"Исследование фактических значений коэффициентов криогенного упрочнения продолжить в ходе специально поставленных экспериментов исследований на образцах, моделях и отдельных фрагментах емкостей, изготовленных по штатной технологии".
Вывод комиссии: "Предложенный порядок проведения испытаний позволяет выполнить прочностную отработку ракет 5С, 6СЛ и 1Л на основные расчетные случаи и при завершении с положительными результатами выдать заключение о прочности".
Легко видеть, что главной идеей этого заключения было исключить из программы прочностных испытаний выявление реальных возможностей конструкции, а следовательно и веса. Предлагалось комиссией, путем "прогнозирования по данным тензометрии", "прочность подтвердить на основе анализа расчетных данных", а "значение коэффициентов экстраполировать"... и так далее. Это сокращение ставило по сути точку на дальнейших работах по совершенствованию конструкции. Следует вспомнить одну из публикаций в газете "Известия" в декабре 1991 г., в которой с неподдельным изумлением и злорадством описывалось, что наша конструкция "оказывается" имела дефицит веса до 7,5 т. Заключением комиссии объем изготавливаемых сборок снижался до 2,72 комплектов, т. е. на 25 % - ощутимо. Предлагалось потерю компенсировать позже.
Кроме достижения полноты прочностной отработки, мы планировали, создавая некоторый "поток" изготавливаемых сборок, баков и блоков, доводить технологию столь сложной конструкции до необходимого уровня. При изготовлении такого количества элементов блока для прочностных испытаний параллельно с узлами для ракеты летного варианта была возможность осуществлять отбор лучшего их исполнения в пользу летного варианта ракеты - несколько худшие направлялись для статических испытаний.
Таким образом, к началу летных испытаний ракеты 6СЛ была реализована необходимая, но недостаточная для проведения дальнейших работ программа. Основная цель программы - подтверждение конструктивной целостности кислородного бака при критических расчетных нагрузках. Испытывалась сборка: кислородный бак + межбаковый отсек + имитатор водородного бака + нагрузочное кольцо.
Предусматривались 4 основные режима: опрессовка (испытание внутренним давлением); нагружение, которое действует на начальном участке полета, имитируя ускорение при работе первой ступени, для проверки цилиндрической обечайки и нижней секции оживального днища на устойчивость; нагружение, действующее при отрыве ракеты от стартовой платформы, для проверки цилиндрической обечайки и нижней секции оживального днища на устойчивость от сдвига; проверка на устойчивость верхней секции оживального днища при действии на нее одновременно усилий сдвига и сжимающих усилий на момент окончания заправки.
Все испытания проводились при нормальной температуре с учетом уменьшения нагрузок на эффект захолаживания.
При прочностных испытаниях межбакового отсека испытывалась сборка: верхнее кольцо + имитатор кислородного бака 4- межбаковый отсек + имитатор водородного бака + нижнее кольцо. Испытания проводились на семи режимах нагружения с моделированием температурных режимов межбакового отсека на стыках с имитаторами емкостей.
Водородный бак испытывался в составе сборки: верхнее кольцо + имитатор кислородного бака + конструктивно подобный "межбак" + водородный бак + нижнее опорное кольцо. Испытания проводились на трех режимах нагружения по двум программам: при нормальной температуре и приведенных нагрузках и при температуре жидкого водорода и расчетных нагрузках.
Система измерений центрального блока состоит из двух подсистем: использующейся при летной и других видах отработки и штатной подсистемы измерений. Первую подсистему планировалось использовать только для первых пусков ракеты-носителя, а вторую - для всех планируемых полетов. Средства измерения первой подсистемы включают датчики и приборы, позволяющие осуществлять контроль и измерение действующих факторов и параметров: воздействие на конструкцию аэродинамических нагрузок, нагрев элементов конструкции ступени на участке полета в атмосфере, характеристики потока компонентов в расходных магистралях, поведение жидкости в баках, параметров компонентов - температуры, плотности на различных уровнях и точках в объеме бака, давление, температура в газовых подушках, температура газа наддува, состояние и температура компонентов в заборном устройстве, вибрационные характеристики конструкции ступени во время полета, частоты, моды, акустические нагрузки при старте и в полете, тензометрирование основных элементов силовой схемы первой ступени. После завершения программы отработочных полетов ракеты-носителя элементы первой подсистемы будут сняты с борта центрального блока и в дальнейшем будет использоваться только штатная система.