«Энергия» - «Буран»

По результатам рассмотрения технического предложения на совместном научно-техническом совете Минобщемаша и Минобороны А.Г.Карась настоял при защите проекта НПО на создании многоразовой космической системы. Аналогичные заключения дали головные институты, предлагавшие создать комплекс, аналогичный системе "Спейс Шаттл". Решением Совета предписывалось, чтобы "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", в проекте НПО "Энергия" поменять приоритетность разработок в интересах Минобороны, выдвинув на первый план необходимость создания многоразовой космической системы типа "Спейс Шаттл". В конце 1975 г. второй виток итерации проекта привел к изменению головного тома проекта. Появился том 1Б, "Многоразовая космическая система "Буран".

Организация разработки ракет представляла определенную трудность. И.Н.Садовскому было поручено возглавить это направление разработки, с объединением разрозненных подразделений. В конечном счете под руководством И.Н.Садовского был сформирован облик будущей ракетно-космической транспортной системы, которая, по замыслу, должна была стать универсальной.

Ракета представлялась как самостоятельная структура, а полезный груз - орбитальный корабль или любой другой космический аппарат, или платформа. В отличие от американской системы, ракета позволяла осуществлять запуск космических аппаратов различных классов. "Спейс Шаттл" был лишь космическим самолетом с твердотопливными ускорителями и подвесным топливным отсеком В этой схеме при равной стартовой массе самолет выводил на орбиту груз в три раза меньший, чем классическая ракета.

К универсальности комплекса подтолкнул немаловажный эпизод разработки. Первоначально предлагалось размещение двигательной установки второй ступени на орбитальном корабле, как у "Спейс Шаттла". Однако из-за отсутствия в то время в стране самолета для транспортировки с завода-изготовителя до Байконура, а главное, для отработки в летных условиях орбитального корабля значительной массы, орбитальный корабль был облегчен за счет переноса двигателей на центральный бак. Под летными испытаниями орбитального корабля понимались горизонтальные летные испытания (ГЛИ), при которых по типу американских полетов "Спейс Шаттла" на "Боинге -747" планировалось производить сброс корабля с высоты полета авианосителя для отработки свободного снижения и маневрирования корабля при посадке на Землю.

С переносом двигателей на центральный бак ракеты увеличилось их количество с трех до четырех. Четвертый - горячий резерв.

В основе топлива проектантами сразу были заложены для первой ступени центрального блока кислород и керосин, для второй - кислород и водород. Орбитальный корабль был несколько меньших габаритов и массы. К 1976 г. облик корабля приблизился к "Спейс Шаттлу", увеличилась стартовая масса комплекса, диаметр центрального блока, число боковых блоков с двух увеличилось до четырех. Практически определилась исходная конструкция "Бурана".

В этот период КБЮ было связано тесным контактом в разработке модульной части блока А с проектантами Глушко.

Подразделения, сгруппировавшиеся вокруг И.Н.Садовского, вели проектные работы как по ракете, так и по орбитальному кораблю и комплексу в целом. Начиная с 1976 г., в течение пяти лет (до 1981 г.) были проработаны пять вариантов конструкторских схем на базе исходной. Велись работы из разряда "проектного пота". Орбитальный корабль приобретал формы и содержание, близкие к конечным. Ракета меняла свою структуру от двухбакового центрального блока до четырехбакового, а затем вновь двухбакового, менялись размерность и количество маршевых двигателей, оптимизировалось соотношение ступеней и тяга двигателей, облагораживались аэродинамические формы, была введена система парашютного спасения блоков А, были введены в 1976 г. воздушно-реактивные двигатели на орбитальном корабле, что давало возможность осуществлять глубокое маневрирование при посадке. Одновременно разрабатывалась конструкторская документация, велась подготовка производства, разрабатывался проект по приспособлению стартов Н-1 и нового старта как стенда-старта, разрабатывалась идеология использования рождающегося комплекса. Определялись, что разработчиком планера орбитального корабля станет Минавиапром. В общем, велась огромная работа в стадии становления комплекса.

Внутри коллектива НПО "Энергия" эта работа велась не единодушно. В начальной стадии группа "авторитетов" просто критиковала это направление, не предлагая более рационального пути. Полемика с В.П.Глушко велась даже в оскорбительной для него форме. Один из лидеров этих "авторитетов" на одном из очередных "советов" в упор выпалил Глушко: "Разве Вы в состоянии сформировать эффективную космическую программу и открыть безошибочный путь в космонавтике?.." Суть этой тирады изложена однажды мне самим Глушко. Не поколебавшись в выбранном направлении и не реагируя на "зарвавшихся", как называл их Глушко, работа шла в колее коллективной разработки.

Однако "зарвавшиеся" раскачивали и коллектив. На очередной партийной конференции Глушко как Генеральный директор и конструктор НПО "Энергия" по заведенному в то время порядку должен был быть избран в партийный комитет объединения. При голосовании выявилось, что положение руководителя было шатким - будь проголосовавших против его кандидатуры немного больше, и он оказался бы вне коллектива. Усилия "зарвавшихся авторитетов" были ощутимыми, но, как оказалось по результатам, недостаточными. Через короткое время ситуация изменилась в лучшую сторону. "Авторитеты" почувствовали твердую руку Валентина Петровича.

Однако вернемся к хронологии.

Проработки НПО "Энергия" в 1975 г. легли в основу правительственных решений. В феврале 1976 г. принимается постановление "О создании многоразовой космической системы и перспективных космических комплексов". Многоразовая космическая система предусматривалась "в составе разгонной ступени, орбитального самолета, межорбитального буксира - корабля, комплекса управления системой, стартово-посадочного и ремонтно-восстановительного комплекса и других наземных средств, обеспечивающих выведение на северо-восточные орбиты высотой 200 км полезных грузов весом до 30 т и возвращения с орбиты грузов до 20т".

Постановление о создании многоразовой космической системы и перспективных космических комплексов обязало Минобщемаш обеспечить на основе проектных и экспериментальных работ по основным элементам многоразовой системы разработку в 1979-1980 гг. силами НПО "Энергия" технических предложений по перспективным средствам выведения космических аппаратов, не уступающих аналогичным средствам выведения Соединенных Штатов. Планировалось по результатам рассмотрения технических предложений Минобщемашу совместно с Минобороны и другими заинтересованными министерствами и ведомствами внести в установленном порядке предложения о проведении дальнейших работ. Было определено, что головным министерством по созданию многоразовой космической системы является Минобщемаш. Заказчиком определено Минобороны.

Сразу после выхода постановления правительства НПО "Энергия", конкретно начальник отдела Е.А.Дубинский и его заместитель Р.К.Иванов совместно с П.В.Щербаковым, представителем от Минобороны А.Г.Карася, приступили к разработке тактико-технических требований к многоразовой системе. В течение почти года утрясались основные характеристики и требуемые качества комплекса, которые еле уложились в несколько увесистых книг.

Многоразовая космическая система "Энергия"-"Буран" создавалась согласно требованию "Заказчиков" с целью:

- комплексного противодействия мероприятиям вероятного противника по расширению использования космического пространства в военных целях;

- решения целевых задач в интересах обороны, народного хозяйства и науки;

- проведения военно-прикладных исследований и экспериментов в обеспечение создания больших космических систем с использованием оружия на известных и новых физических принципах;

- выведения на орбиты, обслуживания на них и возвращения на землю космических аппаратов, космонавтов и грузов.

В соответствии с требованиями, заложенными в задании, ракета-носитель и орбитальный корабль составляли многоразовый ракетно-космический комплекс. Система должна обеспечивать выведение на опорную орбиту высотой 200 км и наклонением 51╟ полезных грузов массой не менее 30 т и возвращение на Землю внутри грузового отсека порядка 20 т. Масса полезного груза, выводимого на околоземную орбиту с наклонением 97╟, должна быть не менее 16 т. Минимальное время подготовки к повторному пуску должно было составлять не более 20 сут., включая ремонтно-восстановительные работы с применением блоков первой ступени из обменного фонда. Многоразовость ракеты-носителя и орбитального корабля характеризовалась кратностью использования блоков первой ступени не менее 10 раз, орбитального корабля - до 100 раз.

Конструкция блоков первой ступени и входящих в нее систем должна быть рассчитана на многократное использование без переборки и замены основных узлов и агрегатов. Остаточный ресурс работоспособности приборов, агрегатов и систем на момент последнего пуска должен обеспечивать возможность проведения не менее пяти полетов. Жидкостные двигатели ракетных блоков первой и второй ступеней должны обеспечивать многоразовость применения при оптимальных энерговесовых характеристиках и высокой надежности. Гарантийный запас работоспособности по ресурсам и числу включений сверх эксплуатационного должен быть не менее трех летных ресурсов.

Тактико-технические требования были утверждены 8 ноября у Д.Ф.Устинова. Все промышленные министерства, заказывающие управления Минобороны, Академия наук СССР подписали этот исходный документ. Был выпущен эскизный проект, который стал базовым для последующих его вариантов. Определились все геометрические и массовые характеристики ракеты и орбитального корабля.

Об орбитальном корабле. По схеме разделения работ по созданию орбитального корабля, подписанной В.П.Глушко и Г.Е.Лозино-Лозинским и утвержденной Минобщемашем и Минавиапромом в декабре 1977 г., НПО "Молния" - головная организация по созданию планера в целом орбитального корабля с турбореактивной двигательной установкой, системами жизнеобеспечения экипажа и теплового режима, теплозащиты орбитального корабля, системы отображения информации и других систем. В обеспечение этого "Молния" разрабатывает аэродинамическую компоновку и требования по центровке орбитального корабля на всех участках полета, программу полета, логику функционирования бортовых систем орбитального корабля на участках спуска, посадки и при перегонах. Проект утвердил В.П.Глушко 12 декабря 1976 г.

Постановлением этого же года было также определено, что маршевым двигателем первой ступени будет РД-170 разработки КБ "Энергомаш" НПО "Энергия" - Химки. Модульную часть блока А поручалось разработать КБ "Южное". Было установлено, что летные испытания ракетного комплекса должны начаться в 1983 г.

Чуть позднее мартовским постановлением правительства 1976 г, КБ "Южное" поручалась разработка ракеты-носителя "Зенит" (11К77) с использованием в качестве маршевого того же двигателя РД-170. Летные испытания предписывалось начать во втором квартале 1979 г. Минавиапром становился головным по созданию планера орбитального корабля, средств воздушной транспортировки крупногабаритных конструкций, а также посадочного комплекса с необходимым оборудованием. Было поручено Минобщемашу и Минавиапрому подготовить в трехмесячный срок совместно с заинтересованными министерствами перечень основных исполнителей работ по созданию многоразовой системы и представить его комиссии Президиума СМ СССР по военно-промышленным вопросам для утверждения. В этом же году, в ноябре, решением Военно-промышленной комиссии Совмина был утвержден перечень основных исполнителей работ по созданию комплекса.

Пора, чтобы не создавать путаницы, определиться с наименованием главных составных частей многоразовой космической системы. Система во всех правительственных и проектных документах называлась "Буран", что, строго говоря, не соответствовало универсальности комплекса. Это наименование более соответствовало только одному варианту исполнения системы. Известно, что позднее, в 1987 г., Глушко универсальную ракету окрестил "Энергией", а "Буран" остался кличкой орбитального корабля. Надо сказать, обобщенное имя ракеты и корабля "Буран" создали для нас некоторую трудность и неразбериху. В верхних кругах власти велась оценка и критика комплекса как "Бурана", ракета не выделялась как самостоятельная система. В результате некоторые характеристики, особенно по баллистическим возможностям, и стоимостные оценки выглядели для ракеты в невыгодном для нее свете. На этом некоторые "безграмотные" оппозиционеры играли свою темную игру. Но об этом позднее. Пока договоримся, что в дальнейшем изложении материала, не дожидаясь, когда "Энергия" станет "Энергией", разделим наименования: ракета - это "Энергия", орбитальный корабль - "Буран". В индексациях Министерства обороны со времени утверждения тактико-технического задания многоразовый космический комплекс стал 1К11К25, двухступенчатая ракета-носитель - 11К25, орбитальный корабль -11Ф35.

При создании "Энергии" и "Бурана" были объединены усилия сотен конструкторских бюро, заводов, научно-исследовательских организаций, военных строителей, эксплуатационных частей космических сил. Десятки министерств и ведомств организовали работу предприятий. Академия наук СССР и академии союзных республик работали над решением проблем создания уникального комплекса. Всего в разработке участвовало более 1200 организаций. Над созданием этой системы работали около миллиона человек во всех отраслях промышленности Советского Союза.

Головные разработчики и изготовители ракеты-носителя "Энергия":

- НПО "Энергия", генеральный конструктор В.П.Глушко, в том числе завод экспериментального машиностроения (ЗЭМ), директор А.А.Борисенко;

- НПО "Южное" - разработчик блока А, баллистических ракет типа "Космос" (63С1, 65СЗ), "Циклон" и "Зенит", баллистических ракет военного заказа, малых научных спутников, генеральный конструктор В.Ф.Уткин;

- Южный машиностроительный завод - изготовитель ракетно-космических систем разработки КБ "Южное"; генеральный директор А.М.Макаров, с 1986 г. -Л.Д.Кучма. Днепропетровск, Украина;

- Куйбышевский машиностроительный завод "Прогресс" - изготовитель блоков Ц и Я и сборщик всего пакета ракеты-носителя "Энергия" на территории космодрома Байконур; директор завода А.А.Чижов;

- Куйбышевское КБ (филиал НПО "Энергия"); главный конструктор Б.Г.Пензин;

- НПО "Молния" - разработчик орбитального корабля-планера; генеральный директор и главный конструктор Г.Е.Лозино-Лозинский;

- НПО "Энергомаш" - разработчик мощных кислородно-керосиновых двигателей РД-170; генеральный конструктор с 1974 г. В.П.Радовский. Изготовитель - завод "Энергомаш"; директор С.П.Богдановский;

- КБ "Химавтоматика" - разработчик двигателей РД-0120; главный конструктор А.Д.Конопатов, В.С.Рачук, директор завода-изготовителя Г.В.Костин. Воронеж, Россия;

- НИИ авиационного приборостроения - разработчик системы управления орбитального корабля "Буран" и ряда баллистических ракет, ракет-носителей типа "Зенит", "Протон", Н-1 и семейства ракет ранних разработок; генеральный конструктор Н.А.Пилюгин, затем В.Л.Лапыгин;

- НПО "Электроприбор" - разработчик систем управления ракеты-носителя "Энергия" и ряда ракет боевого применения; главный конструктор В.Г.Сергеев, А.Г.Андрющенко, в настоящее время - Я.Е.Айзенберг, Харьков, Украина;

- КБ общего машиностроения - разработчик стартовых комплексов, наземных технических средств ракеты-носителя "Энергия" и ряда ракет разработки С.П.Королева., М.К.Янгеля и В.Н.Челомея; генеральный конструктор В.П.Бармин;

- НПО "Искра" - головное по твердотопливным двигателям; руководил разработкой Л.Н.Лавров;

- ГИПХ - ответственный по компонентам и обеспечению пожаро-взрывобезопасности; директор института В.С.Гидаспов, заместитель Е.А.Сиволодский, организатор экспериментальной отработки Г.С.Потехин;

- НПО "Композит" - ведущий институт по современным материалам; директор С.П.Половников, заместитель Ю.Г.Бушуев;

- НИИТМ, позднее НПО "Техномаш" - головной разработчик совершенной технологии, директор А.В.Колупаев;

- Центральный институт машиностроения (ЦНИИМаш) - головной институт отрасли, ответственный в том числе по прочности и динамическим характеристикам, директор Ю.Д.Мозжорин;

- НИИ химического машиностроения (НИИХимМаш) - головной по проведению огневых стендовых испытаний блоков и ракеты на Байконуре, директор Ю.А.Корнеев;

- НПО измерительной техники (НПО ИТ) - телеметрическое обеспечение, директор института О.А.Сулимов;

- НПО "Криогенмаш" - по криогенному оборудованию, директор В.П.Беляков, Н.Е.Курташин;

- 50 ЦНИИ КС - по военно-техническому сопровождению разработки, начальник института генерал И.В.Мещеряков;

- и, конечно, космодром "Байконур", войсковая часть 11284 по подготовке и проведению летных испытаний, начальник полигона генерал Ю.А.Жуков.

Эскизный проект многоразовой космической системы был рассмотрен Межведомственной экспертной комиссией, в которую входили представители головных институтов промышленности, Минобороны, академий наук Союза и республик. В марте 1977 г. проект и заключение комиссии были рассмотрены на объединенном научно-техническом совете Минобщемаша, Минавиапрома и военно-технического совета Министерства обороны. Проект был одобрен с некоторыми замечаниями. Совет рекомендовал разработать дополнение к эскизному проекту.

В июле 1977 г. было выпущено дополнение к эскизному проекту. Облик ракеты существенно поменялся. По результатам исследований устойчивости полета ракеты была проведена аэродинамическая перекомпоновка ракеты. В основном это коснулось центрального блока. Диаметр блока 8,2 м был уменьшен до 7,7, длина увеличилась на 7,9 м. Количество баков изменилось до четырех. Образовывалась конструкция с последовательным расположением баков таким образом, что на начальном участке полета ракеты расход компонентов должен производиться из нижних баков, а к концу - из верхних. Это - известный прием в конструировании ракет. Такая схема с расходом из двух полостей баков последовательно была реализована в ОКБ-586, например, в конструкции ракеты Р-14. Но главной причиной деления центрального блока на два полублока было вынужденное уменьшение габаритов для обеспечения транспортировки самолетом. Предполагалось перевозить центральный блок самолетом ЗМ-Т в специальных контейнерах в двух полублоках, естественно, раздельно.

Блок А после введения в конструкцию парашютных средств посадки приобрел в носовой и хвостовой частях небольшие аэродинамические плоскости для стабилизации блока в полете в верхних слоях атмосферы.

Дополнение к эскизному проекту, как и предыдущие проекты, прошло экспертизу, было одобрено Советом главных конструкторов и научно-техническим советом Минобщемаша.

В ноябре этого же года вышло постановление правительства, которым были утверждены основные этапы создания многоразовой системы и принят ряд мероприятий в обеспечение разработки. Этим же постановлением было перенесено начало летных испытаний ракеты-носителя "Зенит" на третий квартал 1980 г., срок начала летных испытаний "Бурана" оставался 1983 г. Перенос сроков был связан с неудовлетворительным состоянием разработки двигателя РД-170.

В декабре 1977 г. приказом министра Общемаша главным конструктором темы "Буран" назначается первый заместитель генерального конструктора И.Н.Садовский с подчинением ему проектных подразделений ГКБ НПО "Энергия" по многоцелевым тяжелым носителям, которые ранее возглавлял Я.П.Коляко; конструкторских подразделений во главе с В.В.Симакиным; Волжского филиала - главный конструктор Б.Г.Пензин - и подразделения по стартовым позициям и наземному комплексу с заместителем генерального конструктора А.П.Абрамовым.

Структурой НПО "Энергия", утвержденной министром, в состав объединения вошло КБ "Салют", главный конструктор Д.А.Полухин.

Глушко и Устинов усиливали состав головной организации.

В 1978 г. блок Ц был возвращен к двухбаковой конструкции, но диаметр остался 7,7 м, длина уменьшилась и стала даже несколько меньше варианта 1976 г. Ракета приближалась по конструкции к конечному варианту. В ГКБ в марте начался выпуск технического проекта, который был завершен к концу этого же года.

В марте 1978 г. правительство постановлением подключило дополнительно заводы для изготовления узлов и агрегатов "Бурана". Сколачивалась многочисленная кооперация разработчиков и изготовителей. Однако реально работа велась в основном, вокруг двигателей первой и второй ступеней.

На полигоне началось строительство универсального комплекса стенд-старт и переоборудование стартового комплекса. По объему работ старт фактически должен был стать новым. Оставались газоходы, башни обслуживания с укорочением и стационарные боковые форменные колонны.

1979 г. ОКБ выпустило дополнение к техническому проекту, который, правда, кардинальных изменений не вводил, уточнялись некоторые элементы блоков А, переднего отсека блока Ц и вводились твердотопливные двигатели отделения блоков первой ступени. Начался выпуск конструкторской документации. Таким образом, в 1979 г. облик многоразовой системы в целом и ракеты-носителя "Энергия" сформировался близким к окончательному. На полигоне началось строительство посадочного комплекса орбитального корабля. Затраты в этом году достигали ощутимых размеров - около 300 млн. руб. Промышленность и строители разворачивались. В марте 1979 г. Воронежское КБ А.Д.Конопатова провело первое огневое испытание кислородно-водородного двигателя РД-0120 на режиме малой тяги с длительностью работы 4,58 с. До стопроцентного режима оставался путь длиной в пять лет.

К 1981 г. годовые расходы выросли до 600 млн. руб.

12 апреля 1981 г., ровно через двадцать лет после полета Ю.А.Гагарина, состоялся первый полет многоразового корабля "Спейс Шаттл", стартовала "Колумбия" с астронавтами Дж.Янгом и Р.Криппеном на борту. В июне этого же года состоялся Совет обороны, рассматривались пути ускорения работ по "Бурану". 9 июля был произведен первый удачный огневой пуск маршевого двигателя первой ступени "Бурана". Наметился путь достижения заявленных характеристик. В НПО "Энергия" была создана служба 16 на базе разделения работ и ответственности: за ракету-носитель и комплекс в целом отвечала служба 16, за орбитальный корабль - служба 17. Был создан Центр координации работ. Возглавил его Артур Николаевич Иванников. Была организована группа оперативного руководства в нашем министерстве, которой руководил заместитель министра О.Н.Шишкин. Значимость этой группы держалась на авторитете, организационных и финансовых возможностях министерства. С ее помощью уточнялся состав разработчиков и промышленных организаций. К концу 1981 г. уже насчитывалось 1200 различных организаций проектного и производственного типа.

Механизм действия этой группы был не таким уж сложным. Главные конструкторы агрегатов, систем, комплексов, имея в своей структуре коллегиальный орган типа Совета главных конструкторов и технического руководства, координировали и согласовывали свои действия в руководстве творческим процессом разработки, выявляли необходимость помощи в организационных и технических вопросах, нацеливали руководство промышленностью на необходимость стимулирования изготовления материальной части для проведения исследований, экспериментальной отработки и летных конструкций. Организационные проблемы, которые не в состоянии был решить этот уровень, переносились в Центр координации, в свою очередь Центр выносил часть, правда существенную, в Группу оперативного руководства. Группа, при невыполнении ее решений, представляла Коллегиям министерств организационные неурядицы для принятия соответствующих мер, вплоть до дисциплинарных, потому что министерство - единственный обладающий всеми необходимыми правами орган в системе государственного руководства деятельностью организаций.

Громоздкость такого "простого" механизма была прямо пропорциональна объему разработки. У себя в КБ "Южное", имея менее сложные структуры, в процессе создания мы обходились без привлечения аппарата министерства, по крайней мере, в таком прямом виде, как это делала Группа оперативного руководства. КБ "Южное" вместе с Южмашем, играя головную роль в разработке, замыкало на себя все остальные организации. Министерство в этом случае выступало в качестве контролирующего органа верхнего уровня. В разработке систем типа Н-1 и, естественно, "Бурана" министерство, вникая в суть работ и организуя их, фактически становилось органом, управляющим процессом создания комплекса.

Учитывая, что в создании участвовали несколько союзных министерств, десятки республиканских, а всего 79 государственных органов управления, решением Военно-Промышленной комиссии был создан Межведомственный координационный совет. Постановлением правительства председателем Совета назначался руководитель Министерства общего машиностроения как головной организации. Председателем до 1983 г. был С.А.Афанасьев, затем О.Д.Бакданов, В.Х.Догужиев и О.Н.Шишкин. В состав совета входили министры головных министерств, заместитель министра обороны по строительству, начальник управления космических сил Министерства обороны, генеральные и главные конструкторы, руководители предприятий, военные, ученые.

Генеральный конструктор "Бурана" занимал в этой структуре какое-то подчиненное положение. Нам, в КБ "Южное", входившему в состав этих образований, иногда казалось, что В.П.Глушко находится в почти индифферентном состоянии. Представлялось, что все крутится мимо него. Судя по всему, его это не смущало.

Заседания Группы оперативного руководства велись иногда полный рабочий день: рассматривались до тысячи вопросов, В работе принимало участие огромное количество народа, в том числе представители организаций почти из всего Союза. Постепенно, ближе к завершению экспериментальной отработки, деятельность группы затухала.

Межведомственный координационный совет проводился, как правило, на месте событий. В период разработки документации в головных организациях, после начала строительства и реконструкции объектов на полигоне весь состав периодически выезжал на Байконур. Самый тяжелый, напряженный период был с начала 1982 г., когда полный объем работ по "Бурану" подходил к своему максимуму. С.А.Афанасьев организовывал и управлял работами впечатляюще. Его мощная фигура на фоне строительных сооружений Универсального комплекса стенд-старта, огромного котлована, уникальных систем заставляла сравнивать его с полководцем. Во все въедался, разбирался и требовал. Нет-нет, да "ущипнет" Глушко. Надо сказать, что Валентин Петрович не сникал от этого.

Такая подчиненная роль В.П.Глушко нас удивляла, потому что генеральный конструктор КБ "Южное" все вопросы такого рода вел сам, а перед министром отвечал за состояние работ. Однако это было, видимо, присуще только таким мастодонтам, как "Буран" и Н-1. В разработке КБ "Южное" не было специально создаваемых межведомственных советов - очевидно, разные масштабы работ. Да мы и сами понимали, что на Н-1 и "Буране" без такой системы руководства не обойдешься.

Головная роль генерального конструктора "Бурана" проявлялась в области решения технических проблем создания комплекса - он был председателем Совета главных конструкторов, который утверждался приказом министра. В состав Совета входили также директора производственных предприятий, представители Заказчика, ученые и представители министерств. Совет главных собирался регулярно раз в неделю. В основном рассматривались и обсуждались проблемы конструктивного плана. Отменить решение Совета главных никто не имел права. Ответственность за принятое решение нес генеральный конструктор. Однако существовал Научно-технический совет министерства, в состав которого входили главные конструкторы ведущих организаций. Этот совет возглавлял министр. Любая техническая проблема могла быть обсуждена с принятием решения даже вопреки решению Совета главных конструкторов. Все взаимосвязано. Появлялись решения отдельных руководителей административного плана в области техники, но это было уже нарушением сложившейся этики взаимоотношений руководителей и конструкторов. Руководители вольны были давать оценку решениям "оппозиционных" главных конструкторов, "придавливать" финансирование на проведение ими не одобряемых работ, но главным рычагом управления конструкторами были сами конструкторы. Всегда среди главных конструкторов находились инакомыслящие. Создавалось мнение вокруг определенных действий критикуемого главного. Собирались комиссии, научно-технические советы. В большинстве случаев воля или решение главного подавлялись с молчаливой поддержки руководителей верхнего уровня самими главными конструкторами.

После закрытия правительством разработки Н-1 работы в организации Королева по этому комплексу искоренялись вновь пришедшим генеральным В.П.Глушко. Даже упоминание при нем об Н-1 не проходило бесследно. Глушко реагировал резко. Документация, в том числе проектная, осела в закрытых анналах хранилищ. В организации поскрипели-поскрипели в курилках и замолкли.

Главная же сила, которая заставляла всех уважительно относиться к Генеральному, - это сила "верха". Валентина Петровича крепко поддерживал Д.Ф.Устинов. Сколько ни появлялось в адрес Глушко кривых усмешек в коридорах, в открытое противостояние с ним никто и никогда не входил. Споры, и достаточно резкие, были у него с В.П.Барминым, Г.Е.Лозино-Лозинским. С.А.Афанасьев часто "придавливал" Глушко на коллегиях, но тот всегда добивался своего и доводил любой вопрос до нужного решения. Работало и то, что он - академик, генеральный конструктор, член ЦК.

"Энергия"

Принципиальным отличием ракеты-носителя "Энергия" от системы "Спейс Шаттл" стала способность доставлять в космос не только многоразовый орбитальный корабль (в пилотируемом и непилотируемом вариантах), но и другие полезные грузы больших масс и габаритов.

"Энергия" - первая советская ракета, использующая криогенное горючее (водород) на маршевой ступени, и самая мощная из ракет, созданных в СССР. Оценить это можно, исходя из того, что "Энергия" обеспечивает выведение в космос аппаратов массой в пять раз больше, чем эксплуатируемый носитель "Протон", и в три раза - чем "Спейс Шаттл".

Эта транспортная космическая система создана на модульных блоках таким образом, что на ее основе могут быть построены различные ракеты среднего, тяжелого и сверхтяжелого классов, грузоподъемностью от 10 до 200 т, что позволяет обойтись минимальным количеством вновь разрабатываемых маршевых двигателей и ракетных блоков для составления целого спектра носителей. Было решено, что "Энергия" станет базовой системой. Базовая модель имеет стартовую массу 2400 т с учетом 2000 т топлива. Конечная масса 400 т включает массу полезного груза. Ракета "Энергия" состоит из центрального блока - второй ступени - и четырех периферийных блоков, составляющих первую ступень.

По проекту "Энергия" рассчитана на пуски по азимутам, соответствующим наклонениям орбит 51-83, 97, 101-104, 1100. Грузоподъемность ракеты-носителя "Энергия" на опорную орбиту высотой 200 км и различных наклонений для разного количества блоков первой ступени позволяла при двух блоках первой ступени выносить груз весом от 40 до 60 т, при восьми блоках - от 170 до почти 200 т.

В постановлении правительства о создании многоразовой космической системы "Буран" была предусмотрена и целесообразность разработки в 1979-1980 гг. технических предложений по перспективным средствам выведения. В ноябре 1977 г. постановлением правительства поручено было обеспечить развитие работ по созданию на базе многоразовой космической системы "Буран" и ее основных элементов сверхтяжелой ракеты-носителя.

В КБ НПО "Энергия" и головных смежных организациях были развернуты изыскательские и проектные работы по тяжелым и сверхтяжелым ракетам-носителям, создаваемым на базе ракетного комплекса "Буран". Выработалось направление разработок ракет-носителей грузового варианта "Буран-Т" (это ракета-носитель), где вместо орбитального корабля на те же связи навешивался грузовой контейнер, в котором размещался полезный груз. Масса полезного груза и приведенной части массы контейнера, то есть масса, отделяемая в конце участка, составляла 102 т. При этом структура ракетного пакета не отличалась от штатного варианта. Эта схема в наименовании приобрела дополнительный индекс - Т, то есть транспортный вариант, который позволял выводить на геостационарную орбиту аппараты массой до 18 т, к Луне - 32 т, к Марсу и Венере - около 28 m. Вариант с двумя блоками А и уменьшенным транспортным контейнером разрабатывался под наименованием "Гроза" или РЛА-125.

Сверхтяжелый носитель "Вулкан" разрабатывался по структуре пакета с восемью удлиненными блоками А и центральным блоком Ц с увеличенной заправкой. Грузовой отсек располагался в головной части центрального блока. Предусматривался "Вулкан" в основном для программ освоения Марса и полетов на другие планеты Солнечной системы.

В 1984 г., в декабре, постановлением правительства о программах создания ракетно-космических систем на 1986-1995 гг. были установлены сроки опытно-конструкторских работ: по "Бурану-Т" - 1986-1993 гг., "Вулкану" - 1990-1995 гг., к нему разгонный блок "Везувий" - 1991-1995 гг., "Гроза" - 1986 г.

Один из главных факторов, определивших качественный прогресс "Энергии", - новые мощные двигатели, прежде всего, двигатель (на кислороде-керосине) первой ступени с небывалой для советских двигателей тягой до 740 т у Земли и новый мощный двигатель второй ступени на водороде и кислороде с тягой 200 т вне атмосферы. При сжигании тонны водорода, как известно, выделяется в три раза больше энергии, чем от тонны керосина. Понадобились принципиально новые технические решения, совершенно новые технологии и материалы. Характеристики "новое" и "принципиально новое" относятся практически ко всем слагаемым системы "Энергия" - от конструкции самой ракеты до способов ее сборки и перевозки, от стартового комплекса до концепции автоматического управления, надежности, безопасности и испытаний.

Ракета выполнена по двухступенчатой схеме. Построенная по блочному принципу, она собрана в пакет вокруг центрального кислородно-водородного блока. Двигатели, однако, запускаются с двигателями первой ступени, в связи с чем, строго говоря, ракета считается полутораступенчатой. Боковые блоки - кислородно-керосиновые. Суммарная тяга двигателей в начале полета, на момент старта, около 3600 т - это, естественно, значительно больше (в полтора раза) стартового веса всей системы "Энергия" - "Буран". Общая длина ракеты-носителя "Энергия" - около 60 м (двадцатиэтажный дом).

"Буран" в этом ракетном комплексе фактически является третьей ступенью ракеты-носителя. К концу работы второй ступени ракеты-носителя "Энергия" полезный груз и орбитальный корабль самостоятельно, как и орбитальный корабль "Шаттл", добирают скорость за счет собственных двигателей. Приращения скорости - порядка 60 м/с достаточно, чтобы грузу выйти на опорную орбиту. Вторая ступень прекращает свою работу в тот момент, когда сохраняется возможность для ступени вернуться на землю по баллистической траектории. Расстояние от старта до этой точки, находящейся в акватории Тихого океана, примерно равно полупериметру земного шара. Вторая ступень не выводится на орбиту, чтобы не засорять космос.

В качестве третьей ступени могут использоваться и специальные разгонные ракетные блоки со своей системой управления, несущие полезную нагрузку, например, спутники, выводимые на геостационарную орбиту, или космические аппараты, направляемые к Луне и планетам Солнечной системы.

Ракетные блоки первой ступени скреплены силовыми связями с блоком второй ступени в двух поясах. Верхний пояс располагается на межбаковом отсеке блока второй ступени и носовых частях блоков первой ступени. В районе верхнего пояса силовой связи размещаются колодки электрической связи между этими блоками. Нижний пояс силовой связи располагается на хвостовом отсеке центрального блока и баке горючего блоков первой ступени. Для крепления полезных грузов к ракете-носителю на центральном блоке имеются два пояса связи, верхний пояс размещается на баке горючего. В районе верхнего пояса силовой связи размещена электрическая связь между ракетой-носителем и полезным грузом. Нижний пояс связи ракеты-носителя с полезным грузом располагается на хвостовом отсеке блока второй ступени и совпадает с нижним поясом силовой связи боковых блоков.

Ракета "Энергия" заправляется жидким водородом (102-105 т), жидким кислородом (1490 -1544 т) и керосином РГ-1 (342-356 т). Максимальная перегрузка в полете 3 единицы.

"Энергия", как универсальная система, которая может выводить различные аппараты, а также запускать межпланетные и лунные корабли, не имеет аналогов в мировой практике, и ее сравнение со "Спейс Шаттлом" правомерно только для случая выведения орбитального корабля "Буран". Вот некоторые сравнительные характеристики обеих систем.

Масса полезного груза, выводимого на опорную орбиту высотой 200 км, примерно одинакова: у "Бурана" - 30 т при наклонении орбиты 50,70, у "Спейс Шаттла" - 29,5 т при наклонении 280. Масса полезного груза, возвращаемого с орбиты на Землю, 15-20 т, американский "Челнок" может возвратить 14,5 т. Стартовая масса "Энергии" выше на 360 т. Это связано, во-первых, с "малольготным" наклонением орбиты, наличием эффективной системы безопасности полета экипажа. Длительность функционирования на орбите одинаковая - 7-30 суток. Первая ступень "Энергии" состоит из четырех жидкостных двигательных установок - блоков А. У "Спейс Шаттла" два твердотопливных ускорителя. На второй ступени "Энергии" - четыре двигателя, из которых один - практически резервный. У "американца" - 3 двигателя. Схема спасения блоков первой ступени "Энергии" - посадка на сушу, у "Спейс Шаттла" - на воду. Сборка "Спейс Шаттла" ведется вертикально. У нас и сборка, и перевозка на старт по спаренной железнодорожной колее производятся горизонтально с последующей установкой на старте в вертикальное положение.

Конечная масса перед отделением орбитального корабля 178,5 т у "Энергии" и 153 т - у "Спейс Шаттла", масса после отделения - 105 и 114,3 т соответственно. Превышение массы челнока над кораблем после отделения получается, в основном, за счет того, что на его борту находится основная энергетическая установка - маршевые двигатели второй ступени. При приведенных к одинаковым условиях запуска "Бурана" и "Спейс Шаттла" - с наклонением 28,50 и высотой орбиты порядка 370 км, "Энергия" выводит груз тяжелее на полторы тонны. Однако конструктивное совершенство - это отношение массы полезного груза к начальной массе ракеты - у "Спейс Шаттла" составляет 1,45, в то время как у "Энергии" - 1,26. Это объясняется большим уровнем резервирования систем вплоть до двигателей, с учетом того, что, например, на первой ступени удельный импульс двигателей "Энергии" существенно выше, чем у твердотопливных ускорителей "Спейс Шаттла": у "Энергии" 308,6-336,2, а у челнока 262,2. Сухая масса первой ступени "Энергии" - блоков А - составляет 265,2 тонн, у "Спейс Шаттла" -163,8. В пересчете на один блок наша конструкция тяжелее, и в потерях полезного груза составляет 12,6 тонн, при этом существенная часть потерь падает на средства спасения блоков А - порядка 6 тонн полезного груза. Удельный импульс двигателей второй ступени примерно одинаков - 454-455 с. Конструктивное совершенство топливных отсеков вторых ступеней "Энергии" и "Спейс Шаттла" примерно одинаково: сухая масса отсеков 34-35 m.

Превышение массы второй ступени относительно проектных (заданных разработчиком) данных составляла в процентах: по корпусу - 10, двигателю - 15 и системе управления - 100. Система управления "Энергии" имела большую массу по сравнению с американской.

Несмотря на видимую близость многих основных характеристик, это - две заметно различающиеся космические системы. Одинаковы по существу функции орбитального корабля, его возможности по массе и габаритам полезного груза. Это было исходным положением. Разработчики, создавая эту систему, не стремились в условиях военного программного противодействия системе "Спейс Шаттл" и планам "звездных войн" разрабатывать что-либо особенно отличающееся от челнока, хотя варианты были. Далее все различно и объясняется разными техническими концепциями, разными промышленными возможностями сторон.

Но главное отличие - это все же универсальность. Здесь разработчики сделали точный расчет, их ход позднее подтвердил правильность направления. Хотя выбор этого направления происходил в стесненных рамках возможностей промышленности страны, транспорта, грузоподъемности авиации и ... организации столь сложной разработки. Как результат мы получили целый ряд проектов носителей на базе "Энергии". Другое дело, использовалась эта особенность или нет. С универсальностью связано много различий в частностях. В американском комплексе, например, существует единая система управления, в нашем - две независимые системы управления ракетой и кораблем. Кислородно-водородные двигатели "Энергии" установлены на ракетном блоке, у "Спейс Шаттла" они на самом корабле. Правда, здесь "Челнок" имеет преимущество как многоразовая система: корабль возвращается на Землю с водородными двигателями и системой управления. У нас же возвращается только, по существу, планер со своими системами. В этой связи позднее появятся у нас более экономные многоразовые схемы. Но, в отличие от "Спейс Шаттла", "Энергия" в нештатной ситуации может продолжать полет даже с одним работающим двигателем первой или второй ступени. Точнее - с вышедшим из строя двигателем и выключенным в полете. Твердотопливные двигатели первой ступени "Спейс Шаттла" такую возможность исключают.

Определяющими крупными научно-техническими проблемами, которые возникли перед разработчиками ракеты-носителя в самом начале проектирования, явились проблемы выбора и обоснования размерности, грузоподъемности ракеты-носителя и ее компоновочной схемы, количества двигателей и их тяговых характеристик, построения эффективной системы управления.

В начале разработки главными были:

- проблемы выбора компоновочной схемы ракеты-носителя, на базе которой было бы возможно построение целого ряда ракет-носителей не только различной грузоподъемности, но и различных по типу выводимых на орбиту полезных нагрузок, в том числе многоразовых орбитальных кораблей, при условии использования существующих технического и стартового комплексов для Н-1 и возможности доставки составных частей (блоков) ракеты-носителя с заводов-изготовителей на техническую позицию;

- проблемы разработки ракеты-носителя, функционирующей при отказе одного из маршевых двигателей с обеспечением задач вывода полезной нагрузки на орбиту или выполнения маневра возврата с приведением в заданный район ракеты-носителя и посадкой орбитального корабля на аэродром.

Одной из наиболее сложных фундаментальных проблем было создание мощных маршевых двигателей для первой и второй ступеней ракеты. Унифицированные для первых ступеней ракет-носителей нового поколения, двигатели РД-170 имеют рекордные характеристики по тяге и удельному импульсу - сегодня им нет равных в мире. Значительным достижением отечественного ракетостроения стало создание многоресурсных водородно-кислородных маршевых двигателей большой тяги для второй ступени ракеты-носителя "Энергия".

Особое место занимала разработка системы автономного бортового управления ракетой с гироскопическим комплексом, системой бортовых вычислительных машин. Создано ее математическое обеспечение. Проанализированы все возможные варианты аварийных ситуаций и выработаны алгоритмы их парирования. В самой системе управления создана многоуровневая система резервирования, включая резервирование отдельных элементов и крупных узлов.

Для управления движением ракеты для маршевых двигателей разработаны прецизионные электрогидравлические системы рулевых приводов. Они развивают усилие до 50 т в каждой плоскости качания двигателей первой ступени и более 30 т - на второй ступени ракеты.

К числу сложных проблем, которые пришлось решать, бесспорно, нужно отнести те, что связаны с применением в ракете криогенных компонентов - жидкого кислорода и жидкого водорода. Использование этих компонентов сверхнизкой температуры (от -186 до -255 0С) позволило получить не только эффективную энергетику.

При изготовлении баков, трубопроводов, элементов гидроавтоматики были разработаны и использованы специальные конструкционные материалы, работающие при криогенных температурах и обладающие значительной удельной прочностью. Внедрены новые марки высокопрочной стали, алюминиевых и титановых сплавов, созданы новые теплозащитные покрытия. На долю новых материалов приходится свыше 70 % сухой массы "Энергии". Разработаны прогрессивные методы сварки - импульсно-дуговая и электронно-лучевая.

Проблемы внедрения повышенных требований по безопасности эксплуатации обусловлены использованием больших запасов топлива на борту ракеты-носителя, в том числе водорода, включающих в себя не только конструктивно-компоновочные мероприятия, но и создание специальных средств пожаро-взрывопредупреждения.

Если обобщить и описать те проблемы, которые вставали перед создателями ракеты-носителя "Энергия", крупными мазками, то наиболее значительными в картине рождения и триумфа будут: создание маршевых двигателей большой тяги, высокоэнергетические компоненты топлива и преодоление "водородного барьера", циклопическая масштабность конструкции, рожденная "инженерным потом", научные проблемы и "концентрация мозгов" вокруг них, автоматизация и компьютеризация борта и полета, надежность, безопасность и наземная экспериментальная отработка.

Проблема обеспечения надежности и живучести "Энергии" привела к необходимости резервирования основных элементов жизненно важных систем и агрегатов, включая маршевые двигатели, рулевые приводы, турбогенераторные источники электропитания, пиротехнические средства.

Стартовый комплекс "Энергии" строился на базе стартов ракеты Н-1. Были демонтированы отдельные системы, доработаны башни обслуживания ракеты и корабля, перестроены стартовые пусковые устройства. Стартовый комплекс Н-1 состоял из двух стартовых площадок - "левой" и "правой". Строился вновь универсальный комплекс "стенд-старт", который находится на расстоянии нескольких километров от стартов Н-1. Пусковое устройство, на котором стоит ракета, представляет собой железобетонную конструкцию, под которой находится заглубленный лоток для отвода горячего газового потока от работающих маршевых двигателей. О грандиозности стартового комплекса говорят, например, такие цифры: глубина лотка 23 м (высота семиэтажного дома), высота молниеотводов 175 м - это 55 этажей жилого дома. Лоток стенд-старта углублен на 40 м (тринадцатиэтажный дом). На стартовой площадке вплотную располагаются две технологические башни. Башня обслуживания, заимствованная (с доработкой) у комплекса Н-1, перемещается по радиусу, приближаясь и уходя от старта, по рельсовому пути длиной в четверть окружности с центром радиуса на расстоянии несколько десятков метров. На стенде-старте находится одна технологическая башня. Технологические башни по сути являются сооружениями связи между стартом и ракетой через специальные отводные площадки, которые расположены на нескольких уровнях по высоте. Башня обслуживания подвижная, она "накатывается" на ракету, а с ее площадок открывается доступ практически к любому узлу ракеты и корабля. Перед началом процесса заправки башня отводится на безопасное расстояние. Стенд-старт так же, как и старты, насыщен большим количеством специальных технических и технологических систем.

Решение об использовании ранее введенных стартовых комплексов для "царь-ракеты" Н-1 не было единогласным. Одни доказывали, что старт для суперносителя "Энергия" стоит строить заново. Другие не менее активно утверждали, что реконструкция существующих объектов - единственно правильный путь в создании стартов для ракеты примерно равного по энергетике уровня. Доводы сторонников нового старта были значимы: во-первых, драматические результаты пусков Н-1 с разрушением стартов и повреждением уникального монтажно-испытательного корпуса говорили о том, что старт должен располагаться подальше от производственной зоны, в целях безопасности; во-вторых, реконструкция с внедрением новых систем типа водородной заправки, систем азотного и воздушного обеспечения, управления стартовым комплексом, безопасности и других средств, необходимых для "Бурана", неизбежно повлекут к повышенным затратам и эффект использования старых стартов будет неуверенным. Сторонники реконструкции приводили не менее существенный довод: не делать же из наземных сооружений исторические экспонаты...

Председателем рекогносцировочной комиссии был В.П.Бармин. Долгие дебаты привели к "соломонову" решению: делать удаленный от основных сооружений промышленной зоны старт, но, в связи с одним из главных требований разработчиков "Энергии" о необходимости строительства стенда для проведения огневых испытаний пакета "Энергии", совместить функции нового старта и стенда и начать строительство на новом, подходящем месте. Старые старты, к сожалению, не позволяли приспособить их к проведению огневых стендовых испытаний - силовая схема старта не удерживала испытательный пакет на земле. Усиление же стартов привело бы к фактическому их разрушению до основания. Поскольку огневые стендовые испытания должны были проходить до начала летных испытаний и до полета, а ракета должна была проходить предполетную проверку с включением двигателей на этом стенде, было принято логичное решение: "стенд-старт" строить в первую очередь. Одновременно разработчикам этого комплекса были даны исходные данные по перспективе его использования с учетом рожденного ряда ракет-носителей, создаваемого на базе "Энергии", - стенд должен был позволять работы с "Вулканом". Что касается реконструкции стартов Н-1, то их тоже надо было готовить к восстановлению и переустройству.

Таким образом, работы по созданию стартовых комплексов для "Энергии" пошли в двух параллельных направлениях. Параллельно строящиеся стартовые сооружения разрабатывались на основе практически полной унификации систем. Это было важно и экономило ресурсы. К разработке и строительству были подключены многочисленные проектные, строительные, монтажно-строительные организации Министерства обороны и промышленных министерств.

Во главе межведомственной оперативной группы по руководству строительными работами по проекту "Энергия" - "Буран" стал генерал-полковник Константин Михайлович Вертелов. Удивительной энергии человек. Когда приезжал на полигон Вертелов, то за ним всегда двигалась кавалькада строителей. Эта непрерывно спорящая группа появлялась то на одном строящемся объекте, то на другом. Было организовано планирование работ всех предприятий и групп. Сам он непрерывно докладывал правительству, во все инстанции о состоянии дел. Его знали все.

К.М.Вертелов вспоминает на страницах "Красной Звезды": "Мы исходили тогда не только из чисто экономических соображений, хотя, конечно, и их брали в расчет. Важно было осознание того, что результаты огромного труда, затраченного в свое время, можно будет вновь использовать. Ведь многие из тех, кто готовил тогда, в конце 1960-х годов, этот старт, продолжали трудиться на космодроме, а кое-кто из них участвовал еще в запуске первого искусственного спутника Земли"

С 1978 г. началась героическая эпопея, продолжавшаяся около восьми лет. На космодроме были образованы два управления инженерных работ. К началу 1980-х годов стройка развернулась по всему огромному фронту. В 1980 г. строительство возглавил Александр Алексеевич Федоров, имевший огромный опыт организаторской и практической работы. В 1981 г. были введены в эксплуатацию первые очереди монтажно-испытательных корпусов, стенда. Построен специальный путь для перевозки ракеты. Сдано 968 квартир общей площадью 45 тыс. м2, обустроены 15 военно-строительных отрядов. В 1982 г. были введены в эксплуатацию основные сооружения технической позиции первой очереди ракеты-носителя "Зенит". В 1983-1985 гг. в центре космодрома поднялись конструкции старта, стенд-старта, здания монтажно-испытательного корпуса орбитального корабля, монтажно-заправочного корпуса, стенда динамических испытаний, посадочная полоса...

Подготовка к старту ракеты и корабля на космодроме проводилась раздельно -каждый на своем техническом комплексе, и параллельно с подготовкой "Энергии" шла подготовка "Бурана". Использовался монтажно-испытательный комплекс, оставшийся от ракеты Н-1, с соответствующим дооборудованием. Корпус, где производится сборка корабля, строился вновь. Из корпуса сборки корабль на специальной грунтовой тележке приводится в монтажно-испытательный корпус ракеты, где собирается пакет.

"Пожалуй, критический момент наступил, когда мы получили проектную документацию на монтажно-испытательный корпус для орбитального корабля, - говорит А.А.Федоров. - В ней было заложено традиционное решение - в сборном железобетоне. А это уводило нас за допустимые сроки строительства на многие месяцы. Только благодаря вмешательству и "пробивной силе" Вертелова было принято решение искать другие пути"

Тогда-то и родился проект совместной разработки специалистов Минмонтажспецстроя и Министерства обороны. Производственный корпус орбитального корабля (МИК) решили строить, используя легкие панели с утеплителем. Здание представляет собой ангар длиной 254 м и шириной 112 м - четыре футбольных поля. Корпус был возведен за три с половиной года.

В тех же конструкциях был выполнен монтажно-заправочный корпус, ультрасовременное сооружение высотой 70 м - двадцатитрехэтажный дом.

Собранный пакет укладывался на агрегат-установщик, который транспортировал пакет в монтажно-заправочный комплекс для снаряжения корабля компонентами рабочих топлив и газов и установки пиротехнических средств ракеты. Корпус строился вновь. Впервые были применены облегченные крупномасштабные панели для ограждающих конструкций, разработан стыковочный узел несущих колонн с фундаментом. При проектировании крупногабаритных откатных ворот был разработан новый метод их фиксации при воздействии внешней динамической нагрузки.

На пути к этому корпусу возвышался уникальный, вновь построенный стенд динамических испытаний, который позволял снимать частотные характеристики полноразмерных ракеты-носителя и орбитального корабля, раздельно и в пакете. Корпус оснащался уникальным динамическим оборудованием.

На старт или на стенд-старт ракета с грузом прибывает на транспортном агрегате. Агрегат переводит ракету в вертикальное положение.

Процесс заправки "Энергии" имеет ряд особенностей, присущих ракетам, связанным с использованием водорода и кислорода при криогенных температурах. Все начинается с активной вентиляции отсеков ракеты и топливных баков, затем постепенно атмосфера из баков замещается газообразным азотом и бак горючего наполняется газообразным водородом. Создается водородная среда. Наконец, баки заправляются жидкими компонентами. По штатной программе заправка баков ракеты всеми компонентами топлива ведется одновременно. Естественно, перед заправкой ракеты все наземные магистрали от шаровых емкостей проходят аналогичную процедуру последовательного замещения атмосферной среды на жидкие компоненты с предварительным захолаживанием.

Криогенные компоненты потребовали сооружения и монтажа специальных хранилищ с обеспечением хранения с минимальными потерями на испарение. С целью повышения безопасности, хранилища кислорода и водорода располагаются на значительном расстоянии. Жидкие криогенные компоненты - водород, кислород и азот - находятся в специальных шарообразные емкостях с вакуумной изоляцией. Емкости соединены с пусковой установкой трубопроводами, которые имеют экранно-вакуумную изоляцию.

Завершались работы на этих и других объектах военными строителями уже под руководством А.А.Макарычева, принявшего командование в 1986 г.

После экзотического решения американцев о строительстве посадочной полосы на дне высохшего соляного озера наше может разочаровать: посадочная полоса для "Бурана" - это обычная "бетонка". Однако инженерное обеспечение стройки оказалось сложным делом. Сотни тысяч кубометров бетона, особой, высокопрочной марки, были уложены в полосу. Разработчиками "Бурана" были предъявлены очень высокие требования к качеству поверхности посадочной полосы. На каждой трехметровой отметке отклонение от горизонтальности поверхности не должно было превышать трех миллиметров. На взлетно-посадочной полосе в Шереметьево, к примеру, допускается 7-8, даже 10 мм. Было ясно, что традиционные дорожные строительные машины таких точностей не дадут. "Бетонку пришлось шлифовать с помощью алмазных дисков специальными машинами..." - вспоминает заместитель министра обороны СССР по строительству, а в то время один из организаторов строительных работ по программе "Энергия" -"Буран", Н.В.Чеков.

У разработчиков ракетно-космической техники были особо уважительные отношения к строителям. Их уважали, во-первых, за их нелегкий труд: и в дождь, и в ветер, и в пургу, и в зной - они на стройке. Их уважали за опыт, знания и стремление выполнить свои обязательства. Кстати, они ведь строили объекты комплекса "Энергия" - "Буран" не только на Байконуре, но и на Дальнем Востоке, в Украине, Заполярье, Средней Азии...

"Зенит"

Как перспектива дальнейшего повышения энергетических возможностей ракет-носителей разработки КБ "Южное", создаваемых на базе боевых ракет, по тому же принципу "утилизации" ракет, рассматривались варианты спаривания двух ракет Р-36М. Предусматривалась блочная связка из двух первых ступеней или связка первых и вторых ступеней. В этих вариантах грузоподъемность ракеты-носителя была примерно в два раза выше, чем у 11К68 и 11К69.

Необходимость повышения грузоподъемности входящих в строй новых ракет-носителей связывалась с неумолимой тенденцией роста масс космических аппаратов. Можно пояснить это примером. Международная организация спутниковой связи "Интелсат" запустила свой первый спутник "Эрли берд" на геостационарную орбиту в 1965 году. Маленький спутник массой 39 килограмм обеспечивал постоянную работу 240 телефонных линий между Европой и Северной Америкой более трех лет. Следующий спутник связи "Интелсат-1", запущенный в этом же году, имел 240 телефонных линий или один телевизионный канал. Расчетный ресурс - полтора года. Спутник весил 68 кг. В 1967 г. "Интелсат-2", выведенный на орбиту, весил 162 кг, имел те же данные по количеству каналов связи, но с ресурсом в три года. В 1968 г. "Интелсат-3" массой 293 кг обеспечивал 1500 телефонных линий, до 4 телевизионных каналов. Расчетный ресурс -5 лет. В 1971 г. "Интелсат-4" массой 1385 кг - 4000 телефонных линий, два канала цветного телевидения. "Интелсат-4А" в 1975 г. массой 1515 кг имел 6000 линий связи, два телевизионных канала, расчетный ресурс - 7 лет. В 1980 г. "Интелсат-5" массой 1870 кг имел 12 тысяч линий связи и два телеканала. За пятнадцать лет масса спутников этой серии возросла в двадцать пять раз. Обобщенный закон эволюции масс космических объектов, естественно, сложнее, но тенденция роста очевидна.

После первых оценок возможности создания более мощных ракет обострился вопрос об экологической чистоте разрабатываемых транспортных ракетных систем. Главное управление ракетными силами Министерства обороны, поддержанное Военно-промышленной комиссией Совмина, потребовало перейти на низкокипящие компоненты как экологически более чистые, имея в виду, что количество пусков ракеты-носителя этого класса будет гораздо большим, чем количество испытательных полетов боевых ракет на высококипящих компонентах.

Мнение главных конструкторов по поводу требования перехода на жидкий кислород и керосин не было единым. Были споры. Настояли А.А.Максимов и Б.А.Комиссаров, поддержал Л.В.Смирнов, КБ "Южное" приняло это решение к исполнению.

Мысль о замене морально стареющей ракеты Р-7 витала не только в верхних кругах ракетного направления, но и среди разработчиков космических систем. Представлялось, что вновь разработанный носитель должен приобрести и ряд новых качеств. По примеру боевых ракет и на опыте их разработки считалось целесообразным довести готовность к пуску до возможности применения этой ракеты в качестве спасателя на орбите. Надежность, автоматизация предпусковых проверок и пуска, точность вывода на орбиту и много других качеств вызревали в ногу со временем.

Разработали проект кислородной машины. Исходные положения этого проекта основывались теперь на использовании технологии, оборудования, экспериментальной базы и опыта, накопленного при производстве ракет боевого класса. Ракета строилась по блочному принципу. Сохранили трехметровым диаметр корпуса блоков ракеты. Два блока первой ступени образовали связку. Одни называли эту конструкцию "двустволкой", другие - "камбалой". Плоская ракета, сохраняла основные производственные линии Южмаша. Стартовая масса ракеты порядка 450 т. Выводимый на низкую орбиту груз около 12 т.

Кислородные двигатели РД-124, РД-125 первой и второй ступеней ракеты-носителя 11К77 были разработаны КБ ''Энергомаш" в соответствии с решением Научно-технического совета Министерства общего машиностроения от 13 сентября 1974 г.

Двигатель РД-124А состоял из трех однокамерных двигателей РД-124а. Однокамерный двигатель РД-125 для второй ступени унифицирован с двигателем РД-124. Двигатели РД-124 и 125 планировались для модульной ракеты типа РЛА-120 разработки ОКБ-1.

Двигатели РД-124 и РД-125 использовали в качестве горючего топливо РГ-1. Разрабатывались по схеме с дожиганием окислительного газа, с бустерными насосами на входе в узлы подвода компонентов к основным насосам. Уровень параметров, обеспечиваемых двигателями при работе в номинальном режиме, характеризовался давлением в камере сгорания 225 атмосфер, тягой на Земле 337 (3х112,5) т при удельном импульсе 302,4 с, суммарной тягой в пустоте 379,5 т при 340 с удельного импульса. Тяга двигателя РД-125 в пустоте 130,2 т при удельном импульсе 350 с.

Двигатели разрабатывались с условием обеспечения повышенной надежности, при этом они должны были позволить многократное использование первой ступени носителя. В обеспечение этого требования и в дополнение к программе доводки двигателей создавалась система диагностики состояния двигателя.

Обеспечение высокого значения удельного импульса тяги для данного топлива, при ограниченных габаритах и массе двигателя, возможно было лишь при высоком значении давления в камере сгорания и отсутствии потерь удельного импульса тяги, связанных с приводом турбонасосного агрегата. Поэтому для двигателя была выбрана схема с дожиганием продуктов окислительной газогенерации, отработанных на турбине, в камере сгорания.

В условиях многократного запуска наиболее приемлемым считалось химическое зажигание. Преимущества химической системы зажигания - в высокой надежности воспламенения основных компонентов топлива. В качестве пускового горючего был выбран триэтилбор.

Газогенератор двигателей стал унифицированным модулем. Геометрические размеры камеры сгорания двигателей выбирались с учетом опыта разработки КБ Энергомаша двигателей ракет Р-36, Р-36М, имеющих близкие параметры: давление, тягу, расходонапряженность, полноту удельного импульса.

Поменяв компоненты, ракета не получила широкой дороги в разработке. Требовалось придание нового качества комплексу - надежности. В начале 1975 г. закладывается новый двигатель в КБ Энергомаш. Во главе этой разработки стоял В.П.Глушко. Используя этот двигатель, тяга которого в то время была 680 т, почти равной суммарной тяге двигателей "камбалы", перешли на максимальный диаметр, допустимый для железной дороги, и начали разработку моноблочной конструкции. Проектанты назвали эту конструкцию "бревно".

Сколачивался коллектив разработчиков. Головное - КБ В.Ф.Уткина, двигатели первой ступени - разработки бюро В.П.Глушко, старт - разработки КБ В.Н.Соловьева. По системе управления головным планировался В.Г.Сергеев, (КБЭ), но занятая им позиция почти стороннего наблюдателя привела к тому, что разработать систему управления предложили Н.А.Пилюгину.

Ракета-носитель 11К77 - двухступенчатый носитель со стартовой массой 460-466 т На первой ступени двигатель РД-170, на второй - однокамерный двигатель РД-120 (на кислороде и углеводородном горючем) с тягой в пустоте 84 т. Ракета предназначалась для выведения автоматических космических аппаратов. Кроме того, предусматривалась возможность запуска пилотируемых кораблей.

В зависимости от решаемых задач ракета-носитель проектировалась в двухступенчатом и трехступенчатом вариантах. Позднее ракеты этих вариантов получили наименование "Зенит-2" и "Зенит-3", по американской индексации - СЛ-16 (SL-16).

Максимальная масса космического аппарата, выводимого ракетой "Зенит-2" на околоземную орбиту высотой 200 км с территории Казахстана, составляет 13,8 т. При пусках из районов, расположенных в приэкваториальной зоне, возможно выведение космических аппаратов массой до 15,7 т.

Масса космического аппарата, выводимого "Зенитом-3" на геостационарную орбиту с Байконура, составляет около 1 m; масса, выводимая в любую точку геостационарной орбиты из районов приэкваториальной зоны, составляет 2 т, на переходную к геостационарной орбите - 4,5 т и 3 т на отлетные траектории.

Ракета-носитель выполнена по классической тандемной схеме с поперечным делением ступеней. Длина ракеты в двухступенчатом варианте 57 м, в трехступенчатом -61,4 м. Диаметр 3,9 м. Кормовая часть - хвостовой отсек заниженного диаметра, это связано с тем, что силовой стояночный шпангоут находится выше торцовой плоскости ракеты и по этому диаметру происходит сопряжение (с обеспечением гарантированного зазора) со стартовым пусковым устройством. Размеры и габариты головного аэродинамического обтекателя образуют удовлетворительный объем для размещения полезного груза от 60 до 90 м3.

Управление в полете на участке работы двигателей первой ступени осуществляется путем поворота камер сгорания двигателя РД-170 в тангенциальной плоскости с помощью системы гидроприводов. На участке работы двигателей второй ступени управление осуществляется с помощью рулевых четырехкамерных двигателей с поворотными камерами сгорания. Суммарная тяга "рулевиков" 8 т.

Первая и вторая ступени стыкуются через межступенную стержневую раму.

Электрическая и пневмогидравлическая связь бортовых систем ракеты-носителя с наземными системами осуществляется через отрывные электрические и механические разъемы бортовой платы, состыкованной с ответной частью кабель-мачты стартового пускового устройства.

Окончательный вариант ракеты 11К77 был разработан в объеме эскизного проекта в декабре 1975 г. Постановление правительства о дальнейшей разработке этой ракеты было принято 16 марта 1976 г. Это постановление подразумевало разработку ракеты таким образом, чтобы первая ступень могла быть использована в качестве стартовых блоков рождавшейся в то же время суперракеты системы "Буран". Прямой записи в постановлении нет, но предварительные решения Военно-промышленной комиссии при Совете министров, Министерства общего машиностроения и совместные проработки с НПО "Энергия" - с В.П.Глушко и И.Н.Садовским - имели однозначную направленность.

Двигатель был единым - РД-170, отличались они только плоскостями качания камер сгорания. Размерность двигателя по тяге на уровне 740 т на Земле была принята исходя из необходимой для "Бурана", для 11К77 этот уровень тяги не оптимален, если учитывать реально имеющиеся районы падения первых ступеней.

Еще одна деталь в создании этой ракеты. Окончательный облик ее формировался под действием ряда обстоятельств и стремлений. Происходил выбор вариантов в период острой борьбы в создании альтернативных проектов боевых ракет МР-УР-100 и ракет УР-100Н КБ "Южное" и НПО Машиностроения (ОКБ-52). Складывалась тенденция дальнейшего повышения энергетических характеристик ракеты до создания возможности запуска на низкую орбиту полезного груза порядка 20 т, даже несколько больше, что выводило ракету на уровень энергетических возможностей ракеты-носителя УР-500, которая к тому времени показала достаточно надежную работу при пусках. Идея была заманчивой, так как носитель 11К77 - экологически более чистый, чем УР-500, но дальнейшая вариация на базе двигателей РД-170 приводила либо к удвоению двигателей первой ступени, либо к созданию стартовых ускорителей. Ракета на двух РД-170 требовала дальнейшего увеличения ее диаметра, который переваливал через максимально возможный при транспортировке ракет по железной дороге, или образования блочной спарки двух ступеней, вынуждавшей существенно увеличить газоходный канал стартового сооружения. В ОКБ - с самого начала разработки - считалось, что это было бы дорого.

Б.А.Комиссаров, а затем Л.В.Смирнов летом 1975 г. настойчиво рекомендовали проработать варианты увеличения грузоподъемности. Зарождался вариант ракеты под индексом "37", вернее, - предпосылка.

В результате проект предусматривал строительство на космодроме Байконур стартового комплекса ракеты 11К77 вблизи монтажно-испытательного корпуса, построенного для боевых ракет Р-36, с двумя стартовыми площадками под размерность ракеты с одним двигателем РД-170, но с размещением технологического оборудования стартового комплекса, позволяющего иметь двойную дозу заправки перспективных вариантов ракеты повышенной энергетики. Предусматривалось в этой связи строительство еще одной стартовой площадки в этом комплексе - под намечающуюся перспективу. Наши руководители были правы, как показали последующие события конца 80-х годов, когда настоятельно требовали повышения энергетических возможностей ракеты до характеристик УР-500. Известно, что в таких разворотах истории платят дважды. Проект ракеты "37" позднее появился, но платить было уже нечем...

Эскизный проект ракеты 11К77, с учетом использования модуля для "Бурана", был разработан в феврале 1977 г.

Новый калибр ракеты в размере диаметра баков и переходных отсеков - 3,9 м - был вынуждено выбран, исхода из ограничений транспортировки ступеней ракеты железнодорожным транспортом. Но новый диаметр, превышающий почти на метр диаметр боевых ракет, разработанных ранее и разрабатывающихся в то же время, повлек за собой реконструкцию некоторых цехов, а позднее - и строительство специального производственного корпуса для сварки и сборки баков, ступеней и ракеты в целом. Крупнейший в отрасли цех сборки ракет "Зенит" был введен в строй в декабре 1984 г.

Основными проблемами при изготовлении этой ракеты были, прежде всего, переход на жидкий кислород, что вынудило осуществить перестройку и реконструкцию испытательных стендов, лабораторий для отработки двигательной и ракетной автоматики и усиления требований чистоты. Опыт работы с жидким кислородом в основном сохранился, а чистота внутренних полостей кислородных баков и магистралей потребовала внедрения многих новшеств в технологию их изготовления.

Экспериментальная отработка узлов, агрегатов и ступеней велась по обширному плану достижения высокой надежности. Ритм отработки определялся волей, или неволей, реальным темпом создания двигателей первой ступени. Двигатели давались трудно. О двигателе РД-170 расскажем позднее. Создание ракеты затягивалось.

Космические аппараты "Целина-2", предназначенные для полетов на этой ракете, уже прошедшие полный объем наземной экспериментальной отработки, вынуждены были выходить на орбиту на других ракетах. В сентябре 1984 г. начались летные испытания "Целины-2" на ракете-носителе "Протон". Объект, выведенный на орбиту, был зарегистрирован под индексом "Космос-1603". Второй космический аппарат этого же типа, "Космос-1656", был запущен "Протоном" в 1985 г. "Целина-2" - самый крупный спутник из находящихся в эксплуатации советских спутников радиотехнической разведки. Автор - КБ-3 конструкторского бюро "Южное". Главным конструктором КБ-3 с декабря 1984 г. стал С.Н.Конюхов, до него - с 1977 года был Б.Е.Хмыров.

Были проведены стендовые испытания первой и второй ступеней. Первое стендовое испытание первой ступени стало аварийным. Испытание проводилось в декабре 1984 г. в Загорске, в НИИХиммаше, на стенде N2. При выходе двигателя на режим произошел пожар в хвостовом отсеке. Пламя охватило всю ступень. По какому-то своему закону этот громадный костер превратился в столб бушующего огня, охватившего ступень, с образованием слегка закрученных по винтовой линии потоков. Ступень горела, как большая свеча, только с огнем в основании. Прогоревшая обечайка бака горючего подлила "масла в огонь". В кислороде горит все - даже металл. Пожарные средства, стоявшие наготове, смогли несколько ослабить действие огня, но остановить стихию было невозможно.

В числе пожарных команд находились привлеченные расчеты из города, который расположен в нескольких километрах от стендов. Командир по завершении всех работ, проделанных пожарными бойцами, по порядку, который установлен для всех жителей, войдя в кабинет к начальнику института, потребовал ответа на вопрос, кто виноват в пожаре и в чем причина. Слова о том, что все здесь сидят, разбираются и хотят понять причину этого пожара - и тогда уж будет ясно, кто виноват, его не удовлетворили. Однако причина этого пожара так и осталась невыясненной. Ракетчики доказывали, что это очередная авария двигателя, двигателисты утверждали, что причиной является попадание органических частиц из баков в тракты двигателя. Обе стороны доказывали не голословно, а с материалами в руках.

В таких случаях придают главное значение выработке конструктивных мер, исключающих возникновение всех возможных причин в будущем. Так для ракетчиков обострился вопрос чистоты баков и внутренних полостей - были введены фильтры и приняты другие решения.

Летные испытания начались в 1985 г. Первый пуск ракеты был назначен по завершению предстартовых проверок на 12 апреля. Состоялись две попытки пуска, которые закончились отбоем в циклограмме подготовки пуска. Причины отбоя были установлены - они не связаны с бортовыми системами. Отбой давала "земля". Пуск перенесли на 13 апреля. 13 апреля пуск - аварийный: отказала система управления расходом топлива. Второй пуск - в июне этого же года. В результате отклонений в работе рулевых двигателей второй ступени произошел взрыв в конце активного участка. Только в октябре был запущен первый спутник - "Космос-1697". В декабре 1985 г., при четвертом полете ракеты, не сбросился головной обтекатель. Последующие пуски шли удовлетворительно. Были выведены на орбиту спутники из серии "Космос" - 1714, 1767, 1786, 1820, 1871, 1873, 1833, 1844, 1943, 1980, 2082.

Летные испытания ракеты "Зенит" были завершены в 1987 г., в декабре. Председателем Государственной комиссии был Г.С.Титов. В 1988 г., в декабре, комплекс "Зенита" с "Целиной-2" был принят на вооружение.

К октябрю 1990 г. были проведены четырнадцать успешных запусков ракеты 11К77 по программе летных испытаний комплекса, два запуска в составе ракеты-носителя "Энергия" в качестве модулей первой ступени - всего 8 модулей. Итого двадцать две ступени с двигателем РД-170 в полете без существенных замечаний. Надежность системы в принципе подтверждена.

Но 4 октября 1990 г. при плановом запуске с космодрома Байконур (площадка 45) ракеты-носителя "Зенит" на третьей секунде полета произошел взрыв двигателя первой ступени. Ракета упала на пусковую установку и взорвалась. Стартовая пусковая установка была серьезно повреждена.

Причину неудачного пятнадцатого запуска исследовала авторитетная межведомственная комиссия, через несколько месяцев работы пришедшая к заключению, что отказ двигателя произошел вследствие разрушения узла качания газового тракта второй камеры. Наиболее вероятной причиной возгорания явилось попадание во внутреннюю полость узла качания инициатора возгорания в виде вещества органического происхождения с концентрированным выделением тепла при сгорании более 30 килоджоулей. Попадание могло произойти в процессе работ с двигателем после огневых контрольно-технологических испытаний на стенде. Был рекомендован и реализован комплекс организационных и технических мер.

Шестнадцатый пуск 27 июля 1991 г. не состоялся из-за незапуска двигателя первой ступени, в результате за несколько секунд до старта система управления прекратила набор готовностей и возвратилась в исходное состояние. Месячный разбор привел к решению вернуть этот экземпляр ракеты на завод-изготовитель - в НПО "Южное".

Семнадцатый пуск был назначен на 30 августа. Пуск состоялся. Первая ступень отработала свое запрограммированное полетное время. Однако на этапе запуска двигателя второй ступени РД-0120 произошел взрыв. Авария привела к потерям спутника военно-технического назначения. Вновь месячная работа специалистов в комиссии, которая пришла к практически тому же выводу о чистоте трактов окислителя, но уже другого двигателя.

После этой полосы неудач некоторые специалисты и обозреватели были склонны более глубоко оценить возможные причины аварий. Сложилось мнение, что двигатели 1988 г. изготовления были обречены на аварию. Бушующая в это время "перестройка" на ракетных заводах привела к нестабильности производства, утечке квалифицированных кадров в сферы производства, более оплачиваемые. Качество изготавливаемых в эти времена ракетных систем потребовало основательного подтверждения. Престиж этого носителя - вне сомнения.

Ракета-носитель "Зенит" использовалась для запусков только космических аппаратов радиотехнической разведки в основном на круговые орбиты высотой 850 км с наклонением в 71 угловых градусов. В перспективе намечалось заменить "Зенитом" носители "Союз", при запуске спутников на низкие орбиты, и "Циклон", при запусках на более высокие орбиты. Началось строительство стартового комплекса "Зенит" в Плесецке, с целью осуществления вывода космических аппаратов на приполярные орбиты. Анализировались варианты повышения энергетических характеристик этой ракеты. По прикидочным оценкам, прирост массы полезного груза составляет 0,4 - 0,5 % на один процент увеличения тяги двигателя первой ступени. Это значит, что увеличение массы полезного груза на одну тонну повлечет увеличение тяги примерно на 20 %, что потребует существенной переработки двигателя. Реально возможный прирост массы - около 350 кг - был за счет увеличения тяги двигателя на 5 %. Одновременно увеличивается скоростной напор. Увеличение заправки топливных баков первой ступени дает прирост массы полезного груза до одной тонны, при перезаправке на 10 %. В настоящей схеме ракеты масса топлива первой ступени составляет 318т, второй - 80,8 m. Более высокий прирост массы полезного груза возможен при переходе на водородную вторую ступень или, для доставки больших масс на геостационарную орбиту, при применении водородной третьей ступени. Естественно стремление увеличения забрасываемой на орбиту массы за счет перемещения точки старта ближе к экватору, на плавучие средства или на другие континенты.

Стартовый комплекс ракеты-носителя "Зенит" обладает исключительными качествами по безопасности, достигаемыми за счет создания автоматизированного процесса подготовки ракетоносителей и их пуска. По заранее разработанной программе, в автоматическом режиме производится установка ракеты на пусковой стол, ее испытание, заправка и проведение пусковых операций. Технологический комплекс, осуществляющий автоматический режим подготовки и пуска ракеты, был опробован с успехом по программе создания ракеты "Циклон" 11К68. В основе заложена такая же схема. Ракета-носитель, проверенная в монтажно-испытательном корпусе, который находится на небольшом расстоянии от стартовой установки, с пристыкованным спутником и закрепленным на верхнем стыковочном шпангоуте головным обтекателем находится на транспортно-установочном агрегате - это исходное положение. Собраны и связаны системы обеспечения сохранности при дальнейшей транспортировке космического объекта, баков и двигателей ракеты. Системы находятся на транспортных средствах ракеты.

Автоматический режим начинается с открытия ворот. Тягачи буксируют поезд с ракетой на транспортно-установочном агрегате. Во время движения производятся соответствующие операции подготовки бортовых систем и одновременно ведется подготовка систем стартового пускового устройства к приему ракеты.

Примерно так же, как у ракеты 11К68, происходит стыковка пневмо-гидравлических магистралей, электросоединений и механических цапфовых устройств сочленения подъемно-транспортного агрегата и пускового стартового устройства. Особенность соединительных клапанов, связанных с заправкой кислорода, заключается в их конструктивном исполнении, которое обеспечивает возможность осуществления вторичной стыковки, если в связи с несостоявшимся пуском появляется необходимость слива компонентов в стартовую наземную систему. Заправочно-сливные клапаны в этом случае обдуваются, подогреваются, стыкуются и дистанционно проверяются на правильность стыковки и герметичность.

Пуск ракет может быть осуществлен в трех вариантах технологического процесса: непрерывная технология транспортировки, установки, проверки и пуска, с разрывом на время стоянки на стартовом пусковом столе в незаправленном и заправленном состояниях. Пуск ракеты со стоянкой на старте в незаправленном состоянии используется при запуске космических аппаратов, требующих до семи суток для подготовки космического аппарата к запуску. Пуск ракеты со стоянкой в заправленном состоянии применяется при запусках космических аппаратов, при подготовке которых требуется нахождение ракеты-носителя в заправленном состоянии до 12 часов.

Режим после команды "Произвести пуск" начинается с самопроверки наземного пускового проверочного комплекса и длится 7 мин. 51 с. С 8-й мин. 59-й с включается система управления комплексом с подачей и выполнением последовательных команд: разрешение на стыковку "земля-борт", контроль стыковки - 10 мин. 31с, включение бортовой системы управления - к 12-й мин., включение термостатирования комплекса гироскопических командных приборов - к 12-й мин. 15с, включение системы прицеливания в предварительном режиме - к 15-й мин., первое включение системы телеизмерений - на 21 мин. и завершение с включением системы телеизмерений и прицеливания -к 27 мин. подготовки ракеты. Одновременно с проведением этих операций происходит захолаживание наземных магистралей окислителя и горючего.

Заправка ракеты-носителя начинается с 27 мин. В 27 мин. и 10 с вводится полетное задание в запоминающее устройство бортового вычислительного комплекса. Заправляются холодным гелием погруженные баллоны наддува с 38-й до 44-й мин. К 61-й мин. включается система телеизмерений. Заправка баков переходит в режим малых расходов к 64-й мин. К 66-й мин. и 21-й с ракета заправлена.

Предпусковая подготовка начинается с грубого приведения в рабочий режим трехосной гиростабилизированной платформы с измерением уходов гироблоков. Прицеливание после заправки завершается к 77-й мин. С 79-й мин. начинается отвод транспортно-установочного агрегата в предстартовое хранилище. К 81-й мин. готово точное приведение гиростабилизаторов в рабочий режим. Завершается подпитка окислителем баков ракеты, контроль давления в кислородных баках. Сливаются остатки компонентов из заправочных магистралей, вакуумируются магистрали и отстыковываются автостыки. К 88-й мин. комплекс наземного технологического оборудования готов к пуску. После контроля ухода гироблоков, углов выставки акселерометров, приведения приводов в стартовое положение осуществляется переход на бортовое питание.

С 88 мин. и 15 с запускается циклограмма команд при пуске и полете. Проходит команда "Пуск" для всех систем: системы автономного дистанционного управления технологическим оборудованием стартового комплекса, автономного управления пневмогидравлической системой ракеты. Закрываются дренажные клапаны баков окислителя и горючего, включается предварительный наддув бака горючего первой ступени. Регуляторы расходов устанавливаются в исходное для запуска двигателей положение. Включается предварительный наддув бака окислителя первой ступени, затем - через одну секунду - наддув бака горючего второй ступени и предварительный наддув бака окислителя второй ступени.

К 89 мин. и 54 с заканчивается точное приведение и осуществляется переход на силовую стабилизацию гироплатформы, завершается контроль давления в баках первой ступени перед запуском двигательной установки и начинается полетная программа. Запуск двигательной установки начинается через 0,13 с. Через 3 с контролируется выход двигательной установки на предварительную ступень тяги, дроссели переводятся в положение режима главной ступени тяги, включается полетный наддув бака окислителя, двигательная установка переводится на главную ступень тяги. Подрываются разрывные болты - средства удержания ракеты на пусковой установке. Расстыковываются электроразъемы между ракетой и кабель-мачтой. Двигатель набирает порядка 90 % расчетной тяги. Ракета начинает полет. Срабатывает контакт подъема - "КП".

Автоматический режим приведения ракеты-носителя в готовность и осуществление пуска укладывается во время не более 90 мин. Такой жесткий временной режим дает возможность использования этой ракеты в качестве "ракеты-спасателя", например, при осуществлении операций помощи в космосе. Быстрая автоматическая подготовка и пуск открывают для этой ракеты путь к организации построения многоспутниковых систем, своевременного восполнения орбитальные систем и, в конечном счете, дает возможность планировать запуски по времени с достаточной точностью.

Кроме того, комплекс дает возможность осуществления "пулеметного" режима пусков с периодичностью, равной времени приведения стартовой пусковой установки в исходное положение.

Путь в остановленное время

В начале января 1982 г. меня вызвал С.А.Афанасьев. Я приехал из Днепропетровска и поздно вечером был принят министром. В нашем Главном управлении знали о вызове, но о причине не обмолвились. Сергей Александрович сказал: "Видимо, будет тебе предложение от В.П.Глушко перейти к нему первым заместителем и главным конструктором "Бурана", мы заинтересованы в твоем переходе: надо Глушко помочь - мы тебя поддержим".

КБ "Южное", работая над блоком А этой системы, имело полное представление о состоянии разработки и проблемах, которые стояли перед королевской организацией в создании "Бурана".

На следующий день после разговора с С.А.Афанасьевым я встретился с Игорем Николаевичем Садовским, который был главным конструктором "Бурана". Вроде (по нашей оценке - со стороны КБЮ) сильный, грамотный проектант, вполне уверенно выполняющий свою роль, и мне было не совсем ясна причина его устранения. Игорь объяснил просто: надоели проектные заскоки Глушко в нашей ракетной области. У Садовского было несколько серьезных ссор с Глушко, как он сказал, и после последнего столкновения Игорь Николаевич подал заявление министру с просьбой об отставке. При этом Игорь Николаевич не хотел идти ни на какие компромиссы с Глушко. "Тебя мы ждем, будем работать," - сказал Игорь. Я предложил ему в сложившейся ситуации остаться моим первым заместителем - это было просто необходимо для сохранения преемственности в разработке. Главные конструкторы ведь любят все менять по-своему.

"Хорошо, что космическая наука у нас никогда не ходила строем. Делая одно дело, конструкторы мыслили по-разному, отстаивали разные технические идеи," - как-то сказал Е.А.Сиволодский - наш "главный химик" по топливам. И людьми они были разными, со своими характерами. У каждого, наряду с огромными достоинствами, имелись свои недостатки, свои нормы жизни и даже причуды. В своих спорах они иногда напоминали известных персонажей Д.Свифта из "Путешествий Гулливера", спорящих, с какого конца следует очищать от скорлупы яйцо - с острого или тупого. Примеров споров такого рода в многолетней истории авиационной и ракетной техники чрезвычайно много. В разработке большого масштаба неопределенности в направлении, споры, а попросту раздрай, особенно на стадии, когда прошло уже более пяти лет работы, всегда не были полезными. Лунная программа Н-1 - тому пример.

И.Н.Садовский согласился с моим предложением и еще раз подтвердил, что будем работать дружно. От Глушко не было ни звонков, ни вообще каких-либо признаков необходимости встречи.

Через пару дней по плану должно было состояться заседание Группы оперативного руководства. По одному из вопросов мы готовились докладывать как представители КБ "Южное". Наша небольшая делегация КБ и завода прибыли в Подлипки. Когда все рассаживались в зале заседаний, Глушко попросил меня сесть рядом с ним. Шел обычный разбор. Не дожидаясь конца заседания, Глушко пригласил меня к себе - в королевский кабинет. Сходу дал язвительно негативную характеристику Игорю Николаевичу и сказал: "Этот нарыв созрел - надо вскрывать. Я предлагаю Вам взяться за разработку "Бурана". Дальше шли всякие обещания, посулы, которые, кстати, кроме одного, Глушко не счел необходимым выполнить. Я попросил, зная В.П.Глушко лично и по характеристикам его же коллег, предоставить мне полную самостоятельность и независимость в действиях. В свое время Михаил Кузьмич говорил, когда назначал меня главным инженером: "Работай самостоятельно, делай ошибки - мы тебя поправим..." Янгель, действительно, не имел привычки опекать, тем более мелочно. С ним было интересно работать. В основе стояло творчество, но и творчество не бывает без ограничительных преград верхнего уровня. Важно чтобы ограничения не переходили зримого предела.

Глушко принял мои условия. Надо сказать, что в течение всего времени работы под его началом я не ощущал авторитарного давления. Но на момент разговора с ним я не знал другого: структура разработчиков в КБ изменилась коренным образом. Об этом мне стало известно только тогда, когда я приступил к работе в НПО "Энергия".

В декабре 1981 г. Л.И.Брежнев в день своего рождения подписал постановление о мероприятиях по улучшению организации работ по "Бурану". Срок выхода на летно-конструкторские испытания оставался прежним - 1983 г. О том, что Генсек подписал это постановление в день своего семидесятипятилетия, Глушко часто подчеркивал при выступлениях на Совете главных. Как было положено, с выходом постановления начались мероприятия местного плана. В том числе в ОКБ - разработка орбитального корабля была передана в орбитальное управление (тогда эта мощная группа подразделений именовалась "служба ╧17"). Служба, занимающаяся ракетой, имела номер 16.

Подразделения, ранее подчинявшиеся Садовскому, уводили из-под прямого влияния главного конструктора "Бурана". Надо сказать, что Садовский согласовал приказ. О.Н.Шишкин объяснял этот акт тем, что таким образом удалось привлечь к разработке "Бурана" основную часть ОКБ, которая в самом начале относилась к ней негативно. В результате единая система была расчленена в разработке. Разработчики корабля, долгое время работавшие вместе с Садовским, считали это правильным и, более того, высказывались во всеуслышание, что их деятельность находит в среде разработчиков орбитальных систем понимание и поддержку. Сквозила даже критика организации работ по кораблю в кусте Садовского. Назревал антагонизм в коллективе ОКБ. В рабочем составе это было малозаметно - больше в элитной части. В общем, было неясно, почему надо было разделять разработку, а не передать ее целиком в одни руки - руководству орбитальных систем... Возвращаюсь к тому времени. Если бы я знал, что в канун моего перехода в королевском КБ произошла такая перестройка, то, скорее всего, не дал согласия на работу с Глушко. Поздний опыт, приобретенный мною, говорит, что никогда нельзя принимать поворотное решение в жизни, не имея полной информации и оценки реального положения. Правда, в крупных делах логика договора основывается на честности партнеров. Видимо, бывают исключения, или мы тогда друг друга не поняли... Я дал согласие, оговорив, что надо посоветоваться с В.Ф.Уткиным. Позвонил - Уткин не давал мне совет отказаться от предложения Глушко. И еще звучал в памяти совет Янгеля: "Если так получится, что тебе придется работать с кем-то из знаменитой шестерки, то не попадай под Глушко...". Я шел вопреки совету Михаила Кузьмича.

Слов нет, Глушко - и основоположник, и зачинатель ракетной техники в стране, и твердый проводник своей линии, но, как и все смертные, имел черты, не позволявшие, например, мне установить с ним доверительные отношения.

После истории с размолвкой В.П.Глушко и С.П.Королева, когда Глушко стоял на грани изоляции со стороны королевской организации, Г.А.Тюлин и В.П.Глушко приехали в Днепропетровск. Георгий Александрович открыто разъяснил М.К.Янгелю, что Химкинское КБ может остаться без работы. Кузьмич потом, пересказывая нам это, призывал проектантов и конструкторов найти глушковскому КБ твердое место в разработках ОКБ-586. Настоятельную просьбу проектанты не могли обойти и тут же предложили участвовать в новой разработке модернизированной ракеты Р-36. Глушко согласился, но через некоторое время сообщил, что выполнить условия запуска маршевого двигателя первой ступени в рамках минометного старта невозможно. Положение у ОКБ было безвыходное - мы обратились за помощью к А.Д.Копопатову, к Воронежскому КБ, и те сделали проект. Тогда вдруг прозрел Глушко и настоял на возврате к себе разработки такого двигателя. Надо сказать, что двигатель был разработан глушковским КБ с полным выполнением всех наших требований и, как говорится, на высоком техническом уровне.

Еще один случай из многих. Это было уже без Кузьмича. Случилось это в ракетных войсках - в хранилищах появился диметилгидразин несимметричный с примесью окислов железа. При длительном хранении в некачественно изготовленных емкостях произошла "порча" компонента и в больших количествах. Военные просили помощи и с надеждой ждали решения о возможности его дальнейшего использования по назначению. Мы оповестили разработчиков двигателей - Глушко и Конопатова - и просили дать заключение. А.Д.Конопатов откликнулся незамедлительно, проведя в короткое время исследование компонента и огневое испытание двигателя. Глушко после непрерывных звонков наших двигателистов ответил, что по результатам исследований компонента методом калориметрических трубок выявлено, что энергетические характеристики ухудшились и допускать компонент к прямому использованию не следует. Мы сами у И.И.Иванова провели серию огневых испытаний малых двигателей и пришли к решению, что "порченный" компонент годен. Таким образом, складывалось, что для второй ступени и ступени разведения компонент годен, а для первой - нет. Нет так нет. Доложили министру и военным свое решение... Вдруг приезжает Глушко в наше КБ, просит Владимира Федоровича Уткина пригласить меня в его кабинет. Пришел. Глушко: "Владимир Федорович, видимо, Ваши заместители не считают нужным вводить Вас в курс важнейших дел. Я провел исследования "порченного" компонента, сделал огневой пуск по просьбе Д.Ф.Устинова и принял решение допустить этот компонент к использованию, а Ваши заместители до сих пор должным образом не среагировали..." Передо мной сидел не просто старший по возрасту, но известный главный, иначе такой перевертыш не остался бы без комментариев. В моей голове не укладывалась такая... (уж, не знаю, как назвать). Уткин знал реальное положение дел, потому что по этому вопросу работало КБЮ, но переписка с организациями велась за моей подписью. Уткин аккуратно снизил накал. Но для меня осталось неясным, с какой целью надо в чужой организации устраивать "междусобойчик", как мы иногда называли у себя такого рода ситуации. После этого разговора осталась обида и недоумение.

Но вернемся к моему согласию. Глушко, как только я подтвердил, что готов работать по "Бурану", позвонил О.Н.Шишкину, который, оказывается, находился недалеко, в том же здании, в кабинете В.Д.Вачнадзе. Он был назначен в 1978 г. Генеральным директором НПО "Энергия". Глушко сдал ему все административное руководство объединением. Плановые, экономические, финансовые и кадровые дела - все проходило через Вачнадзе. При передаче власти было оговорено, что все принимаемые по этим вопросам решения согласовываются с Генеральным конструктором.

В кабинете Вачнадзе находился и начальник управления по кадрам с подготовленными анкетами, документами. Мне оставалось только подписать их. Звоню домой жене, она ответила: "Надо - значит надо..." А далее круговорот - Московский областной комитет, ЦК, коллегия, Д.Ф.Устинов и, в конечном счете, решение Секретариата ЦК о главном конструкторе "Бурана" и приказ о назначении первым заместителем генерального конструктора НПО "Энергия". Это был конец января 1982 г.

На следующий же день Группа оперативного руководства во главе с О.Н.Шишкиным, с В.П.Глушко и большим составом работников министерства и конструкторов вылетела самолетом НПО "Энергия" в Куйбышев на завод "Прогресс". Это был запланированный, очередной выезд Группы. Разбор состояния дел на заводе и в КБ проводился на месте. Глушко предложил мне подключиться сходу к работе этой группы.

Каждый коллектив - это загадка. Нет двух похожих. Характер коллектива складывается со дня его образования. Личность руководителя всегда накладывает отпечаток на всех его сотрудников. На входе в главный сборочный цех укреплена мемориальная доска С.П.Королеву. Здесь, на этом заводе, рождались серийные ракеты-носители на базе Р-7. Здесь изготавливались все ракеты, на которых летали наши космонавты, в том числе и ракета Ю.А.Гагарина. На этот же завод была возложена задача изготовления и сборки ракеты Н-1. Но основная его база сборки крупногабаритных конструкций находилась на Байконуре - там был филиал завода "Прогресс". Его директор А.А.Чижов руководил демонтажем Н-1 на полигоне, потом был направлен на этот завод. Завод, который сыграл видную роль в становлении авангардной реактивной техники, рабочими руками, совестью технологов и инженеров изготавливая мощнейшие высоконадежные машины космоса, оставался в тени светящегося ореола славы покорителей комического пространства, хотя без этой "пуговицы" или при ее плохом качестве вряд ли бы состоялось триумфальное шествие.

"Прогресс" - это большой талантливый и трудолюбивый коллектив. Прямая причастность к делам С.П.Королева и работа с королевским коллективом придала сотрудникам значимость в их собственных глазах, сказывалась проскальзывающая порой державность, но преобладала все же скромность простых производителей. Даже чувствовалась довлеющая тональность подчиненности. Это впечатление сложилось в первый день знакомства с заводом в сравнении с живыми воспоминаниями о другом, родном заводе "Южмаш".

Характер Днепропетровского завода иной - в связке с КБ "Южное" он играл далеко не подчиненную роль. Равный в разработке и даже влияющий на разработку, "Южмаш" никогда не был в тени событий. Технологические и инженерные службы завода "Прогресс" практически без критики принимали конструкторские решения. Здесь чувствовалась твердая королевская линия достижения непременной реализации задумки КБ. В этом плане службы завода настраивались на решение производственных и технологических проблем, а не на примеривание их к возможностям производства. Надо сказать, что их "инженерный пот" давал практически всегда достойные результаты. Например, внедрение нового алюминиевого сплава 1201 для баковых конструкций "Энергии" было осуществлено только на "Прогрессе". Сколько было опасений, связанных со свойством этого сплава, со сваркой. Ну, конечно, вместе с ними работали конструкторское бюро НПО "Энергия", Волжский филиал НПО, институты отраслевые и всесоюзные. В конечном счете, материал был освоен. Завод можно упрекнуть только в том, что медленно разворачивалось производство, медленно изготавливались конструкции, не вовремя поставлялись экспериментальные узлы и агрегаты на отработку, но это свойство общее для производств. Заказчику-конструктору всегда надо было быстрее увидеть свое произведение, а у завода - разноплановые трудности. Это все жизненные ситуации. Завод "Прогресс" производил хорошее впечатление.

Вновь образованное КБ, Волжский филиал НПО "Энергия", возглавлял Борис Георгиевич Пензин. Вместе с Д.И.Козловым они вели на заводе работы по Н-1. Сам главный конструктор этого КБ и его коллектив владели богатейшим опытом конструкторской разработки крупногабаритных ракет, приобретенным в создании Н-1. Это уникальный опыт, которого не было ни у одного конструкторского бюро отрасли. В разработке ракеты-носителя "Буран" сложилось, как и при Н-1, распределение работ между московским КБ и местным - как между конструкторским коллективом и проектным. Проектное КБ Подлипок, служба 16, владела основными проектными решениями, осуществляла связь со смежными разработчиками (например, с КБ "Южное" - по модульной части блока А, а сам блок вели подлипкинские конструкторы, с НПО АП - по системе управления, с КБ В.П.Бармина - по наземному комплексу) и в конечном счете несла ответственность за комплекс "Буран" в целом.

Куйбышевское КБ в самом начале было ориентировано на конструкторскую разработку центрального блока (блока Ц) и переходного блока (блока Я), который изготавливал Сызранский машиностроительный завод. Пневмогидравлическую систему блока Ц разрабатывали в Подлипках, водородную арматуру-автоматику тоже. Все остальное вело КБ Б.Г.Пензина. Позднее это бюро взяло на себя сборку пакета, то есть ракеты в целом. Огромный букет проблем, связанных с отработкой конструкции центрального блока., лег на плечи этого небольшого коллектива. Козлов выделил для размещения этого бюро несколько комнат и непрерывно напоминал, что их надо будет освободить. Завод помог, выделив некоторую площадь в одном из цехов. Пензину министерство обещало помочь строительством специального инженерного корпуса. Это судьба всех филиалов до тех пор, пока они не выходят на самостоятельную дорогу.

На заводе строился новый цех для сборки блока Ц, гидробоксы для проведения прочностных испытаний баковых сборок, камеры для испытаний баков при криогенных температурах с заполнением жидким азотом. Волжский филиал НПО, кроме того, отвечал за отработку авиационной транспортировки крупногабаритных конструкций блока Ц.

Первое впечатление, говорят, всегда правильное. Сложилось представление, что КБ и завод сделают свое дело, но им надо помогать. Особенно необходимо было помогать конструкторскому бюро, которое стояло на стыке проекта с производством. Надо было расшивать все возникающие у него вопросы. Только здесь, на заводе, можно было представить размах разработки и особенно масштабность конструкции.

Работа Группы руководства продолжалась два дня. Все вернулись в Москву, а мне предстояло добраться до Днепропетровска и завершить переход в другую организацию. Оформление не заняло много времени. В.Ф.Уткин вместе с некоторыми руководителями пожелали успехов и сказали, что, если что не получится, ждут меня обратно... Тогда я не предполагал, что мои коллеги позднее откажутся от своих напутствий и пожеланий.

Мне предстояло знакомство с новым коллективом. Многих я знал, но одно дело работать с организацией параллельно и совершенно другое - работать в ее составе. На одном из заседаний у В.Д.Вачнадзе О.Н.Шишкин представил меня верхнему звену руководства НПО. Пришлось держать короткое слово перед собравшимися, обещая работать в тесном содружестве и оберегать чистоту творческого духа коллектива С.П.Королева. В этой фразе я применил слова "хрустальный коллектив", имея в виду чистоту, а мне потом сказали, что кое-кто понял как обозначение хрупкого и слабого. Входя в новую семью, следует мерить свои слова не семь раз, а более...

Некоторые руководители министерства оценили этот переход своеобразно: "Раньше королевцы помогали кадрами другим организациям, а теперь королевцам помогают другие..." Это не прошло бесследно. В коллективе пошли разговоры, что назначение этого "новенького" не произошло без помощи "длинной и волосатой" руки. Вдруг стало ясным, что Губанов - родственник В.В.Щербицкого, жена Губанова - сестра Владимира Васильевича. Да, действительно, отчество моей жены - Васильевна, но не более того. Можно было бы об этом не говорить, если бы не серьезное восприятие этого слуха в организации. Я не говорю "в коллективе", потому что слухи плыли в элитной части организации, а не в здоровом ее организме. Я знал об этих слухах, но не обращал внимания, и только через десять лет понял, чем жила эта часть коллектива.

Дело в том, что в октябре 1991 г. в "Литературной газете" Ю.Щекочихин в статье "ВПК (большевиков).." устами П.Л.Короткевича утверждал: "За программой СОИ стоял Бакланов, в то время - министр общего машиностроения, его зам - впоследствии министр Шишкин, зять Кириленко Семенов, свояк Щербицкого Губанов, руководство ВПК - родственники ... Каждый видел себя в новом кресле после СОИ: Бакланов - секретарем ЦК, Шишкин - министром, Семенов - Генеральным конструктором." В статье Щекочихин под СОИ видимо понимал советскую альтернативную американской программу "Стратегической оборонной инициативы", под ВПК - Военно-промышленный комплекс, с добавкой "большевиков", видимо, для острастки. Короткевича Щекочихин так представил в своей статье: "Его работа три десятилетия являлась сверхсекретной. Год назад он хлопнул кремлевской дверью, чтобы ночью 19 августа переступить порог Белого дома. Сегодня один из создателей "ядерного щита", Петр Леонидович Короткевич впервые в своей жизни появляется на газетных страницах." Наконец наша страна узнала "создателя ядерного щита" с помощью Щекочихина. Этого "создателя" не подпускали к "щиту" даже на дальнее расстояние. Короткевич работал в НПО "Энергия", какое-то время слыл квалифицированным жестянщиком и мастерски рихтовал смятые в авариях кузова легковых машин, потом каким-то образом получил ученую степень и... так далее - не хотелось бы тратить на него время.

У медиков есть известная Клятва Гиппократа. Есть ли у журналистов подобное обещание не пороть чушь со страниц печати?! Стало модным подавать в суд за клевету. Я хотел это сделать, но потом решил, что быть свояком Щербицкого - это не оскорбление, и само упоминание его имени в каком-то общественном разбирательстве стало бы неуважением к его памяти. Что касается моей жены - то ее отец, Филиппов Василий Демьянович, погиб в 1941 г. на Ленинградском фронте.

Из этой истории, которая выплыла на страницы центральной печати, я понял, что слухи и интриги занимали серьезное место у авторитетов этого КБ, в чем я убедился позднее.

Через неделю после окончания работы Группы в Куйбышеве Межведомственный координационный совет по созданию "Бурана" во главе с С.А.Афанасьевым вылетал на Байконур. В салоне самолета министр в присутствии руководителей других министерств и военных начал с В.П.Глушко разговор, необходимо ли и целесообразно ли строительство стенда динамических испытаний для "Бурана" на полигоне. Это колоссальное сооружение, которое было у американцев, а у нас нет. В.П.Глушко мужественно отстаивал необходимость этого стенда, в процессе спора он сорвался и разразился площадной бранью. Слышать такую тираду из уст Валентина Петровича было удивительно. Даже те, которые не вникали в суть спора, были ошеломлены и... рассмеялись. Разговор тут же прекратил Афанасьев и, улыбаясь, обратился к Глушко: "Давай лучше решим вопрос, кого ставить первым заместителем Губанова...". Валентин Петрович тут же отреагировал: "Только не Садовского". "Мы другого мнения... А кого ты предлагаешь?" - обратился Афанасьев ко мне. Я подтвердил, что Садовский - это единственный вариант. "Так и будет," - поставил точку Сергей Афанасьевич. Выходя из самолета, Валентин Петрович меня насторожил: "Вы многого, что творится в коллективе, не знаете. Я здесь уже восемь лет. Вы делаете ошибку". Потом, позже мы не возвращались к этой теме: пошла работа - было некогда.

Основной вопрос, который рассматривал координационный совет на Байконуре, это - строительство необходимых сооружений для комплекса "Буран". В это время на полигоне завершались работы по передаче в эксплуатацию основного производственного сборочного комплекса ракеты после демонтажа всех технологических конструкций для Н-1 и шла подготовка к приему нового оборудования для изготовления и сборки блоков и пакета "Бурана" в целом. Реконструировался старт Н-1. Строился универсальный комплекс стенд-старт. Началось строительство комплекса для сборки и испытаний орбитального корабля, монтажно-заправочного корпуса, стенда динамических испытаний, комплекса взлетно-посадочной полосы. Строились жилые, гостиничные здания и модули для размещения технического состава и рабочих. Это была колоссальная строительная площадка. Командовал строительной армией Константин Михайлович Вертелов. Колоритная фигура. Строитель в силу специфики своей работы всегда находится под огнем критики и со стороны начальства, и со стороны принимающих в эксплуатацию готовые сооружения. Но строители - это и рабочие руки, которые и в холод, и в жару возводили уникальные сооружения.