Пять видеокартинок и рисунки,расположенные с левой стороны страницы,дают полное представление о том,что такое система "Спираль".

Гиперзвуковой самолёт-разгонщик (ГСР) взлетает с полосы аэродрома,набирает нужную скорость и высоту,затем с него сбрасывается орбитальный самолёт (ОС) с ракетным ускорителем,который и выводит ОС в космос,где ОС выполняет боевую задачу в зависимости от своего назначения.

На следующих страницах этой главы приводятся тексты с подробным описанием каждой составной части авиационно-космической системы "Спираль",а на странице "Разработка аванпроекта" следующей главы  приведены основные оригинальные чертежи и схемы,содержащиеся в Аванпроекте.Все эти материалы взяты из сайта www.buran.ru/

Подробную информацию можно также получить с помощью гиперссылок,расположенных в тексте колонки КОНЦЕПЦИЯ "СПИРАЛИ" на этой странице.

ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЙ ВАРИАНТ ВЫВЕДЕНИЯ ОС С ПОМОЩЬЮ ВЕРТИКАЛЬНОГО СТАРТА

КОНЦЕПЦИЯ «СПИРАЛИ»

( Материалы Аванпроекта из сайта www.buran.ru)

В соответствии с требованиями заказчика конструкторы взялись за разработку многоразового двухступенчатого ВОС, состоящего из гиперзвукового самолета-разгонщика (ГСР) и военного орбитального самолета (ОС) с ракетным ускорителем. Старт системы предусматривался горизонтальный, с использованием разгонной тележки, отрыв происходил на скорости 380-400 км/ч. После набора с помощью двигателей ГСР необходимых скорости и высоты происходило отделение ОС и дальнейший разгон происходил с помощью ракетных двигателей двухступенчатого ускорителя, работающих на фторо-водородном (F₂+H₂) топливе.

Боевой пилотируемый одноместный ОС многоразового применения (см. рис. ниже) предусматривал использование в вариантах дневного фоторазведчика, радиолокационного разведчика, перехватчика космических целей или ударного самолета с ракетой класса "космос-Земля" и мог применяться для инспекции космических объектов. Вес самолета во всех вариантах составлял 8800 кг, включая 500 кг боевой нагрузки в вариантах разведчика и перехватчика и 2000 кг у ударного самолета. Диапазон опорных орбит составлял 130...150 км по высоте и 45⁰...135⁰ по наклонению в северном и южном направлениях при стартах с территории СССР, причем задача полета должна была выполняться в течение 2-3 витков (третий виток посадочный). Маневренные возможности ОС с использованием бортовой ракетной двигательной установки, работающей на высокоэнергетических компонентах топлива - фтор F₂ + амидол (50% N₂H₄ + 50% BH₃N₂H₄), должны были обеспечивать изменение наклонения орбиты для разведчика и перехватчика на 17⁰, для ударного самолета с ракетой на борту (и уменьшенном запасе топлива) - 7⁰...8⁰. Перехватчик также был способен выполнить комбинированный маневр - одновременное изменение наклона орбиты на 12⁰ с подъемом на высоту до 1000 км.
После выполнения орбитального полета и включения тормозных двигателей ОС должен входить в атмосферу с большим углом атаки, управление на этапе спуска предусматривалось изменением крена при постоянном угле атаки. На траектории планирующего спуска в атмосфере задавалась способность совершения аэродинамического маневра по дальности 4000...6000 км с боковым отклонением плюс/минус 1100...1500 км.

В район посадки ОС должен был выводиться с выбором вектора скорости вдоль оси взлетно-посадочной полосы, что достигалось выбором программы изменения крена. Маневренность самолета позволяла обеспечить посадку в ночных и сложных метеоусловиях на один из запасных аэродромов территории Советского Союза с любого из 3-х витков. Посадка совершалась с использованием турбореактивного двигателя ("36-35" разработки ОКБ-36), на грунтовой аэродром II класса со скоростью не более 250 км/ч.
Согласно утвержденному Г.Е.Лозино-Лозинским 29 июня 1966 года аванпроекту "Спирали", ВОС с расчетной массой 115 тонн представлял собой состыкованные воедино крылатые широкофюзеляжные многоразовые аппараты горизонтального взлета-посадки - 52-тонный гиперзвуковой самолет-разгонщик (получивший индекс "50-50"), и расположенный на нем пилотируемый ОС (индекс "50") с двухступенчатым ракетным ускорителем - блоком выведения. В основном варианте на ГСР установлены четыре воздушно-реактивных двигателя (ВРД), работающие на жидком водороде. ГСР использовался для разгона ВОС до гиперзвуковой скорости, соответствующей М=6 (около 1800 м/сек), затем на высоте 28...30 км происходило разделение ступеней, после чего ГСР возвращался на аэродром, а ОС с помощью ЖРД блока выведения выходил на рабочую орбиту.
Для ускорения летной отработки самолета-носителя предусмотрена установка четырех ВРД (Р-39-300), работающих на керосине и имеющих примерно аналогичный расход воздуха.
ВОС позволял вывести на полярную орбиту высотой 130-150 км при стартовом параллаксе до 750 км полезный груз массой до 10,3 т при использовании на ГСР силовой установки на жидком водороде и груз 5,0 т с силовой установкой ГСР на керосине.
Из-за неосвоенности в качестве окислителя жидкого фтора для ускорения работ по ВОС в целом в качестве промежуточного шага предлагалась альтернативная разработка двухступенчатого ракетного ускорителя на кислородно-водородном топливе и поэтапное освоение фторного топлива на ОС - сначала использование высококипящего топлива на азотном тетраксиде и несимметричном диметилгидразине (АТ+НДМГ), затем фторо-аммиачное топливо (F₂+NH₃), и только после накопления опыта планировалось заменить аммиак на амидол.

Таким образом, коллектив ОКБ-155 А.И.Микояна летом 1966 года принялся за разработку воздушно-орбитального самолета, который благодаря особенностям заложенных конструктивных решений и выбранной схеме самолетного старта позволял реализовать принципиально новые свойства для средств выведения военных нагрузок в космос:
- вывод на орбиту полезного груза, составляющего по весу 9% и более от взлетного веса системы;
- уменьшение стоимости вывода на орбиту одного килограмма полезного груза в 3-3,5 раза по сравнению с ракетными комплексами на тех же компонентах топлива;
- вывод космических аппаратов в широком диапазоне направлений и возможность быстрого перенацеливания старта со сменой необходимого параллакса за счет самолетной дальности;
- самостоятельное перебазирование самолета-разгонщика;
- сведение к минимуму потребного количества аэродромов;
- быстрый вывод боевого орбитального самолета в любой пункт земного шара;
- эффективное маневрирование орбитального самолета не только в космосе, но и на этапе спуска и посадки;
- самолетная посадка ночью и в сложных метеоусловиях на заданный или выбранный экипажем аэродром с любого из трех витков.
В то же время конструкторы уже на этапе аванпроекта видели пути дальнейшего совершенствования системы. В первую очередь существенного повышения эффективности ВОС планировалось достичь разработкой многоразового ускорителя с ПВРД со сверхзвуковым горением, что позволяло в перспективе создать полностью многоразовый комплекс.

Конструкторы надеялись, что указанные особенности ВОС обеспечат его экономическую целесообразность, оперативное решение военных задач и эффективное использование околоземного космического пространства в военных целях.
Для натурной обработки конструкции и основных систем, которые в дальнейшем должны быть применены на боевых самолетах, в аванпроекте был детально проработан экспериментальный пилотируемый одноместный орбитальный самолет многоразового применения, который с целью ускорения работ, не дожидаясь разработки ГСР, должен был выводится на орбиту с помощью ракеты-носителя "Союз" (изделие 11А511 разработки ОКБ-1 С.П.Королева); и аналог орбитального самолета, запускаемый с самолета-носителя Ту-95 аналогично ракете Х-20.