Текст книги "Битва за звезды-2. Космическое противостояние (часть I)"

Автор книги: Антон Первушин

сообщить о нарушении

Текущая страница: 31 (всего у книги 32 страниц)

Проект «Буран»

В конце 1975 года проектанты окончательно определились с конфигурацией будущего транспортного корабля – он должен был стать крылатым. Появились первые чертежи орбитального самолета, названного «Бураном».

Это направление работ было поручено главному конструктору Игорю Николаевичу Садовскому. Заместителем главного конструктора по орбитальному кораблю назначили Павла Цыбин.

Ракета представлялась конструкторам как самостоятельная структура, а полезным грузом мог стать орбитальный корабль или любой другой космический аппарат. В отличие от американской, советская ракета должна была осуществлять запуск космических аппаратов самых различных классов.

К универсальности комплекса подтолкнул один эпизод.

Первоначально предлагалось размещение двигательной установки второй ступени на орбитальном корабле, как у «Спейс Шаттла». Однако из-за отсутствия в то время самолета для транспортировки с завода-изготовителя до Байконура, а главное, для отработки в летных условиях космического аппарата значительной массы, орбитальный корабль был облегчен за счет переноса двигателей на центральный бак. С переносом двигателей на центральный бак ракеты их количество увеличилось с трех до четырех.

В 1976 году облик «Бурана» приблизился к «Спейс Шаттлу», увеличилась стартовая масса комплекса, диаметр центрального блока.

Бригада проектантов, подчиненная Садовскому, вела проектные работы как по ракете, так и по орбитальному кораблю и комплексу в целом. Начиная с 1976 года, в течение пяти лет были проработаны пять вариантов конструкторских схем на базе исходной. Орбитальный корабль приобретал формы, 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. В конструкцию орбитального корабля были введены воздушно-реактивные двигатели, что давало возможность осуществлять глубокое маневрирование при посадке.

Одновременно разрабатывалась конструкторская документация, велась подготовка производства, разрабатывался проект по приспособлению стартовых площадок «Н-1» и нового стенда-старта. 17 февраля 1976 года вышло постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 132-51 о разработке советской многоразовой космической системы «Рубин», включавшей орбитальный самолет, ракету-носитель, стартовый комплекс, посадочный комплекс, специальный комплекс наземного обслуживания, командно-измерительный комплекс, поисковоспасательный комплекс. Система должна была обеспечивать «выведение на северо-восточные орбиты высотой 200 километров полезных грузов весом до 30 тонн и возвращение с орбиты грузов до 20 тонн».

В постановлении, в частности, предлагалось организовать в Министерстве авиационной промышленности Научнопроизводственное объединение «Молния» во главе с авиаконструктором Глебом Лозино-Лозинским (он нам известен как создатель космоплана «Спираль»), которое должно было разработать орбитальную ступень самолетной схемы, подготовив полный комплект документации для ее изготовления.

Само изготовление и сборка планера, создание наземных средств его подготовки и испытаний, а также воздушная транспортировка планера, корабля и ракетных блоков были поручены Тушинскому машиностроительному заводу Головная роль в разработке ракеты-носителя и системы в целом оставалась за НПО «Энергия». Заказчиком выступало Министерство обороны.

Окончательный проект системы был утвержден Валентином Глушко 12 декабря 1976 года. Согласно проекту летные испытания планировалось начать во втором квартале 1979 года.

При создании «Бурана» были объединены усилия сотен конструкторских бюро, заводов, научно-исследовательских организаций, военных строителей, эксплуатационных частей космических сил. Всего в разработке участвовало 1206 предприятий и организаций, почти 100 министерств и ведомств, были задействованы крупнейшие научные и производственные центры России, Украины, Белоруссии и других республик СССР.

В конечном виде многоразовый орбитальный корабль «Буран» (11Ф35) представлял собой принципиально новый для советской космонавтики летательный аппарат, объединяющий в себе весь накопленный опыт ракетно-космической и авиационной техники.

По аэродинамической схеме корабль «Буран» – моноплан с низкорасположенным крылом, выполненный по схеме «бесхвостка». Корпус корабля выполнен негерметичным, в носовой части находится герметичная кабина общим объемом более 70 м3, в которой располагается экипаж и основная часть аппаратуры.

С внешней стороны корпуса наносится специальное теплозащитное покрытие. Покрытие используется двух типов в зависимости от места установки: в виде плиток на основе супертонкого кварцевого волокна и гибких элементов высокотемпературных органических волокон. Для наиболее теплонапряженных участков корпуса, таких как кромки крыла и носовой кок, используется конструкционный материал на основе углерода. Всего на наружную поверхность «Бурана» нанесено свыше 39 тысяч плиток.

Габариты «Бурана»: полная длина – 35,4 метра, высота – 16,5 метра (при выпущенном шасси), размах крыла – около 24 метров, площадь крыла – 250 м2, ширина фюзеляжа – 5,6 метра, высота – 6,2 метра, диаметр грузового отсека – 4,6 метра, его длина – 18 метров, стартовая мас са – до 105 тонн, масса груза, доставляемого на орбиту, – до 30 тонн, возвращаемого с орбиты – до 15 тонн, максимальный запас топлива – до 14 тонн. «Буран» рассчитан на 100 рейсов и может выполнять полеты как в пилотируемом, так и в беспилотном (автоматическом) варианте. Максимальное количество членов экипажа – 10 человек, при этом основной экипаж – 4 человека и до 6 человек – космонавты-исследователи. Диапазон высот рабочих орбит 200-1000 километров при наклонениях от 51 до 110. Расчетная продолжительность полета 7-30 суток.

Обладая высоким аэродинамическим качеством, корабль может совершать боковой маневр в атмосфере до 2000 километров.

Система управления «Бураном» основана на бортовом многомашинном комплексе и гиростабилизированных платформах.

Она осуществляет как управление движением на всех участках полета, так и управление работой бортовых систем.

Одной из основных проблем при ее проектировании была проблема создания и отработки математического обеспечения.

Автономная система управления совместно с радиотехнической системой «Вымпел» разработки Всесоюзного научно-исследовательского института радиоаппаратуры, предназначенной для высокоточных измерений на борту навигационных параметров, обеспечивает спуск и автоматическую посадку, включая пробег по полосе до останова. Система контроля и диагностики, примененная здесь впервые на космических аппаратах как централизованная иерархическая система, построена на встроенных в системы средствах и на реализации алгоритмов контроля и диагностики в бортовом вычислительном комплексе.

Радиотехнический комплекс связи и управления поддерживает связь орбитального корабля с ЦУП. Для обеспечения связи через спутники-ретрансляторы разработаны специальные фазированные антенные решетки, с помощью которых осуществляется связь при любой ориентации корабля. Система отображения информации и органов ручного управления обеспечивает экипаж информацией о работе систем и корабля в целом и содержит органы ручного управления в орбитальном полете и при посадке.

Система электропитания корабля, созданная в НПО «Энергия», построена на базе электрохимических генераторов с водородно-кислородными топливными элементами разработки Уральского электрохимического комбината. Мощность системы электропитания – до 30 кВт. При ее создании пришлось разработать принципиально новый для СССР источник электроэнергии – электрохимический генератор на основе топливных элементов с матричным электролитом, обеспечивающий непосредственное преобразование химической энергии водорода и кислорода в электроэнергию и воду, и разработать впервые в мире систему космического криогенного докритического (двухфазного) хранения водорода и кислорода без потерь.

Объединенная двигательная установка (ОДУ) «Бурана» состоит из двух жидкостных ракетных двигателей орбитального маневрирования тягой 8800 килограммов (5000 включений за полет), 38 управляющих двигателей с тягой по 400 килограммов (2000 включений за полет), 8 двигателей точной ориентации тягой по 20 килограммов (5000 включений за полет), 4 твердотопливных двигателей экстренного отделения с тягой по 2800 килограммов, 1 кислородного бака и 1 бака горючего со средствами заправки, термостатирования, наддува, забора жидкости в невесомости.

Двигатели ОДУ размещаются на орбитальном корабле с учетом решаемых ими задач. Так, двигатели управления, расположенные в носовой и хвостовой частях фюзеляжа, обеспечивают координатные перемещения корабля по всем осям и управление его положением в пространстве.

В штатном (безаварийном) полете двигатели ОДУ обеспечивают стабилизацию орбитального корабля в связке с ракетой-носителем, разделение корабля и ракеты-носителя, довыведение корабля на рабочую орбиту (двумя импульсами), стабилизацию и ориентацию, орбитальное маневрирование, сближение и стыковку с другими космическими аппаратами, торможение, сход с орбиты и управление спуском.

В нештатных ситуациях (то есть при авариях на активном участке) двигатели ОДУ используются в первую очередь для ускоренной выработки топлива перед отделением от ракеты-носителя с целью восстановления необходимой центровки орбитального корабля.

В случае экстренного отделения предусматривается срабатывание специальных пороховых двигателей ОДУ.

Атмосферный аналог «БТС-002 ГЛИ»

При создании «Бурана» особое внимание уделялось наземной экспериментальной отработке. Разработанная комплексная программа наземных испытаний охватывала весь объем отработки, начиная от узлов и приборов и кончая кораблем в целом. Предусматривалось создание около сотни экспериментальных установок, семь комплексных моделирующих стендов, пять летающих лабораторий и шесть полноразмерных макетов орбитальных кораблей.

Для отработки технологии сборки корабля, макетирования его систем и агрегатов, примерки с наземным технологическим оборудованием были созданы два полноразмерных макета корабля: «ОК-МЛ-1» и «ОК-МТ».

Первый – макетный экземпляр корабля «ОК-МЛ-1», основным назначением которого являлось проведение частотных испытаний как автономно, так и в сборке с ракетой-носителем, был доставлен на полигон в декабре 1983 года. Этот макет также использовался для проведения предварительных примерочных работ с оборудованием монтажно-испытательного корпуса, с оборудованием посадочного комплекса и универсального комплекса стенд-старт.

Макетный корабль «ОК-МТ» был доставлен на полигон в августе 1984 года для проведения конструкторского макетирования бортовых и наземных систем, примерки и отработки технологического оборудования, отработки плана подготовки к пуску и послеполетного обслуживания. С использованием этого изделия были проведены полный цикл примерок с технологическим оборудованием с монтажно-испытательным корпусом «Бурана», макетирование связей с ракетой-носителем, отработаны системы и оборудование монтажно-заправочного корпуса и стартового комплекса с заправкой и сливом компонентов объединенной двигательной установки.

Работы с изделиями «ОК-МЛ-1» и «ОК-МТ» обеспечили подготовку к пуску летного корабля без существенных замечаний.

Самая большая по объему и сложности экспериментальная отработка была проведена на комплексном стенде «КС-ОК» орбитального корабля «Буран». Основной особенностью, отличающей «КС-ОК» от других стендов, является то, что в его состав входили полноразмерный аналог орбитального корабля «Буран», укомплектованный штатными по составу бортовыми системами, и штатный комплект наземного испытательного оборудования.

На «КС-ОК» проводились: комплексная отработка взаимодействия бортовых систем при имитации штатных режимов работы и в расчетных нештатных ситуациях; проверка электрических связей аналога орбитального корабля «Буран», входящего в состав «КС-ОК», с эквивалентом ракеты-носителя «Энергия»; отработка режимов предстартовой подготовки и методики парирования нештатных ситуаций; отработка бортового и наземного (испытательного) программно-математического обеспечения и его сопряжения с аппаратными средствами вычислительных комплексов, бортовых систем и наземного испытательного оборудования с учетом возможных нештатных ситуаций; отработка эксплуатационной документации, предназначенной для проведения испытаний и наземной предполетной подготовки «Бурана»; проверка правильности выполнения доработок материальной части; обучение и тренировка специалистов, участвующих в наземной предполетной подготовке и натурных испытаниях орбитального корабля «Буран».

Анализ результатов экспериментальной отработки на «КС-ОК» позволил обосновать ряд технических решений о возможности сокращения объемов работ по наземной предполетной подготовке корабля «Буран» без снижения ее качества.

В зарубежной печати неоднократно сообщалось, что существовал атмосферный самолет-аналог «БТС-01», якобы предназначенный для совместного использования с самолетом-носителем «М-201М» (модернизированный вариант бомбардировщика «ЗМ» ОКБ имени Мясищева). «БТС-01» должен был располагаться на верхней внешней подвеске над фюзеляжем самолета-носителя и отделяться от него в полете с последующей самостоятельной посадкой. Приводились даже данные по испытательным полетам: «…экипаж аналога БТС-01 состоял из летчиков-космонавтов Евгения Хрунова и Георгия Шонина, самолет-носитель пилотировали Юрий Когулов и Петр Киев».

В реальности же аналог «БТС-001» использовался для наземных статических испытаний на прочность конструкции, после завершения которых на его основе был создан аттракцион в московском парке имени Горького.

Однако описанная схема с использованием самолета-носителя «ЗМ-Т» («Атлант») действительно применялась для транспортировки крупноразмерных агрегатов ракеты-носителя «Энергия» и орбитального корабля «Буран» с заводов-изготовителей на космодром Байконур.

Для атмосферных же испытаний был разработан специальный экземпляр орбитального корабля «БТС-002 ГЛИ» (заводское обозначение – «ОК-ГЛИ»), который оснащался штатными бортовыми системами и оборудованием, функционирующим на заключительном участке полета «Бурана».

Отличия в аэродинамической компоновке аналога «БТС-002 ГЛИ» от орбитального корабля «Буран» при полном соответствии массовых, центровочных и инерционных характеристик, в том числе и органов аэродинамического управления, заключались в установке четырех турбореактивных двигателей «АЛ-31» конструкции ОКБ имени Люльки с суммарной тягой в 40 тонн (два боковых двигателя были оснащены форсажными камерами) и удлиненной передней стойки шасси, обеспечившей заданный стояночный угол.

«БТС-002 ГЛИ» был построен в 1984 году и носил серийный номер «СССР-3501002». Габариты атмосферного корабля-аналога: длина – 36,4 метра, высота – 16,4 метра, размах крыла – 24 метров, объем кабины экипажа – 73 м3, максимальный взлетный вес – 92 тонны. Параметры полета: высота – 6000 метров, максимальная скорость – 600 км/ч, посадочная скорость – 300–330 км/ч.

Основные задачи летных испытаний с использованием аналога «БТС-002 ГЛИ» включали: отработку участка посадки в ручном и автоматическом режимах, проверку летно-технических характеристик на дозвуковых режимах полета, проверку устойчивости и управляемости, отработку системы управления при реализации в ней штатных алгоритмов посадки.

Испытания проводились в Летно-исследовательском институте Министерства авиапромышленности (город Жуковский). 10 ноября 1985 года состоялся первый полет корабля-аналога. Всего до апреля 1988 года было проведено 24 полета. Из них 17 полетов – в режиме автоматического управления до полного останова на взлетно-посадочной полосе. Общий налет «БТС-002 ГЛИ» составляет около 8 часов.

Первым летчиком-испытателем корабля-аналога «БТС-002 ГЛИ» был Игорь Волк, руководитель группы кандидатов в космонавты, готовившихся по программе «Буран». Кроме него, аналог пилотировали Римантас Станкявичюс, Александр Щукин, Иван Бачурин, Алексей Бородай и Анатолий Левченко.

Каждый испытательный полет состоял из следующих этапов: этапа разбега, взлета и набора высоты, которые выполнялись в режиме ручного пилотирования с автоматическим обеспечением устойчивости и управляемости; этапа испытательных режимов, проводимых для оценки характеристик устойчивости и управляемости на участке прямолинейного полета при постоянной скорости; этап разгона и торможения в горизонтальном полете, виражи с плавно нарастающей (до 2g) перегрузкой; этапы предпосадочного маневрирования, захода на посадку, посадки, пробега по взлетно-посадочной полосе и останова, на которых имитировались штатные профили снижения, посадки и останова орбитального корабля в ручном и автоматическом режимах.

Отработка участка посадки проводилась также на двух специально оборудованных летающих лабораториях, созданных на базе самолетов «Ту-154». Для выдачи заключения на первый пуск было выполнено 140 полетов, в том числе 69 – автоматических посадок. Полеты осуществлялись на аэродроме ЛИИ и посадочном комплексе Байконура.

Ракета-носитель «Энергия»

14 мая 1987 года агентство ТАСС сообщило, что в период с 11 по 13 мая Генеральный секретарь ЦК КПСС Михаил Горбачев находится на космодроме Байконур и в городе Ленинске. В ходе пребывания в этих местах он имел многочисленные встречи и беседы с учеными, специалистами, рабочими, инженерно-техническими работниками, а также жителями города. Далее в сообщении ТАСС говорилось: «…Были показаны космические аппараты связи, телевидения, метеорологии и исследования космического пространства. В настоящее время на космодроме ведутся работы по подготовке к запуску новой универсальной ракеты-носителя, способной выводить на околоземные орбиты как многоразовые орбитальные корабли, так и крупногабаритные космические аппараты научного и народнохозяйственного назначения, в том числе модули для долговременных станций».

Теперь мы знаем, что под «универсальной ракетой» подразумевалась тяжелая ракета-носитель «Энергия». Интересно, что это название – «Энергия» – появилось именно во время визита Горбачева на Байконур. В то время она не имела собственного имени, фигурируя в документации под индексом «11К25». Выступая перед генсеком и членами правительства с докладом, Валентин Глушко предложил назвать ракету в честь девиза Перестройки – «Энергия». Идея встретила одобрение, и ракета наконец-то обрела имя, а весь ракетно-космический комплекс многоразового использования отныне назывался «Энергия-Буран».

Что же представляет собой последняя советская ракета-носитель?

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

«Энергия» – самая мощная из ракет, созданных когда-либо 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 больше, чем система «Спейс Шаттл».

Двухступенчатая ракета «Энергия» выполнена по пакетной схеме с параллельным расположением ступеней и боковым расположением полезного груза, в которой четыре боковых ракетных блока 1-й ступени (блоки «А») располагаются вокруг центрального ракетного блока 2-й ступени (блока «Ц»).

РН устанавливается на стартово-стыковочный блок (блок «Я»), предназначенный для ее стыковки с пусковой установкой стартового комплекса. Стартово-стыковочный блок служит опорным силовым элементом при сборке и транспортировке РН. После пуска ракеты стартово-стыковочный блок остается на пусковом устройстве и может использоваться повторно.

Пакетная схема компоновки ракеты-носителя была выбрана благодаря ее универсальности, подразумевающей возможность выведения разнообразных крупногабаритных полезных грузов (пилотируемых орбитальных кораблей и различных беспилотных космических аппаратов) и возможности создания на ее базе ряда ракет-носителей в широком диапазоне грузоподъемности (от 10 до 200 тонн) за счет изменения количества ракетных блоков 1-й ступени и использования различных вариантов блоков 2-й ступени.

Базовая модель (собственно ракета «Энергия») имеет стартовую массу 2400 тонн. Конечная масса 400 тонн включает массу полезного груза. Суммарная тяга двигателей в момент старта – около 3600 тонн. Общая длина ракеты-носителя «Энергия» – около 58,8 метра.

Ракета способна выводить на низкие орбиты ИСЗ полезную нагрузку до 100 тонн, на геостационарную орбиту – до 20 тонн, на траекторию полета к Луне – до 32 тонн. При этом она обеспечивает всеазимутальность пусков, но за базовые орбиты, определяемые районами падения отработавших ракетных блоков 1-й ступени, приняты орбиты с наклонением: 51, 65 и 97°.

При разработке конструктивно-компоновочной схемы ракеты-носителя ее создателям пришлось учитывать возможности производственно-технологической базы. Так, диаметр ракетного блока 2-й ступени (блок «Ц») был выбран 7,7 метра, так как больший диаметр (целесообразный по условиям оптимальности) реализовать было нельзя из-за отсутствия соответствующего оборудования для механической обработки, а диаметр ракетного блока 1-й ступени (блок «А») 3,9 метра диктовался возможностями железнодорожного транспорта.

Как видите, римские лошади и по сей день определяют собой черты и габариты космической техники.

Большое внимание при проектировании ракеты уделялось выбору компонентов топлива. Рассматривалась возможность использования твердого топлива на 1-й ступени, кислородно-керосинового топлива на обеих ступенях, однако отсутствие необходимой производственной базы для изготовления крупногабаритных твердотопливных двигателей и оборудования для транспортирования снаряженных двигателей исключило возможность реализации этих вариантов.

Двигательная установка ракеты-носителя «Энергия» состоит из четырех четырехкамерных кислородно-керосиновых двигателей «РД-170» (по одному на каждом из четырех блоков 1-й ступени ракеты) и четырех однокамерных кислородно-водородных двигателей «РД-0120» на центральном блоке 2-й ступени, а также пневмогидросистемы, обеспечивающей их функционирование. Тяга у земли двигателя 1-й ступени – 740 тонн, двигателя 2-й ступени – 146 тонн, в пустоте – 190 тонн. Двигатели «РД-170», специально разработанные для ракеты-носителя «Энергия», обладают рекордными параметрами и не имеют аналогов за рубежом, а двигатели «РД-0120» – первые мощные отечественные двигатели, использующие в качестве горючего жидкий водород.

Разновременный запуск всех двигателей ракеты-носителя у земли (двигатели центрального блока запускаются с опережением) и плавный набор ими тяги позволяют минимизировать внешние нагрузки на конструкцию ракеты-носителя и обеспечивают наиболее полный контроль функционирования двигательных установок до отрыва ракеты-носителя от пускового устройства, что исключает ее старт с неисправным двигателем. Широкие диапазоны регулирования тяги двигателей и массового соотношения компонентов топлива, поступающего в камеры, обеспечивают реализацию наиболее оптимальных параметров движения ракеты-носителя и синхронизацию опорожнения топливных баков. Штатное выключение двигателей происходит после их перевода на режим конечной ступени тяги, составляющей 40–50 % от номинального значения.

Ракета-носитель на активном участке полета управляется и стабилизируется путем отклонения вектора тяги двигателей 1-й и 2-й ступеней в двух плоскостях: на 1-й ступени качаются в двух плоскостях четыре камеры сгорания каждого двигателя, а на 2-й ступени – четыре двигателя в двух плоскостях каждый. Для этого двигатели имеют узлы качания, позволяющие изменять положение вектора тяги для управления ракетой-носителем.

Ракетный блок 1-й ступени занимает особое место среди новых проектно-конструкторских решений, так как проектировался унифицированным для семейства ракет-носителей среднего, тяжелого и сверхтяжелого классов. В соответствии с техническими требованиями, выдвинутыми к ракетно-космическому комплексу, «Энергия-Буран» должен быть многоразовым и использоваться в полете не менее десяти раз. Применительно к ракетному блоку с жидкостным ракетным двигателем такое требование было предъявлено впервые в мировой практике. В результате всесторонних исследований была выбрана парашютно-реактивная схема возвращения блока после его отделения от ракеты-носителя.

Элементы средств возвращения (парашютная система, твердотопливные ракетные двигатели мягкой посадки и разделение параблока на моноблоки, посадочное устройство, система управления возвращением) расположены частично внутри отсеков блока «А», большей частью – под крупногабаритными обтекателями, установленными на его наружной поверхности.

Понятно, что возвращение блоков и их повторное использование – это сложнейшая научно-техническая задача, которую предполагалось решать последовательно, по мере проведения экспериментальной отработки и увеличения числа пусков ракет-носителей типа «Энергия».

При первых летных испытаниях блоки «А» в составе ракеты-носителя не оснащались средствами возвращения – зато для обеспечения неизменных аэродинамических обводов на блоках «А» были установлены все обтекатели средств возвращения.

Программой летно-конструкторских испытаний системы «Энергия-Буран», утвержденной в 1986 году, предусматривалось десять пусков ракеты-носителя «Энергия» с кораблем «Буран» – причем первые пуски должны были быть беспилотными.

Учитывая отставание в изготовлении первой летной ракеты-носителя и орбитального корабля, главный конструктор НПО «Энергия» Борис Губанов предложил провести первый запуск, используя экспериментальную ракету под индексом «6С». В качестве полезного груза должен был выступать уже готовый космический аппарат «Скиф-ДМ» (подробнее об этом аппарате я расскажу в главе 18).

Предложение о пуске экспериментальной ракеты-носителя, после доработки получившей индекс «6СЛ», вызвало дискуссию, продолжавшуюся до начала 1987 года. В конце концов разрешение на пуск выдали под ответственность НПО «Энергия».

Первый пуск ракеты-носителя «Энергия-6СЛ» был проведен 15 мая 1987 года в 21 час 30 минут (по московскому времени) с задержкой на пять часов. Задержка была вызвана негерметичностью разъемного стыка трубопроводов по линии управляющего давления. Эту неисправность удалось оперативно устранить.

Пуск прошел успешно. Изменение всех параметров движения ракеты по времени полностью соответствовало данным предварительного моделирования. «Скиф-ДМ» отделился на 482-й секунде полета на заданной высоте.

В сообщении ТАСС от 17 мая 1987 года отмечалось:

«Успешное начало летно-конструкторских испытаний ракеты-носителя «Энергия» является крупным достижением отечественной науки и техники в год 70-летия Великого Октября, открывает новый этап в развитии советской ракетно-космической техники и широкие перспективы в мирном освоении космического пространства».

Триумф от запуска новой ракеты несколько омрачила гибель аппарата «Скиф-ДМ». Тут следует заметить, что при планировании состава первой экспериментальной ракеты конструкторы предполагали отправить на орбиту простейший макет полезной нагрузки, представлявший собой цилиндр из толстолистовой стали с оживальной носовой частью диаметром 4 метра и длиной около 25 метров. По внешним габаритам он был аналогом будущего грузового отсека, но пустой внутри. Разделявшие его переборки служили только для увеличения веса. По программе полета он должен был приводниться вместе со второй ступенью «Энергии» в акватории Тихого океана.

Но мнение разработчиков расходилось с планами руководства и Генерального конструктора Глушко. Они считали, что пуск следует завершить полетом реального космического объекта. Так, на роль полезной нагрузки была отобрана 80-тонная космическая станция «Скиф-ДМ», которой впоследствии присвоили официальное название «Полюс».

После отделения от ракеты-носителя «Полюс» должен был совершить маневр поворота на 180 по тангажу и на 90 по крену. Этот маневр был выполнен штатно. Однако процесс «переворачивания» из-за ошибки, заложенной в программе полета макета, не прекратился, а продолжился.

В расчетный момент автоматически включилась маршевая двигательная установка, которая сообщила бы космическому аппарату дополнительную скорость порядка 60 м/с, необходимую для его выхода на штатную орбиту. В связи с тем, что разворачивание продолжалось, «Полюс», не добрав нужной скорости и совершая сложный кульбит относительно баллистической траектории, врезался в океан.

ТАСС прокомментировало это обстоятельство весьма сдержанно:

«Вторая ступень ракеты-носителя вывела в расчетную точку габаритно-весовой макет спутника. […] Однако из-за нештатной работы его бортовых систем макет на заданную орбиту не вышел и приводнился в акватории Тихого океана».