Первая ступень - блок А

     Ко времени проектирования ракеты-носителя "Зенит" в 1974 г. КБ "Южное" было поставлено условие - возможность использования первой ступени в качестве блоков из четырех ускорителей как первой ступени тяжелой ракеты, которая к тому времени рождалась в проектах НПО "Энергия". Энтузиазма эта унификация у днепропетровских специалистов тогда не вызвала. В памяти стояла "царь-ракета" Н-1. Не верилось в основательность этого направления. Но условие, которое исходило от руководства отрасли и верхнего уровня оказалось решающим.

В середине 1975 г. в КБ "Южное" прилетел В.П.Глушко с большой группой специалистов-проектантов договариваться о форме взаимодействия и степени преемственности первой ступени "Зенит" для "Энергии". Правда, тогда этих наименований еще не было. Наша ракета имела индекс МО 11К77, а носитель В.П.Глушко - 11К52 ("Буран").

     Конструкторы и наши проектанты настаивали на четком понимании - делается для 11К52 только то, что может быть применено без изменения, а все, что меняется, делается в НПО "Энергия". Генеральный конструктор КБ "Южное" и Генеральный конструктор НПО "Энергия" поручили совместной группе конструкторов провести эту демаркационную линию и выработать положение о совместных работах. Если бы я знал, что через семь лет буду отвечать за разработку ракеты-носителя "Энергия" в качестве Главного конструктора этой ракеты, то тогда я как главный конструктор КБ-2 конструкторского бюро "Южное" представлял бы на утверждение Генеральным конструкторам не ту схему разделения и положения, которые утвердили, а совершенно другие предложения, избавившись от наших настроений того времени. Я бы тогда предлагал разработку всего блока А взять конструкторскому бюро "Южное". Но в то время родилось понятие модульной части, которая и стала как бы конструкцией, общей для "Зенита" и "Энергии".
     Модульная часть первой ступени ракет-носителей "Зенит" и "Энергия" представляет собой классическую ракетную конструкцию. Передний (верхний) бак - бак окислителя - изготовлен из алюминиево-магниевого сплава. Верхнее и нижнее днища гладкостенной конструкции с небольшими химфрезерованными островками. Обечайки ячеистой конструкции типа "вафли". Внутри бака, в его нижнем поясе, крепятся шаро-баллоны для гелия. Нижний бак - бак горючего. Переднее днище - вогнутое эквидистантно конструкции нижнего днища бака окислителя. Нижнее днище - сложной формы. Обечайки бака из "вафельного" полотна. Бак пронизывает по оси тоннельная труба с трубой подачи кислорода к двигателю. На входе в двигатель расположен демпфер гашения продольных колебаний (Родо). Оба бака имеют предельно закрепленные полотна гашения колебаний жидкости в баке. На передней раме крепится двигатель и рулевые агрегаты. Основные отличия модульного блока А "Энергия" от модуля первой ступени "Зенита" сводились к различным в толщине обечайкам баков, а также к различиям в схеме и органах управления двигателем. Блок А в связи с несимметричной нагрузкой, приходящей от точки его бокового крепления в силовой схеме ракеты, вынужден работать на изгибающую нагрузку.

     Двигатель РД-170 одинаковой конструкции имеет разные варианты качения и органов управления отклонением камер. Камеры сгорания при управлении ракетой в составе блока А ракеты "Энергия" качаются в радиальных плоскостях, проходящих через продольную ось двигателя, через центр. Такая схема управления более эффективна в структуре пакета ракеты "Энергия", но требует более мощных рулевых машин, которые преодолевают нагрузку, создаваемую набегающим аэродинамическим потоком на выступающую часть сопла камеры сгорания за параметр внешнего обвода блока при ее отклонении в радиальном направлении. Камеры сгорания двигателя РД-170 первой ступени "Зенита" отклоняются при управлении в тангенциальной плоскости качения. Сопла камер не выходят в обтекающий ступень аэродинамический поток и не испытывают его нагрузки. Рулевые машины существенно менее мощны. Эффективность управления такого варианта достаточна для ракеты "Зенит".
     Остальные системы и конструкции, в том числе агрегаты пневмогидравлической системы (ПГС) обеспечения питания топливом и сама двигательная установка (ДУ), унифицированы. Даже при разной силовой схеме модулей блока А и первой ступени приняты единые размеры и закладные детали, под которыми понимаются заготовки шпангоутов, фланцев и других элементов баков и корпуса.
     Каждый двигатель модуля после изготовления и полного цикла контроля проходит автономные контрольные технологические испытания, которые проводятся на огневом стенде завода-изготовителя с запуском двигателя по полной полетной программе или несколько ускоренной. После огневых стендовых испытаний двигатель может претерпевать переборку. Это значит, что для того, чтобы убедиться в сохранении качества конструкции после огневых испытаний, производится частичная разборка отдельных агрегатов. После полной сборки, при стыковке двигателя и органов управления, контроля после каждой технологической операции производятся так называемые "холодные" технологические испытания модуля, которые по своему объему и последовательности соответствуют всем операциям, выполняемым модулем в полете. При этих испытаниях функционируют практически все системы модуля, но без компонентов топлива и огневого запуска двигателя. Модуль после проведения "холодных" технологических испытаний и заключительных операций по подготовке к транспортировке готов к использованию по назначению.
     Модульная часть проектировалась с учетом обеспечения возможности транспортировки грунтовыми, железнодорожными, водными и воздушными средствами передвижения. Это связано с особенностью географического расположения завода-изготовителя (г. Днепропетровск, Украина), испытательного полигона - космодрома (Байконур, Казахстан) и стендовой базы для проведения огневых испытаний модуля (г. Загорск, Подмосковье). Модуль позволяет транспортировку по железной дороге не менее 15 тыс. км, по шоссейной дороге со скоростью не выше 60 км/ч - 2 тыс. км, по грунтовой дороге со специальным сопровождением - до 500 км. Транспортировка водным и воздушным транспортом возможна без ограничений, но оцениваются конкретные условия полета и типа самолета и конкретных характеристик водных средств транспортировки. Перед транспортировкой на хвостовую и носовую часть модуля крепится так называемое съемное оборудование. Для передней части это цилиндрический отсек с небольшой конусностью, с крышкой и рамой для крепления "таблеток" - плоских цилиндрических емкостей, сообщенных трубопроводом с баковой системой. Это дыхательные, разделительные устройства, которые компенсируют суточный перепад давления с изменением температуры окружающей среды. Водопоглащающие компоненты типа селикагель поддерживают влажность внутри бака на допустимом уровне. На хвостовой части также крепится цилиндрический отсек с переходом на третьей части его длины от заднего торца в слабоконусный. Этот отсек предохраняет двигатель от повреждений при транспортировке модуля.
     Заниженный относительно общего диаметра модуля диаметр съемного хвостового отсека, конусная законцовка и конусный передний отсек - это следствие ограничений по габаритам модуля при транспортировке по железной дороге. Такая общая конфигурация типа веретена позволяет осуществлять безопасные движения состава поезда с модулями по железной дороге, особенно на поворотах по пути следования. Полетный, штатный хвостовой отсек не вписывается в установленные железной дорогой ограничения, поэтому он устанавливается по прибытию модуля на сборочную площадку космодрома. Перевозка осуществляется на специально разработанных транспортных секциях с амортизацией для железной дороги, тележках с рессорами для грунтовых и шоссейных дорог, рамах с соответствующими креплениями к борту самолета или к борту водных средств. Любая транспортировка осуществляется с закреплением модуля в двух поясах, соответствующих силовому шпангоуту нижнего торца бака горючего и промежуточному шпангоуту бака окислителя. При авиационной транспортировке модуля не внутри фюзеляжа самолета, а на фюзеляже модуль крепится на узлы, подготовленные на самолете, как это сделано для транспортировки центрального блока ракеты-носителя "Энергия". В этом случае применяются соответствующие переходные опоры, и хвостовой отсек закрывается обтекателем, а носовой - стекателем.
     Общие требования к проведению огневых стендовых испытаний ракетного модуля, как ступени космического носителя, сводятся к необходимости воспроизведения на Земле близких к реальным условий полета ступени в составе ракеты. Это дает возможность выходить на летные испытания ракеты с уверенностью, что системы, входящие в состав ракетной ступени, функционируют в режиме комплексного взаимодействия в расчетном диапазоне и не создают аномалий в интегральных процессах. Полного соответствия стендовых условий реальным летным, естественно, не может быть, хотя бы потому, что в течение работы ступени при полете меняются характеристики атмосферы, внешнего давления, действующих перегрузок и другие факторы, которые воспроизвести в стендовых условиях достаточно сложно.
     Наряду с этим действуют требования обеспечения необходимого уровня безопасности при проведении огневых испытаний ступеней. Огневым стендовым испытаниям блока А предшествовали испытания первой ступени ракеты "Зенит". Испытания производились на стенде №2 НИИХиммаша в Загорске (Сергиев Посад теперь). Этот стенд был построен в свое время для проведения огневых испытаний ступеней ракеты "Восток" и имеет все необходимые системы, обеспечивающие подготовку и проведение огневого пуска. На этом стенде проводилось много работ со ступенями ракет различные классов. На 50 стендах института проведена наземная отработка практически всех космических комплексов, разрабатывавшихся в Советском Союзе. Среди них ракеты-носители "Восток", "Союз", "Протон", "Зенит" и "Энергия", орбитальные станции "Салют" и "Мир". Стендовая база за это время обросла кольцом жилых массивов, разросшихся по периферии, что обостряет необходимость обеспечения гарантированной высокой степени безопасности при проведении огневых стендовых испытаний ступеней.
     Все эти условия предопределили облик конструкции модуля блока А, предназначенного для огневых стендовых испытаний. С одной стороны, ступень должна соответствовать штатной, летной структуре, а с другой - изменяться в угоду стендовым условиям. С целью имитации полетных перегрузок давление наддува в подушках баков меняется от штатного стартового до давления с добавкой на имитацию осевых полетных перегрузок, что создает на входе в двигатель давление не ниже полетного - по программе полета. Увеличение давления в баках стендового блока по сравнению с баками штатного блока ведет к переупрочнению силовой схемы ступени. Стендовый модуль имеет утолщенные обечайки, днища и другие элементы конструкции. Увеличенная прочность ступени согласуется с требованиями безопасности. Для повышения безопасности стендовый модуль на нижнем днище бака горючего имеет бронезащиту, выполненную из секций профилированных стальных плит, которые образуют преграду возможным пожарам или разрушениям двигателя с целью предохранить от более тяжелых аварийных ситуаций баковых систем. Создана определенная защита компонентов, находящихся в баке от воздействия пламени и осколков.
     Впервые достаточно полное описание блока было опубликовано в конце 1991 г. в рамках отчета по результатам исследований возможности использования модифицированных блоков А в составе ракеты-носителя "Ариан-5". Последующее изложение по сути совпадает с этими материалами.

В двухступенчатой ракете "Энергия", выполненной по "пакетной" схеме (с параллельным расположением ступеней), в качестве первой ступени используются четыре боковых ракетных блока А. Блоки объединены между собой попарно силовыми связями и крепятся в виде двух параблоков к центральному блоку (блоку второй ступени) в двух силовых поясах - верхнем и нижнем. Все четыре блока А имеют одинаковую конструкцию силового корпуса и систем. При этом имеются небольшие отличия в размещении некоторых элементов на наружной поверхности блоков. Корпус блока имеет цилиндрическую форму с переходом в наклонный конус в носовой части. Полная длина блока от теоретической вершины верхнего конуса до среза сопел двигателя составляет 39,46 м, диаметр цилиндрической части корпуса - 3,9 м.      Маршевый двигатель - четырехкамерный жидкостный двигатель РД-170. Он обеспечивает и управление движением ракеты. С этой целью каждая из четырех камер установлена в кардановом подвесе, и они могут синхронно отклоняться с помощью рулевых приводов.

          Электрические и пневмогидравлические связи блока с наземным оборудованием, разделяемые при старте ракеты, располагаются в двух поясах:
     - на нижнем торце хвостового отсека - связь со стартовым устройством;
     - на боковой поверхности носовой части - связь с заправочно-дренажной башней стартового комплекса.
     Силовая связь ракеты со стартовым устройством осуществляется по торцам блоков А.
     Каждый блок автономен по отношению к другим блокам ракеты, только с центральным блоком он имеет электрическую связь, расположенную в районе верхнего узла силовой связи и разрываемую при их отделении.
     Для отделения блоков от центрального блока после выработки их топлива и выключения маршевых двигателей используются ракетные двигатели твердого топлива, расположенные на наружной поверхности каждого блока под обтекателями в двух поясах - на носовой части и в хвостовом отсеке.
     В процессе предстартовой подготовки производится термостатирование среды в отсеках и под обтекателями блоков А путем подачи от наземных систем воздуха нужной температуры. Подвод воздуха производится в двух местах к торцу хвостового отсека (от пускового устройства) и к носовой части от заправочно-дренажной башни. Для уменьшения температуры конструкций в условиях воздействия солнечной радиации при стоянке ракеты на стартовом комплексе корпуса блоков окрашены белой эмалью -отношение коэффициента поглощения к степени черноты не менее 0,7.
     В полете тепловой режим элементов конструкции и приборов обеспечивается пассивными средствами. Для этого в отдельных местах на корпус наносятся покрытия из теплоизоляционных материалов. Для наружных покрытий используется композиционный материал на основе кремнеземной ткани, для внутренних покрытий - легкие пенопласты.
     Носовая часть блока А служит для передачи усилий на центральный блок через шарнирную опору верхнего узла связи, обеспечения равномерного распределения усилий на стыке с баком окислителя и плавного аэродинамического обтекания в верхней части блока. Верхний конус носовой части выполнен из титанового сплава, имеет сварную конструкцию. В вершине верхнего конуса имеется гнездо, в которое ввинчивается шаровая опора силовой связи с центральным блоком.
     Переходный и приборно-агрегатный отсеки выполнены из алюминиевых сплавов и представляют собой оболочку в виде обшивки, подкрепленную продольно-поперечным силовым набором. Отсеки имеют наружное теплозащитное покрытие, а цилиндрическая часть приборно-агрегатного отсека - еще и внутреннюю изоляцию.
     Корпус носовой части, также как и межбакового и хвостового отсеков, имеет негерметичное пылевлагозащитное исполнение.
     На наружной поверхности носовой части установлены твердотопливные двигатели разделения, электрические и пневматические разъемные соединения для связи со стартом, технологические платы бортовой кабельной сети и узлы верхнего пояса силовой связи с соседним блоком А в параблок.

Сборка ракетных блоков А первой ступени в монтажно-испытательном корпусе ракеты-носителя "Энергия"

     Внутри носовой части, главным образом на цилиндрической части приборно-агрегатного отсека, расположена основная часть приборов системы управления, системы измерений и других электрических систем.
     Предусмотрены три люка обслуживания. Кислородный бак с полезным объемом 208 м³ и керосиновый бак с полезным объемом 106 м³ имеют сварные конструкции и выполнены из алюминиевого сплава. Цилиндрические оболочки баков изготовлены из плит толщиной 30 мм, в которых механическим фрезерованием образованы продольные и поперечные ребра.
     Бак окислителя имеет выпуклые днища в виде сферического сегмента, днища бака горючего - выпукло-вогнутой формы. В местах соединения днищ с цилиндрической обечайкой вварены подкрепляющие шпангоуты. К шпангоуту нижнего днища бака горючего с помощью рамы крепится маршевый двигатель.
     Обечайка межбакового отсека, как и обечайки баков, имеет "вафельную" конструкцию и приварена к подкрепляющему шпангоуту нижнего днища бака окислителя. В межбаковом отсеке размещаются агрегаты пневмогидросистемы и отдельные приборы системы измерений.
     В нижней части бака горючего вварен шпангоут для восприятия сосредоточенных усилий от элементов нижнего пояса связей параблока с центральным блоком и блоков А в параблок. На этом шпангоуте имеются две группы крепежных отверстий для установки межблочных связей, позволяющие использовать блок А на любом месте в пакете.
     На верхних днищах баков снаружи установлены дренажные и предохранительные клапаны, изнутри - кольцевые распылители для подачи газа наддува. На нижних днищах расположены заборные устройства и разделительные клапаны расходных трубопроводов. Все пневматические и гидравлические магистрали и кабели выводятся из баков через их днища. Расходный трубопровод окислителя проходит по оси бака горючего внутри вваренной в бак горючего специальной тоннельной трубы. Снаружи расходный трубопровод покрыт теплоизоляцией. Заправочно-сливной клапан горючего расположен на нижнем днище бака, а заправочно-сливной клапан окислителя - в нижней части расходного трубопровода. Непосредственно перед входом в двигатель в расходном трубопроводе окислителя установлен газожидкостной демпфер. В нижней части бака окислителя установлены баллоны системы наддува баков.

Блоки первой ступени в МИКе 112 на Байконуре

     Внутри баков на штангах, расположенных параллельно продольной оси, установлены датчики контроля уровня топлива при заправке и при опорожнении во время полета. Датчики уровня заправки совместно с наземной аппаратурой образуют систему контроля заправки.
     Вдоль обечаек баков установлено по 6 ребер, демпфирующих колебания жидкости в баках. Снаружи вдоль баков проложено несколько трубопроводов небольшого диаметра (для циркуляции окислителя, зарядки баллонов, наддува баков окислителя, управляющего давления) и проходят трассы бортовой кабельной сети.

Сборка ракетных блоков А первой ступени в монтажно-испытательном корпусе ракеты-носителя "Энергия"

     Цилиндрические обечайки баков не имеют теплозащитного покрытия. Днища, кроме нижнего днища бака горючего, покрыты слоем теплоизоляции.
     Хвостовой отсек служит силовой конструкцией для опирания блока А на стартовое устройство, а также для создания вместе с донным экраном замкнутого пространства вокруг двигателя. Материалом для оболочки хвостового отсека, выполненной в виде обшивки с продольно-поперечным силовым набором, служит алюминиевый сплав. На наружной поверхности хвостового отсека расположены твердотопливные двигатели отделения блока, небольшая часть приборов системы управления и системы измерения, трубопроводы пневмогидросистемы, связывающие через разъемные соединения блок А со стартовым устройством. В нижней части хвостового отсека и на торцевом шпангоуте имеются силовые элементы, воспринимающие усилия от замков крепления блока к стартовому устройству. Там же расположены электрические и пневмогидравлические разъемные соединения. Наружная поверхность хвостового отсека имеет теплозащитное покрытие из того же материала, который используется на переходном и приборно-агрегатном отсеках. В донной части используется теплозащита из асботекстолита. Внутри хвостового отсека закомпонован двигатель РД-170, элементы, обеспечивающие подачу жидкости к системе рулевых приводов, элементы пожаро-взрывопредупреждения, заправочно-сливные трубопроводы. Для доступа внутрь хвостового отсека на его корпусе имеется 12 люков.

Сборка ракетных блоков А первой ступени в монтажно-испытательном корпусе ракеты-носителя "Энергия"

     Система рулевых приводов предназначена для отклонения камер двигателя. В ее состав входят 8 гидравлических приводов, трубопроводы и арматура, обеспечивающие подачу жидкости высокого давления. Питание рулевых приводов производится за счет отбора керосина после насоса двигателя с последующим сливом его в расходную магистраль.
     Приводы автоматики двигателя также гидравлического типа и также питаются горючим, отбираемым после насоса двигателя. Средства пожаро-взрывопредупреждения содержат датчики (газоанализаторы и пожарные извещатели) и систему распределения газа в хвостовом отсеке. Средства пожаро-взрывопредупреждения при подготовке ракеты контролируют состав среды в хвостовом отсеке и обеспечивают продувку хвостового отсека газом в двух режимах:
     - вялой продувки при безаварийной работе блока;
     - интенсивной продувки при повышении содержания кислорода в хвостовом отсеке и признаках пожара.
     В состав блока также входят система управления, система измерений, средства аварийной защиты двигателя, датчики процесса подготовки и средств радиоконтроля траектории.

Сборка ракетных блоков А первой ступени в монтажно-испытательном корпусе ракеты-носителя "Энергия"

     Комплекс автономного управления носителя "Энергии" построен таким образом, что аппаратура системы управления блоков А, помимо выполнения собственных функций, используется и для обмена командами с аппаратурой комплекса автономного управления, установленной на блоке Ц и стартовом комплексе.
     В состав системы управления блоков А входит цифровой вычислительный комплекс с устройством ввода-вывода, комплекс приборов для управления исполнительными органами, коммутационно-распределительная аппаратура, уровнемерный тракт, используемый для управления расходом топлива из баков. В состав системы управления входит также система электропитания на основе аккумуляторных батарей.
     В состав системы измерения входят датчики и первичные преобразователи, коммутаторы, кабели, радиопередающие средства, автономное записывающее устройство. Корпус записывающего устройства защищает носитель информации от механических и тепловых воздействий при падении блока А на землю.
     Два блока А из четырех, входящих в состав первой ступени ракеты "Энергия", оснащены радиомаяками для контроля траектории полета при его снижении после отделения.
     Средства аварийной защиты двигателя, установленные на блоках, включают датчики, контролирующие работу двигателя, и блоки преобразования и фильтрации информации с датчиков, связанные с цифровым вычислительным комплексом средств аварийной защиты, размещенным на центральном блоке.
     Датчики процесса подготовки ракеты совместно с наземной аппаратурой образуют систему централизованного контроля подготовки пуска. Информация с этих датчиков о температуре конструкции и компонентов и о давлении в системах выведена на пульты операторов, контролирующих процесс подготовки ракеты-носителя к пуску.
     Баки блока А и двигатель связаны пневмогидравлической системой подачи компонентов топлива, включающей следующие основные подсистемы:
     - питания двигателя компонентами топлива;
     - заправки компонентов и газов;
     - поддержания избыточного давления в баках при подготовке блока к пуску;
     - наддува баков перед стартом и в полете;
     - обеспечение работы демпфера в магистрали питания двигателя окислителем;
     - управляющего давления для арматуры блока и двигателя;
     - продувки полостей двигателя перед запуском и после выключения. Двигатель РД-170 связан с пневмогидросистемами подачи компонентов топлива по основным магистралям:
     - подачи компонентов топлива;
     - подачи управляющего давления к арматуре двигателя;
     - продувки полостей двигателя перед стартом;
     - подачи газа наддува к теплообменнику;
     - циркуляции окислителя.
     Магистрали питания двигателя компонентами топлива имеют разделительные клапаны, а в линии окислителя также фильтр и демпфер. Разделительный клапан в линии окислителя нормально открыт и закрывается только при аварийном выключении двигателя. Разделительный клапан в линии горючего нормально закрыт и открывается в процессе заправки бака горючего. Перед открытием этого клапана полости двигателя (за клапаном) вакуумируются с помощью эжектора, входящего в состав двигателя. В магистралях заправки компонентов топлива установлены управляемые заправочно-сливные клапаны, а в линии окислителя имеется также фильтр.
     Для дренирования баков окислителя и горючего используются дренажные и предохранительные клапаны. Для предохранения дренажных устройств от обледенения они до старта обдуваются нейтральным газом.
     Избыточное давление в баках при подготовке ракеты к пуску поддерживается путем их наддува газами от наземных систем. Включение и выключение подачи газов производится установленными на борту клапанами с использованием информации от сигнализаторов давления, настроенных на требуемые уровни давления. Для обеспечения наддува баков в полете используется гелий, хранящийся в баллонах, размещенных в нижней части бака окислителя и погруженных в жидкий кислород. Подача газа наддува в бак горючего производится непосредственно из этих баллонов через дроссельные шайбы. Гелий для наддува бака окислителя подогревается в теплообменнике двигателя и через дроссельные шайбы подается в бак. Для контроля давления в баках используются сигнализаторы давления.
     Установлен демпфер в линии подачи окислителя для ограничения амплитуды и частоты пульсации давления на входе в двигатель.
     Для управления автоматикой блока и двигателя используется гелий, который хранится в двух баллонных батареях (одна из них - в составе двигателя).
     Продувка полостей двигателя перед запуском производится от наземных систем, а после его выключения - из баллонов, входящих в состав двигателя.
     Каждый блок А опирается на стартовое устройство по четырем опорным площадкам, расположенным на торце хвостового отсека по плоскостям блока. Непосредственная силовая связь блока со стартовым устройством обеспечивается с помощью пневмо-замков и шпилек, закрепленных на стартовом устройстве. Замки воспринимают продольные силы при стоянке незаправленной ракеты-носителя, шпильки - поперечные. Шпильки являются также направляющими на начальном этапе движения ракеты-носителя при старте.
     Пневмогидравлические и электрические связи блока А с наземным оборудованием при стоянке ракеты-носителя на стартовом комплексе осуществляется через разъемные соединения. Расстыковка этих соединений производится незадолго до старта или непосредственно при старте.
     Блок А с наземным оборудованием связан с помощью 12 разъемных соединений (8 - для подачи жидкости и газов, 4 - электрические связи).
     Замки силовых связей блоков со стартовым устройством раскрываются после заправки блоков компонентами топлива подачей на них давления сжатого газа.
     Все соединения, расположенные на торце хвостового отсека, расстыковываются при начале движения ракеты. Расстыковка пневмо- и электросоединений блоков А с заправочно-дренажной мачтой производится по командам, подаваемым как со стороны блоков, так и со стороны старта. Команды на расстыковку соединений на мачту подаются в следующей последовательности:
     - за 2100 с до команды "Главная" (переход двигателей блоков А на основной режим) подается газ в пневмоцилиндры механизмов отделения разъемных соединений;
     - за 52 с до команды "Главная" подается напряжение на электропневмоклапаны магистралей подачи газа к замкам соединений;
     - через 1,3 с после этого происходит полная расстыковка соединений.
     За 46,2 с до команды "Главная" подается команда на отвод площадки ЗДМ. Если по каким-либо причинам отвод площадки не начинается, через 4,2 с выдается команда на аварийное прекращение подготовки пуска.
     Особенность схемы связей блоков А с блоком Ц состоит в том, что отделение блоков первой ступени от второй ступени осуществляется параблоками. При такой схеме легче обеспечивается несоударение блоков А и орбитального корабля "Буран". Под параблоком подразумевается связка из двух боковых блоков. Соединение блоков А в параблок обеспечивается двумя поясами связей.

     Верхний пояс связей параблока представляет собой систему тяг, которая воспринимает как продольные, так и поперечные усилия. В процессе полета ракеты на участке первой ступени эта связь не зафиксирована и не препятствует перемещению блоков А. Фиксация тяг производится непосредственно перед отделением параблока от блока Ц.
     Крепление параблоков к блоку Ц также осуществляется в двух поясах. Верхний пояс воспринимает как продольные, так и поперечные усилия. Конструктивно этот пояс состоит из четырех узлов, в основе которых лежит сферический шарнир. Узлы устанавливаются в верхних точках силовых конусов блоков А и соединяются с ответными частями, установленными на межбаковом отсеке блока Ц. Разделение узлов осуществляется с помощью пиротехнических средств. Нижний пояс связей параблока с центральным блоком воспринимает только поперечные усилия и крутящий момент. Он расположен на том же уровне, что и нижний пояс связей блоков А в параблок и также представляет собой систему из двух тяг и соединения типа "зуб". Отделение параблоков от блока Ц в нижнем поясе связей осуществляется пиротехническими устройствами.
     Электрические цепи блока А связаны с блоком Ц через одно электрическое разъемное соединение, расположенное на верхнем конусе в районе узла связи. Соединение имеет 408 контактов. Направление действия сил при расстыковке примерно параллельно оси блока.
     Увод параблоков и сообщение им скорости отделения в радиальном направлении от второй ступени обеспечивается специальными твердотопливными двигателями отделения. Количество, направление вектора тяги двигателей и время их запуска выбрано с учетом обеспечения требований по допустимым тепловым, газодинамическим и эрозионным воздействиям их струй на элементы конструкции второй ступени.

     Двигатели отделения, устанавливаемые в районе хвостового и приборно-агрегатного отсеков, составляют группу А, а двигатели отделения, устанавливаемые на конусе блоков 10А и 40А - группу Б.
     Процесс отделения параблоков от второй ступени начинается с момента формирования в комплексе автономного управления признака "отделение", который является началом отсчета циклограммы разделения. Признак "отделение" формируется при выдаче команды на выключение двигательной установки блока А и при времени достижения заданного скоростного напора. Через интервал времени около двух секунд, необходимый для спада тяги в блоках до заданной величины, комплекс автономного управления выдает команду на срабатывание пиросредств в верхних межблочных связях для образования параблоков как единого жесткого тела. Через 0,1 с комплекс автономного управления выдает серию команд:
     - на срабатывание пиросредств в верхних узлах связи;
     - на срабатывание пиросредств в нижних узлах связи;
     - на задействование приборов в блоках А, формирующих команды на запуск двигателей отделения.
     Комплекс автономного управления сразу же выдает команду на запуск двигателей группы А, а через 0,4 с - команду на запуск двигателей отделения группы Б.
     Расстыковка электрической связи происходит в момент отделения блоков А от блока Ц. Замок связи раскрывается ходом блока А.
     При подготовке блока А к пуску и при запуске двигателя управление блоком А осуществляется по двум каналам:
     - автоматизированной системой управления стартовым комплексом;
     - комплексом автономного управления ракеты.
     Управление блоком в полете производится только от комплекса автономного управления.
     Управление от автоматизированной системы управления стартовым комплексом осуществляется подачей или снятием напряжения с соответствующего клапана. Информация, принимаемая автоматизированной системой управления стартовым комплексом с блока А и используемая для управления, передается в виде релейных сигналов о состоянии соответствующих концевых контактов и контактов сигнализаторов давления. Команды на электро-пневмоклапаны блока выдаются по дублированным двухпроводным линиям. Передача информации с концевых контактов сигнализаторов давления осуществляется по троированным двухпроводным линиям. Кроме того, при управлении подготовкой блоков А к пуску используется информация об уровне заправки, получаемая от датчиков уровня системы контроля заправки. Данные, получаемые по каналам системы централизованного контроля подготовки пуска, при безаварийной работе в процессе управления подготовкой блока не участвуют. Исключение составляет только температура горючего в баках, которая из системы централизованного контроля подготовки пуска вводится в наземную аппаратуру комплекса автономного управления и используется для начальной настройки двигателя.
     Аппаратура системы управления блоков взаимодействует с аппаратурой блока Ц и наземной аппаратурой по цифровым и релейным каналам связи.
     По каналу M1 из блока Ц в блок А передается:
     - команда синхронизации цифровых вычислительных комплексов блоков А и Ц, команды на образование магистралей питания в цепях пироэлементов;
     - команда "Подготовка двигательной установки" (подается за 600 с до запуска двигателя, с этого момента все операции по заправке топливом и газами проходят в автоматическом режиме, по этой же команде начинается отсчет времени для операции по запуску двигателя);
     - команда "Контакт подъема" (формируется при подъеме ракеты на высоту 15 мм);
     - сигнал о подъеме ракеты на высоту 200 м - используется при формировании логики работы в нештатных ситуациях;
    - команды на выключение двигателя, на начало отделения параблоков, коды времени, соответствующие моментам формирования;
     - команды "Контакт подъема", начала перевода двигателя на режим конечной ступени тяги, начала отделения параблоков;
     - команды на аварийное прекращение подготовки к пуску, на аварийное выключение двигателя:, команды, обеспечивающие контроль работоспособности канала связи. По каналу М2 из блока Ц в блок А передаются: семизарядные коды управления на каждый из восьми рулевых приводов, семизарядные коды управления приводами системы регулирования двигателя (4 привода), они используются для регулирования тяги и соотношения расходов компонентов через двигатель;
     - команды на автоматику двигателя, обеспечивающую выключение двигателя. Из блока А в блок Ц по каналу М2 передаются:
     - семизарядные сигналы с датчиков положения штоков рулевых приводов;
     - сигналы с контактных групп исходного и конечного положений приводов системы регулирования двигателя;
     - сигналы с датчиков системы управления расходом топлива. По каналу связи машин от наземной аппаратуры комплекса автономного управления передаются в блок А данные на пуск и служебная информация, обеспечивающая повышенную достоверность ввода. Ввод данных на пуск осуществляется за 20 минута до запуска двигателя.
     Обмен информацией между наземной аппаратурой комплекса автономного управления и блоком А по технологическому каналу связи обеспечивает:
     - контроль теста включения аппаратуры;
     - контроль стыковки приборов;
     - приведение в исходное состояние приборов силовой коммуникации;
     - приведение в исходное состояние автоматики пиросредств;
     - включение аппаратуры системы измерений;
     - включение цифрового вычислительного комплекса;
     - включение приборов радиоконтроля траектории.
     По релейному каналу связи передаются команды, обеспечивающие приведение в исходное состояние схемы образования шин питания пиросредств и элементов пневмо-автоматики, управляемых совместно с автоматизированной системой управления стартовым комплексом и наземной аппаратурой комплекса автономного управления. По этому же каналу, при необходимости, передается сигнал на аварийное прекращение подготовки.
     Для обеспечения функционирования блоков А в составе ракеты-носителя "Энергия" цифровым вычислительным комплексом блока Ц решаются задачи:
    - регулирования двигателей блоков А;
     - управления обмена цифровой информацией между блоком Ц и блоками А;
     - формирования управляющих команд на рулевые приводы обработки сигналов обратной связи с рулевых приводов блоков А;
     - выдачи временных команд управления пироэлементами, пневмогидросистемой и другими системами блоков А.
     Установленный на блоке Ц цифровой вычислительный комплекс имеет быстродействие по смеси команд типа "Шаттл" около 370 тысяч операций в секунду.

Далее...