Силовая схема крепления блоков А к корпусу второй ступени принципиально подобна силовой схеме крепления блоков А на "Энергии": верхний пояс связи блоков передает на вторую ступень осевую и поперечные нагрузки, нижний пояс связи блоков А передает крутящий момент со стороны параблочных связей блоков А, а также поперечные нагрузки.
Для уменьшения миделевого сечения второй ступени центроплан крыла размещается в пределах сечения фюзеляжа, в нижней его части.
Особенностью конструктивно-силовой схемы крепления крыла к корпусу второй ступени является наличие, как основного силового элемента, мощных бортовых нервюр замкнутого поперечного сечения. С их помощью осуществляется контурное закрепление консолей крыла к корпусу ступени. Бортовые нервюры крепятся к корпусу емкости горючего с помощью системы узлов с температурной развязкой "горячего" крыла и "холодного" корпуса, а к хвостовому отсеку - жестко, передавая на него нагрузки с консолей крыла. В совокупности происходит передача нагрузок от силы лобового сопротивления, поперечной силы и изгибающего момента.
Узлы для температурной развязки конструктивно представляют собой шарнирно подвешенные кронштейны, которые при температурных расширениях бака поворачиваются и за счет этого компенсируют линейные деформации в продольном и радиальном направлениях.
Ключевым решением было изменение длины блока Ц в полете, чтобы выполнить аэродинамические требования по габаритам ступени на участке спуска. С этой целью после выведения на орбиту и выгрузки полезного груза обтекатель полезного груза надвигается на бак окислителя, вследствие чего длина ступени уменьшается с 60 м до 44.
Решение о надвигаемом обтекателе вносит ряд преимуществ, в том числе улучшение центровочных характеристик ступени, исключается необходимость сброса головного обтекателя в полете, создается возможность разделить на баке окислителя теплоизоляцию и теплозащитное покрытие.
Силовая схема отсека полезного груза выбрана в виде подкрепленной оболочки замкнутого поперечного сечения. Для выгрузки полезного груза переднее днище отсека открывается поворотом на 90╟ относительно поперечной оси, отсек надвигается на корпус бака окислителя, и полезный груз выталкивается.
Для защиты наветренной поверхности рассмотрены две схемы теплозащитного покрытия: первая с неуносимым многоразовым покрытием и вторая с активной системой охлаждения.
По первой схеме предусматривается двухслойный пакет, состоящий из верхнего неуносимого температурного слоя, представляющего собой карбонизированный стеклопластик с защитным покрытием на основе термопластического стекла, и нижнего теплоизоляционного слоя, представляющего собой полужесткий волокнит, состоящий из высокотемпературного материала, облицованного кремнеземнистой тканью.
По второй схеме предусматривается многослойный пакет, включающий, помимо двух слоев, описанных в первой схеме, нижний слой с активной системой, разлагающейся с большим эндоэффектом и обеспечивающей требуемый теплоотвод при длительном нагреве. Крепление теплозащиты к корпусу ступени - механическое.
В качестве тепловой защиты подветренных поверхностей ступени используется полужесткий волокнит ТЭМП-1.
На носке отсека полезного груза, на передних кромках крыльев и вертикального оперения предусмотрена установка конструкции из композиционных материалов типа углерод - углерод.
Маршевая двигательная установка второй ступени допускает глубокое дросселирование по тяге. Двигатели установлены в кардановых подвесах многократного использования.
Вспомогательная двигательная установка предусматривает использование 12 жидкостных двигателей малой тяги, работающих на компонентах кислород-керосин, с вытеснительной подачей топлива, причем кислород забирается из основного топливного бака ступени.
Одновременно с этим проводились проработки по созданию вспомогательной двигательной установки, работающей на компонентах топлива кислород-водород. При этом ставилась задача использовать остатки компонентов топлива маршевой двигательной установки в качестве рабочего тела.
Логика функционирования многоразовой системы в расчетных ситуациях на активном участке полета предусматривает следующие операции, в порядке снижения приоритета:
- выведение на расчетную орбиту с полным выполнением программы пуска;