В июне 1966 года ЦАГИ имени Н.Е.Жуковского в своем Заключении поддержал программу НИОКР в рамках проекта "Спираль" (В.М.Мясищев, бывший в то время директором ЦАГИ, увидел в программе широкие перспективы расширения ведущихся в институте исследований по аэродинамике гиперзвуковых скоростей) и активно включился в работу. Со временем, после появления отрицательной резолюции А.А.Гречко, основной объем работ по НИОКР в рамках темы "Спираль" стал выполняться в ЦАГИ и подмосковном ЛИИ. Большой объем испытаний, начиная с лабораторных исследований, продувок моделей и масштабных аналогов ЭПОСа в аэродинамических трубах ЦАГИ и кончая их стендовыми отработками применительно к разным режимам и этапам полета, позволили с высокой степенью достоверности определить аэродинамические характеристики планера ОС. Они же, в свою очередь, стали исходными данными для разработчиков различных систем ЭПОСа.

С целью уточнения результатов "трубных исследований", характеристик устойчивости и управляемости ОС на различных участках полета в ЦАГИ совместно с подмосковным ЛИИ были созданы модели "БОР" в масштабах 1:3 и 1:2. От Дубненского филиала ОКБ-155 крупномасштабными летающими моделями занимались С.С.Юданов, Г.П.Владычин и А.А.Кондратов. В 1968 г. коллективом ОКБ А.И.Микояна при участии специалистов Дубненского филиала ОКБ практически полностью бала разработана рабочая конструкторская документация по дозвуковому аналогу орбитального самолета «105.11», которая была передана на Дубненский машиностроительный завод для запуска в производство (Блохин Ю.Д., Решетников Д.А., Саенко В.И. и др.).

Для избежания путаницы отметим, что согласно предложенному в аванпроекте плану работ первоначально ЭПОСом обозначался пилотируемый самолет-аналог «50-11» первого этапа работ с двумя ракетными двигателями, который при старте из-под самолета-носителя Ту-95К должен был достигать высоты 120 км и максимальной скорости М=6-8).
За период с 1968 г. по 1971 г. Дубненский машиностроительный завод изготовил:
- комплект составных частей планера (головная часть фюзеляжа, консоль крыла с элевонами, киль с рулем направления, створка воздухозаборника, балансировочные щитки) для специальных испытаний;
- планер аналога для статических испытаний;
- летный экземпляр дозвукового самолета-аналога «105.11».

Для отработки посадки, бортовых систем, аэродинамики в полетах до М=6-8 и Н=50-120 км, газодинамического управления и всех систем управления, а также для тренировки летного состава планировалась разработка самолета-аналога «50-11», точно повторяющего форму орбитального самолета и запускаемого с самолета-носителя Ту-95КМ. Так как скорость полета в верхних слоях атмосферы у аналога была в несколько раз меньше орбитальной, то, учитывая щадящие температурные условия, его собирались построить из обычных конструкционных материалов (стальные, титановые и алюминиевые сплавы).

По проекту аналог «50-11» оснащался силовой установкой, состоявшей из двух серийных ЖРД 5Д21М разработки ОКБ-117 с тягой по 11,75 тс каждый (удельный импульс 287 сек на уровне моря; тяга 13 тс с удельным импульсом 319 сек в вакууме), одного «штатного» ЖРД тягой 1500 кг и одного ТРД РД36-35, разработанного в ОКБ-36 - Рыбинском КБ двигателестроения, со стендовой тягой 2500 кгс, а также из уже существующего оборудования (на первых экземплярах). ЖРД располагались с углом полуразвала 11°40' в горизонтальной плоскости таким образом, чтобы векторы их тяг проходили через центр масс аппарата. Использование освоенных в производстве агрегатов должно было значительно снизить стоимость и сроки отработки экспериментального орбитального самолета. В дальнейшем планировалось установить на аналог «50-11» разработанные в ОКБ-2 МАП ускорители, позволяющие довести его скорость до М = 12-13, и ряд штатных систем ЭПОСа.

Схема подвески аналога «50-11» под самолетом-носителем соответствовала подвеске, принятой на вооружение крылатой ракеты Х-20, поэтому для Ту-95КМ требовалась только незначительная доработка. Планировавшийся профиль полета выглядел следующим образом. После взлета самолет-носитель Ту-95 в течение часа поднимает аналог на высоту 11-12 км, где на скорости 830 км/ч происходит сброс последнего. Угол установки V подвижных консолей крыла в начале полета составляет 20-35° (соответственно 70-55° от горизонтальной плоскости). Включив собственные маршевые ЖРД (под запас топлива 7,15 т использованы все свободные внутренние объемы планера), самолет-аналог через 81 сек разгоняется до скорости 8000 км/ч. Активный участок разгона заканчивается на высоте 48-50 км. К этому моменту два ЖРД успевают сжечь большую часть топлива (6625 кг).

В ходе дальнейшего полета, проходящего по инерции, аналог достигает максимальной высоты 120 км, имея в этот момент скорость 6800 км/ч (М=7,5). В восходящей точке своей траектории аппарат может выполнять маневры с помощью штатного ЖРД тягой 1,5 тс и двигателей ориентации (системы газодинамического управления), используя оставшееся в баках топливо. Вход в атмосферу происходит на скорости 7250 км/ч, максимальная перегрузка на этапе спуска достигает 5,3 единиц. Максимальное качество аппарата на гиперзвуковых скоростях - 1,4, балансировочное - 1,0. В наиболее теплонапряженных местах обшивка успевает нагреться до 890°С. После возвращения в плотные слои атмосферы при уменьшении скорости полета до М=2,5 консоли крыла раскладываются в положение 60°, и в диапазоне высот 5-10 км включается ТРД тягой 2,5 тс, который при запасе топлива в 300 кг может обеспечить дальность полета до 90 км при крейсерской скорости 400 км/ч на высоте 500-2000 м.

Имея максимальное дозвуковое качество 4,5, аналог мог бы осуществить переход на крейсерский режим полета с углом наклона траектории планирования 12° и вертикальной скоростью около 18 м/сек. Посадочная глиссада имеет наклон 18° (т. к. качество из-за выпущенного шасси уменьшается до 4), посадочная скорость 250 км/ч. При посадочной массе аппарата 4400 кг длина пробега составляет около 1000-1100 м. Программа создания суборбитального пилотируемого аналога «50-11» не была реализована в задуманных объемах, но проработанные конструкторские решения по сбросу с самолета-носителя Ту-95КМ были востребованы при постройке и испытаниях дозвукового аналога «105.11».

Размерности самолета-аналога «50-11»
Корпус
Длина 8000 мм
Размах по заднему торцу 4000 мм
Радиус носка корпуса 1500 мм
Площадь плановой проекции 24 м
Мидель корпуса 3,7 м
Площадь дна 2,8 м
Стреловидность носовой части 74° 20'
Положение центра тяжести в % к длине 58

Крыло
Площадь поворотных консолей 2x33 м
Удлинение 1,91
Сужение 3,11
Стреловидность по передней кромке 55°
Площадь элевонов 1,15м

Киль
Площадь 1,7 м
Удлинение 2,06
Сужение 2,38
Стреловидность по передней кромке 60
Площадь руля направления 0,44 м