинается с самопроверки наземного пускового проверочного комплекса и длится 7 мин. 51 с. С 8-й мин. 59-й с включается система управления комплексом с подачей и выполнением последовательных команд: разрешение на стыковку "земля-борт", контроль стыковки - 10 мин. 31с, включение бортовой системы управления - к 12-й мин., включение термостатирования комплекса гироскопических командных приборов - к 12-й мин. 15с, включение системы прицеливания в предварительном режиме - к 15-й мин., первое включение системы телеизмерений - на 21 мин. и завершение с включением системы телеизмерений и прицеливания -к 27 мин. подготовки ракеты. Одновременно с проведением этих операций происходит захолаживание наземных магистралей окислителя и горючего.
Заправка ракеты-носителя начинается с 27 мин. В 27 мин. и 10 с вводится полетное задание в запоминающее устройство бортового вычислительного комплекса. Заправляются холодным гелием погруженные баллоны наддува с 38-й до 44-й мин. К 61-й мин. включается система телеизмерений. Заправка баков переходит в режим малых расходов к 64-й мин. К 66-й мин. и 21-й с ракета заправлена.
Предпусковая подготовка начинается с грубого приведения в рабочий режим трехосной гиростабилизированной платформы с измерением уходов гироблоков. Прицеливание после заправки завершается к 77-й мин. С 79-й мин. начинается отвод транспортно-установочного агрегата в предстартовое хранилище. К 81-й мин. готово точное приведение гиростабилизаторов в рабочий режим. Завершается подпитка окислителем баков ракеты, контроль давления в кислородных баках. Сливаются остатки компонентов из заправочных магистралей, вакуумируются магистрали и отстыковываются автостыки. К 88-й мин. комплекс наземного технологического оборудования готов к пуску. После контроля ухода гироблоков, углов выставки акселерометров, приведения приводов в стартовое положение осуществляется переход на бортовое питание.
С 88 мин. и 15 с запускается циклограмма команд при пуске и полете. Проходит команда "Пуск" для всех систем: системы автономного дистанционного управления технологическим оборудованием стартового комплекса, автономного управления пневмогидравлической системой ракеты. Закрываются дренажные клапаны баков окислителя и горючего, включается предварительный наддув бака горючего первой ступени. Регуляторы расходов устанавливаются в исходное для запуска двигателей положение. Включается предварительный наддув бака окислителя первой ступени, затем - через одну секунду - наддув бака горючего второй ступени и предварительный наддув бака окислителя второй ступени.
К 89 мин. и 54 с заканчивается точное приведение и осуществляется переход на силовую стабилизацию гироплатформы, завершается контроль давления в баках первой ступени перед запуском двигательной установки и начинается полетная программа. Запуск двигательной установки начинается через 0,13 с. Через 3 с контролируется выход двигательной установки на предварительную ступень тяги, дроссели переводятся в положение режима главной ступени тяги, включается полетный наддув бака окислителя, двигательная установка переводится на главную ступень тяги. Подрываются разрывные болты - средства удержания ракеты на пусковой установке. Расстыковываются электроразъемы между ракетой и кабель-мачтой. Двигатель набирает порядка 90 % расчетной тяги. Ракета начинает полет. Срабатывает контакт подъема - "КП".
Автоматический режим приведения ракеты-носителя в готовность и осуществление пуска укладывается во время не более 90 мин. Такой жесткий временной режим дает возможность использования этой ракеты в качестве "ракеты-спасателя", например, при осуществлении операций помощи в космосе. Быстрая автоматическая подготовка и пуск открывают для этой ракеты путь к организации построения многоспутниковых систем, своевременного восполнения орбитальные систем и, в конечном счете, дает возможность планировать запуски по времени с достаточной точностью.
Кроме того, комплекс дает возможность осуществления "пулеметного" режима пусков с периодичностью, равной времени приведения стартовой пусковой установки в исходное положение.