- возможность использования, наряду с принятой прямой схемой выведения на геостационарную орбиту, энергетически оптимальных схем выведения (биэллиптической схемы и схемы с использованием гравитационных сил Луны);
- глубокое интегрирование систем космического аппарата и разгонного блока, заключающееся в использовании части аппаратуры бортового комплекса управления, бортовой измерительной системы, системы энергоснабжения и радиосистем, установленных на унифицированной космической платформе для решения задачи управления разгонным блоком, передачи телеметрической информации, приема командной информации на борт разгонного блока и для обеспечения электроснабжения систем разгонного блока.
Блок 204ГК - двухступенчатый, состоящий из двух базовых блоков (модулей) и силовой каркасной конструкции.
Каркасная конструкция, состоящая из четырех отсеков, выполняет двойную функцию:
- служит силовым элементом для крепления унифицированной космической платформы и модулей разгонных блоков в грузовом транспортном контейнере;
- обеспечивает защиту баков, двигателей, арматуры, элементов пневмогидросхемы, аппаратуры и разгонных блоков от внешних воздействий (скоростного напора) после сброса грузового транспортного контейнера.
В состав каждой их двух частей блока 204ГК входит базовый блок и два каркасных отсека, составляющие соответственно блок 10Р и блок 20Р.
Для ускорения процесса разработки и создания было принято, что модули обоих блоков должны быть максимально унифицированы между собой и с прототипом (11С861). За основу конструктивной схемы блока 10Р (20Р) взята схема блока 11С861.
Кроме того, принято решение использовать двигатель 11Д58М с расходными магистралями и фрагментами баков окислителя и горючего с заборными устройствами с блока 11С861 на проектируемом блоке без изменения. Это позволяет отказаться от разработок нового двигателя, а также значительно уменьшить объем отработки базовых блоков в части элементов пневмогидросхемы.
Единственньм существенным изменением по сравнению с прототипом является удлинение в направлении продольной оси блока расходного трубопровода окислителя на 350 мм. Это вызвано необходимостью установки на нем дополнительно сильфона и двух карданов для восприятия поперечных и продольных смещений входного фланца на кислородном баке.
Удлинение расходного трубопровода окислителя привело к соответствующему смещению двигателя вдоль продольной оси блока, что вызвало необходимость введения дополнительного переходного силового узла со строительной высотой 350 мм между привалочной плоскостью двигателя и фермой подвески двигателя к модулю.
В состав разгонного блока 204ГК входят:
- блок первой ступени (10Р), предназначенный для выведения полезного груза с промежуточной орбиты на разгонную;
- блок второй ступени (20Р), предназначенный для выведения с разгонной орбиты на стационарную;
- система управления;
- система бортовых измерений.
При отделении блока 10Р вместе с ним отделяется и цилиндрический отсек блока 20Р. Конический опорный отсек блока 10Р сбрасывается вместе с силовым кольцом грузового транспортного контейнера. Разделение осуществляется по верхнему шпангоуту этого отсека при срабатывании пирозамков и пневмотолкателей.
Ракета–носитель "Энергия", как писали разработчики, с кислородно–водородным разгонным блоком 204ГК и грузовым транспортным контейнером используется для доставки на геостационарную орбиту космических аппаратов на базе универсальной космической платформы для развертывания интегрированной спутниковой информационной системы. Грузовой транспортный контейнер, защищающий космические аппараты и разгонные блоки от действия скоростного напора, позволяет размещать в нем объекты объемом до 1000 м3 и массой до 95 т.
При выведении на геостационарную орбиту по схеме с использованием гравитационного поля Луны в качестве отлетной орбиты рассматривалась орбита с параметрами 690 х 470 000 км.
Высота апогея, долгота восходящего узла и аргумент перигея отлетной орбиты выбирался в зависимости от возможной даты старта - 1–2 раза в месяц, для обеспечения необходимых параметров подлетной орбиты, получающейся после облета Луны.
После выведения орбитального блока на опорную орбиту блок может находиться на ней несколько витков (до суток), в зависимости от даты старта.
Импульс перехода на отлетную орбиту отрабатывается за два включения с целью уменьшения гравитационных потерь. После отработки первой части импульса вторым включением маршевого двигателя в районе узла (восходящего или нисходящего, в зависимости от даты старта) опорной орбиты орбитальный блок переходит на промежуточную орбиту с параметрами 470 х 8800 км и периодом 3 ч 12 мин.