Из–за ограничений по массе и энергетике в настоящее время не обеспечивается межспутниковая связь ни у нас, ни на Западе. Универсальная космическая платформа была в состоянии реализовать такую возможность.
По американским оценкам, шесть тяжелых платформ общей стоимостью 2,5 млрд. долл. могут заменить собой 124 спутника связи обычного типа общей стоимостью 8 млрд. долл. Здесь, как объясняли разработчики, действует принцип перекачки и веса, и сложности, и стоимости с Земли в космос. На Земле все должно быть дешево и доступно. Были разработаны технические предложения, в которых для обеспечения срока существования в 10 лет, проектировалось резервирование систем.
Следует отметить, что впервые предлагалось использовать на космическом аппарате электрореактивную двигательную установку.
Служебные системы космической платформы предлагалось использовать из числа существующих, с соответствующей модернизацией, которая позволит увеличить надежность и обеспечить должный срок активного существования.
Из восьми предложенных вариантов комплексов аппаратуры до января 1990 г. необходимо было выбрать наиболее оптимальный. На разработку и создание космической платформы, обеспечивающей телефонную связь, необходимо было затратить 800 млн. руб. Если вслед за этим сделать по одному пуску, в 1994 и 1995 гг., приближаясь к специализированной системе связи, то общие затраты составили бы 2 млрд. руб. Это - на весь космический сегмент с наземным комплексом, но без наземной сети связи. Параллельно необходимо было разработать наземные средства связи.
Решение Совета главных я не подписал, выразив свое мнение Генеральному конструктору письменно. Особое мнение было по разгонному блоку и ракете. В эскизном проекте, по сути, декларативно принималось решение о необходимости применения системы кислородно–циклиновых блоков, базируясь на меньшей степени технического риска в создании транспортной системы. Однако никаких материалов в подтверждение не разработано. Решение, по моей оценке, не обосновано. Объявляя разгонный блок кислородно–водородного варианта штатным, предлагая его применение в 1995 г. вопреки данным, решением Совета главных конструкторов по выбору двигателя принят переход на двигатель с характеристиками уровня 1960 г., что несовместимо с перспективами применения транспортного варианта "Энергии".
Особое мнение не было учтено Генеральным конструктором в связи с тем, что "это мнение не было высказано на Совете". На Совете я не выступал по нескольким причинам. Главным вопросом этого Совета был вопрос становления универсальной космической платформы, которую мы поддерживали всеми силами, и в этой связи выступление могло прозвучать, как сомнение. Из двухсот участников Совета специалистами по двигателям и разгонным блокам были человек 15–20. Разве можно было надеяться на основательное обсуждение "мелкого", по сравнению с поднятой проблемой, вопроса, тем более, что на этой "мелочи" основывалась идея уже готовых транспортных средств и принятие решения по ходу голосования было бы, естественно, неприемлемым.
Позднее были разработаны конструкторские материалы по разгонному блоку для платформы связи. Блок получил наименование "разгонный блок 204ГК", он является универсальным средством выведения тяжелых космических аппаратов с промежуточной орбиты на высокоэнергетические околоземные орбиты, орбиты искусственного спутника Луны и на траекторию полета к Марсу, Венере и другим планетам Солнечной системы.
Первоочередной задачей 204ГК является обеспечение выведения на геостационарные (околостационарные) орбиты космических аппаратов, создаваемых на базе унифицированной космической платформы и предназначенных для решения целевых задач, включая задачи телефонизации, непосредственного теле– и радиовещания в составе комплексных информационных систем.
Разработка разгонного блока 204ГК проводилась с учетом необходимости выполнения следующих требований:
- масса выводимого на геостационарную орбиту космического аппарата должна составлять от 13 до 17,6 т при массе, выводимой на промежуточную орбиту, от 101,2 до 104,2 т.;
- надежность разгонного блока должна обеспечивать выведение целевого космического аппарата, начиная с первого пуска при летных испытаниях;
- создание разгонного блока в 1992 г.
Для выполнения вышеперечисленных требований при разработке разгонного блока приняты следующие принципиальные решения:
- двухступенчатая схема разгонного блока с максимальной унификацией блоков 10Р и 20Р;
- разработка двигательной установки разгонного блока с максимальным использованием элементов двигательной установки блока 11С861, включая двигатель 11Д58М;