Многоразовая космическая система "Энергия - Буран"

Ракета-носитель "Энергия"
     Ракета-носитель тяжёлого класса "Энергия" является составной частью многоразовой космической системы (МКС) "Энергия-Буран". В процессе разработки, до начала лётных испытаний комплекс МКС имел наименование "Многоразовая космическая система "Буран". Непосредственно перед пуском орбитальному кораблю было, по предложению В.П.Глушко, присвоено наименование "Буран".
     Ракета-носитель получила своё название "Энергия" по предложению Генерального конструктора В.П.Глушко в 1987 г. непосредственно перед первым пуском.

Ракета-носитель "Энергия" (11К25)

     Предложения по созданию комплекса "Энергия" были сформулированы на основании научно-исследовательских работ, проведенных в 1974-1975 гг. в рамках технического предложения по разработке проекта "Комплексной ракетно-космической программы".
     На начальном этапе этой программой предусматривалась разработка средств выведения для развертывания и работы лунной базы. При уточнении программы приоритетным направлением была признана разработка в интересах Министерства обороны СССР многоразовой космической системы, аналогичной по своим характеристикам американской системе "Спейс-Шаттл"
     Необходимость создания МКС "Энергия-Буран", с одной стороны, преследовала престижные и политические цели, призванные закрепить ведущее положение СССР в освоении космического пространства и, с другой стороны, должна была исключить возможную техническую и военную внезапность, связанную с появлением у потенциального противника многоразовой транспортной космической системы "Спейс-Шаттл" - принципиально нового технического средства доставки на околоземные орбиты и возвращения на Землю значительных масс полезных грузов.
     Первоначально, как и в системе "Спейс-Шаттл", предполагалось размещение двигателей 2 ступени на орбитальном корабле. Однако, ряд причин и, в первую очередь, невозможность отработки в лётных условиях орбитального корабля большой массы из-за отсутствия в то время в стране самолёта-носителя необходимой грузоподъёмности, привели к необходимости размещения двигателей на 2 ступени ракеты-носителя. Эта особенность компоновочной схемы явилась в то же время и достоинством, так как позволяла, в свою очередь, создать автономную, независимую от орбитального корабля, ракету-носитель.
     Предложения НПО "Энергия" легли в основу Постановления ЦК КПСС и Совета Министров от 17 февраля 1976 г. "О создании МКС в составе разгонной ступени, орбитального самолёта, межорбитального буксира-корабля, комплекса управления системы, стартово-посадочного и ремонтно-восстановительного комплекса и других наземных средств, обеспечивающих выведение на северо-восточные орбиты высотой 200 км полезных грузов массой до 30 т и возвращением с орбиты грузов массой до 20 т." Основным заказчиком МКС стало Министерство обороны СССР, а головным разработчиком - НПО "Энергия".
     Министерство обороны, его Главное управление космических средств разработало, согласовало со всеми заинтересованными министерствами и выдало НПО "Энергия" тактико-техническое задание на создание многоразовой космической системы "Буран".
     Комиссией Президиума Совета Министров СССР по военно-промышленным вопросам 18 декабря 1976 г. была утверждена кооперация исполнителей - организаций-разработчиков и заводов-изготовителей.
     12 декабря 1979 г. был утвержден эскизный проект многоразовой космической системы (индекс 1К11К25), в которой главной составной частью стала двухступенчатая ракета-носитель (индекс 11К25) с кислородно-керосиновой 1 ступенью и кислородно-водородной 2 ступенью.
     Эскизный проект был одобрен в целом, но получил ряд замечаний и предложений, для реализации которых было разработано Дополнение к нему.
     В июле 1977 г. Дополнение было выпущено и легло в основу Постановления Правительства от 21 ноября 1977 г., которым были утверждены основные этапы и мероприятия по обеспечению создания многоразовой космической системы.
     После окончательного согласования эскизного проекта и Дополнения к нему в марте 1978 г. был подготовлен технический проект.
     Межведомственная экспертная комиссия, головные институты и заказчик отметили ряд недостатков, главным из которых была сложность конструктивно-компоновочной схемы центрального блока (блока Ц), т.е. деление блока на два полублока (верхний и нижний), принятое для обеспечения условий транспортирования элементов блока самолётом 3М-Т в специальных контейнерах и повышения массовой отдачи ракеты-носителя: верхний полублок после выработки топлива должен был сбрасываться, что потребовало введения системы перелива компонентов топлива в полёте и отчуждения по трассам полёта дополнительных районов падения.
     Учтя эти замечания в Дополнении к техническому проекту, НПО "Энергия" приступило к созданию системы в целом и ракеты-носителя. НПО "Энергия" в кооперации разработчиков начала выпуск рабочей документации на штатную ракету-носитель, экспериментальные ракеты и установки.
К разработке была принята двухступенчатая ракета-носитель пакетной схемы с параллельным расположением ступеней и с боковым расположением полезного груза, в которой четыре боковых ракетных блока 1 ступени (блоки А) располагались вокруг центрального ракетного блока 2 ступени (блока Ц). Ракета-носитель устанавливалась на стартово-стыковочный блок (блок Я), предназначенный для стыковки ракеты-носителя с пусковой установкой стартового комплекса и обеспечения силовых, пневмогидравлических и электрических связей ракеты-носителя с пусковой установкой при подготовке к пуску. Стартово-стыковочный блок служил опорным силовым элементом при сборке и транспортировании ракеты-носителя.
     Пакетная схема компоновки РН была выбрана из условий обеспечения её универсальности, т.е. возможности выведения разнообразных полезных грузов (пилотируемых орбитальных кораблей и различных беспилотных космических аппаратов) и возможности создания на её базе ряда ракет-носителей в широком диапазоне грузоподъёмности (от 10 до 200 т) за счёт изменения количества ракетных блоков 1 ступени и использования различных вариантов блоков 2 ступени.
     В последующем рациональность такого подхода была подтверждена на практике: ракета-носитель "Энергия" с равным успехом вывела в космос и орбитальный корабль и экспериментальный аппарат "Скиф-ДМ". Модульная часть блоков её 1 ступени (индекс 11С25) была унифицирована с модульной частью 1 ступени РН "Зенит", разработанной в КБ "Южное".

Ракета-носитель "Энергия" (11К25) с космическим аппаратом "Полюс" ("Скиф-ДМ")

     Залогом успеха создания ракеты-носителя "Энергия" стал большой объём наземной экспериментальной отработки, который планировался так, чтобы обеспечить "успех с первого пуска", т.е. до лётных испытаний предусматривалась отработка конструкции, функционирования всех систем и агрегатов, а лётными испытаниями только подтверждались заданные характеристики. Такой принцип был заложен и в комплексной программе экспериментальной отработки и в программе лётных испытаний.
     Всего по ракете-носителю "Энергия" были проведены испытания на 232 экспериментальных установках и 30 прочностных сборках, что соответствовало изготовлению четырёх полных комплектов штатной ракеты-носителя.
     Для отработки баков и холодных опрессовок каждого бака, изготовленного из криогенноупрочняемого сплава (1201), на Волжском филиале была создана уникальная база - стенд криогенностатических и статических испытаний полноразмерных кислородных и водородных баков в среде жидкого азота.
     В 1979 г. в монтажно-испытательном корпусе космодрома Байконур для демонстрации внешнего облика ракеты-носителя был изготовлен в натуральную величину её объёмный макет (индекс ЭУК13), состоящий из центрального ракетного, бокового ракетного и стартово-стыковочного блоков. Макеты блоков изготавливались из транспортабельных элементов по нештатной технологии и давали общее представление о габаритах ракеты-носителя.
     В декабре 1982 г. в монтажно-испытательном корпусе была проведена первая сборка пакета ракеты-носителя - экспериментальной технологической ракеты 4М (по нештатной технологии); в мае-июне 1983 г. выполнена программа динамических испытаний на нем как в вертикальном положении на универсальном комплексе стенд-старт (УКСС), так и в горизонтальном положении на стыковочно-монтажных тележках в монтажно-испытательном корпусе космодрома Байконур. В октябре 1983 г. были проведены примерочные работы ракеты 4М с системами наземного оборудования универсального комплекса стенд-старт, в 1982 г. на базе ЛИИ (Лётно-испытательный институт) - лётная отработка авиационного транспортирования на самолете 3М-Т баков и других крупногабаритных отсеков центрального блока ракеты-носителя, а с марта по октябрь 1985 г. на универсальном комплексе стенд-старт - "холодные" стендовые испытания центрального блока Ц, при которых была отработана технология заправки блока Ц компонентами топлива (жидкие водород и кислород). При этом следует отметить, что заправка производилась переохлажденным жидким водородом, что делалось впервые в мире, так как в США применялся только "кипящий" водород. Всего было проведено девять заправок ракеты 4М как покомпонентно, так и двумя компонентами одновременно, что дало основание перейти к огневым испытаниям блока в составе стендовой ракеты 5С.
     При первом огневом испытании предусматривался запуск двигательной установки блока Ц на 20 с. Однако, через 2,58 с после начала запуска ДУ прошла команда "Автоматическое прекращение пуска" (АПП) из-за медленного набора оборотов одного из турбонасосных агрегатов ДУ. Практически одновременно с прохождением команды "АПП" было зафиксировано падение управляющего давления гелия по ряду магистралей пневматической сети, что говорило о потере герметичности или разрушении пневмомагистрали, в результате чего произошла утечка гелия из ресиверов наземной системы газоснабжения и, следовательно, все электропневмоклапаны стали неуправляемыми. Слив компонентов топлива (жидкие водород и кислород) из баков стал невозможен.
     Необходимо было срочно устранить эту неисправность путём перехода на другие пневмомагистрали, подключить в наземной системе газоснабжения дополнительные баллоны с гелием к ресиверным управляющего давления и прекратить выдачу газа на борт по тем линиям, которые были негерметичными.
     Для проведения этих работ на стартовую позицию была направлена аварийная бригада, которой пришлось работать в непосредственной близости от заправленной ракеты и даже в подстольных помещениях, непосредственно под ней.
     Некоторые члены аварийной бригады (она была сформирована заранее), учитывая опасность работ, отказались от участия в них и были срочно заменены.
     Аварийная бригада через 55 мин после начала работы подключила обходную бортовую пневмомагистраль управляющего давления (что исключило поступление давления в место предполагаемого повреждения) и резервные баллоны гелия высокого давления в наземной системе газоснабжения, что позволило восстановить управление всеми электропневмоклапанами и обеспечить штатный режим слива.
     При последующем осмотре ракеты было выявлено разрушение одной пневмомагистрали (трубки диаметром 20 мм), что потребовало проведения ряда мероприятий по повышению надёжности.
     Второй огневой запуск ракеты 5С с длительностью работы ДУ 390 с был проведён без замечаний.
     С августа по сентябрь 1986 г. на УКСС были проведены "холодные" стендовые испытания ракеты-носителя с установленным на ней макетом орбитального корабля с имитацией (с помощью двигателей на твёрдом топливе) силовых импульсных нагружений конструкции заправленной ракеты-носителя, а в сентябре 1986 г. на стартовом комплексе - её комплексные испытания с наземными системами и оборудованием стартового комплекса, включая заправку ракеты-носителя штатными компонентами топлива.
     В связи с завершением наземной экспериментальной отработки ракеты-носителя и отставанием в изготовлении первой лётной ракеты-носителя и орбитального корабля, НПО "Энергия" предложило провести лётные испытания с использованием экспериментальной ракеты-носителя (имевшей индекс 6С), изготовленной по штатной документации для огневых стендовых испытаний. В качестве полезного груза предлагалось вместо орбитального корабля использовать уже изготовленный космический аппарат "Скиф-ДМ".

Ракета-носитель "Энергия" (11К25) с космическим аппаратом "Полюс" ("Скиф-ДМ")

     После длительных и многократных рассмотрений (конец 1986 г. - начало 1987 г.) предложения НПО "Энергия" о пуске экспериментальной ракеты-носителя (получившей индекс 6СЛ) на Межведомственной экспертной комиссии, министром, НТС и коллегией Министерства общего машиностроения, на Комиссии Президиума Совета Министров СССР по военно-промышленным вопросам, в ЦК КПСС, на специально созданной экспертной комиссии независимых академиков Академии наук СССР под председательством вице-президента АН СССР академика К.В.Фролова, на Государственной комиссии по лётным испытаниям были рассмотрены и дано разрешение на пуск и на начало лётных испытаний.
     Первый пуск ракеты-носителя был проведён с УКСС 15 мая 1987 г. в 21 ч. 30 мин. по московскому времени, хотя и с задержкой на 5 ч., причём общее время задержки было больше (около 8 ч.), но график подготовки пуска имел резерв.
     Задержки случились по двум причинам: первая (около 5 ч.) была вызвана тем, что разъёмные соединения между одним из блоков 1 ступени РН (блок 30А) и наземным пневмощитом оказались негерметичны по бортовому соединению из-за установки уплотнительных металлических шайб, обеспечивающих герметичность, заниженного размера, а вторая (около 1 ч.) - тем, что один из двух бортовых клапанов в магистрали термостатирования жидкого водорода, после выдачи автоматической команды на их закрытие, не сработал, судя по показаниям его концевых контактов; все попытки закрыть его вручную к успеху не привели. Так как оба клапана в изделии закреплены на одном механическом основании, было предложено открыть закрытый клапан вручную и выдать команду "Закрытие" сразу двумя клапанами одновременно, чтобы механическое воздействие от нормально работающего клапана, через единое основание воздействовало на второй клапан.
     После выполнения этой операции "зависший" (второй) клапан выдал информацию о своем закрытии. Для подтверждения его нормального функционирования (срабатывания его концевых контактов) ручные команды выдали ещё два-три раза. Они четко были им выполнены. При проведении последующих операций подготовки пуска, этот клапан четко выполнял все выдаваемые команды.
     Другие задержки (около 2 ч.) были связаны с неисправностями наземных систем.
     Пуск прошёл успешно. Изменения всех параметров движения ракеты по времени полностью соответствовали данным предварительного моделирования, по которым при заложенных в бортовые приборы алгоритмах управления ракета на начальном участке полёта должна значительно отклониться в плоскости тангажа. Это и произошло при пуске, хотя на всех, наблюдавших пуск, такое значительное отклонение ракеты при старте вызвало большое эмоциональное воздействие.
     В дальнейшем бортовые алгоритмы были откорректированы и заметных угловых отклонений при старте ракеты не отмечалось.
     Лётные испытания ракеты-носителя 6СЛ подтвердили правильность принятых схемных и конструктивных решений, достаточность и эффективность проведенного большого объёма наземной экспериментальной отработки, автономных и комплексных испытаний ракеты-носителя, наземных комплексов и их составных частей.
     Пуском ракеты-носителя 6СЛ была доказана возможность перехода к лётным испытаниям многоразовой космической системы с орбитальным кораблем по программе первого беспилотного пуска.
     Подготовка второго пуска ракеты-носителя "Энергия", в этот раз с орбитальным кораблем "Буран", проводилась очень тщательно, с учетом всех возможных нештатных ситуаций, которые возникали ранее и которые теоретически могли быть.
     20 января 1988 г. было принято решение о создании групп по рассмотрению вопросов обеспечения надёжности пуска МКС "Энергия-Буран" N 1Л, а 12 марта 1988 г. Государственной комиссией была утверждена "Организационная структура управления многоразовой космической системой при лётных испытаниях". Техническим руководителем лётных испытаний МКС был назначен В.П.Глушко.
     В тот же день (12 марта 1988 г.) на заседании Государственной комиссии были заслушаны доклады руководителей групп по обеспечению надёжности пуска МКС. При этом отмечено в 20 возможных нештатных ситуациях из рассмотренных 205 однозначно необходимо отменять пуск и сливать компоненты топлива. Эти нештатные ситуации были внесены в эксплуатационную документацию, что позволило техническому руководству при подготовке пуска 29 октября 1988 г. оперативно принять решение о его отмене, так как сложившаяся нештатная ситуация была одной из этих двадцати.
     Предстартовая подготовка МКС на стартовом комплексе 28 и 29 октября проходила очень тяжело: было 15 сбоев в работе как наземных, так и бортовых систем, которые пришлось оперативно устранять, график подготовки пуска задерживался, хотя и имел резерв.
     После устранения замечаний подготовка пошла без сбоев, и все с нетерпением ждали момента пуска. Однако, за 51 с до начала запуска двигательных установок ракеты-носителя "Энергия" автоматизированная система управления подготовкой пуска (АСУ ПП) выдала во все системы, участвующие в пуске , команду "Автоматическое прекращение подготовки", из-за снятия готовности к пуску системы управления полётом. Причиной этого была задержка в отстыковке от борта ракеты-носителя платы с тремя приборами азимутального наведения (прицеливания) и, следовательно, задержка с отводом фермы, на которой они располагались.
     Руководство пуска выдало команду "Задержка на 4 ч", так как документированного подтверждения причин "АПП" от системы диагностики ещё не поступило. Через 9 мин. было получено документальное подтверждение (распечатка) причины прекращения пуска. Сразу же после этого техническое руководство выдало команду на отмену пуска и слив компонентов топлив, так как прошли операции по разрыву связей "Земля-борт", а системы 1 ступени ракеты-носителя "Энергия" перешли на бортовое электропитание, что исключало возможность повторного пуска 29 октября, а задержка со сливом компонентов топлива могла привести к созданию аварийной ситуации как для ракеты-носителя, так и для орбитального корабля. Это решение было принято техническим руководством без предварительного доклада Государственной комиссии и получения её согласия, что потребовало письменной справки о недопустимости задержки слива компонентов и обоснованности принятого решения об отмене пуска, которую подписали В.М.Караштин и В.Е.Гудилин (начальник испытательного управления космодрома).
     После выявления и устранения дефекта, носившего досадный конструктивный характер (яркий пример того, что мелочей в ракетной технике не бывает), повторный пуск ракеты-носителя был намечен на 15 ноября 1988 г.
     Перенос пуска совпал с резким изменением погодных условий: 15 ноября 1988 г. они были на грани установленных ограничений на пуск, но на заседании Государственной комиссии было единогласно принято решение о проведении пуска. Однако за 13 мин до пуска, когда вся предстартовая подготовка проходила без замечаний и график подготовки выполнялся без задержек с обеспечением пуска в 6 ч 00 мин 02 с московского времени, на стол технического руководителя было положено шторм-предупреждение метеослужбы космодрома об усилении порывов ветра до 20 м/с., что превышало установленные ограничения.
     На принятие решения оставалось 3 мин, так как по 10-минутной готовности на ракете-носителе "Энергия" проходили заключительные операции по корректировке уровня компонентов топлива в баках, после которых процесс слива в случае отмены пуска был технически сложным.
     Государственная комиссия на основании докладов Генеральных и Главных конструкторов, Руководителя подготовки и пуска универсальной ракетно-космической транспортной системы "Энергия-Буран" дала разрешение на проведение пуска.
     Пуск прошёл без замечаний.
     Положение осложнялось тем, что направление посадки орбитального корабля "Буран" было заложено в программу управления заранее, за 30 мин до старта, и изменить его во время полёта было нельзя, так как командная радиолиния по изменению программы захода на посадку в данном пуске не функционировала, а ограничения по попутному ветру при посадке были жёсткими (не более 5 м/с). Поэтому вся ответственность за последствия ложилась на тех , кто принял решение о направлении посадки ОК.
     Практика подтвердила правильность принятого решения, и орбитальный корабль, выдержав встречный ветер более 17 м/с, с ошибкой порядка 1 м остановился на посадочной полосе.
     Так была создана опередившая свое время универсальная ракета-носитель "Энергия" сверхтяжёлого класса, не имеющая по своим возможностям аналогов в мировом ракетостроении. Являясь базой для создания ряда РН, она определила направление развития отечественного ракетостроения на длительное время.
     При создании ракеты-носителя, построенной по принципиально новой схеме, существенно отличающейся от ранее реализованных, стояло множество сложных научных, технических и организационных проблем. Их своевременное решение и позволило изготовить, отработать новую ракету-носитель "Энергия" и осуществить пуски практически без замечаний.
     Одной из проблем, которые пришлось учитывать при разработке конструктивно-компоновочной схемы ракеты-носителя, была возможность производственно-технологической базы. Так, диаметр ракетного блока 2 ступени был равен 7,7 м, так как больший диаметр (целесообразный по условиям оптимальности) реализовать было нельзя из-за отсутствия соответствующего оборудования для механической обработки, а диаметр ракетного блока 1 ступени 3,9 м диктовался возможностями железнодорожного транспорта, стартово-стыковочный блок сваривался, а не отливался (что было бы дешевле) из-за неосвоенности стального литья таких размеров и т.д.
     Большое внимание уделялось выбору компонентов топлива: рассматривалась возможность использования твёрдого топлива на 1 ступени, кислородно-керосинового топлива на обеих ступенях и т.д., но отсутствие необходимой производственной базы для изготовления крупногабаритных твёрдотопливных двигателей и оборудования для транспортирования снаряженных двигателей исключили возможность их применения.
     В процессе разработки и реализации проекта в целях обеспечения гарантированного полёта ракеты-носителя в штатном режиме, а также при возникновении нештатных ситуаций были предложены и внедрены многие оригинальные проектно-конструкторские решения: были разработаны и отработаны двигательные установки с системами рулевых приводов, система автономного управления с соответствующим программно-математическим обеспечением, система пожаро- и взрывопредупреждения, средства аварийной защиты двигателей, бортовые средства системы прицеливания, средства контроля заправки компонентами топлива, управления средствами дожигания выбросов непрореагировавшего водорода, система бортовых телеметрических измерений, средства радиоконтроля траектории полёта ракеты-носителя.
     Двигательная установка ракеты-носителя "Энергия" состоит из четырёх четырёхкамерных кислородно-керосиновых двигателей РД-170 (по одному на каждом из четырёх блоков первой ступени ракеты) и четырёх однокамерных кислородно-водородных двигателей РД-0120 на центральном блоке 2 ступени, а также пневмо-гидросистемы, обеспечивающей их функционирование. Тяга у Земли двигателя 1 ступени 740 тс, двигателя 2 ступени 146 тс, в пустоте 190 тс.
     Двигателей РД-170, специально разработаны для ракеты-носителя "Энергия", обладают рекордными параметрами и не имеют аналогов за рубежом, а двигатели РД-0120 - первые отечественные двигатели, использующие в качестве горючего жидкий водород.
     Разновременной запуск всех двигателей ракеты-носителя у Земли, (двигатели центрального блока запускаются с опережением) и плавный набор ими тяги позволяют минимизировать механические и газодинамические нагрузки на конструкцию ракеты-носителя и обеспечивают наиболее полный контроль нормального функционирования двигательных установок до отрыва ракеты-носителя от пускового устройства, что исключает её старт с неисправным двигателем.
     Широкие диапазоны регулирования тяги двигателей и массового соотношения компонентов топлива через их камеры обеспечивают реализацию наиболее оптимальных параметров движения ракеты-носителя и синхронизацию опорожнения топливных баков. Штатное выключение двигателей происходит после их перевода на режим конечной ступени тяги, составляющей 40...50% от номинального значения.
     Ракета-носитель на активном участке полёта управляется и стабилизируется путём отклонения вектора тяги двигателей 1 и 2 ступеней в двух плоскостях: на 1 ступени качаются в двух плоскостях четыре камеры сгорания каждого двигателя, а на 2 ступени - четыре двигателя в двух плоскостях каждый. Для этого двигатели имеют узлы качания, позволяющие изменять положение вектора тяги для управления ракетой-носителем.
     В двигателе РД-170 применена оригинальная конструкция узла качания, размещаемого на магистрали газогенераторного газа непосредственно перед входом в камеру, благодаря чему удалось добиться наиболее плотной компоновки и совершенства конструкции двигателя в целом вследствие исключения необходимости качания всего двигателя.
     Система высокоточных рулевых приводов обеспечивает качание каждого двигателя 2 ступени и четырёх камер двигателя 1 ступени за счёт газообразных компонентов топлива двигателей.
     В гидравлической системе питания рулевых приводов введена специальная система кольцевания, обеспечивающая работоспособность системы рулевых приводов в случае отказа одного из них. Рулевые приводы развивают тяговые усилия около 50 тс на 1 ступени и около 33 тс на 2 ступени и действуют с точностью 1% от диапазона перемещения.
     Система автономного управления ракеты-носителя "Энергия" на базе цифрового вычислительного комплекса обеспечивает высокую точность выведения полезного груза в заданную область и широкие возможности ракеты-носителя по выходу из нештатных ситуаций, в том числе и при отказе одного из двигателей ракеты-носителя. В этом случае система управления в зависимости от времени отказа двигателя реализует нештатное выведение орбитального корабля на орбиту с возможным выполнением задачи пуска или приведение ракеты-носителя в заданный район и обеспечение посадки орбитального корабля на посадочный комплекс.
     При наличии в составе полезного груза элементов, сбрасываемых на активном участке полёта, система управления формирует команду на их сброс по функционалу (закону), определяемому из условия обеспечения падения отделяемых элементов в заданном районе.
     Отделение боковых ракетных блоков от центрального происходит попарно с помощью ракетных двигателей на твёрдом топливе, расположенных на наружной поверхности отделяемого блока под специальным обтекателем, по команде системы управления, формируемой при израсходовании компонентов топлива в одном из блоков. Параметры движения ракеты-носителя выбираются из условия обеспечения падения боковых блоков в заданном районе.
     Двигатели центрального ракетного блока выключаются системой управления попарно (диаметрально противоположные), после чего происходит разрыв всех узлов связи центрального блока с полезным грузом.
     Система пожаро- и взрывопредупреждения, предназначенная для повышения безопасности работ на стартовой позиции и предупреждения взрыва ракеты-носителя в полёте при аварийных утечках водорода и кислорода из центрального блока, исключает возможность образования в отсеках пожароопасных смесей, а в случае появления пожара до старта ракеты-носителя подает команду на системы, локализующие его. Принцип построения системы предусматривает возможность изменения её конфигурации, настройки датчиков, алгоритмов обработки и использования её для различных объектов контроля.
     Система аварийной защиты двигателей РН контролирует их в процессе запуска и работы. её принципиальной особенностью является возможность выключения аварийного двигателя до его разрушения. При отклонении контролируемых параметров двигателя за пределы допустимых значений вырабатывается сигнал аварийного выключения двигателя, по которому система управления РН реализует циклограмму его выключения, а при некоторых условиях - и выключения диаметрально противоположного, нормально работающего. Это предупреждает развитие аварии на борту ракеты-носителя и позволяет продолжать управляемый полёт для реализации нештатного выведения космического аппарата или маневра приведения аварийной ракеты-носителя в заданный район. Система аварийной защиты используется также при проведении наземных огневых испытаний РН, ракетных блоков и отдельных двигателей.
     Система измерений имеет в своем составе высокоинформативные радиотехнические системы для измерения медленно- и быстроменяющихся параметров, которые передают информацию на Землю по собственному радиотракту, а также автономные системы, установленные на каждом ракетном блоке 1 ступени и регистрирующие информацию на спасаемые бортовые магнитные носители. Телеметрическая информация в контуре управления процессом подготовки и полёта ракеты-носителя не используется.
     Прицеливание ракеты-носителя осуществляется как с помощью автоматической системы, обеспечивающей точность наведения гироплатформы СУ относительно заданного азимута пуска РН, так и с помощью визуальной системы.
     Автоматическая система прицеливания может так же использоваться для полезных грузов, габариты которых выступают от верхнего узла связи полезного груза с блоком 2 ступени не более, чем на 11 м.
     Система контроля заправки измеряет дозу заправляемых компонентов топлива по уровню топлива в баках при определенной температуре в процессе предстартовой подготовки к пуску, состоит из датчиков уровня, размещаемых в топливных баках, и наземных преобразователей (блоков контроля заправки) и может применяться для контроля заправки компонентами топлива полезного груза.
     Система управления средствами дожигания выбросов непрореагировавшего водорода обеспечивает взрывобезопасность ракеты-носителя в процессе запуска, штатных и аварийных выключений двигателей блока 2 ступени при пуске и при огневых испытаниях. Она состоит из наземной аппаратуры, реализующей программу включения и выключения средств дожигания, расположенных на стартово-стыковочном блоке.
     Ракетный блок 1 ступени занимает особое место среди новых проектно-конструкторских решений, так как проектировался унифицированным для семейства ракет-носителей среднего, тяжёлого и сверхтяжёлого классов. В соответствии с тактико-техническими требованиями на МКС "Энергия-Буран" он должен был быть многоразовым и использоваться в полёте не менее 10 раз. Применительно к ракетному блоку с жидкостным ракетным двигателем такое требование было предъявлено впервые в мировой практике. В результате проведенных всесторонних исследований была выбрана парашютно-реактивная схема возвращения блока после его отделения от ракеты-носителя.
     Элементы средств возвращения (парашютная система, твёрдотопливные ракетные двигатели мягкой посадки и разделения параблока на моноблоки, посадочное устройство, система управления возвращением) расположены частично внутри отсеков блока А, а в большей части - под крупногабаритными обтекателями, установленными на его наружной поверхности.
     Возвращение блоков и их повторное использование - это сложная научно-техническая задача, которую предполагалось решать последовательно, по мере проведения экспериментальной отработки и увеличения числа пусков РН. При лётных испытаниях блоков А в составе ракеты-носителя, они не оснащались средствами возвращения, а использовались отдельные системы для их отработки, хотя для обеспечения неизменных аэродинамических обводов с первого полёта ракеты-носителя на блоке А А были установлены все обтекатели средств возвращения.
     Важным фактором, повлиявшим на успешную реализацию программы создания ракетного блока А 1 ступени, стало то, что параллельно с работами в НПО "Энергия" по созданию ракеты-носителя тяжёлого класса "Энергия" в КБ "Южное" (г. Днепропетровск) разрабатывалась ракета-носитель среднего класса "Зенит". Ракетные блоки 1 ступеней обеих ракет-носителей должны были быть максимально унифицированы.
     Модульная часть блока А унифицирована с блоком 1 ступени ракеты-носителя "Зенит" по размерам топливных баков, применяемым для их изготовления конструкционным материалам, по двигателю и большинству агрегатов автоматики. Опережающие сроки создания РН "Зенит" сделали возможным во многом распространить и на блок А результаты наземной и лётной отработки блока 1 ступени ракеты-носителя "Зенит". Это прежде всего относится к огневым стендовым испытаниям семи образцов блока 1 ступени РН "Зенит" и её лётным испытаниям, восемь из которых были проведены до первого пуска ракеты-носителя "Энергия".
     Ракетные блоки 1 ступени с небольшими доработками могут использоваться также и для ракеты-носителя "Энергия-М".
     В НПО "Энергия" разработан эскизный проект ракеты-носителя сверхтяжёлого класса "Вулкан" с восе-мью увеличенными по длине блоками А, способной выводить на низкие околоземные орбиты полезные грузы массой до 200 т и проведены исследования по возможности применения двух укороченных блоков А 1 ступени на европейской ракете-носителе "Ариан-5".
     Кроме того, среди проблем, которые решались и были решены в процессе создания МКС "Энергия-Буран" были:
- разработка компоновочной схемы РН, на базе которой возможно построение целого ряда ракет-носителей не только разной грузоподъёмности, но и различного типа выводимых на орбиту полезных грузов, в том числе многоразовых орбитальных кораблей, при условии использования существующих технического и стартового комплексов и возможности доставки составных частей ракеты-носителя с заводов-изготовителей на технический комплекс;
- создание крупногабаритного с высокой степенью массового совершенства кислородно-водородного блока 2 ступени (блока Ц), позволяющего его использование в качестве базового при разработке перспективных ракетно-космических комплексов;
- освоение переохлажденного жидкого водорода и средств обеспечения безопасности при его использовании, а также использование переохлажденного жидкого кислорода и охлажденного керосина;
- нейтрализация выбросов непрореагировавшего водорода в процессе запуска двигателей 2 ступени;
- разработка и внедрение новых конструкционных материалов, обладающих повышенными физико-механическими свойствами, новых теплоизоляционных и теплозащитных покрытий, обеспечивающих необходимые тепловые режимы в экстремальных температурных условиях, а также антистатических покрытий с заданными характеристиками проводимости;
- упрочнение алюминиевого сплава при криогенных температурах и создание стенда криогенно-статических испытаний;
- освоение технологии изготовления крупногабаритных вафельных конструкций, изготовления топливных баков большого диаметра с внедрением электронно-лучевой сварки, обеспечение чистоты топливных емкостей и неразрушающего контроля качества приклеивания теплоизоляции и теплозащиты;
- определение акустических характеристик без проведения огневых технологических испытаний;
- обеспечение прочности конструкции РН в условиях существенного перепада температур в процессе стоянки и заправки;
- решение вопросов транспортирования крупногабаритных элементов конструкции РН самолетом-транспортировщиком 3М-Т;
- создание универсального комплекса стенд-старт, обеспечивающего экспериментальную огневую отработку и пуск РН, экспериментальной базы для отработки универсальных РН и их составных частей и разработка экспериментальных установок;
- создание производственной базы на полигоне с оборудованием технического комплекса и автоматизированной системы управления подготовкой и пуском.

     Однако, проектируемое незначительное количество пусков РН "Энергия", ограниченность в средствах, привели к решению о создании только двух АСУ: АСУ СК и АСУ УКСС. Объединялись при этом в единый процесс работы по подготовке и пуску изделия на УКСС системой АСУ УКСС и на СК - системой АСУ СК.
     Разработчиком и изготовителем аппаратного комплекса были определены ПО "Реле и автоматика" (г. Киев) и ЛНПО "Красная Заря" (г. С.-Петербург). Основу систем составляли серийные вычислительные машины СМ-2, СМ-2М и "Электроника-60".
     Разработчиком и изготовителем систем АСУ СК и АСУ УКСС и, соответственно, специального программного обеспечения было НПО "Энергия".
     Значительный объём намеченных "холодных" и огневых испытаний предполагал разработку большого комплекса специального программного обеспечения.
     Ограниченность в ресурсах (2 года до начала испытаний, небольшой коллектив программистов) не позволила идти по обычному пути: создание языка высокого уровня и специальных систем отработки на базе существующих операционных средств и систем автоматизации программирования, разработка программ на языке высокого уровня для обеспечения конкретных испытаний.
     Был разработан язык высокого уровня "Пуск-1", однако, вместе с этим пришло понимание, что ни разработать, ни отработать такой объём специального программного обеспечения в сжатые сроки невозможно, хотя стоимость отказа системы и, соответственно, программного обеспечения очень высока.
     Выход из создавшейся ситуации был найден: им стал метод, позволивший исключить необходимость трудоемкой и сложной разработки и отладки специального программного обеспечения, который получил название "Технология проектирования автоматизированных систем "Контур". В его основе лежит создание вычислительной среды, в которую пользователь может войти не с методом решения конкретной задачи в этой среде, а с самой задачей. Использование этого метода при обеспечении испытаний МКС позволило резко сократить стоимость и сроки разработки систем АСУ УКСС и АСУ СК. Поскольку реализуется именно сама задача, а не её представление в виде алгоритмов и программ, резко снизилось время на изменение самой задачи, что позволило при обнаружении ошибок в исходном процессе (а он и отрабатывался) при работающей с РН системе АСУ УКСС и АСУ СК за 24 ч менять задачу, которую она реализовала.
     В заданные сроки были обеспечены все необходимые испытания и пуски РН "Энергия" и МКС "Энергия-Буран".
     Ракета-носитель "Энергия" может использоваться для выведения полезных грузов (орбитальных кораблей или навесных полезных грузов) на промежуточную орбиту ИСЗ и на рабочие (целевые) высокоэнергетические орбиты при дооснащении ракеты-носителя разгонным блоком, размещаемым в грузовом транспортном контейнере.
     Опыт создания ракеты-носителя такого класса может быть с большим технико-экономическим эффектом использован как при создании новых средств выведения, так и в различных отраслях народного хозяйства. В 1989 г. НПО "Энергия" совместно со смежными организациями разработало каталог "Научно-технические достижения по системе "Энергия-Буран" - народному хозяйству", в котором приведено около 600 предложений, реализация которых может дать экономический эффект около 6 млрд. руб (в ценах 1989 г.).
     Создание ракеты-носителя "Энергия" и МКС "Энергия-Буран" в целом явилось самой масштабной программой в истории отечественной космонавтики. Кооперация исполнителей насчитывала 1206 предприятий и организаций почти 100 министерств и ведомств СССР, были задействованы крупнейшие научные и производственные центры России, Украины, Белоруссии и других республик. Значительные ресурсы вкладывались в дооснащение и реконструкцию ведущих заводов, объектов испытательной базы. Годовой объём выделяемого финансирования на всю программу достиг в 1985 г. 1,3 млрд. руб.
     В создании МКС "Энергия-Буран" принимали участие коллективы конструкторских бюро, научно-исследовательских институтов, заводов, воинских частей и других организаций СССР, главным образом Российской Федерации, техническую координацию деятельности которых осуществлял Совет Главных конструкторов во главе с В.П.Глушко, а затем Ю.П.Семёновым.
     Головными предприятиями были:
     НПО "Энергия" - по комплексу в целом, ракете-носителю, техническому комплексу;
     Волжский филиал НПО "Энергия" - по блоку 2 ступени и стартово-стыковочному блоку ("Я").
     НПО "Энергомаш" - по двигателям 1 ступени;
     КБ Химавтоматики - по двигателям 2 ступени;
     НПО "Южное" - по модульной части блока 1 ступени;
     КБ общего машиностроения - по стартовому комплексу;
     НПО "Электроприбор" - (в последствии НПО "Хартрон") по системе управления;
     ЦНИИмаш - по испытаниям на прочность;
     НИИХиммашиностроения - по огневым испытаниям;
     ПО "Арсенал" - по рулевым приводам;
     НПО "Искра" - по твёрдотопливным двигателям;
     НПО ИТ - по средствам телеметрических измерений;
     завод "Прогресс" - по изготовлению блоков Ц;
     ПО "Южмашзавод" - по изготовлению модульных частей блоков А;
     ЗЭМ - по изготовлению блоков А;
     Воронежский механический завод - по изготовлению двигателей 2 ступени;
     Опытный завод энергетического машиностроения - по изготовлению двигателей 1 ступени;
     НПО "Криогенмаш" - по криогенному оборудованию;
     Организация "Агат" - по технико-экономическому анализу;
     50 ЦНИИКС - по военно-техническому сопровождению;
     5 НИИП МО - по подготовке и проведению лётных испытаний;
     ГИПХ - по обеспечению пожаро- и взрывобезопасности;
     ИПРОМАШПРОМ - по проектированию промышленных объектов;
     НПО "Композит" - по материалам;
     НИИТМ (НПО "Техмаш") - по технологическому обеспечению;
     НПО Приборостроения - по радиотехническим системам.

Орбитальный корабль "Буран"
     Работы над многоразовым орбитальным кораблем "Буран" были начаты в 1974 г. Центральным вопросом при определении технического облика орбитального корабля являлся выбор его принципиальной схемы. На начальном этапе рассматривалось два варианта схемы: первый - самолётная схема с горизонтальной посадкой и расположением маршевых двигателей 2 ступени в хвостовой части и второй - схема "несущий корпус" с вертикальной посадкой. Преимущества второго варианта касались предполагаемого сокращения сроков разработки за счёт использования опыта и заделов по КК "Союз". В результате дальнейших исследований была принята самолётная схема с горизонтальной посадкой как наиболее отвечающая требованиям к многоразовым системам.
     Проектные исследования, проведенные в направлении оптимизации МКС в целом, определили вариант системы, в котором маршевые двигатели были перенесены на центральный блок 2 ступени ракеты-носителя "Энергия".
     Энергетическая и конструктивная независимость ракетной системы выведения и орбитального корабля позволила проводить самостоятельную отработку ракеты-носителя и орбитального корабля, упростила организацию работ и обеспечила разработку сверхтяжёлой отечественной ракеты-носителя "Энергия".
     Головным разработчиком МКС в целом и орбитального корабля "Буран" было определено НПО "Энергия", головным разработчиком планера орбитального корабля "Буран" - специально созданное НПО "Молния" МАП, а заказчиком системы - Министерство обороны.
     Создание орбитального корабля "Буран" определялось комплексным противодействием мероприятиям противника по расширению использования космического пространства в военных целях; решением целевых задач в интересах Министерства обороны, народного хозяйства и науки; проведением военно-прикладных исследований и экспериментов в обеспечение создания больших космических систем и выведением их на орбиты, обслуживанием на них и возвращением на Землю космических аппаратов, космонавтов и грузов.
     Двумя головными разработчиками - НПО "Энергия" и НПО "Молния" с участием ЦАГИ (г. Жуковский) и ЦНИИмаш (г. Калининград Московской области) был проведён сравнительный анализ двух схем корабля с горизонтальной посадкой: схема моноплана с низкорасположенным крылом двойной стреловидности и схема типа "несущий корпус", в результате которого в качестве оптимального варианта для орбитального корабля "Буран" была принята схема моноплана.
     В конце 1976 г. был разработан эскизный проект орбитального корабля "Буран", а в 1977 г. - технический проект.
     В конце 1977 г. был выпущен технический проект, содержащий всю необходимую информацию для разработки рабочей документации, и началась её разработка.
     Разработанная комплексная программа наземной экспериментальной отработки охватывала весь объём работ, начиная от узлов и приборов и кончая ОК в целом. Было создано около сотни экспериментальных установок, семь комплексных моделирующих стендов, пять летающих лабораторий и шесть полноразмерных макетов орбитальных кораблей.
     Один из макетов ОК предназначался для горизонтально-лётных испытаний. Он имел в хвосте четыре турбореактивных двигателя для обеспечения взлета и посадки по-самолётному и его основной задачей была отработка автоматической посадки в рамках работ Лётно-испытательного института (г. Жуковский).
     Работы по созданию орбитального корабля "Буран" находились под жесточайшим контролем Правительства СССР.
     В августе 1983 г. в НПО "Энергия" поступил планер ОК "Буран" для дооснащения и проведения на нем комплексных электрических испытаний, которые начались в марте 1984 г.
     8 декабря 1984 г. первый макетный экземпляр орбитального корабля "Буран" был доставлен на космодром Байконур. Основная задача этого макета - примерка с ракетой-носителем "Энергия" и наземным технологическим оборудованием. Построенная для ОК "Буран" взлётно-посадочная полоса (ВПП) имела длину 4500 м и ширину 80 м.
     В ноябре 1985 г. в ЛИИ состоялся первый полёт корабля "Буран" с ТРД для отработки систем его посадки на аэродром.
     Планер первого лётного ОК "Буран" был доставлен на космодром Байконур в декабре 1985 г. После его сборки в апреле 1986 г. начались электрические испытания, а параллельно им проводилась заключительная отработка систем ОК, были получены заключения о готовности систем и корабля в целом, после чего Государственная комиссия во главе с Министром общего машиностроения Х.В.Догужиевым утвердила дату пуска - 29 октября 1988 г.
     Подготовка МКС "Энергия-Буран" к пуску в последние дни октября 1989 г. проходила без существенных замечаний, но с отклонением от временного графика на 5 ч. В назначенный день пуска 29 октября 1988 г. метеорологические условия были весьма благоприятными, скорость ветра 0,5...1 м/с. Однако, как говорилось ранее, за 51 с до команды "Контакт подъёма" автоматическая система контроля параметров предстартовой подготовки ракеты-носителя "Энергия" выдала команду "Автоматическое прекращение подготовки".
     После анализа неисправности и оценки времени, необходимого для повторной подготовки пуска, была установлена новая дата старта - 15 ноября 1988 г.
     Старт 15 ноября 1988 г. был назначен на 6 утра. Предстартовая подготовка ОК началась за 11 ч до времени старта. На этот раз прогноз метеоусловий был неблагоприятный. Подготовка проходила без замечаний, все системы корабля функционировали исправно.
     Пуск МКС "Энергия-Буран" состоялся в 6 ч 00 мин 02 с. Полёт ОК был полностью автономным, без какого-либо управления с Земли. Все системы работали нормально. Свыше 3 ч волнений и ожиданий, и, наконец, на экранах мониторов появился возвращающийся "Буран". Четко проделав все предпосадочные маневры, он вышел точно на посадочную полосу, приземлился, пробежал 1620 м и замер посреди посадочной полосы, при этом боковое отклонение составило всего 3 м при скорости ветра 17 м/с, продольная скорость в момент касания ВПП - 305 км/ч, вертикальная скорость - 0,6 м/с. Стартовая масса ОК была около 90 т, посадочная - 81 т.
     Общее время полёта заняло 206 мин. Орбитальный корабль был выведен на орбиту с максимальной 263 км и минимальной 251 км высотой, успешно преодолел все трудности спуска в атмосфере и встал на полосе практически готовый к следующим полётам.
     Это были радостные минуты, завершился труд сотен и тысяч разработчиков. Была создана система не уступающая, а по многим параметрам превосходящая американскую систему "Спейс Шаттл". Впервые в мировой практике была проведена полностью автоматическая посадка космического аппарата такого класса. Полёт продемонстрировал высочайший уровень отечественной космонавтики и подтвердил правильность проектных и конструктивных решений, а также обоснованность и достаточность разработанной программы наземной и лётной отработки.
     Многоразовый орбитальный корабль "Буран" - это принципиально новый космический аппарат, объединяющий в себе весь накопленный ранее опыт ракетно-космической и авиационной техники. Он рассчитан на 100 полётов и может выполнять полёты как в пилотируемом, так и в беспилотном (автоматическом) режиме. Максимальный экипаж 10 человек, при этом основной экипаж четыре человека и космонавты-исследователи - шесть человек.
     При проектной стартовой массе около 105 т ОК "Буран" может выводить на рабочую орбиту до 30 т полезного груза и возвращать с неё на Землю до 20 т. Отсек полезного груза позволяет разместить груз длиной до 17 и диаметром до 4,5 м. ОК имеет диапазон высот рабочих орбит от 200 до 1000 км при наклонениях от 51 до 110⁰, расчётную продолжительность полёта 7-30 сут. и может совершать боковой маневр в атмосфере до 2000 км.

     По аэродинамической схеме корабль "Буран" представляет собой моноплан с низкорасположенным крылом, выполненный по схеме "бесхвостка". Его корпус негерметичен, но в носовой части находится герметичная кабина общим объёмом более 70 м³, в которой размещаются экипаж и основная часть аппаратуры. С внешней стороны корпуса нанесено специальное теплозащитное покрытие двух типов в зависимости от места установки: в виде плиток на основе супертонкого кварцевого волокна и гибких элементов высокотемпературных органических волокон, а для наиболее теплонапряженных участков корпуса, (кромки крыла и носовой кок) - конструкционный материал на основе углерода.
     Автономная инерциальная система управления основана на бортовом многомашинном комплексе и гиростабилизированных платформах и осуществляет как управление движением ОК на всех участках полёта, так и управление работой бортовых систем. Одной из основных проблем в процессе разработки ОК "Буран" было создание и отработка математического обеспечения. Автономная система управления совместно с радиотехнической системой "Вымпел", предназначенной для высокоточных измерений на борту навигационных параметров, обеспечивает спуск корабля и его автоматическую посадку, включая пробег по ВПП до останова.
     Система контроля и диагностики охватывает конструкцию и все бортовые системы корабля, определяет неисправность в системах, подключает резервные комплекты или переходит на резервные режимы работы. Такая система применена на космических аппаратах впервые.
     Радиотехнический комплекс связи и управления обеспечивает связь орбитального корабля с Центром управления полётом (ЦУП). Для обеспечения связи через спутники-ретрансляторы разработаны и установлены на борту ОК специальные фазированные антенные решетки, позволяющие поддерживать связь при любой ориентации корабля.
     Объединённая двигательная установка, работающая на экологически чистых компонентах, позволяет выполнять орбитальные маневры, координатные перемещения и управляющие воздействия. Двигательная установка имеет два ЖРД тягой по 8800 кгс, 38 управляющих двигателей тягой по 387 кгс и восемь двигателей ориентации с тягой по 20 кгс. В двигательной установке впервые разработаны и применены двигатели, работающие на газообразном кислороде с системой электрического зажигания.
     Система электропитания мощностью до 30 кВт построена на базе электрохимических генераторов с водородно-кислородными топливными элементами, превращающими непосредственно химическую энергию горючего и окислителя в электрическую энергию. При разработке системы была решена задача как разработки самих топливных элементов, так и емкостей для хранения жидкого водорода и кислорода в малых объёмах.
     Бортовой комплекс обслуживания полезных грузов включает манипулятор, позволяющий проводить различные операции с полезными грузами как на орбите, так и непосредственно в отсеке полезного груза.
     Разработка орбитального корабля "Буран", наиболее сложного из всех разработанных предприятиями промышленности космических кораблей, потребовала качественно нового подхода к его проектированию, разработке и испытаниям. Была проведена комплексная системная увязка корабля, определены его основные характеристики и требования по всем составляющим, разработаны новые принципы построения программно-логической документации, позволившие создать и отработать сложнейшее программное обеспечение, созданы автоматизированные процессы комплексных испытаний с соответствующим программным обеспечением, позволившие провести отработку всего бортового комплекса в целом, и автоматизированные системы управления полётом и подготовки и проведения пуска.
     Кроме научно-технических проблем, предстояло создать работоспособную кооперацию исполнителей. Задача осложнялась тем, что к уже сложившейся космической кооперации, привыкшей работать по определенным законам и стандартам создания космической техники, присоединились многочисленные организации авиационной промышленности. В результате был создан новый тип кооперации, открывающий новое направление: аэрокосмическую отрасль.
     Успешный пуск орбитального корабля "Буран" - это новый этап в отечественной космонавтике, поднявший на более высокий уровень все направления разработки и создания космических аппаратов, начиная от проектирования и кончая подготовкой к пуску и управлением полётом.
     В основу конструкции и бортовых систем корабля "Буран" заложены технические решения, не имеющие аналогов в мировой практике: это новые системы, конструкционные материалы, оборудование, теплозащитные покрытия и новые технологические процессы. Многое из этого может и должно быть внедрено в народное хозяйство.
     Одним из реальных побочных результатов создания МКС "Энергия-Буран" явилось существенное продвижение переговоров по ограничению вооружений, прежде всего между США и СССР. Ведь ОК "Буран" создавался в том числе и для комплексного противодействия планам использования космического пространства в военных целях. Тот научно-технический потенциал, который был продемонстрирован при первом беспилотном полёте, подтвердил наши стратегические возможности и необходимость соглашения.
     МКС "Энергия-Буран" опередила время, заказчик - Министерство обороны и промышленность не были готовы к её использованию. Система, как и вся космонавтика, в 90-х годах подверглись необоснованной критике дилетантов, а общий спад и развал промышленности самым непосредственным образом отразился на грандиозных проектах.
     Государственное финансирование на космические исследования резко сокращалось, в 1991 г. МКС "Энергия-Буран" была переведена из программы вооружений в Государственную космическую программу решения народно-хозяйственных задач. Политика сокращения финансирования на тему "Энергия-Буран" привело к невозможности дальнейшего проведения работ с орбитальным кораблем "Буран". В 1992 г. Российским космическим агентством было принято решение о прекращении работ и консервации созданного задела. К этому времени был полностью собран второй экземпляр орбитального корабля и завершалась сборка третьего с улучшенными техническими характеристиками.
     В создании орбитального корабля "Буран" участвовали предприятия почти всех отраслей промышленности, в том числе НПО "Молния" МАП (головной разработчик планера орбитального корабля), НПО АП МОМ (система управления), НПО КП МОМ (радиокомплекс), НПО ИТ МОМ (телеметрические системы), НПО ТП МОМ (система сближения и стыковки), МНИИРС МРП (системы связи), ВНИИРА МРП (система измерения параметров движения при посадке), ЦНИИРТК МВССО (бортовой манипулятор), МОКБ "МАРС" МАП (алгоритмы участка спуска и посадки), УЭХК МСМ (электрохимический генератор), НИИ АО МАП (пульты космонавтов), ЦНИИМАШ МОМ (прочностные испытания), НИИХИММАШ МОМ (испытания двигателей и системы электропитания).

Далее...