Сказано: "...поехали!"

     В середине октября 1985 г., в субботу О.Д.Бакланов, тогда министр общего машиностроения, пригласил меня к себе в кабинет и предложил ускорить начало полетных испытаний, взяв за основу наше направление по подготовке к пуску ракеты 6СЛ. В этом разговоре участвовал О.Н.Шишкин. О.Д.Бакланов был назначен министром головного ракетного министерства в 1983 г. С.А.Афанасьев решением Политбюро был переведен министром тяжелого и транспортного машиностроения. История перемещения С.А.Афанасьева поучительна. Афанасьев строг, требователен, практически на его плечах за почти двадцатилетний период выросла ракетная отрасль страны. В становлении ракеты-носителя "Энергия" и орбитального корабля "Буран" он сыграл, в нашем представлении, роль мощного бульдозера, разравнивая и сгребая в прочное звено разработчиков, промышленность, заказчиков и строителей. Да, это была промышленная империя в индустрии страны, которая смогла поднять такую мощную разработку. С.А.Афанасьев, сам дисциплинированный руководитель, для нас был примером ответственности, работоспособности. Чем-то он походил на Д.Ф.Устинова, но был самостоятелен. Отношения с Устиновым у него складывались не гладкие, но Афанасьев никогда этого не показывал.
     В сложный период рождения двигателя РД-170 он внимательно и твердо вел организацию разработки двигателя в Химках. Здесь-то, на этой почве проявилось у него негативное отношение к В.П.Глушко. Афанасьев требовал от Глушко результатов и определенных решений. Глушко выходил из себя, когда министр давал оценку делам Генерального конструктора. После одного из заседаний в Кремле Военно-промышленной комиссии и очередного резкого выступления С.А.Афанасьева в адрес В.П.Глушко тот, возбужденный, уже в гардеробной, внизу продолжая свою дуэль с министром, сказал мне: "Это так ему не пройдет..." Глушко поддерживал Д.Ф.Устинов, кстати в разговорах по телефону он часто называл Устинова просто Димой...
     Состоялось заседание Политбюро, на котором обсуждался вопрос состояния с тяжелой промышленностью и транспортным машиностроением в стране. Требовались крутые меры по подъему темпа роста этой гигантской отрасли. Д.Ф.Устинов предложил Политбюро: "Для организации работ должного уровня в этой отрасли, учитывая важное государственное ее значение, готов отдать своего лучшего министра..." А мы потеряли своего руководителя. Хотя мы его и звали за глаза "молотобойцем", но наши дела не из разряда легких и, пожалуй, ближе к тяжелым, чем в тяжелой промышленности.
     Звонит В.П.Глушко: "Наконец наши дела пойдут как надо - министром назначен О.Д.Бакланов. Это наш человек..." О.Д.Бакланов действительно наш. От монтажника до генерального директора завода имени Шевченко. В Харькове начинался его производственный путь в ракетной технике. На этом заводе изготавливалась система управления ракеты Р-16, главный конструктор которой погиб в трагической аварии 1960 г. Это был Борис Михайлович Коноплев. В это время О.Д.Бакланов работал начальником цеха завода. Харьковский производственно - конструкторский центр стал одним из ведущих в отрасли по разработке и производству систем управления ракет стратегического назначения. В 1976 г. Бакланов был назначен заместителем министра общего машиностроения. В его руки попала вся структура разработчиков и изготовителей систем управления ракет и космических аппаратов отрасли. Затем он - первый заместитель министра. В 1983 г. - министр. Его становление проходило внутри ракетной промышленности. Одновременно О.Д.Бакланов был назначен председателем Межведомственного координационного совета и председателем Государственной комиссии по летно-конструкторским испытаниям ракеты-носителя "Энергии" и "Бурана". После первого запуска "Бурана", в феврале 1988 г., он будет избран секретарем ЦК по оборонной промышленности, а в 1990 г. его назначат заместителем председателя Совета обороны при Президенте СССР. Поддержка нашего предложения стала неожиданностью. Ясно, что складывались обстоятельства высокого уровня, которые толкнули на решительный шаг в программе "Энергия" - "Буран". Обстановка вокруг нашей программы к этому времени менялась с тенденцией к уменьшению финансирования работ. Мы связывали это с тем, что не стало основного человека, поддерживающего эту программу, - министра обороны Д.Ф.Устинова. Дмитрий Федорович умер в 1984 г. В руководстве страны стал новый партийный лидер М.С.Горбачев - не проявилась внешне поддержка концепции обороны страны, выработанная ранее. С другой стороны, шла широкая отработка систем ракеты и орбитального корабля, правда, темпы снижались. Но, главное, - вышли на режим уверенности в работоспособности двигателей РД-170 и РД-0120. Действительно созрела обстановка для кардинального шага. Все совпадало с нашими стремлениями.
     К этому времени, в апреле 1985 г., был произведен первый запуск ракеты "Зенит". Отработал в полете положенное время РД-170. В ноябре этого же года будут проведены стендовые испытания модульной части блока А. В то время О.Д.Бакланов, работая в тесном контакте с В.П.Глушко, большую часть своего времени уделял организации решения проблем доведения двигателя РД-170, помогал, мобилизовывал, подталкивал. Дело у двигателистов пошло лучше.
     Было у меня одно сомнение, что этот решительный шаг, связанный с пуском в полет стендовой машины, не будет поддержан Генеральным конструктором. Однако Бакланов и Шишкин заверили, что "генерального они берут на себя". На самом деле, через короткое время Глушко оказался на стороне нашего варианта. О.Н.Шишкин часто говорил, что Валентин Петрович очень дисциплинированный генеральный... Но неожиданно воспротивился В.П.Бармин, обосновывая это тем, что довести стенд-старт в короткие сроки до реального пуска ракеты через год - невозможно. Убедили. Однако основные возражения и тормоза нас ожидали впереди.
     Под руководством О. Д.Бакланова все выехали на полигон. Многие рассчитывали, что этот "массовый" выезд будет разовым, как всегда, но он растянулся на полтора года - до первого пуска, а потом еще и до второго. Теперь выезжали домой на короткое время с полигона, а не на полигон из дома. Полигон, производственный корпус бывшего Н-1 стал постоянным рабочим местом для всех. Был задан высокий темп работы. Без этого баклановского импульса в его деловой и конкретной форме мы с пуском "Энергии" не успели бы до "настоящей перестройки". Ракетная система "Энергия"-"Буран" родилась благодаря ему...
     Работы в монтажном корпусе ракеты-носителя в Байконуре по сборке центрального блока 6СЛ начались в январе 1986 г. По предусмотренной технологии прибывшие из Куйбышева хвостовой отсек, межбаковый отсек, двигатели РД-0120 были установлены в стенды сборки отсеков и входного контроля двигателей, начался монтаж сборок и деталей. Наиболее трудоемкими операциями были монтаж, эталонирование и изготовление трубопроводов основных пневмогидравлических систем. Цикл сборки блока Ц ракеты определялся, по существу, сборкой хвостового отсека. Поэтому динамика выполнения работ в конечном счете определялась монтажом и сваркой стыков трубопроводов в хвостовом отсеке. График роста количества сваренных стыков наглядно иллюстрировал ход работ.
     Отметим несколько периодов в этом процессе. С января по апрель происходила работа освоения рабочих мест изготовления трубопроводов, сборок и других элементов, поэтому интенсивность роста количества стыков отставала от расчетной. В период с мая по июнь велась сборка по организованному ритму, устанавливались межзаводские связи. Практически все заместители министра общего машиностроения, начальники главков работали организаторами технологии сборки на конкретных рабочих местах начальников участков и цехов. Третий период - с июля до начала стыковки полублоков, баков и каркасных отсеков в конце октября 1986 г. Процесс сборки по времени затруднялся в связи с тем, что сборка, процесс и порядок контроля соответствовал требованиям штатной технологии летной ракеты. Это было достижение и трудность. Дальнейшие работы уже с другими летными ракетами 1Л, 2Л и далее велись по проторенной дорожке.
     В министерстве был образован 11-й Главк, задачи которого практически сводились к обеспечению работ по "Энергии" и "Бурану". Начальником этого управления стал П.Н.Потехин. Павел Никитович обосновался на полигоне и его практическая деятельность концентрировалась на организации работ на этом "степном" заводе. Кропотливый, конкретный, требовательный, он сумел закрутить всю организацию на нужный лад. В то время на производственных площадях бывшего Н-1 трудились над "Энергией" более четырех тысяч рабочих, инженеров и других работников, в том числе аппарат главка и руководство министерства.
     Монтажный корпус на глазах преображался. Всех заставили одеться в халаты и спецодежду. Непрерывно шла уборка рабочих мест. Чистота вводилась как закон. Считали пылинки. При превышении норм по количеству пылинок прекращались работы с открытыми полостями гидравлических трактов систем ракеты. Чистота подтягивала культуру, повышала качество. Вытяжная вентиляция корпуса была модифицирована, заменены фильтры. В казахстанской пустыне рождался завод с музейными условиями. Однако при изготовлении ракеты 6СЛ в метрополии проявилось опасное отношение к качеству и надежности изготавливаемых узлов и агрегатов.
     Допускались к отправке на технический комплекс в Байконуре материальная часть с большим количеством отступлений от конструкторской документации. Например, по чистоте внутренних полостей баков, качеству теплоизоляции, установке агрегатов пневмогидравлической системы до окончания конструкторских доводочных испытаний, незавершенности экспериментальной отработки. Изготовление штатной матчасти опережало изготовление узлов и элементов конструкции для прочностной отработки. Задерживалась реализация конструкторских решений, несвоевременно выпускалась и внедрялась конструкторская документация, ссылаясь на несогласие завода с конструкторским решением. В извещениях и карточках разрешения в качестве основной причины неудовлетворительного состояния указывались неподготовленность производства и так называемые "сжатые сроки".
     Мною было запрещено без согласования лично с главным конструктором подписывать любые такого рода документы, затрагивающие качество, надежность, отработанность, комплектность. Представительство заказчика привлекалось к установлению контроля за выполнением этого требования.
     Как показал предварительный анализ состояния комплексов стенда-старта и старта, проведенный в августе 1985 г., стенд-старт был практически полностью готов к огневым работам с ракетой-носителем, кроме системы заправки керосином РГ-1 и некоторых других, предназначенных для работы с блоками А, уже смонтированных, но не прошедших комплексные испытания. На стенде имелся подготовленный боевой расчет, способный выполнить практически все работы по подготовке и пуску ракеты.
     Старт находился в состоянии, близком к готовности к примерочным работам с ракетой. Как показал опыт создания стенда-старта, от готовности комплекса к примерке до готовности к заправочным работам с макетно-технологической ракетой прошло порядка полутора лет - с сентября 1983 по апрель 1985 г.
     Предполагалось, что старт к началу заправочных работ с макетно-технологической ракетой 4М-КС мог быть готов не ранее конца 1986 - первого квартала 1987 г. Однако и стенд-старт не мог обеспечить пуск ракеты 6СЛ без дооборудования, но объем работ по дооборудованию стенда был существенно меньше объема незавершенных работ по созданию старта. По предварительным разработкам КБОМ, доработка стенда могла быть реализована только в четвертом квартале 1987 г. Основной объем доработок заключался в доработках стендового пускового устройства, заправочно-дренажной мачты под ракету N6СЛ, установке устройства подвода коммуникаций 17У51 и доработке башни обслуживания под макет полезного груза - "Скиф ДМ" -"Полюс".
     В целях сокращения объема и сроков дооборудования стенд-старта мы считали целесообразным пуск ракеты 6СЛ осуществлять не со "Скифом ДМ", а с грузовым макетом, не превышающим габариты орбитального корабля. В этом случае исключалась необходимость доработки и оснащения стенда оборудованием для "Скифа ДМ".
     В программе пуска мы исключили возможность пуска ракеты с одним выключенным блоком А, в связи с чем отпадала необходимость усиления стендового пускового устройства для обеспечения сохранности при газодинамическом воздействии двигателей при нештатном пуске. В этой связи в случае отказа двигателя и в целом одного из блоков А в процессе автоматического режима набора готовности ракеты, пуск бы не состоялся. Необходимо было максимально использовать оборудование, подготовленное для старта, для того чтобы дооборудовать стенд.
     Прорабатывали возможность доработки площадки N2 и заправочно-дренажной мачты в части обеспечения подвода коммуникаций к блокам А и их отстыковки с применением упрощенных тросовых механизмов отвода, что позволяло исключить изготовление и монтаж площадки N4 и сократить объем и сроки доработок заправочно-дренажной башни.
     Главным направлением в сокращении времени на доработку стенда было применение "песочного" варианта полезного груза. В этом случае предполагалось завершение работ с ракетой 4М на стенде, проведение огневых стендовых испытаний ракеты 5С, проведение огневых технологических испытаний ракеты 6С и дооборудование стенда и обеспечение возможности пуска ракеты 6СЛ в ноябре 1986 г.
     В дооснащении дополнительными системами и доработках участвовали КБОМ, завод "Большевик", КБ "Арматура", Центральное КБ транспортного машиностроения, Харьковский завод транспортного оборудования, производственное объединение "Лен-подъем-Трансмаш", научно - производственное объединение "Криогенмаш", ВНИИХолодМаш, НПО "ГелийМаш", ЖЗМК, Завод имени Бабушкина, ЛНПО "Красная Заря", ЛНПО "Буревестник", харьковский "Каскад", заводы Минчермета и Минавиапрома, военные строители в/ч 12253 и личный состав испытательных подразделений Байконура. Доработку площадки N2 по инициативе Юрия Ивановича Лыгина взяло на себя НПО "Энергия". Основная организационная тяжесть легла на плечи НИИХимМаша, который вынес свои огневые позиции из Загорска на Байконур. Универсальный комплекс "стенд-старт" был в ведении (со стороны промышленности) этой организации. Руководили работами на стенде Ю.А.Карнеев и неутомимый А.А.Макаров.
     Универсальный комплекс стенд-старт создавался в два этапа. На первом этапе стенд должен был обеспечивать наземную отработку "холодными" испытаниями и огневыми стендовыми пусками, проведение огневых технологических испытаний блока Ц и модульной части блока А в составе технологического пакета проведение "холодных" и огневых стендовых испытаний ракеты в целом. На втором этапе универсальный комплекс стенд-старт должен обеспечивать подготовку и проведение пусков ракеты-носителя "Энергия" и перспективных ракет на ее базе с суммарной тягой двигателей до 4500 т.
     Стенд по проекту должен обеспечивать защиту сооружений и оборудования при аварии в ходе огневых испытаний в 150-метровой зоне от стендового сооружения. Сооружения и оборудование, располагаемые на открытых площадках далее этой зоны, должны быть рассчитаны на давление во фронте воздушной ударной волны от 1,82 атм. на расстоянии 200 м и до 0,32 атм. - на удалении от стенда в 500 м. При этом, сохраняется работоспособность во время и после воздействия указанных нагрузок.
     При разработке генерального плана учтена технологическая связь сооружений и обеспечение сохранности конструкций сооружений в случае взрыва ракеты на стартовом устройстве. Сила взрыва может быть эквивалентна взрыву 450 т тротила. Сооружения, расположенные в радиусе до 150 м, молниеотводы, заправочно-дренажная башня, криогенная эстакада на взрывную нагрузку не рассчитаны и могли разрушиться. Несущие конструкции основного сооружения рассчитаны на восприятие давления от взрыва ракеты до 45 атм. во фронте ударной волны, а также на нагрузки от воздействия газовых потоков двигателей и на восприятие статических и динамических нагрузок от агрегатов наземного оборудования. Для большинства остальных защитных сооружений применены арочные конструкции с пролетом 12,8 м и защитой до 2 атм.
     Взрывозащищенность стартового комплекса аналогична стенду. При этом, к основным защищенным сооружениям относится бункер для спасения экипажа. При взрыве ракеты-носителя на старте могут разрушиться агрегат экстренной эвакуации экипажа, башня обслуживания в дополнение к перечню аналогичных объектов стенда.
     При работах на старте и стенде наиболее опасны ситуации, связанные с падением ракеты на стартовое сооружение при аварии на начальном участке ее подъема, разрушением водородного бака ракеты при полностью заправленном носителе, аварией на хранилище водорода. Мощность взрыва для каждого из случаев соответственно равна 450, 220 и 16 т тринитротолуола.
     Запасы азота низкого и высокого давлений, а также фреона для средств парирования нештатных ситуаций одинаковы для стенда и стартов и составляют соответственно: азота низкого давления для средств пожаро- и взрывопредупреждения 1100 т, всего в системе хранилищ азота имеется 3100 т, азота высокого давления для аварийной продувки хвостового отсека ракеты 12 тонн, фреона для аварийной продувки отсеков ракеты 10т.
     Суммарная наработка двигателя РД-0120 к началу стендовых испытаний 5С составила 48465 с, т.е. более чем в 3 раза превышала наработку двигателя SSME к началу испытаний стендовых ступеней "Спейс Шаттла".
     Межведомственная экспертная комиссия по надежности и безопасности, проанализировав материалы, выдала заключение, что наземная экспериментальная отработка не окончена: не проведены испытания по отработке теплоизоляции и теплозащиты, газодинамики старта, продольной устойчивости, разделения блоков, прочности.
     До пуска ракеты-носителя N6СЛ необходимо было завершить эти работы, окончить доводочные испытания двигателя РД-0120, завершить отработку узлов разделения блоков, отработать систему управления ракеты-носителя с модернизированной бортовой вычислительной машиной М6М, турбогенераторную систему электроснабжения, кислородную арматуру; провести на монтажно-заправочном и стартовом комплексах работы с ракетой 4МКС, огневые испытания пакета 6СЛ с макетом корабля МЛ-1 на стенде, выполнить комплекс работ по подтверждению прочности ракеты-носителя и выводимого объекта "Скиф-ДМ". Далее комиссия отмечала, что введение дополнительного опережающего пуска ракеты 6СЛ, который следует рассматривать как экспериментально-отработочный, является рациональным, так как позволяет более обстоятельно, чем на стенде проверить функционирование и взаимодействие всех блоков, систем и агрегатов ракеты-носителя в реальных условиях полета и тем самым получить дополнительные ценные экспериментальные данные для повышения надежности ракеты с орбитальным кораблем N1Л.
     Комиссия также рекомендовала рассмотреть целесообразность пуска ракеты 6СЛ по баллистической траектории или проработать мероприятия, исключающие при пуске N6СЛ возможность падения аварийной ракеты на важные населенные пункты страны и на территории иностранных государств, в том числе за счет выбора трассы с наклонением 65° и разового выделения районов падения для блоков А и головного обтекателя.
     Летные испытания ракеты 6СЛ были ориентированы на полет по трассе с азимутом пуска 63,5 градуса, обеспечивающей наклонение орбиты выведения 50,7 градуса. Использование трассы с этим наклонением было начато в 1964 г. при проведении пусков ракет-носителей 8К78 с лунными аппаратами Е-6, а затем носителей 11А511 с космическими кораблями "Союз" и "Прогресс". Начиная с 1967 г., эта трасса использовалась для пусков ракеты-носителя "Протон" с аппаратами для исследования Луны и Венеры, связных и навигационных систем. По этой трассе было проведено 4 экспериментальных пуска ракеты-носителя Н-1. Широкое использование трассы было обусловлено возможностью выведения максимального полезного груза для этой точки старта. К тому времени по этой трассе было проведено 110 пусков ракеты типа 11А511, из них 3 аварийных, и 145 пусков ракеты-носителя "Протон", из них 16 аварийных.
     В результате анализа надежности пуска ракеты-носителя N6СЛ установлено, что при общей надежности ракеты 0,9 вероятности падения аварийной конструкции вдоль трассы составляют: в районе старта - 0,01, в районе падения блоков А - 0,003, в районе падения, отведенном для головного обтекателя, - 0,038, в акваторию Тихого океана - 0,016. Вероятность падения аварийной ракеты на остальные участки трассы составляет 0,033 и распределена по всем этим участкам равномерно. При этом, вероятность падения аварийной ракеты на территорию соседних государств (Монголии, Китая и Японии), над которыми частично проходит трасса, составляет 0,001444, 0,00086 и 0,00011 соответственно.

     В соответствии с рекомендацией Межведомственной экспертной комиссии рассмотрены другие варианты, не проходящие над территорией иностранных государств. Все рассмотренные варианты свелись к двум: первый - прямое выведение на орбиту с наклонением больше 55°, второй вариант - применение бокового маневра на участке выведения. Все разновидности второго варианта оказались неприемлемыми из-за большого объема доработки и отработки бортового математического обеспечения системы управления ракеты-носителя "Энергия".
     Из всех возможных вариантов трасс, не проходящих над территориями иностранных государств, оказалась приемлемой трасса с наклонением 65°. Использование такой трассы было возможно, но приводило к снижению массы выводимого полезного груза на 5 т и требовало ряда дополнительных мер. Необходимо было установить ограничения по времени пусков. Дело в том, что в районе падения блоков А и головного обтекателя располагается место гнездовья розовых фламинго, поэтому с середины мая по август пуски проводить было нельзя. Использование трассы с этим наклонением требовал также пересчета всех программ траекторий, полетного задания и математической ориентации измерительных средств. Учитывая, что вероятность падения на территорию соседних государств была чрезвычайно мала, было принято решение проводить пуск 6СЛ по трассе с наклонением 50,7°.
     Оценка надежности ракеты 6СЛ велась по методике, разработанной промышленными и военными институтами расчетно-экспериментальным путем с использованием информации о надежности сборок, агрегатов и систем, входящих в ракету. Методика предусматривала оценку нижней доверительной границы вероятности безотказной работы ракеты с использованием принципа "слабого звена". Анализ совокупности данных показал, что наименьшее значение нижней границы вероятности безотказной работы (0,949) имеет связка агрегатов РД-0120, которая, таким образом, и была слабым звеном с точки зрения надежности. Точечная оценка вероятности безотказной работы ракеты 6СЛ составляла 0,9722, нижняя доверительная граница составляла 0,906 при доверительной вероятности 0,9, что удовлетворяло этапному уровню надежности 0,9 (при доверительной вероятности 0,9), установленному решением Совета главных конструкторов в сентябре 1986 г.

     В плане повышения надежности предполагалось проведение огневых стендовых испытаний блока Ц. Однако проведение такого рода испытаний оказывает влияние на его надежность двояко: существуют факторы, повышающие надежность, и факторы, снижающие ее. Повышение надежности после проведения огневых испытаний ступени будет иметь место в случае выявления дефектов и их устранения. Приняв в качестве исходного значение надежности ракеты 6СЛ после проведения огневых испытаний как точечную оценку вероятности ее безотказной работы в полете, приращение надежности от проведения огневых испытаний составила бы 0,01.
     К факторам, снижающим надежность после огневых испытаний, относятся: расходование запаса по ресурсу бортовых систем, внесение возможных дополнительных дефектов и повреждений в период после огневой проверки. Для связки из четырех двигателей РД-0120, как "слабого" звена, понижение надежности составило бы 0,008.
     Таким образом, оценка изменения надежности ракеты 6СЛ от проведения огневых испытаний составила бы 0,002 в пользу этих испытаний. Эта разница имеет порядок, сравнимый с точностью используемых исходных данных, поэтому приращение надежности практически сводится на нет снижением надежности двигателей.
     С целью систематического контроля достигнутой надежности ракеты-носителя "Энергия" в ходе летных испытаний устанавливались следующие этапные уровни: 6СЛ со "Скифом-ДМ" - 0,9, 1Л с орбитальным кораблем в непилотируемом варианте - 0,95, на начало пилотируемых полетов - 0,97 и к эксплуатационным работам - до 0,99. Это решение было утверждено Советом главных конструкторов.
     Огневыми стендовыми испытаниями блока Ц ракеты 6СЛ предусматривалось выполнение ряда задач экспериментальной отработки ступени. Основные задачи были выполнены при проведении работ с экспериментальными образцами других блоков и ракет.
     Проверка режимов захолаживания двигателей РД-170 и РД-0120 была проведена в полном объеме на автономных экспериментальных установках, заправочном образце 4М, стендовых ракетах типа 5С и стендовых блоках А. Проверки совместного функционирования систем ракеты с технологическим оборудованием и контрольно-проверочной аппаратурой стенда - старта были проведены полностью в ходе испытаний на этом стенде экспериментальных образцов ракеты 4М, 5С и 4МКС-Д. Комплексная отработка операций подготовки ракеты к огневому запуску была проведена на стендовых блоках А и стендовых ракетах с блоком Ц вариантов 5С, 4М и 4МКС-Д. Предварительная проверка работоспособности ракеты, ее систем и агрегатов при запуске, работе на режиме и включении была проведена на стендовых вариантах блока А и блока Ц - 5С, 4М. Опытные данные по характеристикам и взаимодействию систем и агрегатов в процессе огневых испытаний ступеней получены на отдельных экспериментальных установках, а также испытаниях стендовых вариантов блока А и блока Ц- 5С. В полном объеме эти характеристики могли быть получены только при проведении летных испытаний.
     Опытные данные по динамическим, газодинамическим и тепловым нагрузкам, воздействующим на ракету, получены при проведении испытаний на экспериментальной установке ЭУ-360 - по пульсациям давления и при проведении огневых стендовых испытаний ступеней. Реальные вибрационные и другие виды нагрузок, связанные с работой двигателей, могли быть получены только при проведении летных испытаний. Эффективность системы дожигания не прореагировавшего водорода проверена полностью в ходе испытаний ракет 4М, 5С и 4МКС-Д, а также при первом огневом пуске ракеты 5С. Уточнение мероприятий по безопасности работ проведены на предыдущих ракетах 4М, 5С и 4МКС-Д, полностью проверка возможна только на штатной ракете типа 6СЛ.
      Тем не менее головные заказчики настаивали на проведении предполетных огневых испытаний блока Ц. Идеология, связанная с обоснованием необходимости и целесообразности проведения огневых испытаний ракеты "Энергия", была изложена в докладной записке А.А.Максимова Председателю Государственной комиссии по военно-промышленным вопросам Ю.Д.Маслюкову в октябре 1986 г: "По результатам неудачного опыта начала летных испытаний ракеты-носителя Н-1 с многодвигательной установкой и успешных запусков ракет - носителей "Сатурн-5" ранее было принято решение о принципиальном изменении идеологии отработки ракет-носителей тяжелого и сверхтяжелого классов. Основным в этой идеологии является необходимость проведения огневых технологических испытаний каждой конкретной ракеты перед ее пуском по программе". Наши же доводы сводились к тому, что объем наземной экспериментальной отработки ракеты "Энергия" почти в 4 раза превышает объем отработки комплекса Н-1. К началу первого пуска ракеты-носителя Н-1 на двигателях первой ступени 11Д51 наработка составляла в сумме около 40 тыс. с, при этом были выявлены конструктивные дефекты, которые проявились и при летных пусках.
     Наряду с этим, комплексным планом экспериментальной отработки предусматривалось проведение испытаний и к началу работ с ракетой N6СЛ фактически выполнены работы на 185 экспериментальных установках, прочность блока Ц отрабатывалась на 34 сборках в составе программы 2И. Отработка приборов, агрегатов и автоматики по программам конструкторско-доводочных испытаний, чистовых испытаний охватывала 368 позиций. Совет главных конструкторов подтвердил эффективность выполняемых работ.
     Под отработку систем, узлов, агрегатов и ракеты-носителя "Энергия" в целом была задействована экспериментальная база, насчитывающая 232 стенда, одним из которых является универсальный комплекс стенд-старт. К октябрю 1986 г. проведено 8 огневых стендовых испытаний модульной части блока А и первой ступени ракеты "Зенит", 407 огневых испытаний двигателей первой ступени и 427 - второй. На стенд-старте были проведены девять циклов по отработке заправки блока Ц на ракете 4М и заправки пакета в целом на ракете 4МКС-Д, два огневых стендовых испытания блока Ц в составе ракеты 5С, проведены динамические испытания ракеты, отработана идеология системы безопасности и пожаро-взрывопредупреждения.
     В ходе огневых испытаний стендовой ракеты 5С на универсальном стенд-старте были решены все задачи в объеме, необходимом для проведения опережающего пуска ракеты 6СЛ. Проведение огневых стендовых испытаний ракеты 6СЛ увеличит суммарную огневую наработку блока Ц только на 8 %.
     В США для отработки водородных ступеней "Сатурна-5" были созданы два стенда большой мощности с тремя рабочими местами, что дало возможность совместить стендовую отработку ступеней с доводочными испытаниями двигателей J-2. К началу стендовых испытаний водородной ступени достигнутая наработка этого двигателя составила около 6000 с. Такая же идеология была заложена в программу наземной отработки маршевой двигательной установки "Спейс Шаттла". Суммарная наработка двигателей SSME перед началом стендовых испытаний ступени составляла 14300 с. Достигнутая наработка двигателей РД-0120 к октябрю 1986 г. - 63800 с. Но главный довод заключался в том, что у нас был только один стенд и в случае взрыва ракеты, вероятность которого все же составляла 4 %, ущерб нашему стендовому хозяйству и программе в целом был бы нанесен значительный. При пуске же этой ракеты по программе полета вероятность нанесения ущерба была ниже. При штатном полете уже на 30-й секунде ракета находится на высоте 2,5 км. Экспертные оценки длительности восстановительных работ - 2-3 года. Исходя из этих выводов мы настаивали на отходе от ошибочных, по моему мнению, канонов в экспериментальной отработке ракет сверхтяжелого класса.
     Выбор стенд-старта в качестве стартовой площадки для первого пуска не случаен. В связи с тем, что заказчики настаивали на выполнении предполетных огневых испытаний, пуск ракеты без проведения этих испытаний считался конструкторским отработочным, поэтому его следовало производить со стенда, который считался принадлежностью так называемой промышленной зоны. Складывалась условная организационная ситуация, когда пуск должен был быть проведен промышленными организациями. Но от участия в проведении этого пуска военные не отказывались никогда. Были и другие доводы в пользу стенд-старта, их много и с этим все согласились. Поэтому стенд-старт открывал дорогу "Энергии".
     Кроме всех запланированных нами работ по экспериментальному подтверждению надежности ракеты, велась доработка пневмогидравлических систем. Эта доработка вылилась в большую кропотливую работу переборки магистралей высокого давления.
     Дело в том, что после автоматического прекращения пуска стендовой ракеты 5С при ее первом запуске, кроме медленного набора оборотов бустерного насоса двигателя РД-0120, выявилось падение давления гелия в управляющей магистрали. Падение давления было зафиксировано одновременно с прохождением команды на выключение двигателей. Произошла разгерметизация и утечка из ресиверов наземной системы газоснабжения гелия. Управление электро-пневмоклапанами ракеты стало невозможным. Слив компонентов топлива оказался проблематичным. Необходимо было искать обходной путь. Наши специалисты нашли выход. Но для осуществления перехода на обходную магистраль необходимо было произвести работы в "подстольном" помещении, то есть под заправленной ракетой. Бригада с одобрения госкомиссии и технического руководства поехала к ракете. Правда, один из бригады раздумал и не согласился выполнять столь опасную работу. Через 55 минут была подключена обходная магистраль, и резервные баллоны гелия высокого давления. ОД.Бакланов поблагодарил членов бригады и вручил каждому подарки, какие были возможны. Это был риск, но другого выхода не было. Позднее было обнаружено разрушение трубки из специальной стали...
     Начались исследования причин разрушения, до перепроверок свойств стали и технологии изготовления труб. Практически все трубопроводы высокого давления на ракете 6СЛ были заменены. А в это время шла доработка двигателя РД-0120 на старте. Менялся бустерный насос впервые не в производственном помещении - отрабатывались в том числе ремонтные качества ракеты на старте.
     На 15 мая 1987 г., к первому пуску ракеты-носителя "Энергия" N6СЛ, было испытано 148 двигателей РД-170 и 103 - РД-0120, 473 и 523 испытания двигателей соответственно. Достигнута суммарная наработка на двигателях РД-170 в секундах - 51845 и в ресурсах 346, на двигателях РД-0120 - 73891 и 154. Двигатели проходили испытания в составе стендовых блоков А (9 экземпляров) и блока Ц. Двигатели РД-170 к этому времени в полетном режиме отработали в составе первой ступени при 8 пусках ракет-носителей "Зенит". Подтверждена надежность двигателя РД-170, равная 0,991, и двигателя РД-0120, равная 0,985. При этом безаварийность составляла 0,995 и 0,99 соответственно.
     Решением Совета главных конструкторов на основе анализа были установлены поэтапные уровни надежности двигателей, имея в виду двигательный цикл изготовления ракет "Энергия" по времени. Для двигателей РД-0120, предназначенных для стендовых испытаний блока Ц, на момент поставки надежность не хуже 0,97 и на начало стендовых испытаний 0,98, для летных образцов ракет 6СЛ и 1Л - 0,98 и 0,99 соответственно на момент поставки и испытаний. Для двигателей РД-170, поставляемых на ракеты 6СЛ и 1Л, - 0,99. Таким образом, установленные требования остались ниже реально достигнутых.
     Последовательное приближение к этим уровням достигалось от одного вида отработок к другому. К январю 1985 г. было проведено 219 испытаний двигателей РД-170 с суммарной наработкой 19596 с, из них 91 испытание - с реализацией 100 % режима с наработкой 11014 с. 11 двигателей наработали 3 и более ресурсов, из них 6 двигателей по 4 ресурса, 2 двигателя - 5 ресурсов. В 1984 г. было проведено 84 испытания с наработкой суммарно 10600 с. На 4 октября 1988 г., к пуску ракеты-носителя "Энергия" N1Л, было испытано 186 двигателей РД-170 и 126 - РД-0120, проведено 618 огневых испытаний РД-170 и 635 - РД-0120. Достигнутая наработка составила 69579 с для РД-170 и 120454 с для РД-0120, в ресурсах - 464 и 251 соответственно. Подтверждена надежность 0,9975 двигателя РД-170 при безаварийности 0,998 и надежность 0,993 двигателя РД-0120 с безаварийностью 0,996.
     Каждый двигатель РД-0120 для стендовых блоков Ц 5С, 5С-1 для летных 6СЛ, 1JI, 2Л были отработаны на суммарный ресурс 1670 с, в том числе контрольно-технологические испытания первого и второго этапов - 230 с, штатного применения - 480 с, остаточный гарантийный ресурс - 960 с, т.е. суммарный ресурс сверх технологических испытаний равен 3 штатным. На отдельных двигателях при отработке был достигнут ресурс до 6-8 штатных. Для дальнейшего увеличения ресурса необходима была доработка схемы двигателя и конструкции узла турбины.
     Для ракеты NЗЛ с максимальным форсированием до 106 13 % по тяге двигатели прошли заключительные доводочные испытания первого этапа на ресурс 2000 с, в том числе контрольно-технологические испытания двух этапов 230 с, огневые технологические испытания 330 с, штатное использование 480 с, остаточный ресурс 960 с. Велась подготовка доведения ресурса до 2630 с. Увеличение кратности использования двигателей требовало, по экспертной оценке, двух-трех лет проведения работ по совершенствованию двигателя.
     Одна из главных проблем была связана с ненадежной работой внешней системы электроснабжения комплекса. Внезапное падение напряжения и более опасные его всплески приводили к выходу из строя бортовых систем и технологического оборудования. Бортовые системы срочно дорабатывались - вводилась защита по питанию. Такого рода "исключительные события" происходили достаточно часто. Заместитель начальника полигона Николай Андреевич Борисюк ввел даже систему охраны высоковольтных линий и подстанций, открытых распределительных устройств.
     Позднее были введены как гарантийные автономные источники электропитания на базе трех газотурбинных поездов, а также более совершенные системы гарантийного питания, обеспечивающие питание без разрыва.
     С приближением окончания всех видов испытаний ракеты стал вопрос: освещать первый пуск средствами информации или нет. Мнения были разные. Одни считали целесообразным сделать телезрителей, радиослушателей и читателей участниками событий. Были и противники этого, в их числе и я. По опыту прошлой работы в конструкторском бюро "Южное", я знал, что при первом пуске, особенно при такой подготовке ракеты, будут замечания, неполадки, недоработки. Вести устранение замечаний, а может быть и доработку, на виду у всего мира - преждевременно. Это внесет нервозность в работу испытателей и всего боевого расчета. Возобладало последнее мнение. Руководство комиссии и промышленности были за трансляцию. Но, и кроме этого, при возникновении неисправности будут требовать немедленного ответа, по какой причине и какие принимаются решения. Дать ответ в режиме подготовки мы были не в состоянии, потому что таких бортовых и стендовых систем диагностики и анализа у нас на старте не было. Анализ же по рассмотрению зафиксированных телеметрических данных требует времени. Пример тому - пуск двигателей ракеты 5С. Хотя на рабочее место главному конструктору двигателя РД-0120 А.Д.Конопатову, В.С.Рачуку и их специалистам вывели на экран дисплея многие параметры двигателей, динамика изменения параметров не позволила их зрительно отследить и, тем более, дать заключение. Заключение по прекращению работы двигателей было дано через некоторое время. Вначале определили, что причина останова - двигательная установка, и только на следующий день была дана причина останова двигателя. Это был первый пуск. В банк данных в комплекс вычислительных машин ввести допустимые и недопустимые параметры и сформировать математическую модель отказов мы еще не имели возможности. Это будет впереди.
     Пуск ракеты был назначен на 7 утра московского времени 15 мая. Фактически он состоялся в 22 часа московского времени. Часто спрашивали потом, после пуска, особенно иностранные корреспонденты, обозреватели и специалисты, почему пуск был проведен в ночное время. Логика их была неоспоримой. Исходя из безопасности, информативности и других причин, конечно, пуск в светлое время, если нет ограничений расчетного порядка, предпочтительнее.
     Практически все участники подготовки к пуску ракеты, в том числе от предприятий промышленности, представителей министерств и Главного управления космических сил, стремились попасть на командный пункт стартового комплекса. Такого большого количества желающих быть свидетелями или участниками "таинства" подготовки и пуска ракеты существующее помещение даже не могло вместить. Начальником управления В.Е.Гудилиным и В.М.Караштиным, от нас, был составлен и утвержден состав боевого расчета. Правда, вне этого состава все же в различных помещениях находилось достаточно много народу.
     Был организован запасной командный пункт на стартовом комплексе, где располагались ремонтно-восстановительные бригады "Прогресса" во главе с Н.С.Шураковым, ЗЭМа с Ю.И.Лыгиным, запасной операторский состав из числа офицеров. Там же О.Н.Шишкин по поручению О.Д.Бакланова "отвлекал" на себя всех высоких представителей министерств. Общее руководство полигонного обеспечения, в том числе и безопасности, аварийно-спасательными подразделениями, связи, боевым расчетом полигона было за начальником полигона генералом Ю.А.Жуковым. Юрий Аверкович, спокойный, деловой, скромный командир, был начальником полигона с 1983 г. В КБЮ мы знали его давно, еще командующим Смоленской ракетной армией.
     Подготовка ракеты 6СЛ проводилась на технической позиции с 18 ноября 1986 г. (сборка пакета) и с 3 декабря 1986 г. по 21 января 1987 г. (комплексные проверки). Осуществлялась подготовка и проверка ракеты перед передачей эксплуатирующей организации для проведения штатной работы.
     Проверки на технической позиции проводились в два этапа:
     1 этап - "черновой" цикл с вводом в эксплуатацию системы автоматической проверки и отработкой эксплуатационной документации;
     2 этап - "чистовой" цикл, в результате которого ракета была окончательно проверена.
     Подготовка ракеты в монтажно-заправочном корпусе проводилась с 22 января по 10 февраля 1987 г.
     Проведена установка твердотопливных двигателей увода, стыковка "Скифа-ДМ" с ракетой-носителем.
     Подготовка комплекса к штатной работе на стенде-старте проводилась в три этапа в период с 11 февраля по 15 мая 1987 г.:
     1 этап (с 11 февраля по 28 марта) - проводились комплексные проверки доработанных агрегатов и систем стенд-старта с ракетой, проверка дополнительных режимов проверок, замена технологических приборов "А" и ввод в эксплуатацию системы управления комплексом. Дополнительно проводились работы по проверке отвода площадок и ремонтно-восстановительные работы.
     2 этап (с 17 по 28 марта) - проводился "черновой" цикл испытаний ракетного комплекса, включая проверку на электромагнитную совместимость радиосистем ракеты и "Скифа-ДМ".
     3 этап (с 29 марта по 15 мая) - проводился "чистовой" цикл испытаний ракеты, устранение всех выявленных замечаний, включая доработку и замену технического полетного задания на штатное.
     По прибытии ракеты 6СЛ на универсальный комплекс стенд-старт первыми были замечания из области замечаний, связанных со стыковкой электро- и пневмогидравлических соединений блока Я и стартового пускового сооружения. Вторая группа замечаний была связана с недостаточной влагозащищенностью ракеты и ненадежной герметизацией корпуса ракеты и желоба, в котором монтируется кабельная сеть по внешней поверхности корпуса ракеты. Это была целая исследовательская работа по изучению влияния влаги атмосферы в различных условиях - от февральских морозов и гололедиц до апрельских и майских весенних дождей - на стойкость конструкции. Проблема была преодолена.
     В день подготовки ракеты 6СЛ и пуска первое замечание: падение управляющего давления в магистрали на входе в блок А первой ступени. Блок N30А. Причина была установлена. На разъемном стыке трубопровода были установлена не та прокладка. Дефект устранен, потеряно технологическое время подготовки ракеты к пуску. Второе замечание при подготовке: зависание тарели одного из клапанов на днище водородного бака. Были проведены вспомогательные операции, которые помогли клапану стать в рабочее положение. Конструкция клапана была исследована на стендах - изменены режимы работы этого клапана.
     Был проведен анализ основных дефектов, выявленных в процессе подготовки к стендовым испытаниям блока Ц (5С) и пусковых испытаний ракеты 6СЛ. Обнаруженные дефекты связаны, в основном, с незавершенностью отработки элементов конструкции. Только 4 из 17 были связаны с нарушением технологического процесса изготовления и контроля блока Ц. Из всего перечня только четыре дефекта появились после команды "Главная":
     - На блоке A N4 ракеты 6СЛ имела место повышенная погрешность обеспечения системой регулирования номинальных параметров по тяге - 2,4 %, по соотношению компонентов - 4,6 %. Повышенная погрешность была связана с заменой регулятора. Дефект связан с превышением ошибки настройки двигателя, обусловленной недостатками процесса контроля двигателя РД-170. При огневых технологических испытаниях блока этот дефект мог бы быть выявлен только при продолжительности испытаний более 40 с, т.е. необходимо было прохождение контрольной точки датчика уровня системы управления расходом топлива.
     - На этом же блоке было зарегистрировано понижение температуры в хвостовом отсеке возле магистрали подвода окислителя к насосу двигателя в промежутке времени с 74,3-й по 84-ю секунду с -11 градусов до -93 °С. Причиной явилась негерметичность, вскрывшаяся в результате действий реальных циклических нагрузок. При ограниченном времени прохождения огневых технологических испытаний такого рода дефект не мог бы выявиться, но его проявление могло бы быть ускорено в полете с проведением огневых испытаний блока.
     - На 40-140 с полета ракеты 6СЛ имело место повышение давления в полости между тоннельным каналом внутри водородного бака и магистральным трубопроводом подачи кислорода блока Ц выше допустимого до 0,3 атм. Это произошло из-за неоткрытия заглушек, установленных на выходе из этой полости. Огневыми испытаниями это бы не обнаружилось. Были реализованы другие конструктивные меры.
     - Отказали три и имели недостоверные показания два датчика температуры системы аварийной защиты двигателей РД-0120. Дефект не требует проведения огневых испытаний. Приняты другие меры по качеству датчиков.
     На всех этапах подготовки ракеты 6СЛ имели замечания по 50 приборов системы управления. Это было предметом особого рассмотрения коллегии министерства.

Далее...