Typ:  vícenásobně použitelný kosmický raketoplán

Určení:  doprava družic a jiného nákladu (s délkou do 15-ti m a průměrem do 4,15-ti m) o hmotnosti 30 t na 200 km orbitu se sklonem k rovníku 50,7°, resp. o hmotnosti 16 t na 200 km orbitu se sklonem k rovníku 97°, provádění údržby družic na orbitě, doprava družic o max. hmotnosti 20 t z 200 km orbity se sklonem k rovníku 50,7° zpět na Zemi, přeprava osob a nákladu mezi Zemí a orbitální stanicí, evakuace osob z orbitální stanice při nouzových situacích, výstavba orbitálních stanic, provádění výzkumných prací na orbitě a podpora kosmických zbraňových systémů

Historie:  Dne 5. ledna 1972 byl v USA oficiálně posvěcen vývoj vícenásobně použitelného kosmického dopravního systému typu Space Shuttle. Zmíněný systém sloužil k dopravě nákladu na orbitu a zpět a sestával se z vícenásobně použitelného raketoplánu, který měl délku 37,24 m, rozpětí 23,79 m a výšku 17,25 m a byl pojat jako bezocasý dolnoplošník s mohutným křídlem s tvarem dvojité delty a jednoduchou SOP, odhoditelné přídavné palivové nádrže (ET) na jedno použití s délkou 46,88 m a průměrem 8,41 m a dvou vícenásobně použitelných odhoditelných startovacích raket na TPL (SRB) s délkou 45,48 m a průměrem 3,72 m. Ty byly přitom uchyceny k bokům přídavné palivové nádrže. Raketoplán typu Space Shuttle vzlétal kolmo jako raketa a přistával bezmotorovým klouzavým letem na VPD jako klasické letadlo. K výstupu na orbitu tento stroj kromě již zmíněných odhoditelných startovacích raket na TPL využíval též tři výkonné raketové motory na KPL typu RS-25, které spalovaly vodík a kyslík a byly vestavěny do zádě jeho trupu. Zatímco na orbitu byl schopen dopravit náklad o hmotnosti 29,5 t, zpět na Zemi z orbity dokázal dopravit náklad o hmotnosti 14,5 t. Kromě suborbitálního demonstrátoru, který obdržel název Enterprise (OV-101) a v průběhu roku 1977 vykonal, po předchozím odpoutání od nosného letounu v podobě speciálně upraveného dopravního Boeingu 747, pět klouzavých bezmotorových sestupů, bylo postaveno a NASA předáno, mezi 8. březnem 1979 a 25. dubnem 1991, pět  těchto strojů, a to Columbia (OV-102), Challenger (OV-099), Discovery (OV-103), Atlantis (OV-104) a Endeavour (OV-105). Mezi 12. dubnem 1981 a 21. červencem 2011 zmíněné stroje dohromady vykonaly 130 letů. Přitom na orbitě strávily celkem 1 330 d 18 h 9 min a 44 s. Kromě toho vypustily celkem 66 družic a sond a provedly celkem 9 spojení s orbitální stanicí Mir a 37 spojení s orbitální stanicí ISS. Na jejich palubách se vystřídalo celkem 849 astronautů, kteří podnikli celkem 101 výstupů do kosmu. Za celou kariéru byly při nehodách ztraceny dva raketoplány typu Space Shuttle, a to Challenger (dne 28. ledna 1986) a Columbia (dne 1. února 2003). Reakce ze strany SSSR na program Space Shuttle byla zpočátku velmi vlažná. Jedním z důvodů toho byla skutečnost, že jediné konstrukční kanceláře, které byly schopny takový stroj vyvinut a postavit v podobě CKBEM S.P. Koroljova a CKBM V.N. Čelomeje byly plně vytíženy jinými projekty. Zatímco CKBEM tehdy pracovala na kosmické lodi Sojuz, civilní orbitální stanici DOS a „lunární“ nosné raketě N-1 (SL-15), v CKBM tehdy probíhaly práce na vojenské orbitální stanici Almaz a nákladní kosmické lodi TKS. Kromě toho tehdy v SSSR nebyla poptávka po podobném kosmickém dopravním systému. Úkoly, které plnil americký raketoplán typu Space Shuttle, totiž dokázaly plně zastat již zmíněné kosmické lodě typu Sojuz a TKS a orbitální stanice Almaz a DOS. Proti zahájení vývoje sovětského ekvivalentu zmíněného stroje ale na počátku 70. let hovořila též vytíženost kosmického průmyslu s řešením technických problémů, které provázely vývoj nosných raket typu Proton (SL-9) a N-1 (SL-15) a lunárních a meziplanetárních kosmických sond. Práce na kosmickém raketoplánu se proto v SSSR na počátku 70. let omezovaly pouze na předběžné studie na toto téma. Realizace studií na téma kosmického raketoplánu se přitom stala součástí pětiletého plánu, jenž byl MOM (Ministerstvo strojírenství), pod které spadaly konstrukční kanceláře zabývající se raketovou a kosmickou technikou, MAP (Ministerstvo leteckého průmyslu) a dalším organizacím VKP (Vojenská průmyslová komise) zadán výnosem ze dne 27. listopadu 1970. První zasedání na toto téma bylo ale VKP svoláno až dne 31. března 1972, tedy krátce poté, co byl program Space Shuttle oficiálně schválen americkým prezidentem. Na zmíněné zasedání byli přitom přizváni zástupci institutu CNIIMaš (centrální vědecko-výzkumný institut strojírenský), hlavního institutu MOM zabývajícího se kosmickou technikou, vojenských vědecko-výzkumných institutů CNII-30 a CNII-50, GUKOSu (Hlavní správa kosmických zařízení), kosmické filiálky Strategických raketových sil, a Vojenského letectva. Na zasedání, které se konalo dne 31. března 1972, nicméně nebylo shledáno, že by bylo nutné na americký program Space Shuttle jakkoliv reagovat. Krátce nato VKP opět oslovilo MOM, MAP a další organizace s požadavkem zpracování úvodní studie kosmického raketoplánu. Tento požadavek se ale dočkal záporné odezvy ze strany vedení MOM. Na konci dubna toho samého roku bylo svoláno další zasedání na téma kosmického raketoplánu. Zmíněného zasedání se přitom zúčastnili zástupci institutu CNIIMaš, včetně konstruktérů Mišina, Čelomeje a Gluška, MOM a institutu CNII-50. Na tomto zasedání byl ale učiněn závěr, že vícenásobně použitelný kosmický raketoplán nemá žádné přednosti před klasickou jednorázově použitelnou kosmickou nosnou raketou, a to ani z hlediska nosnosti, ani z hlediska provozních nákladů. Kromě toho bylo shledáno, že sovětská kosmonautika nepotřebuje systém, za jehož pomoci by bylo možné dopravovat satelity z oběžné dráhy na Zemi, což byl jeden z úkolů amerického raketoplánu typu Space Shuttle. Mezitím bylo celkem šest sovětských vojenských a civilních výzkumných institucí pověřeno zpracováním studií na téma budoucího kosmického transportního systému. Konkrétně se jednalo o instituty CNIIMaš a NIITP (Vědecko-výzkumný institut termálních procesů) Ministerstva strojírenství, institut CAGI (Centrální institut aero- a hydrodynamiky) Ministerstva leteckého průmyslu, instituty CNII-30 a CNII-50 Ministerstva obrany a institut IKI (Institut kosmických studií) Akademie věd. Úkolem zmíněných prací bylo stanovení nutnosti vývoje domácího analogu amerického systému Space Shuttle a určení dalšího ubírání ve vývoji kosmických dopravních systémů. Jejich předmětem byly přitom nejen různě řešené raketoplány, ale též různé jednorázově i vícerázově použitelné nosné prostředky. Součástí zmíněných studií v neposlední řadě byly též různé vícenásobně použitelné kosmické tahače a jednorázově použitelné horní stupně nosných raket poháněné raketovými motory na KPL a jadernými raketovými motory pro interorbitální manévry a meziplanetární lety. Přitom bylo do budoucna zvažováno buďto nadále používat jednorázově použitelné nosné rakety a kosmické lodě nebo jednorázově použitelné nosné rakety a standardizované satelity nebo vícenásobně použitelné raketoplány mající schopnost dopravovat družice zpět na zemi za účelem jejich opravy kuli opětovnému použití nebo vícenásobně použitelné raketoplány mající schopnost provádět údržbu a opravu satelitů přímo na orbitě. Co se týká vícenásobně použitelného raketoplánu, tak byly zvažovány hned dvě alternativy, a to „velký“ raketoplán s nosností 30 až 40 t, tedy raketoplán kategorie Space Shuttle, a „malý“ raketoplán s nosností 3 až 5 t. Současně byly zvažovány dva alternativní způsoby záchrany prvního stupně, z nichž jeden počítal se standardním postupem a ten druhý s použitím přistávacích raket. Všech šest zmíněných institutů své studie na téma budoucího kosmického dopravního systému předložily v červnu roku 1974. Z výsledků zmíněných studií vyplynulo, že vícenásobně použitelný raketoplán je ekonomicky efektivní pouze v případě, kdy je vysoká intenzita startů a kdy je zapotřebí dopravit na orbitu více než 10 000 t nákladu ročně. Kosmický nosný systém kategorie Space Shuttle byl tedy opět shledán jako ekonomicky neefektivní, a to i při relativně vysoké intenzitě startů. Současně byl jako ekonomicky efektivnější vyhodnocen „velký“ raketoplán s podobnou přepravní kapacitou, jakou měl americký typ Space Shuttle, než „malý“ raketoplán. Mezitím, dne 27. prosince 1973, bez vyčkávání na výsledky výše uvedených studijních prací VKP zadalo třem konstrukčním kancelářím, aby zformulovaly technické zadání pro vícenásobně použitelný raketoplán. Konkrétně se jednalo o konstrukční kancelář MMZ Zenit, Čelomejovu CKBM a Koroljovovu CKBEM. Cílem zmíněných prací bylo navrhnout předběžné studie různě řešených vícenásobně použitelných raketoplánů a porovnání jejich ekonomické efektivity. Zatímco konstrukční tým MMZ Zenit se pustil do studií zvětšeniny jednomístného raketoplánu typu SPIRAL s nosností 20 t, která počítala s nosnou raketou typu Proton (SL-9), v CKBM probíhaly studie na raketoplánu s nosností 20 t, jenž měl být vynášen rovněž raketou typu Proton (SL-9), v CKBEM byl studován raketoplán o velikosti amerického typu Space Shuttle. Nosnou raketou zmíněného stroje měla být lunární raketa N-1 (SL-15). Práce na předběžném návrhu vícenásobně použitelného raketoplánu v MMZ Zenit, CKBM a CKBEM ale nebyly nikterak intenzivní a měly nízkou prioritu, neboť neměly oficiální status a neměly podporu ani ze strany vlády ani ze strany armády. Ke změně názoru na americký program Space Shuttle došlo až v polovině roku 1975. Důvodem toho byly obavy z možného vojenského využití tohoto stroje, které vycházely z analýz některých institutů, včetně institutu CNIIMaš. Ze zmíněných analýz totiž vycházelo, že by byl vývoj a provoz takového kosmického systému z ekonomického hlediska jen stěží obhajitelný, kdyby byl používán pouze NASA k civilním účelům. Dle názoru náčelníka CHIIMašu J.A. Mozžorina měla být jedním z úkolů amerického raketoplánu typu Space Shuttle doprava experimentálních protiraketových laserových zbraní na orbitu, za účelem jejich odzkoušení za reálných podmínek, a zpět z orbity na Zemi, za účelem jejich doladění na základě výsledků zkoušek. Odborníci institutu IPM (institut aplikované matematiky) se zase domnívali o možném využití raketoplánu typu Space Shuttle v roli nosiče strategických jaderných zbraní. K tomuto závěru přitom odborníky zmíněného institutu přivedla skutečnost, že se kosmodrom Vandenberg, ze kterého měly raketoplány typu Space Shuttle startovat, nacházela v lokalitě, z nichž by tento stroj byl schopen za poměrně krátkou dobu dosáhnout strategicky významných cílů na území SSSR. Protože dopad jaderné pumy z orbity dle propočtů neměl trvat více než 3,5 min, což bylo o mnoho méně než let balistické střely vypuštěné z ponorky (cca 10 min), dle analýzy institutu IPM měly strategické síly USA díky dostupnosti raketoplánu typu Space Shuttle disponovat schopností prvního úderu. Některé technické aspekty takového jaderného úderu z orbity nicméně zpráva zmíněného institutu neobsahovala. To vyvolalo v SSSR na vyšších místech doslova zděšení, které vyústilo, dne 17. února 1976, oficiálním schválením vývoje domácího analogu zmíněného raketoplánu. Zmíněné rozhodnutí ale nevycházelo ani z reálných potřeb sovětské kosmonautiky ani z reálných potřeb sovětské armády. Ve skutečnosti se jednalo o ryze politické rozhodnutí částečně vycházející z paranoických obav, že je americký systém Space Shuttle strategickým útočným prostředkem, který představuje vážnou hrozbu pro národní bezpečnost. Nemalou roli ve schválení vývoje domácího analogu amerického systému Space Shuttle ale sehrála též politika tzv. strategické parity, která spočívala v tom, že v SSSR na každý západní zbraňový systém reagovali vývojem zbraňového systému s obdobnými nebo mírně lepšími parametry. Zatímco za vývoj celého kosmického nosného systému a přidružených kosmických zbraňových systémů bylo zodpovědné MOM, vývoj vlastního raketoplánu, stejně jako vybudování přistávací plochy s příslušným zařízením a startovacího komplexu, připadlo na bedra MAP. Tzv. hlavním kontraktorem v rámci MOM se přitom stala konstrukční kancelář NPO Energija, která vznikla v roce 1974 sloučením organizací CKBEM a Energomaš. V rámci MAP se zase lídrem ve vývoji sovětského ekvivalentu amerického systému Space Shuttle stala konstrukční kancelář NPO Molnija, která vznikla v roce 1976 sloučením MKB Molnija, TMZ (MKB Burevestnik) a EMZ V.M. Mjasiščeva. Dle zadání měl být sovětský protějšek amerického raketoplánu typu Space Shuttle schopen na orbitu dopravit náklad o hmotnosti 30 t. Zpět z orbity na Zemi měl umožňovat dopravu nákladu o hmotnosti 20 t. První let sovětského raketoplánu byl přitom naplánován na rok 1983. Úvodní projekt domácího protějšku amerického raketoplánu typu Space Shuttle byl v polovině roku 1975 v NPO Energija zpracován hned ve dvou alternativních variantách. První z nich vešla ve známost jako MTKVP (Mnogorazovyj transpotkyj korabl vertikalnoj posadki = vícenásobně použitelná kosmická loď s vertikálním přistáním) a byla pojata jako tzv. vztlakové těleso, tedy jako stroj bez křídel, u kterého vztlak vyvozuje speciálně tvarovaný trup, s délkou 34 m. Zatímco uvnitř přední části trupu raketoplánu typu MTKVP se měla nacházet kabina posádky, střední část trupu tohoto stroje měl okupovat objemný nákladový prostor, který měla zpřístupňovat rozměrná hřbetní vrata, v zadní části trupu se měly nacházet motory pro manévrování na orbitě. Na orbitu měl být raketoplán typu MTKVP dopravován jednou ze standardizovaných raket z řady RLA z dílny NPO Energija. Konkrétně se mělo jednat o raketu typu RLA-130V s jedním centrálním blokem s délkou 37,4 m (se dvěma raketovými motory na KPL typu RD-0120) a šesti urychlovacími bloky s délkou 25,7 m (každý s jedním raketovým motorem na KPL typu RD-123). Raketoplán typu MTKVP měl být přitom umístěn na vrcholu zmíněné rakety, podobě jako družice. Rakety řady RLA měly mít shodný centrální blok a od sebe navzájem se měly odlišovat pouze počtem startovacích bloků (dva, čtyři nebo osm). Ty přitom měly být uchyceny k centrálnímu bloku. Nakonec se ale z celé řady RLA realizace dočkala pouze raketa s nosností 100 t, která ve své konečné podobě vešla ve známost jako Energija a byla opatřena čtyřmi urychlovacími bloky. Přistávat měl raketoplán typu MTKVP vertikálně na podvozkových lyžích. K jeho zbrzdění na přistávací rychlost v závěrečné fázi sestupu měly sloužit padáky, které měly být vypouštěny ve výšce 12 km při rychlosti 250 km/s, a brzdící raketové motory. Raketoplán typu MTKVP měl mít vzletovou hmotnost 88 t a na oběžnou dráhu se sklonem 50,7° k rovníku měl být schopen dopravit náklad o hmotnosti 30 t, zatímco zpět na Zemi z oběžné dráhy měl umožňovat dopravu břemene o hmotnosti 20 t. Hlavní devízou raketoplánu typu MTKVP měla být skutečnost, že se jeho provoz měl obejít, díky schopnosti vertikálního přistání, bez nákladné přistávací plochy. Absence křídla, které u kosmického raketoplánu po většinu mise tvoří tzv. mrtvou váhu, navíc sebou přinášela nemalou úsporu hmotnosti. Kromě toho se raketoplán typu MTKVP spoléhal na již ověřené technologie. Protože zmíněný stroj měl být uchycen k přídi centrálního bloku nosné rakety typu RLA, urychlovací bloky zmíněné rakety mělo být navíc po vyhoření možné odhodit a zachránit k dalšímu použití, což sebou přinášelo úsporu nákladů. Naproti tomu hlavním nedostatkem raketoplán typu MTKVP měla být omezená manévrovatelnost. Při přistání se totiž tento stroj mohl teoreticky od své orbitální dráhy vychýlit max. o cca 800 km, zatímco u amerického raketoplánu typu Space Shuttle to bylo okolo 2 000 km. To velmi omezovalo výběr přistávací plochy. Kromě toho se měl při průletu atmosférou, díky svému tvarování, zahřívat na extrémní teploty (okolo 1 900 °C), což kladlo velké nároky na odolnost žáruvzdorného štítu. Kromě toho by ohřev na tak vysoké teploty sebou přinášel náročné a zdlouhavé opravy žáruvzdorného štítu po každé misi. Problematická by přitom byla též jeho přeprava na kosmodrom, pokud by po skončení mise přistál ve volné stepi, což mu umožňovala schopnost kolmého přistání. Jako alternativa za projekt raketoplánu typu MTKVP byl zpracován projekt raketoplánu typu OS-120 (OS = Orbitalnyj Samoljot = orbitální letoun), který si svým vzezřením nic nezadal s americkým typem Space Shuttle. Mělo se tedy jednat o dolnoplošník s mohutným křídlem s tvarem dvojité delty a jednoduchou svislou ocasní plochou. Do zádě trupu raketoplánu typu OS-120 měly být vestavěny tři raketové motory na KPL typu RD-0120, které splovaly zkapalněný vodík a zkapalněný kyslík. Zmíněné motory měly být přitom napojeny na rozměrnou podtrupovou přídavnou palivovou nádrž. Shodné jako u výše uvedeného amerického typu mělo být též uspořádání raketových motorů stabilizačního a orientačního systému. Jejich instalace se tedy měla nacházet ve špici trupu, přímo před kabinou posádky, a uvnitř dvou kontejnerů, které měly být uchyceny k bokům zadní části trupu. K zadní části trupu raketoplánu typu OS-120, přímo pod kontejnery se stabilizačními a orientačními raketovými motory, měly být navíc uchyceny odhazovatelné raketové motory na TPL, které měly sloužit k rychlému odpoutání od přídavné palivové nádrže při nouzových situacích. Dle původních plánů měl tento stroj k vzletu kromě vlastních pohonných jednotek využívat též, stejně jako jeho americký protějšek, urychlovací bloky s raketovými motory na tuhé pohonné látky (TPL). Od tohoto záměru bylo ale velmi brzy opuštěno ve prospěch urychlovacích bloků s raketovými motory na KPL typu RD-123, a to kuli absenci výrobní a vývojové báze pro rozměrné raketové motory na TPL a zařízení k jejich transportu a v neposlední řadě též kuli vysokým teplotám, které panovaly na kosmodromu Bajkonur. Raketoplán typu OS-120 měl mít vzletovou hmotnost 120 t a na orbitu měl být schopen dopravit náklad o hmotnosti 30 t, resp. 35 t v konfiguraci bez odhazovatelných prachových raket pro nouzové situace. Startovací hmotnost zmíněného stroje i s přídavnou palivovou nádrží a urychlovacími bloky měla činit 2 380 t, což bylo téměř o 400 t více v porovnání s americkým systémem Space Shuttle. Na druhou stranu jeho pohonný systém měl mít o nějakých 75 t vyšší tah. Raketoplán typu OS-120 sdílel všechny klady i zápory se svým americkým protějškem. Terčem kritiky u projektu tohoto stroje se navíc staly raketové motory na kryogenní pohonné látky, neboť takové motory poháněly „lunární“ nosnou raketu typu N-1 (SL-15), jejíž vývoj skončil, kuli problémům technického rázu, nezdarem. Vestavba zmíněných motorů do zádě trupu navíc sebou přinášela výrazný posun těžiště směrem dozadu, a tedy i potíže s rozložením nákladu v nákladovém prostoru. Proti zástavbě hlavních motorů přímo do draku raketoplánu ale hovořila též skutečnost, že by na jeho konstrukci působily značným akustickým zatížením. Toto řešení by se proto neobešlo bez patřičného zesílení konstrukce draku, což by vedlo k vzrůstu jeho hmotnosti. Kromě toho instalace hlavních motorů na zádi trupu měla negativní vliv na aerodynamiku. Proti zástavbě hlavních motorů přímo do draku raketoplánu typu OS-120 ale hovořila též skutečnost, že by musely být řešeny jako vícenásobně použitelné, a to by byla pro sovětský průmysl nemalá technická výzva, neboť tehdy ještě neměl s raketovými motory na kryogenní palivo mnoho zkušeností. Později před projekty raketoplánů typu MTKVP a OS-120 dostal přednost projekt raketoplánu typu OK-92 (OK = orbitalnyj korab = orbitální loď), který vznikl dalším vývojem druhého uvedeného typu. Celkové uspořádání zmíněný stroj sdílel se svým projektovým předchůdcem v podobě raketoplánu typu OS-120. Byl však opatřen pouze motory pro manévrování, stabilizaci a orientaci na orbitě. Raketoplán typu OK-92 měla totiž na orbitu vynášet již zmíněná standardizovaná raketa typu RLA. Konkrétně se mělo jednat o raketu typu RLA-130 s jedním centrálním blokem se čtyřmi (původně třemi) raketovými motory na KPL typu RD-0120 a šesti urychlovacími bloky, každý s jedním raketovým motorem na KPL typu RD-170 (původně RD-123). Celková startovací hmotnost nosné rakety typu RLA-130 s raketoplánem typu OK-92 měla činit 2 380 t. Na vlastní raketoplán mělo přitom z této hodnoty připadat 116,5 t. Kromě raketových motorů na KPL pro manévrování na orbitě raketoplán typu OK-92 počítal též s dvojicí proudových motorů typu D-30KP, které poháněly mimo jiné dálkový dopravní letoun typu Il-62 (Classic). Zmíněné motory měly být umístěny uvnitř gondol, které měly být uchyceny k bokům ocasní části trupu, a raketoplánu typu OK-92 měly umožňovat využívat velký počet standardních letišť. Díky proudovým motorům měl tento stroj mít navíc v porovnání s raketoplánem typu OS-120 kratší dojezd při přistání (2,5 až 3 km vs 4 km). K aktivaci zmíněných proudových motorů mělo přitom docházet ve výškách 5 až 8 km. Ochranu jejich lapačů vzduchu a trysek před vakuem na orbitě a před ohřevem při sestupu z orbity měly zajišťovat odhoditelné kryty. Zadní stabilizační a orientační raketové motory se měly nyní nacházet uvnitř kontejnerů, které měly vystupovat z boků gondol proudových motorů. Motory pro manévrování na orbitě raketoplánu typu OK-92 měly vycházet z motoru typu 15D619, pohonné jednotky druhého stupně ICBM typu UR-100 (SS-11 Sego). Zmíněné motory měly využívat kerosin (který spalovaly též proudové motory typu D-30KP) jako palivo a peroxid vodíku jako oxidační činidlo. Raketoplán typu OK-92 počítal též, stejně jako raketoplán typu OS-120, s „prachovými“ raketami pro nouzové odpoutání od nosné rakety. Na rozdíl od tohoto svého vývojového předchůdce měl být ale opatřen pouze jednou raketou na TPL, která měla být umístěna pod SOP. Zmíněná raketa měla být odhazována 56 s po startu. Poté již měl totiž raketoplán typu OS-120 mít dostatečnou rychlost a výšku k tomu, aby mohl k nouzovému odpoutání od nosné rakety využít tah proudových motorů. Aktivace proudových motorů typu D-30KP přitom neměla zabrat déle než 30 až 50 s. Díky instalaci proudových motorů měl být navíc raketoplán typu OK-92 schopen samostatně podniknout přelet ze záložní přistávací dráhy na kosmodrom Bajkonur. Při letové výšce do 3 000 m měl přitom jeho dolet činit 1 600 km, resp. 3 000 km se zvýšenou zásobou paliva a při použití nouzové „prachové“ rakety k urychlení při vzletu. Uvnitř nákladového prostoru raketoplánu typu OK-92 se měla nacházet hned dvě dálkově ovládaná manipulační ramena, zatímco součástí vybavení nákladového prostoru amerického raketoplánu typu Space Shuttle bylo jen jedno manipulační rameno. Manipulační ramena raketoplánu typu OK-92 měla přitom sloužit nejen k manipulaci s nákladem na orbitě, ale i k dokování. První testovací fáze tohoto stroje počítala se suborbitálními klouzavými lety. Jejich cílem mělo být ověření stability a ovladatelnosti raketoplánu typu OK-92 při závěrečné fázi sestupu a při přistání. Speciálně pro tyto účely měla být celá řada palubních systémů tohoto stroje nahrazena maketami. K suborbitálním klouzavým sestupům měl přitom raketoplán typu OK-92 zpočátku vyrážet po předchozím odpoutání od nosiče v podobě čtyřmotorového turbovrtulového transportního letounu typu An-22 (Cock). Zmíněný stroj jej přitom měl být schopen vynést do výšky cca 2 km, tedy pokud by se podařilo zredukovat jeho hmotnost na 60 až 80 t. V případě, že by se hmotnost raketoplánu typu OK-92 podařilo snížit až na 51 až 60 t, letoun typu An-22 (Cock) mělo být možné používat též k jeho přepravě, a to až na vzdálenost cca 2 000 km (při přeletové výšce cca 2 000 m). V obou dvou případech měly motory typu D-30KP raketoplánu typu OK-92 celé této sestavě vypomáhat při vzletu a při nabírání výšky. Při druhé fázi suborbitálních zkoušek měla být do draku tohoto stroje již vestavěna většina palubních systémů, včetně pohonného systému a „prachové“ rakety pro nouzové odpoutání od nosné rakety. Protože by raketoplán typu OK-92 v této konfiguraci byl pro letoun typu An-22 (Cock) příliš těžký, v druhé fázi suborbitálních zkoušek měl ke zkušebním letům vzlétat samostatně jako letadlo, a to za využití proudových motorů, manévrovacích raketových motorů na KPL i „prachové“ rakety. Za pomoci vlastních pohonných jednotek měl přitom být schopen dosáhnout výšky 21 km a rychlosti 1 800 km/h. Projekt raketoplánu typu OK-92 měl ale v rámci NPO Energija též své oponenty. Konkrétně se jednalo o bývalé pracovníky OKB MiG, kteří předtím pracovali na jednomístném kosmickém letounu typu SPIRAL. Ti konkrétně navrhovali, aby byly maximálně zužitkovány zkušenosti, které se mezitím podařilo nastřádat v průběhu vývoje kosmického letounu typu SPIRAL, a aby byl sovětský protějšek amerického raketoplánu typu Space Shuttle byl pojat jako jeho aerodynamická zvětšenina. Návrh zmíněného stroje přitom vešel ve známost jako 305-2, zatímco pro návrh raketoplánu typu OK-92 se začalo používat označení 305-1. Oba zmíněné návrhy raketoplánů, 305-1 a 305-2, byly podrobeny důkladné analýze ze strany odborníků konstrukčních kanceláří NPO Energija a NPO Molnija a institutů CAGI a CNIIMaš. Následně se rozpoutala vášnivá debata mezi zastánci a odpůrci obou designů, která nevedla k žádnému výsledku. Vedení MAP se proto rozhodnulo, aby závěrečný verdikt vydal V.P. Gluško, vedoucí NPO Energija, který byl ale konstruktérem raketových motorů a nikoliv aerodynamikem. A ten dal přednost návrhu 305-1 (OK-92). Další vývoj raketoplánu typu OK-92 byl oficiálně posvěcen výnosem ze dne 11. června 1976. Dle jiných zdrojů závěrečné rozhodnutí ohledně konečné podoby sovětského protějšku amerického raketoplánu typu Space Shuttle padlo až na konci roku 1978. Následně projekt raketoplánu typu OK-92 doznal některých změn. Zmíněný stroj byl tak zbaven „prachové“ rakety pro nouzové odpoutání od nosné rakety. Hypergolické palivo bylo v pohonném systému tohoto stroje nahrazeno palivem, které se sestávalo ze syntetického uhlovodíku, tzv. „sintinu“, a kapalného kyslíku. Motory typu D-30KP byly nahrazeny motory typu Al-31, které vzešly z programu stíhacího letounu 4. generace typu Su-27 (Flanker). Zmíněné motory měly být přitom umístěny uvnitř gondol, které se měly nacházet na hřbetu ocasní části trupu, po strachách SOP. Později, někdy na přelomu let 1987 a 1988, bylo ale od jejich instalace opuštěno, neboť sebou přinášela komplikace technického rázu. Dne 30. července 1976 bylo vedení programu kosmického raketoplánu svěřeno GUKOSu. Technické zadání, které bylo zformulováno NPO Energija a GUKOSem, bylo ministrem obrany, Ustinovem, schváleno dne 8. listopadu toho samého roku. Dle technického zadání měl zmíněný stroj být schopen na 200 km orbitu se sklonem k rovníku 51,6°, resp. 97°, dopravit náklad o hmotnosti 30 t, resp. 16 t. Zpět z orbity na Zemi měl umožňovat přepravu břemene o hmotnosti 20 t. Životnost sovětského protějšku amerického raketoplánu typu Space Shuttle měla činit 100 misí. Požadavek na životnost urychlovacích bloků zněl 10 startů. Doba přípravy zmíněného stroje k další misi měla činit pouhých 20 dní. Dle výnosu ze dne 21. listopadu 1977 měly být práce na konstrukčních dokumentacích nosné rakety, resp. vlastního raketoplánu, završeny v roce 1978, resp. v roce 1980. První let se měl dle toho samého výnosu konat v roce 1983, což ale bylo poněkud optimistické. Mezitím byly několikrát vneseny změny do uspořádání nosné rakety. Nosná raketa typu RLA-130 se ve své konečné podobě sestávala z centrálního bloku s délkou 58,77 m a průměrem 7,75 m a čtyř urychlovacích bloků s délkou 39,46 m a průměrem 3,92 m. Zatímco centrální blok zmíněné nosné rakety byl opatřen čtyřmi raketovými motory typu RD-0120 s max. tahem 147,6 t (resp. 200 t ve vakuu), které spalovaly zkapalněný kyslík a zkapalněný vodík, palivo motorů typu RD-170 urychlovacích bloků nosné rakety typu RLA-130, které měly max. tah 147,6 t (resp. 806,4 t ve vakuu), se sestávalo ze zkapalněného kyslíku a kerosinu. Startovací hmotnost zmíněné rakety přitom činila 2 270 t, resp. 2 375 až 2 419 t s raketoplánem. Celkové uspořádání nosné rakety a vlastního raketoplánu bylo definitivně zmraženo až v červnu roku 1979. Sovětský protějšek amerického systému Space Shuttle vešel ve známost jako MKS (Mnogorazovaja Kosmičeskaja Sistema = vícenásobně použitelný kosmický systém) či 1K11K25 a jeho součástí se kromě nosné rakety, vlastního raketoplánu a veškeré infrastruktury na kosmodromu, která zajišťovala předletovou přípravu, start a přistání, měl stát též interorbitální kosmický tahač. Zatímco vlastní raketoplán (OK = orbitalnyj korab = orbitální loď) obdržel označení 11F35, centrální blok nosné rakety typu RLA-130 (blok C) vešel ve známost jako 11K25C, pro urychlovací bloky nosné rakety typu RLA-130 (blok A) bylo vyhrazeno označení 11K25A. Kosmickému tahači bylo přiděleno označení 11F45. Raketoplánu typu 11F35 bylo navíc přiděleno jméno Buran, zatímco pro nosnou raketu tohoto stroje se později, od konce 80. let, začalo používat pojmenování Energija. V literatuře je proto celý systém MKS často nazýván Energija-Buran. Pojmenování Buran měl nicméně mít pouze první exemplář raketoplánu typu 11F35. Jaké měly nést názvy následující exempláře tohoto stroje, není bohužel známo. Na programu Energija-Buran se podílelo hned několik výrobních závodů. Celá řada klíčových komponent pro činnost na orbitě, včetně stabilizačních a orientačních raketových motorů a jednotlivých komponent palubního energetického systému vlastního raketoplánu, byla vyráběna závodem ZEM, který spadal pod NPO Energija. Zástavba všechny komponent, které byly vyrobeny závodem ZEM, do draku raketoplánu typu Buran [Ram R] přitom probíhala buďto v prostorách závodu TMZ z Tušina nebo na kosmodromu Bajkonur. V závodě ZEM byly ale vyráběny též některé komponenty urychlovacích bloků, včetně příďových a záďových sekcí, a jednotlivé komponenty pneumatického a hydraulického systému centrálního bloku nosné rakety typu Energija (SL-17). Ty části urychlovacích bloků zmíněné nosné rakety, které měly identickou konstrukci s prvním stupněm nosné rakety typu Zenit (SL-16), byly vyráběny KB Južnoje z Dněpropetrovska. Konečná montáž urychlovacích bloků nosné rakety typu Energija (SL-17) probíhala přímo v Bajkonuru. Naproti tomu produkci centrálního bloku zmíněné rakety dostal na starost závod Progress z Kujbyševa. Před přepravou na Bajkonur byl centrální blok rakety typu Energija (SL-17) rozdělen na dvě části. Jejich opětovná montáž byla prováděna přímo na kosmodromu. Zatímco urychlovací bloky byly do Bajkonuru přepravovány po železnici, k přepravě centrálního bloku rakety typu Energija (SL-17) a vlastního raketoplánu typu Buran [Ram R] z výrobního závodu na kosmodrom sloužila dvojice speciálně upravených čtyřmotorových strategických bombardovacích letounů typu 3MN-1 (Bison B) z dílny V.M. Mjasiščeva. Zmíněné stroje byly známy jako VM-T (Bison B mod) a náklad přepravovaly nad hřbetem trupu. První z nich se přitom do oblak napoprvé vydal dne 29. dubna 1981. Díky omezené nosnosti byl ale tento stroj schopen raketoplán typu Buran [Ram R] přepravovat pouze bez celé řady palubního vybavení a bez SOP. Stavba vlastních draků raketoplánu probíhala v závodě TMZ (Tušínský strojírenský závod) z Tušina, který byl součástí NPO Molnija. Brány závodu TMZ ale raketoplány typu Buran [Ram R] neopouštěly v plně letuschopném stavu. Hlavním důvodem toho byla skutečnost, že plně vybavený raketoplán typu Buran [Ram R] nebylo možné přepravovat letounem typu VM-T (Bison B mod). Plně vybavený raketoplán tohoto typu byl schopen přepravovat až šestimotorový speciál typu An-225 (Cossack). První exemplář tohoto stroje ale poprvé vzlétl teprve až dne 21. prosince 1988, neboť vycházel z čtyřmotorového strategického transportního letounu typu An-124 (Condor A), jehož prototyp byl zalétán až dne 24. prosince 1982. Dovybavování raketoplánů typu Buran [Ram R] bylo prováděno přímo v Bajkonuru. Protože závod TMZ nedisponoval vhodným letištěm k činnosti tak těžkého letounu, jakým byl typ VM-T (Bison B mod), na Bajkonur byly raketoplány typu Buran [Ram R] za pomoci tohoto stroje dopravovány ze Žukovského. Sem byly přitom zkompletované raketoplány z Tušina dopravovány nejprve po zemi, což si ale vyžádalo některé tušínské ulice patřičně rozšířit, a poté po řece Moskvě. K přepravě raketoplánu typu Buran [Ram R] po řece Moskvě přitom sloužila speciálně upravená pramice s balastními nádržemi, které zvyšovaly její ponor, aby mohla se zmíněným strojem podeplout všechny mosty nacházející se na cestě. Celou cestu ze závodu TMZ do Bajkonuru přitom raketoplány tohoto typu absolvovaly bez instalace SOP. Dle výnosu ze dne 17. února 1976 měla být, kuli úspoře financí, pro potřeby startů sestavy Energija-Buran v maximální míře využita infrastruktura, která byla v Bajkonuru vybudována v rámci programu neúspěšné „lunární“ rakety typu N-1 (SL-15). Financování přestavby startovacího komplexu zmíněné rakety na startovací komplex sestavy Energija-Buran bylo schváleno výnosem ze dne 1. prosince 1978. Tento záměr ale nakonec sebou přinesl jen nepatrné úspory. Obě budovy, ve kterých probíhala finální montáž a předstartovní příprava raket typu N-1 (SL-15), totiž musely být kompletně přestavěny, stejně jako startovací rampy. Další části startovacího komplexu, včetně přistávací dráhy raketoplánu, bylo pak nutné vybudovat zcela nově. Výstavba startovacího komplexu sestavy Energija-Buran v Bajkonuru byla zahájena v roce 1978. Zmíněný startovací komplex se nacházel v centrální části kosmodromu, nějakých 40 km severně od Leninska. Jeho součástí se přitom stala montážní a testovací budova pro raketoplán typu Buran (MIK OK), montážní a testovací budova pro nosnou raketu typu Energija (MIK RN), montážní a tankovací budova (MZK), stend pro dynamické testy (SDI), dvě startovací rampy celé sestavy Energija-Buran (č.37 a č.38), testovací stend se startovací rampou rakety typu Energija (UKSS) a přistávací komplex raketoplánu typu Buran [Ram R] s přistávací dráhou (PK OK). V budově MIK OK (11P592) probíhala předletová příprava a testování palubních systémů vlastního raketoplánu typu Buran [Ram R]. Kromě toho ze byly do draku tohoto stroje vestavovány palubní systémy, kterými jej nebylo možné vybavit přímo ve výrobním závodě nejen kuli omezené nosnosti letounu typu VM-T (Bison B mod). V budově MIK OK byly v neposlední řadě prováděny opravy žáruvzdorného štítu po přistání. Naproti tomu předletová příprava a předletové testování palubních systémů nosné rakety typu Energija (SL-17) probíhala v budově MIK RN (11P591), včetně její finální montáže. Kromě toho zde byla prováděna též instalace Buranu [Ram R] na centrální blok zmíněně nosné rakety. V MZK (11P593) kromě tankování palivových nádrží raketových motorů raketoplánu typu Buran [Ram R] kerosinem probíhalo též plnění nádrží pomocné energetické jednotky hydrazinem a dusíkem, nádrží klimatizačního systému amoniakem, nádrží palubního požárního systému dusíkem a tlakových lahví přetlakového systému vzduchem. Kromě toho zde byla prováděna též instalace baterií, palivových článků, nákladu do nákladového prostoru a pyrotechniky pro separaci urychlovacích bloků od centrálního bloku nosné rakety a vlastního raketoplánu od centrálního bloku nosné rakety. V neposlední řadě v budově MZK probíhalo vyprázdňování nádrží raketových motorů raketoplánu po přistání, stejně jako demontáž baterií, palivových článků, nákladu z nákladového prostoru a záznamníků letových dat. V MZK bylo ale prováděno též plnění a vyprazdňování nádrží raketových motorů raketoplánu před a po realizaci pozemních zážehových zkoušek. V budově SDI probíhaly vibrační a resonanční testy vlastního raketoplánu i nosné rakety. Vybavení zmíněné zkušebny přitom dokázalo simulovat vibrační a resonanční zatížení, které na celou sestavu Energija-Buran působilo v průběhu výstupu na orbitu. Startovací rampy zmíněné sestavy, levá (č.37) a pravá (č.38), byly známy jako 11P825 a byly vybudovány několik desítek metrů od sebe, na pozici startovacích ramp lunární nosné rakety typu N-1 (SL-15), ve vzdálenosti nějakých 5 km od tzv. technické zóny TK (budovy MIK OK, MIK RN, MZK a SDI). Na startovací rampě bylo prováděno tankování palivových nádrží raketových motorů a nádrží palivových článků Buranu [Ram R] kryogenním palivem a palivových nádrží centrálního a i urychlovacích bloků jeho nosné rakety. Tankování palivových nádrží nosné rakety typu Energija (SL-17) bylo přitom plně automatizované. Testovací stend UKSS sloužil k zážehovým testům motorů nosné rakety typu Energija (SL-17) a byl vybudován ve značné vzdálenosti od TK, což zamezovalo její poškození v případě výbuchu. Na UKSS (17P31) bylo přitom možné jednotlivé části zmíněné nosné rakety, centrální blok a urychlovací bloky, testovat jak v celku, tak i individuálně. Kromě toho UKSS mohl sloužit ke startům nosné rakety typu Energija (SL-17) s jiným nákladem, než byl raketoplán typu Buran [Ram R], a v neposlední řadě též k testování vyvíjeným derivátů zmíněné nosné rakety. Přistávací komplex PK OK (11P72) byl vybudován 6,5 km severozápadně od UKSS. Jeho součástí bylo letiště Jubilejnyj s betonovou VPD s délkou 4,5 km a šířkou 84 m a pozemními elementy navigačního systému typu Vympel (Vympel-N). Na zmíněném letišti kromě raketoplánu typu Buran [Ram R] mohla přistávat též letadla. Z jeho VPD přitom mohla vzlétat letadla se vzletovou hmotností až 650 t. Na oba konce VOP letiště Jubilejnyj navazovaly asfaltové pásy s délkou 500 m a šířkou 90 m, které zmíněné letiště umožňovaly využívat též k nouzovým přistáním Buranu [Ram R]. Nějakých 50 m od betonové VPD letiště Jubilejnyj se nacházela nezpevněná VPD s délkou 4,5 m a šířkou 100 m. Zmíněná VPD zastávala roli nouzové přistávací plochy pro letadla a s programem Energija-Buran neměla nic společného. Součástí komplexu PK OK bylo ale též zařízení pro vyprazdňování nádrží na kapalný kyslík, plynný kyslík a kapalný vodík Buranu [Ram R] po přistání a zařízení pro vykládání raketoplánu typu Buran [Ram R] a jednotlivých sekcí nosné rakety typu Energija (SL-17) ze hřbetu transportního letounu v podobě typu VM-T (Bison B mod) a An-225 (Cossack). K přepravě Buranu [Ram R] mezi budovami MIK OK, MIK RN a MZK byla používána speciální 32-ti kolová platforma s hmotností 126 t a délkou 58,8 m, kterou bylo možné vléci tahačem max. rychlostí 10 km/h. K tomu byly přitom určeny silnice s šířkou celých 12 m. K přepravě celé sestavy Energija-Buran mezi MIK RN, MZK, UKSS a oběma startovacími rampami byl používán železniční transportér typu TUA s hmotností 2 756 t, délkou 90,3 m, šířkou 56,3 m a výškou 21,2 m, který byl tažen čtyřmi 100 hp dieselovými lokomotivami max. rychlostí 5 km/h po dvoukolejné železniční trati. Vzdálenost mezi oběma kolejemi dvoukolejné trati přitom činila 18 m. Na startovacím komplexu v Bajkonuru se nacházely hned dva železniční transportéry typu TUA. V rámci programu Energija-Buran byly ale vybudovány též dvě záložní přistávací dráhy pro raketoplán. Jedna z nich měla VPD s délkou 3,6 km a šířkou 70 m a nacházela se na Dálném východě, poblíž osady Chorol, která se nalézá 100 km severně od Vladivostoku. Zmíněné letiště původně zastávalo roli dočasné základny námořních letounů typu Tu-16 (Badger), Tu-95MR (Bear E) a Tu-95RC (Bear C) Tichooceánské flotily. Pro potřeby programu Energija-Buran byla jeho VPD prodloužena. Současně bylo zmíněné letiště vybaveno navigačním komplexem typu Vympel-N. Druhé záložní letiště Buranu [Ram R] mělo VPD s délkou 3,6 km a šířkou 60 m a nacházelo se na Krymu, poblíž Smferopolu. Kromě toho se počítalo s využitím běžných letišť bez navigačního komplexu typu Vympel-N v roli záložní přistávací plochy Buranu [Ram R]. Pro potřeby nejen testování ale i výcviku astronautů bylo postaveno hned několik simulátorů raketoplánu typu Buran [Ram R]. Čtyři z nich, PRSO-1, PRSO-2, PDST a PPS, se přitom nacházely přímo v NPO Molnija. Zatímco simulátor typu PRSO-1 měl podobu zjednodušeného kokpitu Buranu [Ram R] a byl používán k testování softwaru pro suborbitální demonstrátor OK-GLI (BTS-02), simulátor typu PRSO-2 měl sloužit k výcviku posádek tohoto stroje při činnosti na orbitě. Zmíněný simulátor ale nebyl stavebně dokončen. Simulátor PDST zase sloužil k nácviku přiblížení na přistání a vlastního přistání s demonstrátorem OK-GLI (BTS-02) a měl podobu kompletního kokpitu Buranu [Ram R] na pohyblivé platformě. Simulátor PSS měl rovněž podobu kompletního kokpitu na pohyblivé platformě a sloužil k výzkumným účelům, zejména pak k ověřování algoritmů pro manuální systém řízení. Další tři simulátory se nacházely v budově KTOK, která byla vybudována přímo v Bajkonuru. První z nich byl instalován na pohyblivé platformě a sloužil k nácviku přistání. Ten druhý měl podobu kompletní kabiny Buranu [Ram R] s horní i prostřední palubou a dokovacím modulem typu SM. Díky tomu mohl být používán též k nácviku napojení na orbitální stanici Mir. Poslední z těchto tří simulátorů byl instalován na pevné platformě. Další simulátor Buranu [Ram R] byl znám jako Pilot-35 a vznikl konverzí simulátoru typu Pilot-105, který vzešel z programu nerealizovaného kosmického letounu typu SPIRAL. Zmíněný simulátor byl používán k ověřování ergonomie kabiny, tedy rozmístění displejů a ovládacích prvků na palubní desce, a dalším výzkumným úkolům. Zmíněný simulátor tedy nebyl používán přímo k výcviku astronautů. K výcviku astronautů byl kromě simulátorů, které se nacházely přímo v Bajkonuru, využíván též simulátor typu PSPK-102. Zmíněný simulátor se nacházel na pohyblivé plošině a byl umístěn v institutu CAGI. Později byl však přebudován na simulátor různých typů letadel. K nácviku přistání a dokování na orbitě byly používány též simulátory Pilot a IMBP. K přípravě budoucích astronautů byla ale využívána též letecká technika. Kromě suborbitálního demonstrátoru OK-GLI (BTS-02) bylo možné k nácviku přiblížení na přistání a vlastního přistání používat též tři speciálně upravené třímotorové proudové dopravní letouny typu Tu-154 (Careless A), známé jako Tu-154LL. Speciál typu Tu-154LL byl schopen napodobit letové vlastnosti Buranu [Ram R] při přiblížení na přistání. Uvnitř jeho kabiny se přitom nacházela hned dvě pracoviště pilota raketoplánu typu Buran [Ram R]. K nácviku přistávacího manévru bylo v neposlední řadě aktivně používáno též několik stíhacích letounů typu MiG-25 (Foxbat). Bezmotorová přistání byla ale v rámci výcviku budoucích astronautů prováděna též s letouny typu Su-7 (Fitter), Su-27 (Flanker), Tu-16 (Badger), Tu-22M (Backfire) a Il-62 (Classic). Protože součástí posádek raketoplánů typu Buran [Ram R] měly být standardní piloti, kteří neměli žádné zkušenosti s pobytem v kosmu, dne 10. března 1982 padlo rozhodnutí, aby kapitáni zmíněných raketoplánů před prvním letem absolvovali let na třetím sedadle kosmické lodi Sojuz mířící k orbitální stanici Saljut. Posláním zmíněných letů bylo mimo jiné též ověření toho, zda jsou vybraní piloti schopni snášet stav beztíže. Mezitím, na počátku roku 1979, byla postavena 1:1 centrálního bloku a jednoho urychlovacího bloku nosné rakety typu Energija (SL-17). Ten samý rok kujbyševský závod Progress dokončil centrální blok zmíněné nosné rakety s označením 4M, který byl určen k různým pozemním testům na Bajkonuru. Okamžitému zahájení zmíněných zkoušek ale zabránila skutečnost, že se testovací stend UKSS tehdy ještě nacházel ve výstavbě, spolu nedostupností transportního letounu typu VM-T (Bison B mod). Do Bajkonuru byly oba dva díly centrálního bloku rakety Energija 4M za pomoci zmíněného letounu přepraveny dne 8. dubna a 11. června 1982. Přibližně ve stejnou dobu sem z KB Južnoje dorazily též čtyři centrální sekce urychlovacích bloků. Na podzim toho samého roku bylo stanoveno, aby byl první exemplář nosné rakety typu Energija (SL-17) pro pozemní zkoušky zkompletován do konce roku 1982. Protože ale závod ZEM nebyl schopen dodat příďové i záďové sekce urychlovacích bloků v požadovaném termínu, výroba záďových sekcí urychlovacích bloků nosné rakety typu Energija (SL-17) byla mezitím narychlo objednána u závodu Atommaš z Volgogradu. Díky tomu se první neletový exemplář zmíněné rakety, Energija 4M, podařilo zkompletovat v posledních dnech roku 1982, jak bylo požadováno. První demonstrační roll-out prvního neletového exempláře nosné rakety typu Energija (SL-17) se konal na konci zimy. Dle původních plánů měly být následně nádrže centrálního bloku zmíněné rakety zkušebně natankovány palivem a oxidačním činidlem. Tomu ale zabránila skutečnost, že závod Progress nedodal k bloku 4M palivové rozvody, spolu se stále probíhající výstavbou stendu UKSS. Z tohoto důvodu padlo rozhodnutí, aby byla zmíněné raketa nejprve použita k dynamickým testům. Jejich posláním přitom bylo studium vlivu podélných a příčných vibrací na konstrukci centrálního bloku, urychlovacích bloků a úchytů urychlovacích bloků k bloku centrálnímu. Za pomoci prvního neletového exempláře nosné rakety typu Energija (SL-17) měl být ale prověřen též vliv nouzového vypnutí dvou ze čtyř motorů typu RD-0120 na konstrukci. Pro potřeby těchto zkoušek byla zmíněná raketa opatřena senzory, které snímaly 85 různých parametrů. V této souvislosti se pro centrální blok prvního neletového exempláře nosné rakety typu Energija (SL-17) začalo používat označení 4M-D. Ke zkouškám byla zmíněná raketa předána dne 7. května 1983. Několik měsíců nato se konečně podařilo dokončit testovací stend UKSS. Na zmíněný stend byl přitom první neletový exemplář nosné rakety typu Energija (SL-17) poprvé zkušebně umístěn, ve vertikální poloze, v říjnu roku 1983. Napodruhé byla zmíněná raketa na stendu UKSS vztyčena dne 14. května 1985, tentokrát kuli původně plánovaným testům plnění palivových nádrží centrální sekce. Od poloviny dubna do konce září toho samého roku byly palivové nádrže a nádrže oxidačního činidla centrálního bloku rakety Energija 4M natankovány celkem 9 x. V některých případech byly přitom natankovány jen částečně, zatímco v jiných kompletně. Po každém zkušebním tankování prošla důkladnou inspekcí izolační vrstva nádrží. Zatímco po napouštění nádrží nebylo pozorováno žádné poškození izolace, při jejich vypouštění se izolace na některých místech odchlípla. Testy prvního neletového exempláře nosné rakety typu Energija (SL-17) byly završeny na samém počátku října roku 1985. Součástí závěrečné fáze zkoušek zmíněné rakety bylo mimo jiné zkušební čištění dolní sekce rakety za pomoci dusíku a dva zkušební zážehy speciálních roznětek, které zajišťovaly spálení nadbytečného vodíku na startovací rampě před zažehnutím vlastních motorů rakety. Speciálně pro potřeby zkoušek raketových motorů typu RD-0120 na stendu UKSS byly vyrobeny dva neletové zkušební exempláře nosné rakety typu Energija (SL-17), které byly značeny 5S a 6S. Motory, které byly vestavěny raket Energija 5S a Energija 6S, ale nejprve prošly zkouškami na pozemním stendu v institutu NIIMaš. Raketa 5S na zkušebnu UKSS dorazila dne 23. ledna 1986. Dva dny nato byla zmíněná raketa připravena k 17,8 s zážehu motorů. Po 2,58 s od zážehu, ale palubní automatika všechny čtyři motory typu RD-0120 rakety Energija 5S vypnula kuli indikaci vysoké teploty v jednom z plynových generátorů. Přitom ale došlo k porušení potrubí s héliem, za jehož pomoci bylo prováděno otevírání a zavírání ventilů v rozvodech paliva a oxidačního činidla. Díky tomu nebylo nádrže rakety 5S, ve kterých se nacházelo 600 t zkapalněného kyslíku a 100 t zkapalněného vodíku, vůbec možné vypustit. Tlak v nádržích přitom neustále stoupal. To přitom raketu 5S pozvolna měnilo v bombu se sílou ekvivalentní 450 t TNT. Zmíněný blok se nicméně podařilo napojit na záložní rozvod hélia a potenciální katastrově zabránit. V přímé reakci na tuto událost byly u dalších exemplářů nosné rakety typu Energija (SL-17) zavedeny záložní rozvody hélia a současně zlepšena jejich kontrola. Zmíněný incident byl přičten na vrub nízkotlakému čerpadlu vodíku motoru č.1, neboť byl při opravě po zážehových testech v NIIMašu nedopatřením poškozen. Následně bylo proto zmíněné čerpadlo vyměněno za nové. K dalšímu testu byla raketa Energija 5S připravena dne 25. dubna toho samého roku. Tentokrát všechny čtyři motory typu RD-0120 pracovaly bezproblémově. Dle původních plánů ze 70. let se měly letové zkoušky nosné rakety typu Energija (SL-17) rozeběhnout v roce 1983. Ten rok měly odstartovat hned dvě tyto rakety k suborbitálnímu letu, a to s maketou Buranu [Ram R]. Tomu měl v roce 1984 následovat první let na orbitu s prvním letovým exemplářem raketoplánu. Zmíněný stroj měl přitom tento svůj první let absolvovat, z bezpečnostních důvodů, v plně autonomním režimu bez posádky. Na počátku 80. let byly nicméně tyto plány pozměněny. Dle nových plánů měl být první letový exemplář raketoplánu typu Buran [Ram R] ke svému prvnímu autonomnímu letu vynesen hned prvním letovým exemplářem nosné rakety typu Energija (SL-17). K prvnímu startu celé sestavy Energija-Buran mělo přitom dojít ihned po ukončení pozemních zkoušek výše uvedených neletových exemplářů nosné rakety typu Energija (SL-17) s označením 4M, 5S a 6S. Plány, které počítaly se 17-ti pozemními motorovými zkouškami raket Energija 5S a Energija 6S o celkové délce 3 700 s, rovněž vzaly za své. Důvodem toho byl úspěšný druhý zážehový test rakety 5S ze dne 25. dubna 1986. V této souvislosti totiž již dne 5. května toho samého roku podalo rozhodnutí, aby byl před reálným startem proveden pouze jeden další motorový test, a to s raketou Energija 6S. V průběhu zmíněného testu měl být přitom uskutečněn nejen zážeh všech čtyř motorů typu RD-0120 centrálního bloku, ale též motorů typu RD-170 všech čtyř urychlovacích bloků. K centrálnímu bloku měl být při zmíněném testu navíc uchycen neletový exemplář Buranu [Ram R], známý jako OK-ML1. Z těchto plánů ale rovněž sešlo. Na místo toho padlo, na návrh šéfkonstruktéra NPO Energija, rozhodnutí, aby byl neletový exemplář nosné rakety typu Energija (SL-17) s označením 6S dopracován do letuschopného stavu a následně otestován za letu. To totiž mělo významně omezit riziko destrukce stendu UKSS v případě nehody. Nosná raketa typu Energija (SL-17) se totiž měla nacházet v bezpečné vzdálenosti od startovací rampy po pouhých 30-ti s od zážehu. Oficiálně bylo dopracování rakety Energija 6S do letuschopného stavu posvěceno výnosem ze dne 16. srpna 1985. Kuli urychlení prací bylo přikročeno ke „kanibalizaci“ rakety Energija 1L, která měla na orbitu vynést první letový exemplář Buranu [Ram R]. Díky tomu se všechny elementy nezbytné k dopracování rakety 6S do letuschopného stavu podařilo v Bajkonuru shromáždit do konce roku 1986. Takto dopracovaná raketa Energija 6S vešla ve známost jako Energija 6SL a účelem jejího letového testu bylo nejen ověření činnosti pohonného a palivového systému, ale též demonstrace vedení země, že je program Energija-Buran životaschopný. Díky novému politickému směřování SSSR, které vedlo k určitému oteplení vztahů se západem, se totiž nad tímto programem začala vznášet určitá nejistota. Dle původních plánů měla být k centrálnímu bloku rakety Energija 6SL uchycena ocelová nádrž s délkou 25 m a průměrem 4 m jako náklad. Start zmíněné rakety s takovým nákladem by totiž bylo možné provést bez vnášení jakýchkoliv změn do konstrukce UKSS. Vedení MOM ale s tímto záměrem nesouhlasilo a trvalo na tom, aby byl letový test rakety Energija 6SL využit k vynesení „operačního“ nákladu na orbitu. V létě roku 1985 přitom volba padla na neozbrojenou testovací variantu bojové družice typu 17F19 Skif z dílny KB Saljut, známou jako Skif-DM či Poljus. Zmíněná družice měla sloužit k ničení optiky nepřátelských satelitů za pomoci IČ laseru typu Stilet z dílny NPO Astrofyzika. Protože se ale vývoj zmíněné zbraně nacházel ve skluzu, technologický demonstrátor družice Skif, který vešel ve známost jako Skif-D, počítal s 1 MW plynovým laserem na bázi oxidu uhličitého (který byl testován na letounu Berjev A-60). Celkem měly být postaveny dva demonstrátory Skif-D (Skif-D1 a -D2), které měly být na orbitu vyneseny v letech 1987 a 1988. Laserovou zbraní měl být ale opatřen pouze druhý exemplář této družice (Skif-D2). Zkušební varianta Skif-DM měla hmotnost 77 t, délku 36,9 m a průměr 4,1 m a měla podobnou konstrukci jako neozbrojený demonstrátor Skif-D1. Družice Skif-DM tedy postrádala instalaci laserové zbraně, byť byla opatřena některými systémy pro zajištění její činnosti. Zmíněná družice se sestávala ze dvou modulů, to servisního (FSB), ke kterému byly uchyceny dva solární panely, a nákladového (CM). Uvnitř servisního modulu se přitom kromě systémů, které bylo nutné chránit před vakuem, nacházely též motory pro manévrování na orbitě. Ochranu modulu FSB v průběhu počáteční fáze výstupu na orbitu zajišťoval odhoditelný sklolaminátový kryt. Nákladový modul CM byl rozdělen na tři sekce, a to ORT, OE a OSA. V sekci ORT byly přitom umístěny nádrže, uvnitř kterých se měl u ozbrojené družice Skif-D2 nacházet oxid uhličitý. Nádrže neozbrojené družice Skif-DM byly ale naplněny xenonem a kryptonem. V průběhu mise se počítalo s vypouštěním zmíněných plynů do kosmického prostoru. Sekce OE měla u ozbrojené družice Skif-D2 ukrývat dva 1,2 W dva elektrické turbogenerátory. U družice Skif-DM byla však tato sekce prakticky prázdná. Zde se u zmíněné družice nacházelo pouze zařízení pro vypouštění xenonu a kryptonu z nádrží do kosmu. V sekci OSA nákladového modulu družice Skif-DM bylo umístěno zařízení pro vyhledávání, sledování a zaměřování cílů v podobě radaru (pro vyhledání cíle) a laserového zaměřovače (pro přesné zaměření). U družice Skif-D2 se zde měla navíc nacházet instalace laserové zbraně. Její instalaci ale družice Skif-DM postrádala. U zmíněné družice se navíc zaměřovací zařízení nenacházelo na otočné platformě, neboť v době jejího dokončení ještě nebyla dostupná. K bokům nákladového modulu družice Skif-DM byly navíc uchyceny dvě pouzdra s celkem 34-ti terči, které sloužily ke kalibrování zaměřovacího vybavení a měly podobu malých nafukovacích balónků a koutových odražečů. 14 z těchto terčových balónků přitom mohlo uvolňovat barium, což simulovalo spaliny raketových motorů balistických střel a kosmických lodí. V rámci mise družice Skif-DM měly být ale provedeny též čtyři technologické a šest geofyzikálních experimentů, které však s programem Skif-D neměly nic společného. Zatímco servisní modul družice Skif-DM do Bajkonuru dorazil v květnu roku 1986, nákladový modul zmíněné družice sem byl dopraven v červenci toho samého roku. Krátce nato byl nákladový modul družice Skif-DM opatřen nápisem „Mir-2“, aby si nepřítel myslel, že se jedná o prototyp modulu orbitální stanice. Dle původních plánů měla raketa Energija 6SL s družicí Skif-DM odstartovat v září roku 1986. Později byl však termín startu této sestavy posunut na 15. únor 1987. Na konci ledna roku 1987 byla raketa Energija 6SL i družice Skif-DM přepravena do budovy MZK. Zde byla, dne 3. února toho samého roku, zmíněná družice připevněna k centrálnímu bloku rakety Energija 6SL. Svůj roll-out na startovací plošině UKSS si tato sestava odbyla dne 11. února 1987. Protože se program Skif mezitím stal politicky ožehavým tématem, neboť stál proti snahám tehdejšího sovětského vůdce M.S. Gorbačova o vyjednání ukončení programu SDI (Strategic Defence Initiative) amerického prezidenta Ronalda Regana, který počítal s družicemi schopnými detekovat a ničit, za pomoci řízených střel a laseru, startující sovětské balistické střely. Později proto padlo rozhodnutí, aby se mise družice Skif-DM omezila pouze technologické a geofyzikální experimenty. Po ukončení mise, která měla trvat jeden měsíc, měla zmíněná družice shořet v atmosféře nad vodami Tichého oceánu. Následně raketa Energija 6SL s družicí Skif-DM strávila celé tři měsíce na startovací plošině UKSS. Jedním z důvodů toho byla plánovaná návštěva delegace s Gorbačovem v čele kosmodromu Bajkonur, která se konala v polovině května. Přípravy rakety Energija 6SL ke startu se nakonec rozeběhly až dne 15. května 1987. Tankování zmíněné rakety bylo zahájeno v 8:30. Problémy s přívodem plynného hélia do jednoho z urychlovacích bloků spolu se zaseknutím ventilu v rozvodech kapalného vodíku v centrálním bloku ale start posunuly o celých 5,5 h. Nakonec se raketa Energija 6SL s družicí Skif-DM od startovací plošiny UKSS odpoutala dne 15. května 1987 v 21:30 moskevského času. Start rakety 6SL se ale neobešel bez problémů. Zmíněná raketa se totiž krátce po odpoutání od startovací plošiny mírně vychýlila z kurzu. To přitom spolu s poruchou vodního systému pro potlačení hluku při startu vedlo k vážnému poškození stendu UKSS. Jinak byl zbytek letu rakety Energija 6SL bezproblémový. Zmíněná raketa dosáhla orbity se sklonem 64,6° k rovníku, jak bylo naplánováno. K oddělení všech čtyř urychlovacích bloků od centrálního bloku došlo 2 min a 26 s od startu. 3 min a 34 s po startu se oddělil též ochranný kryt modulu FSB družice Skif-DM. 7 min a 39 s od startu došlo k vypnutí motorů typu RD-0120 centrálního bloku. Krátce nato se od centrálního bloku rakety Energija 6SL oddělila družice Skif-DM. Poté se měla zmíněná družice navést na 280 km orbitu. Protože však byla k nosné raketě Energija 6SL připevněna sekcí FSB, která obsahovala motory, směrem nahoru, nejprve se musela otočit o 180°. Kuly chybě v softwaru se ale před zážehem hlavních motorů nenatočila správně. Následkem toho motory družici Skif-DM nasměrovaly na sestup z orbity. Díky tomu krátce nato shořela v hustých vrstvách atmosféry nad vodami Tichého oceánu. To byl přitom první a současně jediný start nosné rakety typu Energija (SL-17) bez raketoplánu typu Buran [Ram R]. První orbitální let raketoplánu typu Buran [Ram R] předcházel rozsáhlý program pozemních zkoušek. Pro potřeby různých pozemních zkoušek bylo vyrobeno hned pět neletových exemplářů zmíněného raketoplánu, které vešly ve známost jako OK-M (v.č.001), OK-KS (v.č.003), OK-ML1 (v.č.004), OK-TVA (v.č.005), OK-TVI (v.č.006) a OK-MT/OK-ML2 (v.č.015?). Zmíněné stroje přitom brány závodu TMZ opustily v letech 1983 až 1984. Ne všechny byly ale kompletními draky. Prototyp OK-TVA, který byl vyhrazen pro termální, akustické a statické zkoušky, totiž z výrobní linky zmíněného podniku sjel v tzv. „rozsypu“, tedy ve formě jednotlivých agregátů. Ty pak procházely zkouškami jednotlivě. Prototyp OK-TVI, který byl vyhrazen pro vakuové testy, se zase sestával pouze ze střední sekce trupu, ocasní sekce trupu, svislé ocasní plochy a nákladového prostoru s hřbetními vraty a panely výměníků tepla (a dle některých zdrojů též z příďové sekce trupu s kabinou posádky). Kromě toho bylo pro potřeby nejrůznějších testů a výcviku postaveno celkem sedm přetlakových modulů s kabinou posádky, a to MK-KMS, MK-M, MK-1KA, MK-KB, MK-GN, MK-KB.E a MK-KB.U. Modul MK-KMS sloužil k výcviku kompletních posádek Buranu [Ram R] a byl opatřen veškerým vnitřním vybavením. Na obrazovkách vizuálního zobrazovacího systému modulu MK-KMS bylo možné zobrazovat okolní prostřední ve všech fázích letu. Součástí zmíněného modulu byla ale též přechodová komora s hermetickým vstupem. Kromě toho byl modul MK-KMS napojen na tzv. dokovací modul, za jehož pomoci se měl raketoplán typu Buran [Ram R] spojovat s orbitální stanicí Mir a kosmickými loděmi Sojuz a Progress. Protože byl modul MK-KMS opatřen identickým komunikačním systémem pro spojení s řídícím střediskem (CUP), které se nacházelo v Kaliningradu, jako raketoplán typu Buran [Ram R], zmíněný modul mohl sloužit též k výcviku obsluhy výše uvedeného řídícího střediska. Modul MK-M byl rovněž opatřen přechodovou komorou s hermetickým vstupem a dokovacím modulem a byl určen k testům zařízení pro udržování životních podmínek posádky, včetně skafandrů typu Striž, a palubního klimatizačního systému ve vakuové komoře. Ve vakuové komoře byl zmíněný model instalován vertikálně. Posádka přitom do jeho útrob vstupovala speciálním tunelem, který byl napojen na postranní vstup. Zásobování modulu MK-M vodou zajišťovaly identické palivové články, které se nacházely na palubě Buranu [Ram R]. Naproti tomu modul MK-1KA byl vyroben s celou příďovou sekcí trupu a sloužil k nácviku evakuace posádky při nouzových situacích. Uvnitř modulu MK-KB se zase nacházely makety palubního vybavení subsonického demonstrátoru. Modul MK-GN byl umístěn v bazénu a byl používán k výcviku činnosti při stavu beztíže. Modul KM-KB.E sloužil k testování palubního elektrického systému a později byl vestavěn do neletového prototypu OK-KS. Modul MK-KB.U zase vypomáhal s návrhem rozložení vybavení a pracovních pozic v kabině. Program Energija-Buran dal ale za vznik též hned několika tzv. vzdušným zkušebnám. K prověření letových vlastností, stability a ovladatelnosti raketoplánu typu Buran [Ram R] v průběhu závěrečné fáze přistávacího manévru, stejně jako činnosti automatického přistávacího systému tohoto stroje, byl kromě několika speciálně upravených dopravních letounů typu Tu-154 (Careless), známých jako Tu-154LL, používán též tzv. suborbitální demonstrátor raketoplánu typu Buran [Ram R]. Zmíněný stroj vešel ve známost jako OK-GLI či BTS-02 (v.č.002) a postrádal veškeré palubní systémy nezbytné pro činnost na orbitě, včetně žáruvzdorného štítu a raketových motorů. Jeho kabina navíc nebyla řešena jako přetlaková. Naproti tomu byl opatřen čtyřmi proudovými motory, dvěma motory typu Al-31 a dvěma motory typu Al-31F. Díky tomu byl schopen samostatně vzlétat z VPD jako klasické letadlo. Motory ale demonstrátor OK-GLI využíval pouze k vzletu a výstupu. Zbytek letu tohoto stroje měl podobu bezmotorového klouzavého sestupu. Od 10. listopadu 1985 do 15. dubna 1988 demonstrátor OK-GLI vykonal celkem 24 zkušebních letů (GLI-1 až -24). K testování žárovzdorného štítu raketoplánu typu Buran [Ram R] byly zase využívány malé bezpilotní raketoplány typu BOR-4. Zmíněný stroj si svým vzezřením nic nezadal s bezpilotními raketoplány typu BOR-1/-2/-3, které vzešly z program SPIRAL, a na orbitu byl vynášen lehkou dvoustupňovou nosnou raketou typu K65M-RB. Mezi 5. prosincem a 19. prosincem 1984 raketoplány typu BOR-4 vykonaly celkem pět letů, včetně jednoho suborbitálního. K ověření aerodynamických charakteristik, stability a ovladatelnosti a činnosti systému řízení raketoplánu typu Buran [Ram R] za reálných podmínek byly zase určeny bezpilotní raketoplány typu BOR-5. Zmíněný stroj byl pojat jako přesná 1:8 aerodynamická zmenšenina Buranu [Ram R] a k jeho vynášení na orbitu byla používána identická nosná raketa jako u raketoplánu typu BOR-4. Mezi 6. červencem 1984 a 22. červnem 1988 raketoplány typu BOR-5 podnikly celkem pět zkušebních sestupů z orbity. Z programu Energija-Buran ale vzešla též celá řada vzdušných zkušeben na bázi běžné letecké techniky. Tak např. vystřelovací sedačky Buranu [Ram R] byly testovány na speciálně upraveném MiGu-25RU (Foxbat C). Termín prvního startu celé sestavy Energija-Buran, který se měl dle původního zadání konat v 1983, byl několikrát posunut. Nejprve, výnosem z prosince roku 1981, na rok 1985 a poté, výnosem ze dne 2. srpna 1985, na čtvrté čtvrtletí roku 1986. Ani v tomto termínu se ale odstartovat nepodařilo. Důvodů v průtazích celého programu Energija-Buran byla celá řada. Tím hlavním ale nejspíš byly problémy s vývojem motorů urychlovacích bloků nosné rakety typu Energija (SL-17). První let prvního exempláře Buranu [Ram R], 1.01, byl realizován, jak již bylo uvedeno, v plně autonomním režimu, tedy bez posádky na palubě. Protože se při prvním letu prvního exempláře Buranu [Ram R] neměla na palubě nacházet posádka a protože se měl zmíněný let omezit na pouhé dva oblety Země, software i palubní vybavení tohoto stroje bylo možné výrazně zjednodušit. Do draku Buranu 1.01 tedy před prvním letem nebylo nutné vestavovat např. palivové články, mechanismus pro otevírání a zavírání vrat nákladového prostoru či výměníky tepla, které měly být uchyceny k vnitřní straně nákladových vrat. Vzhledem k tomu, že se na jeho palubě neměla nacházet posádka, první let tohoto stroje se obešel též bez palubního systému životní podpory. Uvnitř jeho kabiny byla ale udržována, kuli zamezení rizika požáru, atmosféra 90 % dusíku/10 % kyslíku. Protože byl Buran 1.01 postaven v době, kdy se ještě pro tento stroj počítalo s proudovými motory typu Al-31, na hřbetu zadní části trupu, po obou stranách SOP, měl výklenky pro zástavbu jejich gondol. V době příprav tohoto stroje k prvnímu letu se ale již s proudovými motory nepočítalo, a tak byly tyto výklenky dodatečně zakryty potahovými panely s žáruvzdornou izolací typu ATM-19PKP. Na druhou stranu plynové páky motorů typu Al-31 byly v kokpitu Buranu 1.01 plně zachovány. Sejmutí proudových motorů ale sebou přineslo posun těžiště a současně zvýšení aerodynamického zatížení na SOP. Vzhledem k tomu, že její konstrukci nebylo možné dodatečně zesílit, raketoplán Buran 1.01 byl k prvnímu letu připuštěn s určitými omezeními letové obálky. Ke svému prvnímu letu se ale tento stroj nevydal bez nákladu. Uprostřed jeho nákladového prostoru se totiž tehdy nacházel přístrojový blok BDP (37KB) z dílny KB Saljut se zkušební a záznamovou aparaturou, která byla schopna v průběhu letu zaznamenávat okolo 6 000 různých parametrů. Kromě zkušební a záznamové aparatury byly uvnitř bloku BDP umístěny též baterie, které suplovaly palivové články. S těmi se totiž při prvním letu Buranu 1.01, jak již bylo uvedeno, nepočítalo. Blok BDP vycházel z modulu 37K, který byl určen pro orbitální stanici Mir (nakonec se součástí zmíněné orbitální stanice stal pouze jeden tento modul, který byl znám jako 37KE Kvant). Na Bajkonur blok BDP (37KB), který byl v podstatě prototypem laboratorního modulu LO, dorazil v únoru roku 1986. Zmíněný blok měl v.č. 37070 a byl postaven závodem Chruničeva. Při délce 5,1 m a průměru 4,1 m měl vnitřní objem 37 m³. Jeho hmotnost přitom činila 7 150 kg. Ještě před zahájením montáže sestavy Energija 1L - Buran 1.01 byla manipulace s touto sestavou prověřena za využití neletového exempláře rakety typu Energija (SL-17), který byl znám jako 4M, a dvou neletových exemplářů Buranu [Ram R]. Konkrétně se jednalo o prototyp OK-ML1, který do Bajkonuru dorazil, na hřbetu letounu VM-T (Bison B mod), v prosinci roku 1983, a prototyp OK-MT, jenž sem byl přepraven, tím samým letounem, v srpnu roku 1984. Nejprve, mezi lednem a únorem roku 1986, byl prototyp OK-ML1 s raketou Energija 4M, která nyní nesla označení 4MP1, použit k ověření procedury manipulace s celou sestavou Energija-Buran v budově MZK. Období mezi 13. a 28. srpnem toho samého roku byla raketa Energija 4M, která byla mezitím přeznačena na 4MKS-D, s prototypem OK-ML1 testována v UKSS. Součástí zkoušek této sestavy v UKSS byly přitom dynamické testy, zkušební plnění palivových nádrží jednotlivých bloků nosné rakety a ověření procedury předstartovní přípravy. Ke zkouškám plnění nádrží nosné rakety přitom nebylo použito, z bezpečnostních důvodů, skutečné palivo a oxidační činidlo ale jeho požárně bezpečná náhražka. Poté, mezi 29. srpnem a 4. říjnem roku 1986, byla raketa Energija 4MKS-D s prototypem OK-ML1 využita ke komplexnímu ověření procedury předletové přípravy sestavy Energija-Buran na startovací plošině č.37. Součástí zmíněných zkoušek byly přitom též testy požární bezpečnosti při spalování nadbytečného vodíku. Raketa Energija 4M s prototypem OK-MT nesla označení 4MP a nejprve, mezi 13. a 16. květnem 1986, byla použita ke zkouškám osazení celé sestavy Energija-Buran na železniční transportér typu TUA. Poté, dne 5. května 1987, byla sestava Energija 4MP – OK-MT umístěna na startovací plošinu č.37, aby mohla být prezentována tehdejšímu sovětskému vůdci M.S. Gorbačovovi. 14. dne toho samého měsíce, den před startem rakety Energija 6SL s družicí Skif-DM, byla ale zmíněná sestava přepravena zpět do budovy MZK. To mělo zamezit jejímu poškození nebo zničení při případné nehodě rakety Energija 6SL. Znovu na startovací plošině č.37 se raketa Energija 4MP s prototypem OK-MT objevila dne 28. května 1987. Zde pak byly, ke dni 29. června toho samého roku, za pomoci této sestavy prověřeny jednotlivé procedury předletové přípravy. Mezi říjnem a listopadem roku 1987 byla sestava Energija 4MP - OM-MT otestována ještě jednou na startovací plošině č.37. Protože dle výnosu ze dne 2. srpna 1985 se měl první let sestavy Energija-Buran konat nejpozději ve čtvrtém čtvrtletí roku 1986, do Bajkonuru byl Buran 1.01, jehož boky trupu ale nejméně do dubna roku 1988 zdobil nápis Bajkal, přepraven, letounem VM-T (Bison B mod), již dne 11. prosince 1985. Na Bajkonur přitom tento stroj dorazil bez celé řady palubních systémů, SOP a podvozku. K jeho potahu bylo připevněno jen 70 % dlaždic žáruvzdorného štítu. Důvodem dodání Buran 1.01 v takto nekompletním stavu byla přitom nejen omezená nosnost letounu typu VM-T (Bison B mod), ale též průtahy v dodávkách některých nasmlouvaných komponent. Budova MIK OK, ve které měla probíhat předstartovní příprava raketoplánů, se navíc tehdy ještě nacházela ve výstavbě a byla kompletní z pouhých 50-ti až 60-ti %. Dle nového harmonogramu měl být zmíněný stroj ke startu připraven nejpozději do třetího čtvrtletí roku 1987. Později, v létě roku 1987, byl nicméně termín prvního startu sestavy Energija-Buran posunut na léto roku 1988. Finální montáž Buran 1.01 v budově MIK OK byla nakonec oficiálně završena až dne 15. října 1987. Poté zkouškami prošel palubní elektrický systém tohoto stroje. Tomu následovaly zkoušky radiovybavení v anechoické komoře. Dne 15. února 1988 byly zahájeny přípravy pozemních zkoušek raketových motorů a pomocné energetické jednotky Buranu 1.01. Zmíněné testy byly realizovány mezi 25. dubnem a 9. květnem toho samého roku na venkovním stendu a obešly se bez problémů. V průběhu následujících dvou týdnů, které Buran 1.01 strávil pod širým nebem, bylo prověřováno spojení s řídícím střediskem (CUP) z Kaliningradu přes komunikační satelity. CUP přitom pracovalo v součinnosti s budovou velení a řízení (OKPD), která se nacházela na letecké základně Jubilejnyj, a s raketoplánem bylo ve spojení přes šest pozemních sledovacích a měřících stanic (KIK), které se nacházely na území SSSR (Jevpatorija, Ščolkovo, Džusaly u Bajkonuru, Ulan-Ude, Ussurijsk a Jelizovo), čtyři plavidla, dvě v jižním Pacifiku (Kosmonaut Georgij Dobrovolskij a Maršal Nedelin) a dvě v jižním Atlantiku (Kosmonaut Vladislav Volkov a Kosmonaut Pavel Beljaev), a několik komunikačních satelitů. KIK přitom přijaté informace (TV a telemetrické) od Buran [Ram R] předávala v reálném čase CUP z Kaliningradu prostřednictvím komunikačního satelitu typu Molnija-1, který se pohyboval na vysoce epileptické dráze. Plavidla Kosmonaut Georgij Dobrovolskij a Maršal Nedelin, která se nacházela na souřadnicích 45° jižní šířky a 133° západní délky, zase data z raketoplánu předávala, v reálném čase, přes geostacionární satelit typu Gorizont-6 pozemní stanici sítě Orbita z Petropavlovska-Kamčatského, ta následně tyto data odesílala do nedaleké KIK z Jelizova a ta pak prostřednictvím satelitu typu Molnija-1 do CPU z Kaliningradu. Plavidlo Maršal Nedelin tvořilo zálohu plavidla Kosmonaut Georgij Dobrovolskij a bylo schopno předávat a odesílat pouze telemetrická data. Plavidlo Kosmonaut Vladislav Volkov, které se nacházelo na souřadnicích 5° severní šířky a 30° západní délky, a Kosmonaut Pavel Beljaev, které se plavilo na souřadnicích 16° severní šířky a 21° západní délky, rovněž dokázalo předávat a odesílat pouze telemetrická data. K jejich předávání CUP z Kaliningradu přitom zmíněná plavidla využívala satelity typu Raduga. Součástí zmíněné komunikační sítě byl ale též retranslační satelit Kosmos-1897, druhý satelit série Luč/Altair, který předtím zajišťoval podporu orbitální stanice Mir a v rámci programu Energija-Buran obstarával přímý přenos dat mezi raketoplánem a CUP z Kaliningradu. Přestože byl zmíněný satelit schopen předávat telemetrické i obrazové informace, při prvním (a současně posledním) letu Buranu 1.01 ale TV kanál nebyl zmíněným satelitem využíván, neboť tento stroj ke svému prvnímu letu odstartoval bez antény typu ONA. Obrazový materiál z kamery, která byla umístěna za jedním z okének kokpitu Buranu 1.01, byl při zmíněném letu odesílán pouze přes pozemní stanice KIK. Zmíněná komunikační síť přitom dokázala pokrýt 40 min z 90-ti min, které raketoplán typu Buran [Ram R] potřeboval k jednomu obletu Země. Po plánovaném vypuštění dalších dvou satelitů série Luč/Altair měla ale tato komunikační síť být schopna 100 % pokrytí misí raketoplánů typu Buran [Ram R]. Montáž centrálního bloku nosné rakety typu Energija (SL-17) s označením 1L byla zahájena v říjnu roku 1986, tj. po završení prací na centrálním bloku rakety Energija 6SL. Mezi 14. lednem a 2. únorem roku 1988 raketa Energija 1L procházela různými testy na startovací plošině č.37. Přitom se mimo jiné jednalo o zážehové testy a testy zařízení pro spalování nadbytečného vodíku. Současně byla ověřována činnost zatahovacích mechanismů různých platforem na startovací věži. Celá sestava Energija 1L - Buran 1.01 si svůj roll-out na startovací plošině č.37 odbyla na konci května roku 1988. Tomu následovala další série pozemních zkoušek. Jedním z úkolů zmíněných zkoušek bylo přitom ověření vzájemné elektromagnetické kompatibility palubních systémů zmíněné sestavy s ostatními zdroji elektromagnetického záření na Bajkonuru, tedy zda různé vnější zdroje elektromagnetického záření neovlivňují činnost palubních systémů. Prakticky ve stejnou dobu byl zahájen intenzivní výcvik pozemního personálu, který zabezpečoval start a přistání. Speciálně pro potřeby nácviku všech operací po přistání byl přitom na letiště Jubilejnyj dopraven neletový prototyp OK-MT. Pozemní personál Bajkonuru byl ale cvičen též ve zvládání různých nouzových situací, včetně přerušeného výstupu na orbitu. Současně pilot letounu typu MiG-25PU-SOTN, který měl zajišťovat doprovod Buranu 1.01 při závěrečné fázi sestupu, nacvičoval let ve formaci s tímto strojem. Při zmíněném cvičení ale reálný raketoplán suploval letoun typu Tu-154LL. Prověřována byla ale též činnost celé komunikační sítě, jejíž součástí byly, jak již bylo uvedeno, kromě řídícího střediska z Kaliningradu též telemetrické a sledovací stanice, sledovací lodě a komunikační satelity. V polovině června toho samého roku 1988 byla sestava Energija 1L - Buran 1.01 přepravena zpět do montážní budovy. Plány z počátku roku 1988 počítaly se startem v červenci toho samého roku. Tomu ale zabránily různé problémy, které vypluly na povrch v průběhu pozemních zkoušek. Odstranění některých problémů se navíc neobešlo bez sejmutí Buranu 1.01 z centrálního bloku rakety Energija 1L, aby mohl být přepraven do budovy MIK OK. Jeden z nejvíce závažných problémů se objevil v dubnu roku 1988, při zkouškách pohonného systému Buranu. V průběhu zmíněných zkoušek totiž ventil v rozvodech zkapalnělého kyslíku stabilizačních raketových motorů nereagoval na příkaz k uzavření. Z tohoto důvodu bylo nutné následně bloky se stabilizačními motory z Buranu 1.01 vyjmout, aby mohly projít úpravami. To se ale neobešlo též bez vnesení změn do řídicího softwaru, který byl již předtím mnohokrát modifikován. Dne 29. srpna 1988, po opravě bloků se stabilizačními motory a provedení testů konečné (21. v celkovém pořadí) verze řídicího softwaru, byl Buran 1.01 opět připevněn k centrálnímu bloku rakety Energija 1L. Dne 13. září toho samého roku byla celá sestava Energija 1L - Buran 1.01 opět vytažena z budovy MZK. Zde bylo provedeno plnění nádrží raketových motorů Buranu 1.01 kerosinem, stejně jako nádrží pomocné energetické jednotky hydrazinem a dusíkem, nádrží klimatizačního systému amoniakem a nádrží přetlakového systému vzduchem. Kromě toho Buran 1.01 před budovou MZK obdržel instalaci palubních baterií. Provedena byla ale též instalace pyrotechniky, která sloužila k oddělení Buranu 1.01 od centrálního bloku nosné rakety a urychlovacích bloků nosné rakety od bloku centrálního. Na startovací plošinu č.37 byla sestava Energija 1L - Buran 1.01 přepravena dne 10. října 1988. Cesta zmíněné sestavy od budovy MZK na startovací plošinu č.37 trvala okolo 3,5 h. Vztyčení sestavy Energija 1L - Buran 1.01 na startovací plošině zabralo další cca 3 h. Další hodina byla zapotřebí k propojení startovacího adaptéru (Blok-Ja) se startovací plošinou. Dne 26. října toho samého roku byl termín startu stanoven na 29. den téhož měsíce, v 6:23 moskevského času. To přitom mělo umožnit sledovat start sestavy Energija 1L - Buran 1.01 z paluby orbitální stanice Mir. Den předtím bylo uskutečněno několik přiblížení na přistání se speciálně upraveným letounem typu Tu-134B (Crusty) na letecké základně Jubilejnyj s cílem otestovat záložní navigační vybavení Buranu 1.01. Ve zmíněném termínu ale sestava Energija 1L - Buran 1.01 nakonec neodstartovala. Automatika totiž zastavila odpočet 51 min před zážehem. Důvodem toho byla skutečnost, že se platforma na startovací věži, která zajišťovala astronautům a pozemnímu personálu přístup k postrannímu vstupu raketoplánu, nezatáhla, jak měla. Nový termín startu byl stanoven na 15. listopad 1988, v 6:00 moskevského času. Dne 14. listopadu toho roku, v 17:00 místního času, bylo nicméně meteorology oznámeno, že se nad Aralským mořem zvedá fronta, která měla kromě deště sebou přinést též silný vítr. Dle meteorologů se ale Bajkonuru měla vyhnout, což však nebylo možné na sto procent vyloučit. Protože čtyři hodiny nato zůstalo počasí nezměněné, byl vydán povel k plnění palivových nádrží nosné rakety Energija 1L, a to i přesto, že žádná předpověď není spolehlivá a kdykoliv mohla Bajkonur zasáhnout vichřice s deštěm. Jako první byly přitom natankovány nádrže centrálního a všech čtyř urychlovacích bloků zkapalněným kyslíkem. Přibližně dvě hodiny nato bylo zahájeno plnění nádrží centrálního bloku zkapalněným vodíkem a nádrží urychlovacích bloků kerosinem. O půlnoci místního času se ale předpověď zhoršila. Fronta, která se vytvořila nad Aralským mořem, se totiž rozdělila na dvě, přičemž jedna z nich si to namířila přímo k startovacímu komplexu. Mezi 7:00 a 12:00 h místního času tak rychlost větru v oblasti startovací plošiny a přistávací plochy dosahovala již 9 až 12 m/s. Přitom se místy objevovaly i nárazově větry mající rychlost až 20 m/s. Příliš pozitivní přitom nebyla ani data z meteorologického balónu, který se vznášel ve výšce 25 km. V této výškové hadině byly totiž větry velmi proměnlivé a dosahovaly rychlosti až 70 m/s. Aby toho nebylo málo, tak 30 min před začátkem odpočtu se zatáhla obloha. Oblačnost přitom dosahoval výšky až 550 m. Kromě toho přišlo mrholení spolu s poklesem teploty na 2,8 °C, poklesem viditelnosti na 10 km a větrem o rychlosti 15 až 19 m/s. To bylo velmi nemilé, neboť limitní rychlost větru pro start činil 15 m/s, zatímco při přistání neměla rychlost větru převyšovat 5 m/s zezadu, resp. 10 m/s z boku, resp. 20 m/s zepředu. Při vyšších rychlostech větru totiž hrozilo, že by se sestava Energija 1L - Buran 1.01 při startu střetla se startovací věží, popř. že by se ve větších výškách vychýlila z kurzu. Kombinace silného větru s nízkou teplotou navíc sebou přinášela riziko námrazy. Pokud by došlo ke startu za takových podmínek, hrozilo, že by led, který by se uvolnil od nosné rakety, zasáhl vlastní raketoplán a poškodil jeho žáruvzdorný štít, neboť byl vyroben z křehkého materiálu. Kromě toho panovaly obavy ze vzniku námrazy na přistávací plošině a z vlivu chladného počasí na letové vlastnosti raketoplánu při klouzavém sestupu. Zatímco plnění palivových nádrží rakety Energija 1L se podařilo završit 3 h před startem, plnění palivových nádrží Buranu 1.01 bylo dokončeno 2 h a 45 min před startem. Ten se konal dne 15. listopadu 1988 v 6:00 moskevského času. Start sestavy Energija 1L - Buran 1.01 byl přitom pozorován z paluby meteorologického pozorovacího letounu typu An-26 (Curl) a monitorovacího speciálu typu MiG-25PU-SOTN. Úkolem posledně uvedeného letounu přitom bylo nejen pořízení snímků startu sestavy Energija 1L - Buran 1.01, ale též zajištění doprovodu Buranu 1.01 na přistání po případném nouzovém odpoutání od nosné rakety. K tomu ale naštěstí nedošlo. Motory typu RD-170 urychlovacích bloků nosné rakety Energija 1L dohořely 2 min a 23,95 s po stratu. Odhození urychlovacích bloků bylo uskutečněno 2 min a 25,85 s po stratu a bylo pozorovatelné z paluby speciálu typu MiG-25PU-SOTN. Protože urychlovací bloky nosné rakety Energija 1L nebyly opatřeny padákovým záchranným systémem, nějakých 7 min po odpoutání narazily do země ve vzdálenosti nějakých 420 km od startovací plošiny. Motory typu RD-0120 centrálního bloku rakety Energija 1L dohořely 7 min a 47,8 s po startu. K oddělení Buranu 1.01 od centrálního bloku zmíněné rakety došlo 8 min a 2,8 s po startu, ve výšce okolo 150-ti km. Fragmenty centrálního bloku rakety Energija 1L, který po oddělení raketoplánu zamířil z orbity do atmosféry, přitom dopadly do vod Tichého oceánu, nějakých 19 500 km od Bajkonuru. K tomu, aby Buran 1.01 dosáhl zadané orbity, musel 2 x aktivovat jeden z manévrovacích raketových motorů typu DOM. První zážeh zmíněného motoru trval 67 s a byl uskutečněn 11 min a 28 s po startu. Raketoplán Buran 1.01 přitom urychlil o 66,7 m/s. Napodruhé byl jeden z raketových motorů typu DOM zažehnut 46 min a 7 s po startu, tentokrát na 40 s. Následkem toho rychlost Buranu 1.01 vzrostla o dalších 41,7 m/s. Díky tomu dosáhl zadané 247 x 255 km orbity se sklonem 51,6° k rovníku. Na orbitě tento stroj zaujal pozici levým křídlem směrem k zemi, neboť tato pozici byla považována jako nejvíce výhodná z hlediska tepelného namáhání. Správné zorientování na orbitě přitom potvrdily jak telemetrické údaje, tak i obraz z palubní kamery. První mise Buranu 1.01 se omezila, jak bylo naplánováno, na dva oblety Země. Sestup z orbity tohoto stroje byl zahájen 2 h 20 min a 7 s po startu, nad jižním Pacifikem. Předtím bylo ale veškeré palivo orientačních motorů, které se nacházelo v příďových nádržích, přečerpáno, kuli posunu těžiště, do záďových nádrží. Nějakých 30 min od zahájení sestupu se raketoplán Buran 1.01 zabořil, nad západním pobřežím centrální Afriky, do horní vrstvy atmosféry pod úhlem náběhu 39°. Ve výšce nějakých 90 km došlo na celých 18 min ke ztrátě rádiového spojení s tímto stojem vlivem vzniku plasmy (která vzniká okolo draku nejen raketoplánů při letu hypersonickou rychlostí v atmosféře). Ve vzdálenosti nějakých 500 km od VPD letiště Jubilejnyj byl Buran 1.01 zachycen radiolokátorem navigačního systému Vympel, když se stále ještě pohyboval rychlostí cca M=10. Ve výšce 20 km palubní automatika tohoto stroje vyhodnotila jako výhodnější se k VPD letiště Jubilejnyj přiblížit ze severu a nikoliv z jihu, jak bylo původně plánováno. Buran 1.01 se začal k VPD zmíněného letiště přibližovat téměř kolmo, načež udělal pravotočivou zatáčku, aby se srovnal s její podélnou osou. Toto nečekané rozhodnutí ze strany palubní automatiky Buranu 1.01 ale posádce doprovodného letounu typu MiG-25PU-SOTN, která měla tento stroj nafilmovat při závěrečné fázi přiblížení na přistání mimo jiné kuli zhodnocení stavu žárovzdorného štítu před dosednutím, nemálo zkomplikovala jeho zachycení. Na VPD letiště Jubilejnyj Buran 1.01 dosedl při rychlosti 263 km/h. Po vydatném brždění za využití podvozkových brzd a padáku se tento stroj zastavil po 1 620-ti m dojezdu. To byly přesně 3 h 25 min a 24 s od startu. Na VPD Buran 1.01 dosedl o cca 190 m dále, než měl. Střed VPD přitom minul o 9 m. Na konci dojezdu se nicméně jeho příďový podvozek nacházel o pouhých 5 m od středu VPD. 10 min po přistání došlo k vypnutí všech palubních systémů Buranu 1.01. Přitom se jednalo o vůbec první přistání kosmického raketoplánu na světě v plně autonomním režimu. Americký typ Space Shuttle totiž touto schopností nedisponoval. Krátce po přistání byly z palivových nádrží Buranu 1.01 vyčerpány zbytky zkapalněného kyslíku. Teprve poté byl tento stroj přepraven do budovy MZK. Zde byly mimo jiné vyčerpány zbytky kerosinu z palivových nádrží a zbytky hydrazinu z nádrží pomocné palubní energetické jednotky. V MZK byl Buranu 1.01 ponechán až do konce měsíce, kdy kosmodrom Bajkonur navštívila francouzská delegace s francouzským prezidentem v čele, aby shlédla start kosmické lodi Sojuz TM-7 s francouzským astronautem na palubě. Poté byl Buran 1.01 odtažen do budovy MIK OK, za účelem důkladné poletové inspekce. V průběhu zmíněné inspekce se podařilo zjistit, že bylo v průběhu mise tohoto stroje poškozeno několik tuctů dlaždic žáruvzdorného štítu. Dalších sedm dlaždic pak bylo zcela ztraceno. Konkrétně se jednalo o jednu černou dlaždici na kýlu SOP, jednu černou dlaždici na směrovce (aerodynamické brzdě), jednu černou dlaždici na podtrupové vyvažovací plošce, tři černé dlaždice na spodní ploše levého křídla a jednu bílou dlaždici poblíž hřbetního okénka kabiny posádky. Ztraceny byly ale též dva panely plstěné izolace na horním levém křídle a několik plstěných výplní mezi dlaždicemi na spodní ploše křídla. Po završení poletové inspekce byl Buran 1.01 použit k testování transportního speciálu typu An-225 (Cossack). Ke svému prvnímu letu s raketoplánem Buran 1.01 na hřbetu trupu se přitom první a současně jediný dokončený exemplář letounu typu An-225 (CCCP-480182) vydal, z letiště Bajkonur, dne 3. května 1989. Zkoušky zaměřené na prověření ovladatelnosti, letové rychlosti a spotřeby paliva letounu typu An-225 (Cossack) s raketoplánem typu Buran [Ram R] nad hřbetem trupu zabraly 10 dní. Dne 13. května toho samého roku pak letoun An-225 (CCCP-480182) s raketoplánem Buran 1.01 nad hřbetem trupu vykonal 2 700 km dlouhý non-stop let na trase Bajkonur – Kyjev. Vzletová hmotnost celé sestavy An-225 (CCCP-480182) – Buran 1.01 přitom činila celých 560 t. Po veřejné prezentaci v Kyjevě se tato sestava vydala na 38. Pařížskou Air Show. Zde si odbyla svůj mezinárodní debut. Zpět do Bajkonuru se sestava An-225 (CCCP-480182) – Buran 1.01 navrátila na konci června toho samého roku. Dne 12. dubna 1991 zmíněný stroj s Buranem 1.01 nad trupem vykonal ještě jeden demonstrační let, a to v rámci leteckého dne, který se konal v Bajkonuru k příležitosti oslav 30. výročí letu J.A. Gagarina. Dle původních plánů mělo v rámci zkušebního programu kosmického nosného systému Energija-Buran celkem pět raketoplánů vykonat celkem deset zkušebních letů. Přestože se mělo jednat o lety zkušební, většina z nich měla mít operační charakter. Součástí většiny z těchto letů mělo být navíc napojení na orbitální stanici Mir. Ke všem zkušebním letům měly přitom raketoplány typu Buran [Ram R] vyrazit s modulem 37KB uvnitř nákladového prostoru. Při prvních testovacích letech měl zmíněný modul ukrývat zkušební a záznamovou aparaturu. Nejméně dva z těchto letů měly být ale provedeny s modifikací modulu 37KB s označením 37BKI, která měla mít  funkci výzkumné laboratoře. Dle plánu ze září roku 1988 se měla posádka na palubě Buranu [Ram R] nacházet až při třetím letu. Zatímco druhý bezpilotní let byl naplánován na konec roku 1989, první pilotovaný let měl být uskutečněn na konci roku 1990. Další pilotovaný let měl být realizován v roce 1991. Na rok 1992 se pak počítalo hned se dvěma pilotovanými lety. Všechny lety, které byly naplánovány na léta 1989 až 1992, měly být uskutečněny s prvními dvěma exempláři Buranu [Ram R]. Na palubách zmíněných strojů se měly nacházet dvoučlenné posádky. Vyjma prvního letu, který byl naplánován na rok 1992 a měl být uskutečněn s piloty institutu GKNII, měly raketoplány typu Buran [Ram R] ke všem zmíněným letům odstartovat s piloty institutu LII. Tyto plány se ale splnit nepodařilo. Zatímco probíhala poletová inspekce Buranu 1.01 v budově MIK OK, v budově MIK RN finišovala finální montáž nosné rakety Energija 2L. Zmíněná raketa se nicméně neměla na orbitu vydat s Buranem [Ram R], ale se dvojicí satelitů, k jejichž vynesení by jinak bylo nutné použít hned dvě nosné rakety typu Proton (SL-9). Konkrétně se jednalo o blíže neuvedený geostacionární komunikační satelit a navigační satelit typu Uragan sítě GLONASS. Oba zmíněné satelity měly být přitom přepravovány uvnitř pouzdra typu Blok-DM, které mělo vycházet z družice Skiff-DM a mělo v podstatě tvořit další stupeň nosné rakety, neboť mělo obě družice vynést na stanovené orbity. Součástí letu rakety Energija 2L, který měl nést označení GK-199, se ale měly stát též testy padákového záchranného systému urychlovacích bloků. Na startovací plošině měla přitom být zmíněná raketa vztyčena v březnu roku 1990. Ani to se ale realizovat nepodařilo. Na zasedání rady obrany, které se konalo dne 6. května 1989 a kterému předsedal osobně M.S. Gorbačov, se navíc celý program Energija-Buran stal terčem kritiky. Komise totiž nebyla spokojena s pomalým postupem při návrzích aparátů, které měl zmíněný systém dopravovat na orbitu, a při návrzích náplní misí těchto strojů. Požadováno bylo urychlení prací na zařízeních, které měl raketoplán typu Buran [Ram R] přepravovat, a na vývojových derivátech nosné rakety Energija (SL-17) v podobě nosných raket typu Energija-M, Groza a Vulkan. Na zmíněném zasedání ale padlo též rozhodnutí, aby byl počet objednaných raketoplánů snížen z pěti na tři a počet zkušebních letů z deseti na pět. Kromě toho byly revidovány letové plány. Nové plány počítaly s letem GK-199 v roce 1990. Druhý bezpilotní let Buranu [Ram R] měl uskutečnit druhý exemplář tohoto stroje, Buran 1.02, a měl se konat v prvním čtvrtletí roku 1991. Součástí zmíněného letu se přitom mělo stát spojení s orbitální stanicí Mir a s kosmickou lodí typu Sojuz, se kterou se počítalo při evakuacích při nouzových situacích. Zmíněná mise byla přitom oficiálně schválena dne 22. února 1989. První pilotovaný let Buranu [Ram R] byl naplánován na první polovinu roku 1992. Dle revidovaných interních plánů institutu LII se měl druhý bezpilotní let tohoto stroje konat v dubnu nebo v květnu roku 1991, zatímco první pilotovaný let byl naplánován na květen roku 1992. Výcvik posádky pro první pilotovaný měl být přitom zahájen v prosinci roku 1990. V létě roku 1990 byl na startovací plošinu č.37 umístěn neletový prototyp OK-MT. Zde byl pak, mezi 6. červencem a 7. srpnem, využíván k nácviku nástupu posádky a evakuace posádky při nouzových situacích. Současně prototyp OK-MT posloužil k různým testům s naplněnými nádržemi palivových článků zkapalněným kyslíkem a vodíkem. Mezitím, dne 23. března 1988, byl do Bajkonuru přepraven, letounem typu VM-T (Bison B mod), druhý letový exemplář Buranu [Ram R], Buran 1.02. Dne 16. května 1991 byl tento stroj zkušebně umístěn na startovací plošinu č.37. Přitom byl uchycen k neletovému exempláři nosné rakety typu Energija (SL-17) s označením 4M. Tehdy byl ale Buran 1.02 stále ještě nezpůsobilý pro let. Zmíněný stroj totiž stále ještě postrádal celou řadu palubních systémů, včetně části dlaždic žáruvzdorného štítu. Na startovací plošině č.37 byly mimo jiné realizovány zátěžové testy palivových nádrží. Kromě toho byla nacvičována evakuace kabiny. Dne 30. května toho samého roku byla sestava Energija 4M - Buran 1.02 přepravena zpět do budovy MIK RN. Poté, mezi 7. a 10. červnem 1991, prošla testy na dynamickém zkušebním stendu, načež byla opět odtažena zpět do budovy MIK RN. Zde byl raketoplán Buran 1.02 sejmut z rakety Energija 4M. Poté byl přepraven do budovy MIK OK. Krátce nato ale těžké ekonomické problémy SSSR vyvrcholily jeho rozpadem, načež se nástupnické Rusko ponořilo do hluboké ekonomické krize. Aby toho nebylo málo, tak první ruský prezident, B.N. Jelcin, nebyl pro další pokračování programu Energija-Buran. Nejen to. Zmíněný program nefiguroval ani v plánech „Státního kosmického programu do roku 2000“, který byl sestaven v roce 1992. Za nových politických a ekonomických podmínek zkrátka nebylo pro systém Energija-Buran místo. Přestože zmíněný program nebyl zrušen žádným oficiálním výnosem, v pracích na toto téma se již nepokračovalo. Celý program Energija-Buran se tak nakonec omezil pouze na dva starty nosné rakety typu Energija (SL-17), jeden s družicí typu Skif-DM a jeden s raketoplánem Buran 1.01 v bezposádkové konfiguraci. Přestože byly veškeré práce na programu Energija-Buran utlumeny již v roce 1992, státní finanční prostředky na uskladnění, likvidaci nebo opětovné využití hardwaru vzešlého z tohoto programu byly výrobcům, kteří se na něm podíleli, poskytnuty teprve až v roce 2005. Dle různých zdrojů celý program Energija-Buran spolykal 14 až 16,4 biliónů rublů. Na zmíněný program mělo přitom údajně jít celých 40 až 45 % z částky, která byla vyhrazena na civilní kosmické programy. Po poslední veřejné prezentaci sestavy An-225 (CCCP-480182) – Buran 1.01, která se konala v dubnu roku 1991, byl první a současně jediný plně dokončený exemplář raketoplánu typu Buran [Ram R] odstaven v budově MIK OK. Přitom byl občasně prezentován různým návštěvám. V roce 1994 padlo rozhodnutí, aby byl raketoplán Buran 1.01 uchycen k centrálnímu bloku nosné rakety typu Energija (SL-17) a následně vystaven v budově MIK RN. Tento záměr byl nakonec realizován až v červnu roku 1998, kdy byl zmíněný raketoplán připevněn k centrálnímu bloku neletového exempláře nosné rakety typu Energija (SL-17) s označením 5S1, ke kterému byly uchyceny čtyři urychlovací bloky s označením 4M-KS. Dne 12. května 2002 byl ale bohužel zničen, když se pod náporem silné vichřice zhroutil strop budovy MIK RN. Za zmíněnou zkázu přitom mohla kombinace hned několika faktorů. Izolace střechy budovy MIK RN byla totiž příliš těžká a ještě k tomu byla nasáklá vodou po několika dnech vydatného deště. Kromě toho se na střeše zmíněné budovy nacházelo více než 10 t stavebního materiálu, neboť právě tehdy procházela opravou. Zmíněné zkáze ale tehdy podlehly též tři centrální bloky a osm urychlovacích bloků nosné rakety typu Energija (SL-17) a dva startovací adaptéry typu Blok-Ja. Druhý exemplář Buranu [Ram R], Buran 1.02, se v době ukončení programu Energija-Buran nacházel ve fázi 95 až 97 %-ní technické připravenosti. Po ukončení zmíněného programu byl přepraven z budovy MIK OK do budovy MZK, kde se nachází do dnešních dnů. Přitom se stal majetkem rusko-kazašské společnosti Aelita. Třetí exemplář Buranu [Ram R], Buran 2.01, měl být dokončen v roce 1992 a díky uplatnění kompozitních materiálů v konstrukci draku a modifikovanému žáruvzdornému štítu měl být lehčí a zároveň spolehlivější. V době ukončení programu byl ale hotov z pouhých 30-ti %. V podstatě se podařilo vyrobit pouze trup bez prakticky veškerého vnitřního vybavení a hřbetních vrat nákladového prostoru, který navíc nebyl kompletně pokryt dlaždicemi žáruvzdorného štítu, a jednotlivé celky křídla a SOP. Až do října roku 2004 se nedokončený raketoplán Buran 2.01 nacházel v závodě TMZ. Poté byly jednotlivé části draku tohoto stroje přepraveny do přístaviště Chimského rezervoáru, za účelem dočasného uskladnění. Na jaře roku 2006 jej tehdejší vedení NPO Molnija, těsně před svou rezignací, prodalo za 100 tisíc USD svému někdejšímu nájemci v podobě farmaceutické společnosti SIA-International, za účelem dalšího prodeje (a rozdělení zisku). V polovině roku 2006 o zmíněný stroj projevilo zájem jedno z německých muzeí. Protože ale společnost SIA-International nebyla spokojena s cenovou nabídkou ze strany zmíněného musea, z prodeje třetího nedokončeného exempláře raketoplánu typu Buran [Ram R] nakonec sešlo. Naproti tomu stavba posledních dvou exemplářů Buranu [Ram R], Buran 2.02 a 2.03, se omezila pouze na některé fragmenty draku. Jejich kompletace byla totiž podle všeho zastavena již v roce 1989, kdy padlo rozhodnutí, aby byla objednávka raketoplánů typu Buran [Ram R] zredukována z pěti na tři exempláře. Většina dokončených fragmentů draku těchto strojů byla následně zlikvidována. Suborbitální demonstrátor OK-GLI (BTS-02) byl po ukončení programu Energija-Buran odstaven na letecké základně Žukovskij. Zde tento stroj postával zcela bez využití až do konce 90. let. Mezitím byl prezentován široké veřejnosti na airshow MAKS 97 a MAKS 99, které se konaly v srpnu roku 1997 a srpnu roku 1999. Poté bylo učiněno několik neúspěšných pokusů o jeho využití v roli turistické atrakce. Nakonec, v roce 2008, se suborbitální demonstrátor OK-GLI (BTS-02) stal součástí sbírek automobilového a technického musea z německého Sinsheimu. Zde se přitom nachází do dnešních dnů. Neletový prototyp OK-M se zase po ukončení programu Energija-Buran stal turistickou atrakcí v moskevském Gorkém parku, který se nachází na břehu řeky Moskvy. V této souvislosti byla do nákladového prostoru tohoto stroje vestavěna kabina se sedadly cestujících, která připomínala kabinu cestujících dopravního letounu. Na obrazovkách, které se nacházely před sedadly, byly promítány záběry z letu do vesmíru. Přitom bylo návštěvníkům podáváno občerstvení ve forma kosmické stravy. Před vstupem do kabiny prototypu OK-M návštěvníci prošli symbolickou předletovou lékařskou prohlídkou. Současně obdrželi symbolický certifikát o způsobilosti pro let do vesmíru jako suvenýr. Prototyp OK-MT byl zase po ukončení programu Energija-Buran uskladněn, po boku Buranu 1.02, v budově MZK. Zde se přitom nachází do dnešních dnů. Prototyp OK-ML1 byl po ukončení zmíněného programu odstaven na venkovní zkušebně motorů OKI, která sloužila k provádění zkušebních zážehů pohonných jednotek. Zde se nacházel až do ledna roku 2007. Mezitím se stal terčem vandalů. Místní dorost se navíc v jeho kabině, která měla otevřený vstup a rozbitá okna, na jeho hřbetu často oddával radovánkám spojeným s popíjením alkoholu. Poté byl tento stroj přesunut před budovu musea kosmodromu Bajkonur. Zatímco prototyp OK-KS byl po ukončení programu Energija-Buran odstaven na kontrolní a testovací stanici (KIS) společnosti RKK Energija z Koroljova, nekompletní prototyp OK-TVI byl uskladněn v institutu NIIchimmaš.

Popis:  Kosmický raketoplán typu Buran byl řešen jako bezocasý dolnoplošník s křídlem ve tvaru dvojité delty. Drak tohoto stroje byl zhotoven převážně ze slitin hliníku. Kromě klasické letecké hliníkové slitiny D16 se přitom jednalo též o hliníkovou slitinu 1201, která byla vyvinuta speciálně pro tento stroj a dokázala odolávat teplotám od -130 °C do +150 °C. Ty komponenty draku raketoplánu typu Buran, které byly vystavovány největšímu namáhání, byly zhotoveny ze slitiny titanu nebo žárovzdorné vysokopevnostní oceli. Celý drak tohoto stroje byl pokryt žáruvzdorným štítem, který vážil celých 9 t a hliníkový drak raketoplánu typu Buran chránil nejen před tepelným namáháním při sestupu atmosférou (až 1 650 °C), ale též před kosmickým chladem (až -150 °C). Díky žárovzdornému štítu se hliníkový potah tohoto stroje neochlazoval na teplotu nižší než -120 °C a současně neohříval na teplotu vyšší než +160 °C. Před začátkem sestupu přitom teplota hliníkového potahu draku raketoplánu typu Buran nebyla vyšší než 50 °C. Díky žáruvzdornému štítu měla životnost tohoto stroje činit 100 misí. Nejvíce namáhané části draku raketoplánu typu Buran v podobě zaobleného příďového trupového aerodynamického krytu a náběžných hran křídla byly zhotoveny z kompozitu na bázi uhlíku (tzv. uhlík-uhlíkového laminátu), který byl pokryt antioxidačním povlakem z disilicidu molybdenu. Tyto konkrétní části draku se přitom při sestupu atmosférou zahřívaly až na 1 650 °C. Zatímco příďový trupový aerodynamický kryt raketoplánu typu Buran byl zhotoven z materiálu GRAVIMOL, náběžné hrany křídla tohoto stroje byly vyrobeny z materiálu GRAVIMOL-B. Všechny části draku raketoplánu typu Buran, které byly při sestupu atmosférou vystavovány teplotám 700 °C až 1 250 °C, byly pokryty celkem 38 800 žárovzdornými dlaždicemi na bázi křemíku. Každá dlaždice žáruvzdorného štítu raketoplánu typu Buran se sestávala ze substrátu a potahu. Přitom se jednalo buďto o substrát TZMK-10 s hustotou 0,15 g/cm³ nebo substrát TZMK-25 s hustotou 0,25 g/cm³. Potah zmíněných dlaždic měl tloušťku 0,3 mm a kromě odvádění tepla zajišťoval jejich ochranu před aerodynamickým namáháním a před průnikem vlhkosti. Přitom měl buďto bílou nebo černou barvu. Dlaždice s černým potahem se nacházely na přídi trupu a na všech spodních plochách a zajišťovaly ochranu draku před tepelným namáháním při sestupu atmosférou. Více namáhané části draku byly pokryty černými dlaždicemi ze substrátu TZMK-25, zatímco méně namáhané části draku raketoplánu typu Buran pokrývaly černé dlaždice ze substrátu TZMK-10. Naproti tomu horní plochy draku tohoto stroje byly pokryty dlaždicemi ze substrátu TZMK-10 s bílým potahem. Jejich hlavním účelem byla ochrana před solární radiací na orbitě. Dlaždice žárovzdorného štítu nebyly přilepeny přímo k hliníkovému potahu draku. Mezi potahem draku raketoplánu typu Buran a dlaždicemi žáruvzdorného štítu se totiž nacházela 4 mm tlustá vrstva plsti. Díky plstěné izolaci se při případné ztrátě dlaždice žáruvzdorného štítu neměl hliníkový potah zahřát na teplotu tání, která činí 500 °C, a to ani v oblastech, ve kterých se povrch raketoplánu typu Buran při sestupu atmosférou zahříval až na 1 250 °C. Zmíněná plstěná vrstva byla přitom k hliníkovému potahu draku tohoto stroje přilepena za pomoci lepidla na bázi křemíkové pryže s tepelnou odolností od -130 °C do +300 °C, stejně jako jednotlivé dlaždice žáruvzdorného štítu. Mezi jednotlivými dlaždicemi žáruvzdorného štítu draku raketoplánu typu Buran se nacházely dilatační mezery, které byly vyplněny plstí na bázi organických vláken s tepelnou odolností 430 °C. Důvodem tohoto řešení byla skutečnost, že se dlaždice žáruvzdorného štítu působením teploty smršťovaly a roztahovaly jen minimálně, na rozdíl od hliníkového potahu draku, který se nacházel pod nimi. Díky dilatačním mezerám se tedy hliníkový drak raketoplánu typu Buran mohl deformovat v závislosti na teplotě. Okolo 28 000-ti dlaždic žáruvzdorného štítu tohoto stroje mělo tvar lichoběžníku s rozměry cca 150 x 150 mm až 200 x 200 mm. Zbylých cca 10 800 dlaždic mělo nepravidelný tvar a nacházelo se okolo různých krytek, trysek raketových motorů a na různých hranách. Ty části draku raketoplánu typu Buran, které byly vystavovány teplotám pod 370 °C, byly pokryty čtvercovými panely z plstěného materiálu ATM-19PKP, který měl podobné složení jako plstěná izolační vrstva mezi dlaždicemi žáruvzdorného štítu a hliníkovým potahem draku. Konkrétně se jednalo o některé partie hřbetu střední části trupu, hřbetní vrata nákladového prostoru a část horní plochy křídla. Všechny mezery v žáruvzdorném štítu mezi vlastním drakem a pohyblivými komponentami v podobě hřbetních vrat nákladového prostoru a ovládacích ploch byly vyplněny těsněním kartáčového typu. Mezery v žáruvzdorném štítu okolo různých krytek a vstupů zase vyplňovalo těsnění z křemenných vláken. Výplň mezer v žárovzdorném štítu na nejvíce tepelně namáhaných částech, jakým byla např. mezera mezi příďovým aerodynamickým krytem a náběžnými hranami křídla z kompozitu na bázi křemíku a dlaždicemi na bázi křemíku, byla zhotovena z vláken z karbidu křemíku. Mezery mezi elevony byly vyplněny ablativním materiálem schopným odolat teplotám až 1 800 °C. Trup raketoplánu typu Buran měl celkovou délku 36,37 m, ploché břicho a boky a zaoblený hřbet a sestával se ze tří sekcí, a to příďové, střední a ocasní. Příďová sekce trupu tohoto stroje měla délku 9 m, šířku 5,5 m a výšku 6 m a ukrývala přetlakový modul s kabinou posádky a přední modul se stabilizačními motory s palivovými nádržemi. Střední část trupu raketoplánu typu Buran byla 18,5 m dlouhá, 5,5 m široká a 6 m vysoká a kromě nákladového prostoru ukrývala též palivové články a jejich nádrže, šachtu příďového podvozku, kabelové vedení elektrického systému a systému řízení, nádrže palubního systému životní podpory a klimatizačního systému a rozvody paliva pro stabilizační raketové motory. Ocasní část trupu raketoplánu typu Buran měla délku 3,6 m, šířku 5,5 m a výšku 6 m a ukrývala manévrovací motory, zadní moduly se stabilizačními a orientačními raketovými motory, palivové nádrže, pomocnou palubní energetickou jednotku a jednotlivé komponenty hydraulického a přetlakového systému. Přetlakový modul s kabinou posádky raketoplánu typu Buran (MK) měl přibližný tvar komolého kužele s délkou 5,31 m, šířkou 5,12 m, výškou 5,37 m a vnitřním objemem 73 m³. Modul MK byl zhotoven ze slitiny hliníku 1201-T1 a jeho interiér byl rozdělen na tři paluby, a to horní, prostřední a dolní. Posádka raketoplánu typu Buran mohla být až desetičlenná. Zmíněný stroj byl ale schopen též podnikat mise v bezpilotním režimu. Zatímco čtyři členové posádky při startu a přistání seděli na horní palubě, zbylých šest členů posádky raketoplánu typu Buran se při startu a přistání nacházelo na prostřední palubě. Zasklení horní palby se sestávalo z šesti čelních a dvou stropních okének. Další okénko se nacházelo uprostřed zadní stěny horní paluby a poskytovalo výhled do útrob nákladového prostoru. Vpravo od zadního okénka horní paluby raketoplánu typu Buran bylo umístěno ještě jedno malé okénko, které ale trvale okupovaly přístroje pro visuální navigaci. Přímo před stropními okénky, resp. přímo nad sedačkami pilotů, se nacházely odhoditelné panely. Po jejich odhození se mohli piloti při nouzových situacích při vzletu nebo přistání katapultovat. K tomu sloužily vystřelovací sedačky typu K-36RB s charakteristikami 0-0 (modifikace vystřelovací sedačky typu K-36 navržená speciálně pro raketoplán typu Buran). Zatímco při vzletu zmíněná vystřelovací sedačka umožňovala záchranu až do výšky 30 až 35 km a rychlosti M=3,0 až 3,5, tj. v průběhu prvních 100 s od okamžiku startu, rychlostní limit použití vystřelovací sedačky typu K-36RB při přistání činil M=2,5 až 3,0. Její aktivace byla možná buďto posádkou nebo palubní automatikou nebo pozemním řídícím stanovištěm. Na horní palubě kabiny posádky raketoplánu typu Buran se kromě sedadel pro čtyři členy posádky nacházelo též šest pracovišť (RM-1 až -6), dvě vpředu (RM-1 a RM-2) a čtyři vzadu (RM-3 až RM-6). Zatímco vpředu vlevo bylo umístěno pracoviště kapitána (RM-1), vpředu vpravo se nacházelo pracoviště druhého pilota (RM-2). Na palubní desce raketoplánu typu Buran, která byla známa jako 17M27 Vega-1, se nacházely tři CRT obrazovky napojené procesor typu Adonis. Kromě toho zde byla umístěna klávesnice, která sloužila k ovládání palubních počítačů. Pracoviště RM-3 se nacházelo po pravoboku a bylo vyhrazeno pro palubního inženýra. Palubní inženýr zajišťoval kontrolu životně důležitých palubních systémů v průběhu vzletu, při pobytu a orbitě i v průběhu přistání. K tomu přitom využíval konzoli typu 17M28 Vega-2 s dvojicí CRT obrazovek, které byly napojeny na dvojici procesorů typu US3-DISK, a klávesnicí. Vlevo do pracoviště RM-3, přímo pod okénkem s přístroji pro visuální navigaci, se nacházelo pracoviště RM-4. Ze zmíněného pracoviště byly prováděny úkony na orbitě, jakým bylo např. přiblížení na dokování a dokování, korekce letové dráhy či navigace. K tomu přitom sloužila konzole typu 17M29 Vega-3 s dvojicí CRT obrazovek, které byly napojeny na procesory typu Adonis a US3-DISK, a klávesnicí. Vlevo od pracoviště RM-4, přímo pod průzorem do nákladového prostoru, bylo umístěno pracoviště RM-5. Pracoviště RM-5 bylo prakticky identické jako pracoviště RM-4. Na zmíněném pracovišti se přitom nacházela konzole 17M210 Vega-4 s dvojicí CRT obrazovek, které byly napojeny na procesory typu Adonis a US3-DISK, a klávesnicí. Z pracoviště RM-5 byla ovládány vrata nákladového prostoru, manipulační ramena typu SBM, která se nacházela v nákladovém prostoru, a některé další systémy. Úplně vlevo vzadu bylo umístěno pracoviště RM-6 s konzolí 17M211 Vega-5 s dvojicí CRT displejů, které byly napojeny na procesor US3-DISK, a klávesnicí. Ze zmíněného pracoviště byl obsluhován náklad v nákladovém prostoru. Horní paluba raketoplánu typu Buran byla přístupná z dolní paluby, a to dvěma podlažními průlezy, které se nacházely vzadu, po jednom po levoboku a po pravoboku. V průběhu letu měl být ale pravý podlažní vstup obvykle uzavřený. Na prostřední palubě modulu MK se kromě sedadel pro zbývajících šest členů posádky nacházelo též obytné a odpočinkové oddělení, kuchyňka s malým polohovacím stolkem, umývárna a palubní toaleta. Na prostřední palubě modulu MK byly ale umístěny též tři malé přístrojové sekce s radiovybavením a řídicí jednotkou klimatizačního systému. Kromě toho se zde nacházel přístrojový panel typu 17M212, na kterém byly mimo jiné umístěny palubní hodiny a kontrolky nouzového výstražného systému, přístrojový panel pro ovládání přechodové komory typu 17M213 a přístrojový panel pro ovládání dokovací přípojky typu 17M214. Po levoboku prostřední paluby byla umístěna přechodová komora se vstupem do volného prostoru. Zmíněný vstup měl přibližně kruhový průřez (jeho součástí bylo malé kulaté okénko) a protože se nacházel v přechodové komoře, posádce umožňoval provádět výstupy do kosmického prostoru. Do zadní stěny prostřední paluby byl zase vetknut vstup do nákladového prostoru, na který měl být ale obvykle napojen dokovací modul typu SM. Dolní paluba modulu MK měla podobu přístrojové sekce s agregáty systému životní podpory v podobě kolektorů kondenzátu, regenerátorů, odpadní jímky palubní toalety a lahví palubního hasícího systému. Kromě toho se zde nacházely některé elementy klimatizačního a elektrického systému. Dolní paluba modulu MK byla přístupná z paluby prostřední, a to snímatelnými podlažními panely. Uvnitř modulu MK byl udržován tlak mezi 93,3 a 107,3 kPa. K tomu sloužil systém SNiR, který současně do zmíněného modulu přiváděl směs kyslíku a dusíku v poměru podobném, jaký je v zemské atmosféře. Zmíněný systém využíval zkapalněný kyslík z nádrží palivových článků, které se nacházely ve střední části trupu. Zde se přitom nacházely též tlakové lahve s dusíkem. Systém SGS zase udržoval hodnotu parciálního tlaku kyslíku v kabině na hodnotě 18,7 až 29,3 kPa, aby jeho koncentrace nepřekročila hodnotu 40 %, což již bylo považováno z požárního hlediska jako nebezpečné. Současně hlídal, aby parciální tlak oxidu uhličitého, který vzniká dýcháním, nebyl vyšší než 1,07 kPa. K odstraňování nadbytečného oxidu uhličitého sloužily tzv. regenerátory. V nich nadbytečný oxid uhličitý reagoval se superoxidem draselným za vzniku kyslíku, který byl vracen zpět do systému. Součástí regenerátorů byly ale též filtry, které sloužily k pohlcování případných nečistot ze vzduchu. Dle počtu posádky se na palubě Buranu mělo nacházet 6 až 18 regenerátorů. Skafandry typu Striž, které měla posádka tohoto stroje používat v kritických fázích mise v podobě vzletu, přistání a dokování a měla jim poskytovat účinnou ochranu i při dekompresi kabiny na orbitě, zase vzduchem zásoboval systém ISŽO. Ten přitom do zmíněných skafandrů vháněl buďto vzduch z kabiny, nebo (při dekompresi či zamoření kabiny toxickými látkami) využíval zkapalněný kyslík z nádrží palivových článků či záložních lahví se stlačeným vzduchem. Jeden systém ISŽO přitom dokázal zásobovat vzduchem hned dva skafandry. Na palubě raketoplánu typu Buran se ale nacházely též malé lahve s kyslíkem na 20 min dýchání. Systém ISŽO měl v neposlední řadě zajišťovat též obsluhu skafandrů typu Orlan, které měly sloužit k výstupům do volného kosmu, při pobytu astronautů v přetlakové komoře před a po výstupu. Výrobu vody na palubě Buranu zajišťovaly dva systémy. Zatímco systém SVO obstarával pitnou vodu pro posádku, systém STV byl zodpovědný za dodávky vody do klimatizačního (STR) a hydraulického systému. Značná část vody byla přitom vedlejším produktem palivových článků, které generovaly elektrickou energii z kyslíku a vodíku. Posádka raketoplánu typu Buran měla v kabině k dispozici hned dvě nádrže na vodu, jednu hlavní a jednu rezervní. Do nich byla přitom voda přiváděna přes čistící jednotku. Naproti tomu chladící a hydraulický systém využíval 16 nádrží s celkovou kapacitou 400 l (16 x 25 l). Před startem se zmíněné nádrže plnily na 370 l. Zbylých 30 l bylo doplněno systémem STV v průběhu závěrečného odpočtu a výstupu vyčištěnou vodou z palivových článků. Uvnitř kabiny raketoplánu typu Buran byla udržována teplota 18 až 28 °C a vlhkost 30 až 70 %. K tomu sloužil systém STR, který se sestával ze dvou okruhů, a to vnitřního a vnějšího. Zatímco vnitřní chladící okruh využíval jako chladivo kapalinu zvanou Antifreeze-20, chladícím médiem externího chladícího okruhu byla kapalina PMS-1,5. Vnitřní okruh přitom odebíral teplo generované přístroji uvnitř přetlakového modulu s kabinou posádky a následně jej předával, přes výměník tepla, vnějšímu okruhu. Vnější okruh současně odváděl teplo ze systémů, které se nacházely v nepřetlakových sekcích Buranu, včetně palivových článků, hydraulického systému, nákladu a motorů. Takto naakumulované teplo bylo vnějším chladícím okruhem odváděno buďto do osmi výměníků, které byly uchyceny k vnitřní ploše vrat nákladového prostoru (a pracovaly po jejich otevření), nebo do palubních výparníků, které sloužily k chlazení chladících okruhů. K tomu využívaly vypařování vody nebo amoniaku, jejichž výpary byly pak vypouštěny do volného prostoru. Nákladový prostor raketoplánu typu Buran měl délku 18,55 m a průměr 4,70 m a byl opatřen rozměrnými dvoukřídlými hřbetními vraty s plochou 144 m², která se rozevírala směrem do stran. Obě křídla nákladových vrat tohoto stroje byla rozdělena na čtyři segmenty a byla zhotovena z lehkého grafit-epoxidového kompozitu KMU-4E. Díky tomu měla hmotnost pouhých 1 625 kg, což bylo o 620 kg méně než u vrat nákladového prostoru suborbitálního demonstrátoru BTS-02 (OK-GLI), která byla zhotovena ze slitiny hliníku. Vrata nákladového prostoru raketoplánu typu Buran současně zastávala, jak již bylo uvedeno, funkci nosníků panelů výměníků tepla. Do nákladového prostoru tohoto stroje bylo přitom možné umístit břemeno s max. délkou 15 m a max. průměrem 4,15 m. Zatímco na 200 km orbitu se sklonem 97° k rovníku mohl raketoplán typu Buran uvnitř nákladového prostoru dopravit náklad do celkové hmotnosti 30 t, na 200 km orbitu se sklonem 50,7° k rovníku byl schopen vynést náklad o hmotnosti 16 t. Zpět z orbity na Zemi tento stroj dokázal dopravit náklad do celkové hmotnosti 15 až 20 t. Součástí vybavení nákladového prostoru raketoplánu typu Buran byla dvojice dálkově ovládaných manipulačních ramen typu SBM, jedno hlavní a jedno záložní. Každé z nich mělo délku 15,5 m, hmotnost 360 kg a šest kloubů a na orbitě umožňovalo manipulovat s břemenem o hmotnosti až 30 t. Zatímco bez břemene se dokázalo pohybovat rychlostí 30 cm/s, rychlost pohybu ramene typu SBM s břemenem činila 10 cm/s. Obsluha manipulačního ramene typu SBM byla manuální a byla prováděna z pracoviště RM-5, které se nacházelo v zadní části horní paluby. K tomu přitom sloužila dvojice joysticků. Zatímco jeden z nich sloužil k ovládání vlastního ramene, za pomoci toho druhého byl ovládán čelisťový úchyt nákladu, který se nacházel na jeho konci. Při manipulaci s nákladem operátorovi vypomáhá trojice kamer. Zatímco jedna z nich se nacházela na konci manipulačního ramene, instalace zbylých dvou z těchto kamer byla umístěna uvnitř nákladového prostoru. Protože byl raketoplán typu Buran uzpůsoben k bezpilotním misím, ramena typu SBM byla schopna provádět svou práci i v plně autonomním režimu. V přední části nákladového prostoru raketoplánu typu Buran se nacházel tzv. dokovací modul typu SM, který posádce tohoto stroje umožňoval se napojit na kosmickou stanici Mir nebo kosmickou loď Sojuz či Progress. Zmíněný modul se sestával ze dvou částí, a to dolní, která měla tvar koule s průměrem 2,67 m, a horní. Ta zase měla podobu teleskopického válcovitého tunelu s průměrem 2,2 m a max. délkou 5,7 m (po rozvinutí), který byl zakončen dokovací přípojkou typu APAS-89 a výstupem s průměrem 0,8 m. Vysunutí spojovacího tulenu s dokovací přípojkou bylo samozřejmě možné až po předchozím otevření hřbetních nákladových vrat. Pokud se spojovací tunel zasekl ve vysunuté pozici, bylo jej možné nouzově pyrotechniky oddělit. Kulovitá část modulu SM byla k podlaze nákladového prostoru připevněna šrouby a byla opatřena dvěma vstupy, předním a zadním. Zatímco přední vstup byl napojen na zadní vstup prostřední paluby kabiny posádky, zadní vstup ústil do útrob nákladového prostoru. Kulovitá část modulu SM proto mohla být využívána též jako přechodová komora při výstupech do kosmického prostoru. Na zadní vstup modulu SM bylo navíc možné napojit tunel, který zpřístupňoval laboratorní modul LO (37KBI). Ten se umisťoval do střední partie nákladového prostoru a měl podobu válce s průměrem cca 4 m. Ke kulovité části modulu SM byly uchyceny čtyři sklopitelné tyčové antény systému, který zajišťoval navigaci při dokování, a TV kamera, za jejíž pomoci bylo možné sledovat proces dokování. K zadní stěně nákladového prostoru raketoplánu typu Buran, vpravo od podélné osy, byla uchycena výklopná anténa širokopásmového rádiového kanálu spojení přes retranslační satelity typu ONA-1. Zmíněný stroj byl opatřen ještě jednou anténou podobné konstrukce. Zmíněná anténa nesla označení ONA-P a vysouvala se z břicha zadní čísti trupu. Dle polohy na orbitě byla využívána vždy jen jedna z těchto dvou antén. Pohonný systém raketoplánu typu Buran byl znám jako ODU (Obedinennaja dvigatelnaja ustanovka = sdružená motorová instalace) či 17D11 a jeho součástí byla soustava kapalinových raketových motorů, které sloužily k manévrování, stabilizaci a orientaci na orbitě. Konkrétně se jednalo o dva manévrovací motory typu 17D12 (DOM) s tahem po 8 800 kp, 38 stabilizačních motorů typu 17D15 (UD) s tahem po 390 kp a osm orientačních motorů typu 17D16 (DO/RDMT-200K) s tahem po 20 kp. Všechny zmíněné motory využívaly syntetický uhlovodík, tzv. „sintin“, jako palivo a kyslík jako oxidační činidlo. Zatímco motory typu 17D12 (DOM) a 17D16 (DO) pracovaly s kyslíkem v kapalné formě, do spalovací komory motorů typu 17D15 (UD) byl kyslík přiváděn v plynném skupenství. Použití kryogenního paliva mělo své pro i proti. Zmíněné palivo totiž činilo manévrovací motory raketoplánu typu Buran efektivnějšími v porovnání s manévrovacími motory amerického typu Space Shuttle. Kromě toho bylo zmíněné palivo pro pozemní personál relativně bezpečné, neboť nebylo toxické. Kryogenní palivo navíc mohlo být využíváno též palivovými články, které generovaly elektrickou energii, a částečně též systémem životní podpory, neboť odebíral vodu a kyslík z palivových článků. Naproti tomu proti použití paliva této kategorie hovořila vyšší hmotnost celého pohonného systému. K iniciaci palivové směsi pohonného systému Buranu navíc nedocházelo samovolně při kontaktu jeho jednotlivých komponent. K tomu byl zapotřebí elektrický zapalovač. Použití kryogenního oxidovadla palivové směsi navíc sebou přinášelo problémy se zamezením jeho varu při dlouhých misích. Motory typu 17D12 (DOM) byly součástí tzv. základní jednotky BB, která byla vstavěna do ocasní části trupu, v oblasti pod SOP, a zajišťovaly konečné usazení na oběžné dráze, korekci trajektorie oběžné dráhy a navedení na sestup z oběžné dráhy. K jejich aktivaci mělo ale docházet též před nouzovým oddělením od nosné rakety, kuli spotřebování nadbytečného raketového paliva. Výhledově se navíc s motory typu 17D12 (DOM) počítalo též jako s pomocnými pohonnými jednotkami při výstupu na orbitu. Obvykle měl být aktivován jen jeden z těchto motorů. Ten druhý měl pak tvořit zálohu. Se současným zážehem obou motorů typu 17D12 (DOM) se počítalo pouze v nouzových situacích. Zmíněné motory byly opatřeny vektorovatelnými tryskami. Jejich trysky bylo přitom možné vychylovat pod úhlem do 6° ve vertikální i horizontální rovině. Za jednu misi bylo každý motor typu 17D12 (DOM) možné zažehnout celkem 15 x. Motory typu 17D15 (UD) a 17D16 (DO) tvořily tzv. reaktivní systém řízení (RSU). Zatímco motory typu 17D15 (UD) sloužily k „hrubé“ orientaci a stabilizaci ve třech osách, motory typu 17D16 (DO) obstarávaly pouze „jemnou“ orientaci. Část motorů typu 17D15 (UD) navíc tvořila zálohu pro případ, kdyby došlo k selhání motorů typu 17D12 (DOM). Zmíněné byly používány k stabilizaci raketoplánu typu Buran při výstupu na orbitu od okamžiku zážehu druhého stupně nosné rakety, při oddělování zmíněného stroje od nosné rakety, při činnosti na orbitě a při sestupu, a to až do výšky 10 km. Každý motor typu 17D15 (UD) bylo možno v průběhu jedné mise zažehnout 2 000 x. Jeden zážeh mohl přitom trvat od 0,06 s do 1 200 s. Naproti tomu každý motor typu 17D16 (DO) bylo možné za jednu misi zažehnout až 5 000 x. Jeden zážeh přitom mohl trvat pouhých 0,06 až 0,12 s. Motory typu 17D15 (UD) a 17D16 (DO) byly instalovány uvnitř třech modulů, a to BDU-N, který se nacházel pod potahem přední části trupu, v oblasti před pilotní kabinou, a modulů BDU-L a BDU-P. Ty zase měly podobu krabicovitých kontejnerů, které byly uchyceny k bokům ocasní části trupu, přímo vedle hlavní jednotky BB. Zatímco příďový modul ukrýval 14 motorů typu 17D15 (UD), v každém záďovém modulu se nacházelo 12 motorů typu 17D15 (UD) a 4 motory typu 17D16 (DO). Součástí hlavní jednotky BB, která se nacházela v ocasní sekci trupu, byla jedna velká nádrž s kapalným kyslíkem, jedna velká nádrž raketového paliva, dvě menší pomocné nádrže raketového paliva pro motory 17D15 (UD) a 17D16 (DO) v modulech BDU-L a BDU-P a jedna nádrž s plynným kyslíkem pro motory typu 17D15 (UD) v modulech BDU-L a BDU-P. V případě potřeby bylo možné raketové palivo z hlavní nádrže přečerpat do pomocných nádrží za pomoci turbočerpadla, které bylo poháněno plynným kyslíkem. Kromě toho se zde nacházela též nádrž s plynným héliem, které sloužilo k tlakování nádrží raketového paliva. Součástí příďového modulu BDU-N byla jedna nádrž s plynným kyslíkem a jedna pomocná nádrž s raketovým palivem. Nádrže v příďovém modulu BDU-N byly navzájem propojeny s nádržemi s plynným kyslíkem, raketovým palivem a héliem hlavní jednotky BB několika potrubními cestami. Před sestupem z orbity bylo veškeré zbylé raketové palivo z pomocných nádrží přečerpáno do hlavní nádrže, která se nacházela na zádi trupu, a to kuli posunu těžiště do polohy vhodné k přistání. Celkovou zásobu pohonných hmot, která činila 7,5 t, bylo možné zvýšit až na 14 t, a to vestavbou přídavné nádrže s palivem do přední části a přídavné nádrže s oxidačním činidlem do zadní části nákladového prostoru. V konfiguraci s přídavnými nádržemi měl přitom raketoplán typu Buran být schopen operovat ve výškách až 1 000 km. Kromě kapalinových raketových motorů byl tento stroj opatřen též čtyřmi malými raketovými motory na tuhé pohonné látka (TPL) s tahem po 2 850 kp. Zmíněné motory byly vestavěny do špice trupu a sloužily k rychlému odpoutání od nosné rakety při nouzových situacích. Dolnoplošně uspořádané křídlo raketoplánu typu Buran mělo tvar dvojité delty, rozpětí 23,92 m, plochu 250 m² a značnou hloubku. Zatímco náběžná hrana křídla tohoto stroje začínala na úrovni kabiny posádky, odtoková hrana křídla raketoplánu typu Buran se nacházela na úrovni samotné zádě trupu. Náběžná hrana křídla tohoto stroje měla proměnnou šípovitost. Zatímco protáhlé vnitřní části křídla raketoplánu typu Buran měly úhel šípu náběžné hrany 45°, úhel šípu náběžné hrany vnějších části křídla tohoto stroje činil 79°. Naproti tomu odtoková hrana křídla měla konstantní záporný úhel šípu v celém rozpětí. Odtokovou hranu křídla raketoplánu typu Buran okupovala v celém rozpětí dvojice dvousektorových elevonů s mezními úhly vychýlení -20° a +35°. Jejich současným vychylováním pod shodným úhlem bylo přitom řízeno klopení. V tomto případě elevony zastávaly funkci výškových kormidel. Klonění raketoplánu typu Buran bylo zase řízeno jejich vychylováním pod odlišným úhlem. V tomto případě elevony tohoto stroje plnily funkci křidélek. Ocasní plochy raketoplánu typu Buran se omezovaly na jednu vysokou a štíhlou svislou plochu (SOP) s plochou 39 m², která se nacházela v ose hřbetu ocasní části trupu. Na odtokové hraně SOP tohoto stroje bylo umístěno dvousektorové směrové kormidlo s plochou 10,5 m² a mezními úhly vychýlení 23° na obě strany. Směrové kormidlo raketoplánu typu Buran se sestávalo ze dvou vertikálních ploch. Jejich rozevřením směrem od sebe se směrové kormidlo tohoto stroje proměnilo v aerodynamickou brzdu. Max. úhel rozevření obou polovin směrovky přitom činil 43,5°. Elevony a směrové kormidlo doplňoval horizontální vyvažovací štítek, který byl uchycen k zádi trupu, v oblasti pod manévrovacími raketovými motory. Zmíněný štítek měl plochu 10,3 m² a max. úhel vychýlení -30° a vypomáhal elevonům při řízení klopení. Ovládání všech aerodynamických ovládacích ploch, elevonů, směrovky (aerodynamické brzdy) a trupové vyvažovací plošky, zajišťoval hydraulický systém. Na orbitu byl raketoplán typu Buran vynášen za pomoci nosné rakety typu Energija (SL-17). Po ukončení mise tento stroj přistával jako konvenční letoun na výsuvném tříbodovém kolovém podvozku příďového typu. Všechny tři podvozky tohoto stroje, jeden příďový a dva hlavní, byly osazeny zdvojenými koly. Jejich šachty byly opatřeny jednodílnými obdélníkovými dvířky. Zatímco příďový podvozek raketoplánu typu Buran se zasouval, po směru letu, do břicha střední části trupu, přímo pod přední část nákladového prostoru, hlavní podvozky se zatahovaly, proti směru letu, do útrob křídla. K jejich vysouvání sloužil hydraulický systém. V případě selhání hydrauliky byly podvozky raketoplánu typu Buran vysouvány pyrotechniky. Podvozková kola tohoto stroje byla osazena bezdušovými pneumatikami z přírodní pryže a byla opatřena beryliovými brzdovými kotouči. Díky tomuto řešení mohla mít podstatně menší rozměry než podvozková kola konvenčních letounů té samé hmotnostní kategorie. Protože se brzdy hlavního podvozku při brždění silně zahřívaly, ihned po dokončení dojezdu musely být ochlazeny plynným dusíkem. Při pobytu na orbitě byla provozní teplota podvozků raketoplánu typu Buran udržována za pomoci elektrického topení. Ohřívána byla přitom též podvozková hydraulická kapalina. K brždění při dojezdu raketoplán typu Buran kromě podvozkových brzd využíval též padákový brzdící systém. Součástí zmíněného systému byly tři brzdící padáky s plochou 3 x 25 m². Instalace válcovitého pouzdra s brzdícími padáky se přitom nacházela přímo pod směrovým kormidlem. K aktivaci padákového brzdícího systému docházelo automaticky v okamžiku, kdy se kola hlavních podvozků tohoto stroje dotkla VPD. Otevření pouzdra s brzdícími padáky zajišťovala pyrotechnika. K jejich vytažení z pouzdra sloužily tři malé výtažné padáčky. Padákový brzdící systém přitom dokázal zkrátit délku dojezdu raketoplánu typu Buran o nějakých 500 m. Současně šetřil podvozkové brzdy. K odhození brzdících padáků docházelo v okamžiku, kdy rychlost tohoto stroje poklesla na hodnotu 50 km/h. Díky tepelné ochraně se teplota uvnitř kontejneru s brzdícími padáky pohybovala mezi -50 °C a +100 °C.

Verze:

OK-M (v.č.001) – první neletový prototyp raketoplánu typu Buran [Ram R]. Tento stroj byl určen pro statické zkoušky suborbitálního demonstrátoru OK-GLI (BTS-02). Později měl být navíc využíván k výcviku astronautů při stavu beztíže v bazénu. K tomu již ale nedošlo.

OK-GLI/BTS-02 (v.č.002) – suborbitální demonstrátor raketoplánu typu Buran [Ram R]. Tento stroj sloužil k prověření letových vlastností, stability a ovladatelnosti raketoplánu typu Buran [Ram R] v průběhu závěrečné fáze přistávacího manévru, stejně jako činnosti automatického přistávacího systému tohoto stroje. Z tohoto důvodu postrádal veškeré palubní systémy nezbytné pro činnost na orbitě, včetně žáruvzdorného štítu a raketových motorů. Naproti tomu byl opatřen čtyřmi proudovými motory, dvěma motory typu Al-31 a dvěma motory typu Al-31F. Díky tomu byl schopen samostatně vzlétat z VPD jako klasické letadlo. Od 10. listopadu 1985 do 15. dubna 1988 demonstrátor OK-GLI (BTS-02) vykonal celkem 24 zkušebních letů (GLI-1 až -24). viz. samostatný text

OK-KS (v.č.003) – druhý neletový prototyp raketoplánu typu Buran [Ram R]. Tento stroj byl vyhrazen pro testování palubního elektrického systému, radiovybavení a softwarového vybavení. Kromě toho byl používán k testování vzájemné elektro-magnetické kompatibility palubních systémů. Prototyp OK-KS v neposlední řadě vypomáhal s řešením různých problémů, které se objevily v průběhu stavby prvního letového exempláře raketoplánu typu Buran [Ram R]. Na zmíněném stroji ale prošly též zkouškami různé varianty softwaru pro první a současně jediný bezpilotní let prvního a současně jediného dokončeného letového exempláře Buranu [Ram R]. Prototyp OK-KS byl v neposlední řadě použit též k testování letových charakteristik, stability a ovladatelnosti speciálu typu VM-T (Bison B mod) s Buranem [Ram R] na hřbetu trupu. V rámci zkoušek přitom první exemplář tohoto letounu vykonal, mezi 1. a 25. březnem roku 1983, celkem osm letů s prototypem OK-KS na hřbetu.

OK-ML1 (v.č.004/11F35ML1) – třetí neletový prototyp raketoplánu typu Buran [Ram R]. Hlavním posláním prototypu OK-ML1 bylo ověření procedur manipulace s raketoplánem typu Buran [Ram R] a jeho nosnou raketou v podobě typu Energija (SL-17) v budově MZK a na startovací plošině. Kromě toho byl tento stroj použit k provedení vibračních testů celé sestavy Energija-Buran. Prototyp OK-ML1 byl dokončen a na kosmodrom Bajkonur dopraven v prosinci roku 1983.

OK-TVA (v.č.005) – čtvrtý neletový prototyp raketoplánu typu Buran [Ram R]. Tento stroj byl vyhrazen pro termální, akustické a statické zkoušky. Prototyp OK-TVA nebyl nikdy plně zkompletován. Brány závodu totiž opustil v tzv. „rozsypu“, tedy ve formě jednotlivých agregátů v podobě příďové sekce trupu s přetlakovou kabinou posádky, střední sekce trupu, ocasní sekce trupu, dvou dílů křídla, svislé ocasní plochy, elevonů, trupové stabilizační plošky, příďového aerodynamického krytu a jednotlivých sekcí náběžné hrany křídla. Jednotlivé agregáty prototypu OK-TVA byly opatřeny žáruvzdorným štítem a zkouškami prošly samostatně. Termální a statické zkoušky přitom jednotlivé komponenty draku tohoto stroje prodělaly ve vakuové komoře TPVK-1, která měla délku 13,5 m a průměr 30 m. Uvnitř zmíněné komory bylo možné udržovat teplotu od -150 °C do + 1 500 °C a současně na testované vzorky působit silou 8 000 kN v horizontální a 2 000 kN ve vertikální rovině, což odpovídalo 90-ti % projektované pevnosti draku Buranu [Ram R]. Naproti tomu akustickými zátěžovými testy jednotlivé agregáty prototypu OK-TVA prošly v akustické komoře RK-1500 s plochou 1 500 m². Uvnitř zmíněné komory bylo přitom možné na testované vzorky působit zvukem o intenzitě 162 db a frekvenci 50 až 2 000 Hz.

OK-TVI (v.č.006) – pátý neletový prototyp raketoplánu typu Buran [Ram R]. Tento stroj byl vyhrazen pro vakuové testy v institutu NIIChimMaš (vědecko-výzkumný institut chemického průmyslu). Prototyp OK-TVI nebyl plně kompletní a sestával se pouze ze střední sekce trupu, ocasní sekce trupu, svislé ocasní plochy a nákladového prostoru s hřbetními vraty a panely výměníků tepla. Dle některých zdrojů byla vyrobena též příďová sekce trupu tohoto stroje s přetlakovou kabinou posádky. Její existence ale není fotograficky zdokumentována. Pokud byla skutečně vyrobena, tak byla nejspíše testována samostatně. Drak prototypu OK-TVI byl opatřen žáruvzdorným štítem a zkouškami prošel ve vakuové termální komoře KVI, která se svým objemem 8 500 m³ byla zdaleka největším takovým zařízením v Evropě.

OK-MT/OK-ML2 (v.č.015?/11F35MT) – šestý neletový prototyp raketoplánu typu Buran [Ram R]. Tento stroj byl na kosmodrom Bajkonur dopraven v srpnu roku 1984 a byl určen ke komplexním testům předstartovní přípravy. Později, v roce 1990, byl prototyp použit též k nácviku nástupu posádky a evakuace posádky při nouzových situacích.

Buran 1.01 – první a současně jediný dokončený letový exemplář raketoplánu typu Buran [Ram R]. Tento stroj vykonal, dne 15. listopadu 1988, jediný let, a to ještě v autonomním režimu bez posádky.

Buran 1.02 – druhý letový exemplář raketoplánu typu Buran [Ram R]. Tento stroj nebyl stavebně dokončen. Jeho stavba byla zastavena ve fázi 95-97-ti % technické připravenosti.

Buran 2.01 – třetí letový exemplář raketoplánu typu Buran [Ram R]. Tento stroj nebyl stavebně dokončen. Jeho stavba byla zastavena ve fázi 30-ti % technické připravenosti.

Buran 2.02 – čtvrtý letový exemplář raketoplánu typu Buran [Ram R]. Tento stroj nebyl stavebně dokončen. Jeho stavba se omezila pouze na některé fragmenty draku a byla zastavena ve fázi 10 až 20-ti % technické připravenosti.

Buran 2.03 – pátý letový exemplář raketoplánu typu Buran [Ram R]. Tento stroj nebyl stavebně dokončen. Jeho stavba se omezila pouze na některé fragmenty draku.

Vyrobeno:  pět neletových exemplářů pro statické a pozemní testy, jeden suborbitální letový demonstrátor a jeden orbitální letový exemplář. Další čtyři orbitální letové exempláře byly rozestavěny a nedokončeny.

Uživatelé:  SSSR

Posádka:    10 osob*

Pohon:       dva manévrovací raketové motory na KPL typu 17D12 (DOM) s tahem po 8 800 kp, 38 stabilizačních raketových motorů na KPL typu 17D15 (UD) s tahem po 390 kp, osm orientačních raketových motorů na KPL 17D16 (DO/RDMT-200K) s tahem po 20 kp a čtyři raketové motory na TPL pro nouzové odpoutání od nosné rakety s tahem po 2 850 kp**

Kapacita:    náklad do celkové hmotnosti 16 000 kg (při letu na 200 km orbitu se sklonem 97° k rovníku) až 30 000 kg (při letu na 200 km orbitu se sklonem 50,7° k rovníku), přepravovaný v trupovém nákladovém prostoru s délkou 18,55 m a průměrem 4,70 m. Zpět z orbity na Zemi tento stroj může dopravit náklad do celkové hmotnosti 15 000 kg až 20 000 kg.