Наиболее проработанным конструкторами в аванпроекте по программе «Спираль» был экспериментальный пилотируемый орбитальный самолет ЭПОС (изделие «50»), выводимый в космос ракетой-носителем «Союз». Лозино-Лозинский обоснованно полагал, что если ЭПОС начнет летать в космос, то программе боевых орбитальных самолетов быть, независимо от судьбы и темпов разработки самолета-разгонщика и ракетного ускорителя. Проектно-конструкторскую документацию по орбитальному самолету на стадии аванпроекта выпустили специалисты ОКБ А.И.Микояна под руководством Я.И.Селецкого:
- В.Ф.Павлов, В.П.Завгородный - ферменная конструкция фюзеляжа и теплозащитный экран;
- Н.Н. Веревкин - горячая конструкция крыла;
- 3.Е. Берсудский - теплопрочностные расчеты;
- Ю.В. Бакшт - четырехстоечное лыжное шасси;
- В.Е. Соколов - экспериментально-теоретические расчеты по газодинамике ОС;
- отдел Л.П. Воинова выпустил расчетно-теоретическую документацию по гиперзвуковой аэродинамике и теплообмену.

ЭПОС (изделие «50») предназначался для натурной отработки аэродинамической компоновки, конструкции и всех бортовых систем, которые в дальнейшем будут применены в боевых самолетах, а также для отработки средств и методик, обеспечивающих боевое применение. Аппарат фактически являлся опытным образцом боевого самолета: имея отсек для размещения телеметрической и контрольно-записывающей аппаратуры объемом 2 м, он легко модифицировался в дневной фоторазведчик путем замены оборудования, предназначенного для летно-конструкторских испытаний, на спецоборудование для фоторазведки.

ЭПОС (изделие «50») был оборудован комбинированной двигательной установкой, включавшей в себя:
- ЖРД орбитального маневрирования тягой 1500 кгс (удельный импульс 320 сек) разработки ОКБ-117 для выполнения маневра по изменению плоскости орбиты и выдачи тормозного импульса для схода с орбиты. Система подачи топлива - вытеснительная;
топливо подается в двигатель сжатым гелием из двух баков - горючего и окислителя;
- два аварийных ЖРД (для выдачи дублирующего тормозного импульса) с тягой в пустоте по 16 кгс каждый работающие от топливной системы основного ЖРД. В случае наличия остатков топлива в баках после выдачи тормозного импульса летчик должен слить топливо за борт с использованием вытеснительной системы на сжатом гелии;
- блок ЖРД для газодинамического управления ориентацией самолета на орбите и спуске (ЖРД своей работой «помогают» управляющим аэродинамическим поверхностям до скорости М = 3), состоящий из 6 двигателей грубой ориентации тягой по 16 кгс каждый и 10 двигателей точной стабилизации тягой 1 кгс каждый. Блок управляющих двигателей имеет автономную вытеснительную топливную систему, состоящую из двух баков. При отказе ЖРД точной стабилизации их дублируют двигатели грубой ориентации. Компоненты топлива для всех ЖРД - азотный тетроксид (амил) и несимметричный диметилгидразин (гептил).
- ТРД для полета на дозвуке и посадки со стендовой тягой 2000 кгс и удельным расходом топлива 1,38 кг/кгсхч. Этот двигатель является развитием подъемного двигателя РД36-35К (литера «К» означает «короткоресурсный»), выпускавшегося для корабельных штурмовиков вертикального взлета-посадки Як-36М и устанавливавшегося на экспериментальном самолете укороченного взлета и посадки МиГ-23ПД. Он был выбран из-за малого удельного веса, равного 0,04 кг/кгс, и малого удельного расхода топлива. Топливо для двигателя - керосин РТ, Т-1 или Т-6. Топливная система состоит из двух баков с наддувом гелием. В основании киля расположен регулируемый воздухозаборник ковшового типа. Створка воздухозаборника открывается только перед запуском ТРД. Система управления ТРД обеспечивает диапазон плавного регулирования тяги от «малого газа» до «максимала».

Оборудование самолета ЭПОС (изделие «50») состоит из следующих основных систем:
- электропитания - двух серебряно-цинковых аккумуляторных батарей с напряжением 27 В и емкостью 160 Ахч и 460 Ахч. Первая батарея предназначена для питания радиотелеметрической системы и системы внешнетраекторных измерений, вторая - для всей остальной аппаратуры. (В документах подчеркивалось, что «разработанная система электроснабжения является наиболее выгодной в весовом отношении по сравнению с турбогенераторной системой или системой с топливными элементами и обладает вероятностью безотказной работы, равной 0,999.);
- навигации и управления;
- жизнеобеспечения летчика;
- аварийного спасения летчика в случае катапультирования;
- термостатирования отсеков оборудования и кабины;
- радиосвязи с коротковолновой KB и ультракоротковолновой радиостанциями и внешними антенно-фидерными устройствами;
- радиотелеметрических измерений на базе станции РТС-9 с магнитными накопителями; обеспечивает регистрацию на борту самолета 350 параметров;
- управления крыльями;
- индикации всех необходимых параметров для летчика на приборной доске и пультах кабины, включающей:
- указатель аварийного момента торможения УАМТ;
- указатель скорости;
- индикатор пространственного положения ИПП;
- дублер авиагоризонта ДА-200;
- указатель угловых скоростей;
- указатель высоты;
- навигационный индикатор;
- указатель перегрузок;
- счетчик дальности;
- часы и индикацию времени;
- указатель исполнения программ;
- блок введения программ;
- указатель положения шасси и крыльев;
- сигнализаторы контроля системы жизнедеятельности;
- вольтамперметр;
- прибор контроля ТРД;
- комплексное табло сигнализаторов состояния бортовых систем;
- приборы включения и выключения ЖРД и двигателей газодинамической системы управления;
- прибор контроля ЖРД и двигателей газодинамической системы управления;
- пульт управления аварийным сливом топлива ЖРД.

Система индикации, средств контроля и управления обеспечивает возможность выполнения летчиком основных задач по управлению орбитальным самолетом и его бортовыми системами на всех этапах полета:
- проведение астро- и радиокоррекции навигационной системы;
- осуществление ручной ориентации и стабилизации самолета в орбитальном полете;
- контроль работы всех систем;
- управление по директорным приборам на этапе привода и посадки.

Выбранный интерьер позволял рационально использовать объем и форму кабины и реализовать функционально оправданную компонов!, снижающую утомляемость летчика и обеспечивающую удобное сопряжение средств индикации с различными системами орбитального самолета. Входящие в состав системы индикаторы обеспечивают летчика информацией в достаточном объеме и в виде, удобном для восприятия. Ряд индикаторов выполняет совмещенные функции на различных этапах полета, что уменьшает их общее количество.

Для аварийного спасения пилота предусматривалась отделяемая кабина-капсула фарообразной формы (изготавливаемая из стали ВНС-2), имеющая собственные пороховые двигатели для отстрела от самолета на всех этапах его движения от старта до посадки. В таком конструктивном решении спасения летчика отчетливо виден авиационный почерк ОКБ, всю свою жизнь занимавшегося проектировавшем боевых самолетов. Принцип быстрого и гарантированного спасения летчика вне зависимости от его работоспособности и степени боевых повреждений самолета находит свое решение в военной авиации в виде катапультного кресла, а для наиболее сложных режимов полета (сверхзвуковые скорости в стратосфере) используются отделяемые кабины. В нашем случае для экстренного покидания подбитого в космосе самолета-истребителя подходила только отделяемая кабина-капсула.

Следует обратить внимание на принципиальную разницу между боевым самолетом «Спираль», создававшимся авиационными конструкторами, и всеми военными проектами пилотируемых космических кораблей, разрабатывавшимися в ОКБ-1 (и его филиалами) проектантами-ракетчиками на основе космических кораблей «Восток» и «Союз». Изначально создававшаяся для боевых действий, «Спираль» позволяла спасти летчика на любом этапе при полном или частичном разрушении самолета. На обычных космических кораблях («Восток», «Восход», «Союз» и нереализованные проекты на их основе) экстренного способа спасения летчика-космонавта, отличного от штатного (разделение отсеков и спуск в спускаемом аппарате), предусмотрено не было. Поэтому любой критичный отказ бортовых систем корабля на орбите, делающий невозможным выполнение штатных операций (неполадки в системе управления, приводящее к невозможности построения ориентации для выдачи тормозного импульса, отказы в двигателях, сбои в процессе разделения отсеков и т.д.), приводит к серьезным нештатным ситуациям и может окончиться потерей экипажа, который намертво связан с кораблем до момента входа спускаемого аппарата в атмосферу.

Это очень важный момент, свидетельствующий о том, что конструкторы не просто не исключали, а изначально проектировали ОС для активных боевых действий на орбите, включая и прямые дуэльные ситуации, возникающие, например, во время воздушного (в нашем случае - космического) боя. Капсула со всеми средствами спасения и жизнеобеспечения летчика была разработана ОКБ-918 (ныне АО «НПП Звезда» в г. Томилино] по техническому заданию ОКБ-155. Процесс катапультирования осуществляется в направлении «вперед-вверх», что позволяло спасать пилота не только во время полета на ГСР, но и на участке выведения с помощью РН «Союз». Для этого на ракете применен специально спрофилированный головной обтекатель с открытым проемом для выхода капсулы.

В процессе катапультирования капсулы сначала на самолете распахиваются в разные стороны верхние панели обшивки перед кабиной, освобождая выходной проем. Затем, после срабатывания фиксирующих пироболтов, кабина начинает движение за счет механического толкателя по рельсовым направляющим (длиной 30 см), являющимся частью силовой фермы самолета, для исключения соударений, потом створки сбрасываются, после чего включаются пороховые двигатели, осуществляющие увод капсулы от самолета. В случаях, когда усилия механического толкателя недостаточно для начала движения капсулы (например, при воздействии перегрузки на участке выведения), пороховые двигатели срабатывают в опережающем порядке. Сам орбитальный самолет при этом гибнет вместе с ракетой.

Капсула снабжена абляционной теплозащитой, управляющими двигателями входа в плотные слои атмосферы, радиомаяком, аккумулятором и аварийным блоком навигации, который позволяет проводить грубую навигацию на орбите. После выдачи тормозного импульса отработавшие пороховые двигатели вместе с блоком навигации отделяются от капсулы перед входом в плотные слои атмосферы. Приземление осуществляется с помощью парашюта со скоростью 8 м/сек, поглощение энергии на этой скорости при ударе о земную поверхность производится за счет остаточной деформации специальной конструкции угла капсулы, заполненного сминаемыми сотами. Перегрузки, воздействующие на летчика, лежат в пределах физиологических норм.

Вышеописанная первоначальная фарообразная форма капсулы была получена на этапе предварительных конструкторских проработок и в таком виде представлена в аванпроекте «Спирали». Однако после утверждения аванпроекта в ОКБ-918 начался этап полномасштабной разработки средств спасения и жизнеобеспечения «Спирали». Поскольку задача спасения космонавта на всех этапах полета являлась принципиально новой и не имела к тому времени вариантов решения в мировой космонавтике, она оказалась исключительно сложной и потребовала проведения целого комплекса исследовательских, рас-четно-теоретических и проектно-конструкторских работ. В результате проведенных исследований пришлось отказаться от фарообразной формы отделяемой кабины-капсулы и принять за основу хорошо изученную сферу, широко применявшуюся к тому времени в спускаемых аппаратах кораблей «Восток», «Восход» и беспилотных спутников-фоторазведчиков «Зенит». Ведущим конструктором сферической кабины был В. В. Добрынин.

В период 1970-1971 годов был выполнен основной объем расчетов по динамике и выбору теплозащиты отделяемой кабины, закончены аэродинамические исследования, проведены прочностные испытания полноразмерного макета. Также были проведены проектно-экспериментальные работы по вскрытию аварийного люка (он заменил раскрывающиеся предкабинные створки) перед кабиной с помощью детонирующего удлиненного заряда и отброса образовавшейся крышки, чтобы освободить проем для беспрепятственного выхода из кабины. Кроме того, были проведены функциональные испытания и осуществлен один летный эксперимент. В 1972 г. в связи с первым закрытием программы «Спираль» (о нем мы расскажем далее) все дальнейшие работы по отделяемой кабине-капсуле в ОКБ-918 были прекращены.

Об окончательном облике отделяемой кабины можно судить по приведенной фотографии. Сферическая форма позволила упростить систему аварийной стабилизации кабины, так как теперь после ее отделения на этапе полета в атмосфере (на участках выведения или спуска) первоначальная стабилизация в воздушном потоке по рысканью и тангажу осуществлялась двумя телескопическими штангами, а дальнейшая ориентация при спуске в атмосфере определялась вводимой в действие парашютной системой. В случае отделения кабины на орбите последовательность операций повторяла аналогичную для первоначальной фарообразной кабины с той лишь разницей, что ее положение в пространстве на этапе интенсивного торможения в атмосфере определялось центровкой, а спуск осуществлялся по баллистической траектории с максимальной перегрузкой до 8 единиц. После снижения скорости до величины, позволяющей ввести в действие парашютную систему, производился выпуск в поток стабилизирующих штанг, и после достижения нужной ориентации выпускался парашют. К сожалению, точные сведения о составе и алгоритме действия парашютной системы (о наличии тормозного и общем количестве основных парашютов, о порядке их раскрытия и т. д.) отсутствуют. Представленная фотография позволяет также предположить, что и форма иллюминаторов в окончательном варианте также была изменена на круглую.

Система жизнеобеспечения создает нормальные условия для работы летчика и состоит из скафандра и системы терморегулирования кабины. Системы скафандра обеспечивают регенерацию, очистку и осушку воздуха, кислородную подпитку и отвод излишков тепла. Система терморегулирования обеспечивает нормальные внутренние температурные условия. При открытом шлеме скафандра нормальные условия жизнедеятельности для летчика создаются совместной работой систем скафандра и терморегулирования кабины. В кабине поддерживается атмосферное давление 760 мм рт. ст. В случае разгерметизации минимально необходимые жизненные условия для летчика создают системы скафандра. При этом выполнение полетного задания должно быть прекращено после завершения текущего витка. Обзор из кабины дают два теплостойких двойных стекла площадью по 24 дм, обеспечивающие видимость при спуске и посадке до угла атаки 18° включительно, что подтверждено макетными испытаниями.

Масса отделяемой полностью снаряженной кабины с оборудованием, системой жизнеобеспечения, системой спасения и пилотом - 930 кг, при автономном приземлении - 705 кг Напомним, что все приведенные данные по системе жизнеобеспечения относятся к варианту аванпроекта (июнь 1966 г). В целом благодаря выбранным характеристикам и схеме размещения на самолете, составу и функциям подсистем, устройство отделяемой кабины получилось относительно простым, что является необходимым условием обеспечения высокой надежности. В заключении ЛИИ имени М. М. Громова по аванпроекту особо отмечались следующие достоинства системы аварийного спасения:
- постоянная готовность к работе;
- обеспечение необходимых условий жизнедеятельности пилота в сложных условиях на месте приземления;
- исключение необходимости установки фонаря кабины ОС как отдельного конструктивного агрегата.

Система навигации, автоматического и ручного управления «Спирали» позволяет осуществлять все необходимые в полете операции:
- определять точное пространственное положение ОС на орбите (фазовые координаты центра масс);
- строить и удерживать точную ориентацию на орбите (угловые координаты движения вокруг центра масс), необходимую при выполнении целевых задач, осуществлении маневра по изменению плоскости орбиты и при выдаче тормозного импульса для спуска;
- измерять параметры тормозного импульса;
- управлять траекторией самолета при спуске в атмосфере и при заходе на посадку (выводить на направление посадочной полосы);
- производить ручную посадку на заданный аэродром в ночных и сложных метеоусловиях.

Разработка СНАУ орбитального самолета ЭПОС (изделие «50») была поручена Московскому институту электромеханики и автоматики (МИЭА), где поисковые работы и проработка принципиальных технических решений осуществлялись профессором Е.Ф. Антиповым, а всеми опытно-конструкторскими работами руководил Главный конструктор Г.Н. Толстосуев. На первом этапе работ в результате значительной теоретической и экспериментальной работы были сформированы требования к составу и точности выходной информации СНАУ. Требования к точности измерений были очень высокие, а к габаритно-массовым и энергетическим характеристикам просто жесткие. Особые требования предъявлялись к надежности выполнения условий для осуществления штатной посадки на аэродром (определение координат точки схода с орбиты и измерение параметров тормозного импульса).

К началу работ над СНАУ пространственное положение космических аппаратов на орбите определялось с помощью наземных и плавучих (корабельных) измерительный пунктов (соответственно НИПов и ПИПов), входящих в состав командно-измерительного комплекса (КИК). Каждый измерительный пункт представляет собой стационарную радиолокационную станцию с ограниченной зоной обзора, из-за чего наблюдение за космическим объектом проводится в течение небольшой части его витка. Пока объект находится в поле зрения НИПа, можно путем обработки результатов измерений очень точно определить параметры его орбиты, однако в остальное время параметры его движения определяются методом прогноза, вычисляемого с ошибками из-за различных возмущений (влияния атмосферы и вариаций гравитационного поля Земли). Анализ показал, что ошибки прогноза, накапливаемые за время полета вне видимости НИПов (и ПИПов), превышают заданные ошибки для «Спирали». Стало ясно, что для орбитального самолета придется разрабатывать новую навигационную систему.

В результате конструкторской проработки была определена структурная схема навигационной системы, основанная на трехканальной инерциальной навигационной системе платформенного типа с четырьмя рамками карданного подвеса гироплатформы. Это позволяло определить ориентацию вокруг центра масс в любой системе координат, а также параметры импульса силы, приложенного к центру масс аппарата. Структурно-теоретический анализ был закончен в начале 1966 г, после чего начался этап макетирования и эскизного проектирования совместно с ОКБ А. И. Микояна и предприятиями-смежниками. В окончательном виде система навигации и автоматического управления (СНАУ) состояла из автономной инерциальной навигационной системы (ИНС) с астрокоррекцией, бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ), ЖРД газодинамического управления, астрокорректора, оптического визира и радиовертикали-высотомера. Единая БЦВМ предназначалась для сбора и обработки исходной информации, поступающей от бортовых и наземных средств и определения данных, необходимых для систем автоматического и ручного (директорного) управления.

Отметим, что при проектировании ОС впервые в практике отечественной авиации создавалась интегрированная система навигации и управления, причем в варианте орбитального самолета-разведчика интеграция охватывала и целевое оборудование. Эскизное проектирование и первичное макетирование инерциальной навигационной системы и астрокорректора проводилось непосредственно в МИЭА и в его Филиале № 1; доработка бортовой аппаратуры КИК и проектирование радиовертикали-высотомера - в ОКБ Московского энергетического института (МЭИ) под руководством академика А.Ф. Богомолова. С целью оптимизации внутренней компоновки ОС оптический блок астрокорректора с блендой и антенну радиовертикали-высотомера предполагалось жестко смонтировать на его корпусе, а установку осей чувствительности этих устройств для выполнения замеров осуществлять угловыми разворотами ОС с помощью газодинамической системы управления, используя в качестве входной информации сигналы с датчиков углов карданного подвеса гироплатформы и их программные значения, полученные в БЦВМ.

Алгоритм работы инерциальной навигационной системы выглядел следующим образом:
- на участках выведения и спуска ИНС предполагалось использовать в штатной трехканальной схеме, но в варианте, когда горизонтальные и вертикальные каналы алгоритмически не связаны. Это позволяло иметь азимутально-свободный курсовой канал при маневрировании для точного попадания в плоскость орбиты (при выведении) или в плоскость траектории снижения (при спуске) и избежать влияния ошибок вертикального канала на горизонтальные. Участок выведения условно подразделялся на два этапа - до и после разделения с самолетом-разгонщиком. При совместном полете до момента отделения инерциальную навигационную систему орбитального самолета предполагалось непрерывно корректировать с помощью неинерционных датчиков скорости и высоты самолета-разгонщика. После отделения от ГСР и до момента выхода на орбиту коррекция не производилась из-за сложности и малой надежности получения необходимой внешней информации;
- после выхода ОС на заданную орбиту ИНС предполагалось перевести в разомкнутый контур, прекратив управление прецессионным движением гироскопов, и установить гироплатформу в положение, которое она должна была занять в запланированной точке схода с орбиты, и произвести астрокоррекцию (с оценкой дрейфов гироскопов). Это положение гироплатформа должна была сохранять неподвижным по отношению к инерциальной системе координат до конца орбитального полета.

Согласно эскизному проекту, СНАУ обеспечивает точность ориентации при выполнении ответственных операций (фотографирование, астрокоррекция и маневрирование на орбите) обеспечивается в пределах 0° 15' (угловых минут) по всем трем осям с ее удержанием в пределах угловых скоростей до 1,5' (угловых минут) в секунду. Во всех остальных случаях обеспечивается точность орбитальной ориентации с ошибкой не более 1° по всем осям. СНАУ, освобождая летчика от работы по управлению самолетом на орбите, обеспечивает оперативность его работы по выполнению основной боевой задачи. Облегчая работу летчика, СНАУ не заменяет его, оставляя пилоту принятие решения о необходимости маневра по изменению плоскости орбиты для повторного прохода над целью, выполнение боевой задачи и последующей посадки, а также контроль над работой автоматики. При необходимости летчик может дублировать своими действиями автоматику, что существенно повышает надежность выполнения задания. Без пилота невозможно реализовать основное преимущество пилотируемого ОС - оперативность действий.

В основу алгоритма управления для участка орбитального полета после детального сравнительного анализа был положен релейный закон стабилизации и управления, обеспечивающий необходимую точность при малом расходе рабочего тела и обладающий конструктивной простотой. В случае изменения плановой точки схода с орбиты в ходе подготовки к выдаче тормозного импульса предусматривалось изменение положения гироплатформы, совмещенное с сеансом астрокоррекции. Алгоритм управления СНАУ на участке схода с орбиты основан на методе пространственного управления траекторией при снижении в атмосфере посредством изменения угла крена при неизменном (балансировочном) угле атаки. К моменту написания аванпроекта «Спирали» такой алгоритм управления на участке спуска в атмосфере уже был предложен для спускаемых аппаратов космических кораблей «Союз» (изделие 7К-ОК) и американских «Аполлонов», имевших малое аэродинамическое качество (К<1), но для крылатых кораблей у нас в стране он был предложен впервые.

Этот алгоритм, позволяющий получить траектории, диктуемые условиями нагрева, прочности и устойчивости, а также позволяющий осуществить боковое маневрирование в заданных пределах, оказался настолько удачным, что впоследствии был принят в качестве штатного для всех крылатых спускаемых аппаратов и космических кораблей (БОР-4 и -5, «Буран» и Space Shuttle). При проектировании СНАУ для «Спирали» впервые в мире были сформулированы принципы построения радиотехнической микроволновой системы посадки. В ОКБ-155 и Московском институте электромеханики и автоматики были созданы первые полунатурные стенды для отработки СНАУ на дозвуковых участках полета орбитального самолета. Необходимые параметры снижения СНАУ орбитального самолета должна была получать с помощью законов программного управления или с помощью закона с прогнозируемой траекторией, определяемой по текущим параметрам движения. Анализ показал, что в обоих случаях достигается необходимая динамическая точность. Предельные значения разбросов точек вывода к моменту коррекции бортовой СНАУ не превышают 80-100 км.

Алгоритм управления в горизонтальной плоскости был основан на принципе вывода ОС в район посадки с вектором скорости, направленным вдоль ВПП. Это достигается выбором точек переключения крена, определяемых по текущим параметрам движения для угла крена, который задан контуром управления в вертикальной плоскости. Для гарантированного вывода самолета на посадочную полосу заданного аэродрома в сложных метеоусловиях предусматривается радиокоррекция фактических координат самолета после его выхода из плазмы на высоте 50-55 км (М= 11-12) с помощью бортовой аппаратуры «Ромб-50» и БЦВМ, использующей информацию штатных аэродромных радиомаяков и перспективных (напомним, речь идет о 1966 г) радиотехнических средств «Свод» и «Дорога». Это позволит летчику и автоматической системе управления полностью компенсировать инструментальные ошибки системы навигации до подхода к аэродрому, вывести самолет на направление посадочной полосы с динамическими ошибками не более 4-6 км на дальности 35-40 км от аэродрома и зайти на посадку с работающим ТРД по курсоглиссадной зоне радиомаяка «Катет-С». Для управления траекторией самолета при спуске помимо основной автоматической системы управления предусматривалась резервная упрощенная ручная система управления по директорным сигналам.

Опытно-конструкторские работы по созданию летного образца СНАУ проводились в период 1968-1974 гг. Работа над вычислительным устройством ИНС выполнялась в МИЭА с привлечением сотрудников Филиала № 1 и была доведена до стадии составления ТЗ на программирование в соответствии с формульной схемой, содержащейся в аванпроекте. Разработка астрокорректора осуществлялась под руководством заместителя главного конструктора Г. И. Лесива (ведущий конструктор - В.А. Гуревич). В 1970 г. в Филиале №1 МИЭА был разработан эскизный проект астрокорректора и смакетированы его основные узлы. Разработка радиовертикали-высотомера успешно проводилась в ОКБ МЭИ в лаборатории Г. А. Соколова. В 1970 г был выпущен эскизный проект, и после согласования с МИЭА и ОКБ А. И. Микояна началась конструкторская разработка и макетирование. Работы по СНАУ были свернуты в 1974 г из-за прекращения финансирования.

В качестве антенных устройств для средств радиосвязи на орбитальном самолете предусматривалась установка следующих антенн:
- для УКВ (дециметрового) диапазона связной станции в верхней части фюзеляжа на гаргроте предусматривалась установка широкополосного четвертьволнового заземленного вибратора;
- для КВ-диапазона частот связной станции предусматривалась использование шлейфа, проходящего по передней кромке киля и размещенного в жесткой диэлектрической вставке.

В заключении ЛИИ имени М.М. Громова по аванпроекту отмечено, что выбранная схема антенных устройств хотя и выполняет возложенные задачи, но не является оптимальной по следующим соображениям:
1. Применение четвертьволнового выступающего вибратора требует усиление конструкции в месте установки антенн и весьма тяжелой конструкции самой антенны; кроме того, выступающая антенна может обгореть при входе в атмосферу;
2. Предлагаемая схема антенны КВ-диапазона может быть принята при условии применения теплостойкого высококачественного диэлектрика со стабильными характеристиками во всем диапазоне эксплуатационных температур, давлений и т.д. Поскольку получить требуемую стабильность параметров диэлектрика затруднительно, то в схеме КВ-антенны необходимо предусмотреть автоматическое согласующее устройство;
3. Для телеметрической станции РТС-9 также предлагались выступающие антенны, устанавливаемые в верхних боковых частях фюзеляжа. Эти антенны обладают указанными в п. 1 недостатками и могут быть применены при помещении их под защитные колпаки;
4. В качестве антенн для ответчиков внешнетраекторных изменений целесообразно использовать щелевые антенны в виде полых резонаторов, не выступающих за контуры самолета.
В заключении рекомендуется осуществить выбор мест размещения всех антенн с учетом требуемых поляризационных характеристик и возможных угловых положений самолета, также обращается внимание на целесообразность поиска возможности применения выпускаемых и убираемых антенн дециметрового диапазона.

Стыковка ЭПОС (изделие «50») с ракетой «Союз» (11А511) прорабатывалась совместно с ОКБ-1 MOM (с 1966 г. - ЦКБЭМ MOM) и его куйбышевским филиалом. Был произведен расчет динамики вывода самолета на орбиту и определена выводимая масса (6800 кг) и возможная высота орбиты (до 150 км). При этом для Зшеньшения возмущающих аэродинамических моментов, действующих на ракету, ОС при выводе на орбиту должен быть оснащен обтекателем, сбрасываемым после отделения первой ступени ракеты. В этом случае требовались существенные доработки по прочности и системе управления ракетой из-за наличия большого «надкалиберного» головного обтекателя. С высоты сегодняшнего дня можно сказать, что для ракеты-носителя «Союз» это оказалось серьезной проблемой, которая была практически решена только через 40 лет. Доработке также подлежали стартовые и подъемные устройства с созданием наземных контрольно-проверочных и обслуживающих орбитальный самолет устройств.

Интересный момент: на рисунке в аванпроекте изображена двухступенчатая модификация Р-7, которая могла вывести на низкую околоземную орбиту максимальный груз всего в полторы тонны, т. е. заведомо меньше, чем весил любой из вариантов орбитального самолета! И это не могло быть ошибкой художника: указанные размеры не оставляют никаких сомнений в том, что необходимая третья ступень отсутствует. Объяснений этому факту может быть только два: либо это результат небрежности авторов аванпроекта, что маловероятно, либо остается совсем уж фантастическое предположение о первоначальном существовании еще одного варианта ОС для выполнения суборбитальных испытательных полетов, но к этой догадке мы еще вернемся...

А трехступенчатый вариант РН «Союз» (11А511) с полезной нагрузкой в виде ОС «Спираль» под «надкалиберным» головным обтекателем, выполненным по иллюстрациям аванпроекта, приведен на предыдующей странице. Обращает на себя внимание выбранный способ спасения космонавта в случае аварии носителя на этапе выведения. Он отличается от принятой для космических кораблей «Союз» системы аварийного спасения (САС), которая срабатыванием размещенных на вершине головного обтекателя мощных твердотопливных ракетных двигателей отрывала и уводила в сторону от терпящей аварию ракеты СА вместе с бытовым отсеком.

В первых полетах ЭПОС (изделие «50») должен был проверить принципиальную осуществимость газодинамического маневра по изменению плоскости орбиты. Этот маневр должен был стать штатным элементом программы полета боевых орбитальных самолетов в ударном и разведывательном вариантах для обеспечения возможности повторного прохода над целью. Располагаемое количество топлива для выполнения маневра составляло 2000 кг из-за ограничения массы самолета, выводимого на орбиту с помощью ракеты 11А511. Его хватало на поворот плоскости орбиты всего на 8°. Тем не менее успех этой операции на ЭПОСе давал бы уверенность в повороте плоскости орбиты на боевых ОС на большие (требуемые) углы.

Первый испытательный орбитальный полет должен был выглядеть следующим образом. После проверки бортовых систем ЭПОСа в Монтажно-испытательном корпусе на площадке №2 полигона НИИП-5 (Байконур) производится заправка ЭПОСа высококипящими компонентами топлива, затем осуществляется стыковка с РН «Союз». Консоли крыла складываются в стартовое положение («шалашиком на спине»), и после накатки головного обтекателя ракета с аппаратом общей высотой около 45 м (из которых 10 м приходится на находящиеся под обтекателем ЭПОС и силовую ферму крепления к РН) вывозится на старт, где проводятся заключительные операции (комплексные проверки, заправка РН, посадка пилота-космонавта в аппарат, набор предстартовой готовности и т.д.), знакомые нам по пускам «Союзов».

Запуск происходит ранним утром (с 06:00 до 09:00 ДМВ) в течение двух-трех часов стартового окна для обеспечения посадки на выбранные аэродромы на территории СССР в светлое время суток. На активном участке полета ракеты на обтекатель воздействует максимальный скоростной напор 3600 кг/м2, а летчик-космонавт испытывает максимальную перегрузку 4,4 единицы. Ракета выводит ЭПОС на низкую рабочую орбиту высотой 130 км, наклонением 51° и периодом обращения около полутора часов. Затем аппарат сбрасывает 200-килограмовую соединительную ферму и начинает получасовые проверки бортовых систем, во время которых наземный ЦУП анализирует поступающую с борта телеметрическую информацию. После этого начинается подготовка маневра по повороту плоскости орбиты: проверяются двигатели ориентации, ЭПОС стабилизируется для выдачи импульса. В начале второго витка, в зоне слежения наземных командных пунктов, включается маршевый ЖРД, и через 7 минут, став легче почти на 2000 кг, аппарат выходит на новую орбиту наклонением 58° 45'.

На втором витке продолжаются испытания бортовых систем, т. е. выполнение программы полета по «мирному освоению космоса», затем начинается подготовка к посадке. Консоли крыла занимают положение для входа в атмосферу (V=60°), и ЭПОС начинает строить ориентацию для выдачи тормозного импульса для схода с орбиты. У ЭПОС (изделие «50») есть важное отличие от других аппаратов, осуществляющих управляемый спуск с орбиты. В то время как остальные КА (включая корабли «Буран» и Space Shuttle) разворачиваются задом наперед, чтобы их тормозной импульс был направлен против вектора скорости, ЭПОС, по замыслу своих конструкторов, делает иначе. Он поворачивается носом вниз (и, соответственно, двигателями вверх), чтобы его тормозной импульс был направлен по нормали в сторону Земли (т. е. перпендикулярно горизонту) и прижимал траекторию полета к плотным слоям атмосферы. Это становится возможным из-за очень низкой высоты орбиты (130 км), на которой ЭПОС и так испытывает ощутимое воздействие разряженной атмосферы. Поэтому задача его двигателей - не затормозить аппарат, а лишь слегка подтолкнуть его вниз, где он сам «зароется» в плотных слоях атмосферы.

Такой способ схода с орбиты, по мнению разработчиков, не только снижал время спуска, но и увеличивал прогнозируемую точность приземления при ручном управлении без использования инерциальной системы и других средств коррекции траектории. После построения нужной ориентации над Индийским океаном (примерно в точке с координатами 20°ю.ш., 50° в. д., на расстоянии около 14 000 км до аэродрома посадки) включением аварийных ЖРД (с целью их проверки) выдается импульс для схода с орбиты. Затем пилот-космонавт сливает остатки топлива за борт и ориентирует аппарат под требуемым углом атаки для входа в атмосферу со скоростью М=25. Гиперзвуковое маневрирование в атмосфере при используемом среднем балансировочном качестве 0,85 (при угле атаки 55°) может обеспечить зону посадок ±1100 км в любую сторону от плоскости орбиты за счет совершения бокового маневра и до 4000 км в плоскости орбиты. Прохождение участка максимальных тепловых потоков осуществляется с использованием изменения угла крена в пределах от -60° до +60°, что обеспечивает необходимую продольную и боковую дальность и вывод в заданный район посадки. Маневрирование по крену существенно упрощает схему управления и снижает до минимума затраты топлива на газодинамическое управление при спуске.

Максимальные перегрузки, испытываемые летчиком на участке спуска, не превышают -1,4 единицы по оси X (в направлении «грудь - спина») и +1,4 единицы по оси Y («голова - ноги»). После снижения скорости до М= 10 происходит программное раскладывание консолей до 45°. Следующая окончательная раскладка консолей в максимальное положение (V=30°) происходит на скорости М = 2,5. На расстоянии 60 км до аэродрома на скорости М = 0,35 запускается ТРД, развивающий тягу 1000 кгс, и с высоты 2000 м начинается участок предпосадочного маневрирования на снижении с вертикальной скоростью 18 м/сек по траектории с углом наклона 12°. Скорость ЭПОСа при этом составляет около 400 км/ч, а максимальная перегрузка на вираже - 1,5. С высоты 500 м производится заход на посадку. Выпуск шасси уменьшает аэродинамическое качество с 4,5 до 4, и при посадочной массе 4500 кг (с остатком топлива для ТРД; масса самолета без топлива - 4300 кг) ЭПОС выдерживает посадочный угол 14°, касаясь посадочной полосы на скорости 225-250 км/ч. Длина пробега еще раскаленного аппарата по грунтовой полосе составляет 1000-1700 м.

В конце полосы самолет ЭПОС (изделие «50») уже ждут команда эвакуации летчика и - на почтительном расстоянии - встречающие, да и самолет только что вернулся из плазменной печи, нужно дать ему время остыть... А может быть, посадочная команда, одетая в костюмы химической защиты, быстро разворачивает наземные средства охлаждения корпуса и вентиляции внутренних отсеков? В любом случае это заканчивается выходом устало улыбающегося летчика-космонавта, поздравлениями и объятиями на N-ском аэродроме в западной части СССР... Этого не было... Но это могло быть! Такой полет мог реально состояться в начале 1970-х годов...

Размерности ЭПОС (изделие «50»)
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 2 х33 м
Удлинение 1,91
Сужение 3,11
Стреловидность по передней кромке 55°
Площадь элевонов 1,84 м

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

Щитки
Площадь 1,785 м