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.