Исследования основных проектных параметров, применительно к изложенной баллистической схеме, показали, что при увеличении конечной массы второй ступени за счет установки аэродинамических элементов посадки, при сохранении в качестве первой ступени четырех блоков А "Энергии", оптимизация соотношения масс ступеней достигается при уменьшении заправляемого во второй ступени топлива на 220 т по сравнению с запасом топлива блока Ц "Энергия". Одновременно с этим требуется снижение суммарной тяги двигателей второй ступени; в связи с чем для крылатой ступени оставляется три двигателя вместо четырех. На второй ступени устанавливается вспомогательная двигательная установка для довыведения ее на опорную орбиту на участке выведения, последующего спуска с орбиты, управления и стабилизации на пассивных участках полета. Высвобожденный при уменьшении запаса топлива объем в 610 м3 используется для отсека полезного груза. У "Бурана" - 350 м3. Полностью собранная ступень с грузовым отсеком по габаритам эквивалентна блоку Ц "Энергии". Для использования производственно-технологической оснастки, экспериментальной базы и наземного комплекса, созданных для системы "Энергия"-"Буран", при разработке крылатой ступени ее диаметр сохраняется равным диаметру блока Ц. Для осуществления самолетной посадки ступени устанавливаются авиационные средства "Бурана": крыло, вертикальное оперение, балансировочный щиток, посадочное устройство, шасси, гидрокомплекс и аппаратура управления авиационными средствами посадки.
Проведенные теоретические и экспериментальные (на моделях в аэродинамических трубах ЦАГИ) исследования аэродинамических характеристик ступени показали, что при длине порядка 60 м и принятом диаметре ступеней перемещение центра давления при полете на гиперзвуковых и трансзвуковых скоростях столь значительно, что необходимо введение дополнительных устройств (например, установка горизонтального и вертикального оперений в носовой части ступени, выдвигаемых на трансзвуковом режиме полета), обеспечивающих балансировку ступени. В результате исследований различных по относительной длине и аэродинамической компоновке вариантов ступени найдены решения, при которых удовлетворительные балансировочные характеристики достигаются без дополнительных устройств на всех режимах полета.
Приборный отсек с бортовыми системами размещается в передней части ступени, а бак окислителя над баком горючего - для обеспечения передней центровки, положение крыла на ступени также выбрано с учетом обеспечения необходимых центровочных и балансировочных характеристик.
Полученная аэродинамическая компоновка ступени характеризуется следующими параметрами: площадь крыла 296 м2, размах крыла 26 м, стреловидность крыла по передней кромке 45 град., удельная нагрузка на несущую поверхность 355 кг/м2 (у "Бурана" -до 372). Аэродинамическое качество на гиперзвуковых скоростях 1,6 при углах атаки 18 град. и 1-1,22 при углах атаки 40 град., на дозвуковых скоростях 2,5-5,0. Скорость ступени при посадке 340 км/ч, дальность бокового маневра 1250 км. Максимальные температуры при посадке, в градусах Цельсия: на носке корпуса и кромке крыльев 1500, на наветренной поверхности корпуса 1170, на подветренной поверхности корпуса 180-300. Масса ступени в момент посадки 100 т.
Силовая схема построена на соосном расположении полезного груза, консольно прикрепленного к корпусу второй ступени, в ее верхней части, с помощью переходного отсека. Такое расположение отсека полезного груза приводит к исчезновению крутящего момента и уменьшению концентрации напряжений в оболочке бака окислителя от узлов крепления блоков А и изгибающего момента.