Letecko-kozmický systém SPIRAL

Už v čase príprav na let prvého kozmonauta sveta Jurija Alexejeviča Gagarina v apríli 1961 sa pracovalo aj na možnosti viacnásobne použiteľného systému na prepravu kozmonautov na obežnú dráhu s raketoplánom. V USA od októbra 1957 vyvíjali program X-20 Dyna Soar, ktorý nakoniec tesne pred začatím stavby samotného raketoplánu v roku 1963 zrušili. V Sovietskom zväze, určite nie bez vplyvu spravodajských poznatkov o amerických prácach, postupne dozrela myšlienka projektu Spiral (Špirála), ktorý kládol pomyselnú technologickú a výkonovú latku ešte vyššie.

Americký raketoplán X-20 Dyna Soar mala do vesmíru vynášať upravená balistická raketa Titan-II. Pri návrate by vďaka svojmu aerodynamickému riešeniu dokázal byť výrazne autonómnejší než akákoľvek iná konštrukcia kozmickej lode. Sovietsky projekt Spiral sa v mnohom odlišoval od projektu X-20, ale aj od všetkých známych projektov raketoplánov, ktoré sa dočkali úplnej realizácie.

Odvážny projekt
Sovietske štátne orgány poverili úlohou vývoja a skonštruovania okrídleného kozmického plavidla v roku 1965 konštrukčnú kanceláriu OKB-155, ktorú dnes poznáme ako RSK MiG. Za vedúceho programu Spiral vymenovali hlavného konštruktéra Gleba Jevgenijeviča Lozino-Lozinského. Konštruktéri pod jeho vedením navrhli dvojstupňový systém, pričom obidva stupne boli aerodynamickými lietajúcimi prostriedkami. Prvý stupeň s označením GSR (Giperzvukovoj samoľjot-razgonščik) predstavoval rozmerný hyperzvukový deltaplán charakterizovaný samonosným trupom s veľmi veľkým uhlom nábežných hrán krídla a dvojicou kýlových plôch na jeho koncoch. Klasické chvostové plochy absentovali. Typové označenie prvého stupňa GSR bolo „50-50". Plánované rozmery stroja boli - dĺžka 38 m, rozpätie krídla 16,5 m. Podľa projektu mala GSR poháňať štvorica viacrežimových prúdových motorov spaľujúcich ako palivo kvapalný vodík. V týchto novovyvíjaných motoroch vznikajúcich pod vedením A. M. Ljulku mali výpary vodíka poháňať náhon turbín otáčajúcich kompresorom. Výparník bol umiestnený na vstupe kompresora. Takéto riešenie bolo odpoveďou na požiadavku vyrobenia pohonnej skupiny bez kombinovania motorov rozličných typov. Vypočítaný dolet lietadla-nosiča GSR bol do 3 000 km. Na chrbte prvého stupňa GSR bol uchytený malý raketoplán OS (Orbitaľnij samoľjot) s dvojstupňovým raketovým urýchľovacím stupňom. Raketoplán OS s typovým označením „50" mal dĺžku 8 m a rozpätie 7,4 m a podobu samonosného trupu s krátkymi krídlami, bez klasických chvostových plôch a s jedným nízkym stabilizátorom. Ovládanie raketoplánu sa robilo bez zmeny uhlu nábehu v rozsahu 45° - 65° okolo pozdĺžnej osi diferencovaným pohybom krátkych krídel smerom hore a dole. Pre zachovanie dostatočného vztlaku počas pristávania, ktoré je jednou z najkritickejších etáp letu, slúžil malý prúdový motor. Pristátie sa plánovalo na trávnaté poľné letisko II. kategórie. Vypočítaná hodnota pristávacej rýchlosti bola 250 km/h.

Celý článok si môžete prečítať v Quarku.