«Энергия» - «Буран»

     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.