A Spirál rendszert bemutató sorozat második része a meghajtás elméleti kérdéseivel és gyakorlati megvalósításával foglalkozik, valamint magával az űrrepülőgéppel. Az előző rész ITT.

Az elméleti megfontolások a hajtóanyagok mögött

A rakétamotorok számára számos hajtóanyag, és azok még több kombinációja rendelkezésre állt már akkoriban is, de a fentiekben említett fluor nincs a megszokottak között. A rakétatechnológia rohamos fejlesztése során, a második világháború előtt, nem volt túlsúlyban a katonai alkalmazás, ezért nem volt sem igény, sem háttérkapacitás egyes, elméletben persze ismert, nagy hatékonyságú, de egyben rendkívül korrodáló és/vagy mérgező anyagok használatára. Ezek közé tartozott az oxigénnél is jobb oxidálószer (ebből látszik, hogy a név kissé megtévesztő), a fluor, ez az igen reaktív halogén elem. A fluor elektronegativitása az ismert elemek közül a legnagyobb, nem csoda, hogy így „erősebb” reakcióba tud lépni oxidálószerként az üzemanyagokkal. Csakhogy a fluor igen veszélyes anyag, súlyos égést tud okozni a bőrön, de még nagyobb gond, hogy nem nehéz fluorgázzal felgyújtani akár a vizet (!), vagyis nagyon körülményes a rakétákhoz felhasználandó LF2, azaz folyékony fluormolekulák (liquid F₂) tárolása is. Amíg a szokásosnak mondható folyékony oxigén (LOX) és folyékony hidrogén (LH2) keverék vizet eredményez reakciója során, addig az LF2+LH2 hidrogén-fluoridot, ami, bár nem olyan erős sav, de a legtöbb fémnek (és a feltöltést végző személyzetnek) sem tesz jót. Nyilván nem mindegy, hogy egy rakéta adott esetben több száz tonna vizet lövell ki magából, vagy ugyanannyi hidrogén-fluorid savat – ez már az alkalmazhatóságot is nehezíti, nem csak környezetvédelmileg aggályos. Ha mindez nem lenne elég, az LF2 előállítása sokszorosan drágább, mint az LOX-é (egy hihetőnek tűnő fórumbejegyzés szerint 150-szeres volt a pénzbeli különbség 1959-ben a NASA kísérletei során).

Az oktatóvideóból származó képen látható, hogy a hidrogén-fluorid tömény vizes oldata még az – igaz, megkarcolt – üveget is megmarja, oldja. A hidrogén és a fluor még -252°C-on is robbanásszerűen ég el, amivel a rakétahajtóművekben 4000°C is létrehozható. A víz halványlilás lánggal ég fluor közreműködésével, ami az egyetlen reakció, amikor az oxigén az égés terméke (forrás)

A felsorolt, igen kellemetlen tulajdonságok ellenére tehát mind az oroszok, mind az amerikaiak elkezdték az LF2 felhasználására vonatkozó kísérleteiket. Általában második vagy harmadik rakétafokozatoknál tervezték ezt, ahol relatíve már kisebb mennyiség is elég volt belőle. Az LF2(+LH2) fő előnye, hogy kb. 5,5%-kal több tolóerőt lehetett vele előállítani tömegegységre vetítve, mint az LOX+LH2 kombinációval. Ez a tervezett, nehéz hordozórakéták számára lényeges lehetett.

A GSzR-nél látott módon a kerozin helyett a hidrogén, a ZsU-nál pedig az oxigén helyett a fluor használata, továbbá egyáltalán magának a GSzR-nek az első fokozatként való alkalmazása azt az ígéretet hordozta magában, hogy a korábban megadott, 3% körüli össztömeg/hasznos tömeg arányt 9-10%-ra lehet növelni, ami rendkívül komoly eredmény volna. Egy normál hordozórakéta az LF2+LH2 hajtóanyaggal a szovjetek korabeli számításai szerint elérhette a 6%-os arányt, de erre még mindig másfélszeresen rávert volna a Spirál. Ez az arányszám azért nagyon fontos, mert elég jó korrelációban van a teljes tömeg a teljes indítási költségekkel, és – nem meglepő módon – hatékonyabb módszerrel olcsóbb egy-egy küldetés. Márpedig ez még a Szovjetuniót is igencsak érdekelte, mind katonai, mind polgári vonalon. A fenti számokhoz hozzá kell tenni, hogy a GSzR repülőgépként minden bizonnyal sok száz, de jobb esetben akár 2-3 ezer üzemórát kibírt volna, az OSz is sok űrrepülésre volt képes, és csak a ZsU veszne el minden alkalommal, ami a rendszer mindössze 14%-át jelenti (tömeget tekintve). Mivel a GSzR és karbantartása sem volt ingyen, a szovjet/orosz források 3-3,5-szeres költségelőnyt becsültek, ami még mindig óriási előrelépés lenne. Ebből persze levesz, hogy az LF2 használata mennyivel nehézkesebb, ezért drágább, továbbá, hogy a GSzR fejlesztése is sokkal drágább, mint egy hasonló képességű, egyszer használatos hordozórakétáé. Persze ha egyszer készen van, a GSzR több változatban is használható lesz, ami ismét pozitívum, gazdasági értelemben is. Az OSz esetében nem érdemes a magasabb árat figyelembe venni, mert sokoldalú és rugalmas használatát valahol pénzben is ki kell fejezni, szemben a kapszula típusú űrhajókkal.

A Spirál indító repterén LH2 és LF2 kapacitásokat kell fenntartani, melyek hasonló hajtóanyagú rakétáknál egy űrrepülőtéren is szükségesek, így ez sem különbség. Viszont ezen kívül nincs szükség egy komplett, másra, mint űrbeli küldetésekre nem használható komplexum fenntartására, mivel a reptér normál gépeket is kiszolgálhat. Ezen a téren az egyetlen gond a GSzR idegen reptéren való leszállása lenne, mert oda hidrogént kellene szállítani az utántöltéshez. De ez megoldható, hiszen ahol a GSzR leszállhat, ott egy katonai teherszállító is.

Gyors számítással kiderül, hogy, egy An-12-esre elméletileg 90 m³ terhet lehet felpakolni, azaz legalább 3 ilyen gép kéne egy GSzR teljes feltöltéséhez. De a hidrogén tárolásához szükséges berendezések miatt persze nem lehet kihasználni teljesen ezt a 90 m³-t, viszont, a nagy hordozógépnek sincs szüksége feltétlen a teljes mennyiségre, hiszen csak teher nélküli, gazdaságos sebességű és magasságú (át)repülést végezne. Egy, jóval nagyobb An-22 viszont már két GSzR-t is teljesen feltölthetne a fenti becsléssel, és az Anteusz is rendelkezésre állt, már 1967-től.

Szintén hátulról a trió. Az utólagos, számítógépes animáció talán kevésbé részletgazdag, mint amilyen lett volna egy igazi gépről készült fotó, de mégis, jól visszaadja, hogy a hiperszonikus sebességű jármű minden felülete lehetőleg igen sima és persze áramvonalas volt (forrás: VKontaktye)

Ahogyan a GSzR esetében is megfontolták a kerozinnal működő R39-300-asokat, úgy a ZsU tervei is két verzióban készültek el. A végső verzióba szánt LF2+LH2 hajtóanyag mellett az LOX+LH2 párosra is készültek tervek. Csakhogy a gyengébb hatékonyságú oxidálószerrel nem csak 96 cm-rel hosszabb, hanem 50 cm-rel nagyobb átmérőjű rakétatest kellett, hogy elférjen a kellő mennyiségű hajtóanyag.

Az egyszerűség kedvéért előbb a teljes rendszer, majd a ZsU kétféle verziójának tömeg-, és főbb teljesítményadatait táblázatban lehet összehasonlítani, mely feltünteti a különbségeket is.

Szépen látszik, hogy milyen tömegmegtakarítással járt a nagyobb specifikus impulzusú hajtóanyag a GSzR esetében: a hidrogénes verzió a másiknál majdnem 28%-kal könnyebb. A teljes rendszer tömegénél a kezdeti verziónál a ZsU és az OSz is a kezdeti verziót jelenti (72+58 tonna), és ugyanígy adódnak össze a tömegek a végső verzió oszlopban is (52+63 t).

Elsőre ellentmondásosnak tűnhet a ZsU elvileg fejlettebb verziója esetében, hogy az űrrepülő nagyobb tömegét leszámítva is ez a nehezebb, noha az LF2+LH2 kombináció épp a nagyobb hatékonyság érdekében került kiválasztásra. A szolgálatba állítható kialakítású OSz tömegtöbblete miatt (2-3,5 tonna) azonban jóval nagyobb energia kell annak a kísérleti verzióéval azonos, 130-150 km magasságú, elvárt pályára állításához. Az LF2 sűrűbb, mint az LOX, de több kell belőle ugyanannyi LH2-höz. Ennek oka, hogy nem a sztöchiometrikus arányú oxidálószer-üzemanyag arányra van szükség az optimális működéshez, hanem jóval nagyobbra. Ez hasonló tulajdonsága a rakétamotoroknak, mint a légköri oxigént használó sugárhajtóműveknek, vagyis hogy az égés nagy légfelesleg, azaz oxigénfelesleg mellett kell, hogy történjék.

A Spirál rendszer vonalas, háromnézeti rajza. A szaggatott vonalak az oldalnézeten a lehajtott orrot, hátul az ebből a szögből nem látható vonalakat, a ZsU esetében elöl a második fokozat belsejét, továbbá a ZsU kétféle, oxigénes és fluoros verzióját jelzik (előbbi a nagyobb). A felülnézeten jól látszik a méretes oldalsó sáv a ZsU mindkét oldalán, mely az OSz törzskialakításából adódik (forrás)

A konkrétumokat illetően sajnos ellentmondásosak a források. Eltérőek az angol és az orosz nyelvű weboldalak mind a hajtóanyag-keverékek arányát, mind pedig az általuk létrehozott specifikus impulzusokat illetően. Az orosz leírások, bár egybevágnak, de valószínűleg egyetlen ismertetőre vezethetőek vissza, míg angolul háromféle helyről származó, elég hasonló adatok is gyorsan elérhetőek – ezek viszont általánosságban beszélnek az LF2+LH2 és LOX+LH2 kombinációkról. Amíg utóbbiak szerint az ideális keverési arány a kétféle kombinációra 8-6:1 és 6-5:1, addig a Spirálról szóló leírások ugyanezt a két számot 14:1 és 7,5:1-hez adják meg. Esetleg magyarázat lehet, hogy annak idején Glusko és csapata úgy becsülte, hogy az LF2 kezdetleges technológiája miatt még nagyobb fluor-többletre lesz szüksége a tervezett, új rakétamotornak, mint amit az elméleti értékek adnak. Ugyanez a probléma fennáll a megadott specifikus impulzusokkal. Az oroszok csupán 5 s különbséggel, 460 és 455 s-ra adják meg az LF2 és az LOX közötti eltérést, míg az előző, angol weblapok esetén nagyobb a differencia, pl. 470 és 451 s a két érték (vákuumban). A Spirál gyorsítórakétájának konkrét – bár persze csak tervezett – adatait tartalmazza a következő táblázat.

A táblázat méretadataiból az is gyorsan látszik, hogy bár nagyobb tömegű LF2 kellett a nagyobb keverési arány miatt, de ez, nagyobb sűrűsége miatt, ugyan nehezebb volt, viszont sokkal kisebb helyen elfért. Márpedig, főleg a kisebb homlokfelület, amiről korábban volt szó, de a rövidebb rakétatest is, jelentősen csökkenti a légellenállást és a szerkezeti tömeget – mindkét tulajdonság elsődleges fontosságú egy rakétánál.

Az is látható, hogy a végleges változatú rendszer 115 tonnás induló tömegéből 10 tonna volt az űrrepülőgép, vagyis lényegében a hasznos teher. Értelemszerűen, egy ballisztikusan leszálló űrkapszulához képest a légköri manőverezésre képes egység nagyobb és nehezebb, amit, nagyon szigorúan nézve, lehetne felesleges tömegnek is venni. Mégis inkább a két, előző számot használva, 8,7% lesz a hasznos teher és az indulási össztömeg aránya, ami igazán impozáns. Érdemes figyelembe venni, hogy a Spirál lényege – némi teher (megfigyelő eszközök vagy fegyverek) űrbe juttatása mellett – a pilóta felvitele volt, aki maga is végezhetett megfigyeléseket, és kezelte a rendszereket. Vagy másként nézve, az OSz egy kisméretű, űrben működő, többfeladatú harci (repülő)gép volt, tehát nem érdemes felesleges plusz tömegnek venni az egész gépet.

Az összehasonlítás kedvéért: az amerikai űrsiklónál (STS), magát az űrrepülőt számolva (2030 t/109 t) 5,4% a kérdéses arányszám, míg a személyszállításra alkalmazott Szojuz rakétánál (308 t/6,45 t) 2,1%, miközben utóbbinál az újrahasználhatóság lényegében nulla.

Az OSz általános jellemzői és a program tervezett szakaszai

Bár technológiailag a GSzR igazán érdekes, és legalább az űrrepülőgéppel azonos nagyságú kihívást jelentett a szovjet iparnak, a rendszer fő eleme, mint a feladatokat végrehajtó egység, mégis az OSz volt.

A következőkben bemutatandó, komoly anyagtudományi és repülőmérnöki munka egy relatíve kicsi gépben összpontosult. Az OSz mindössze kereken 8 méter hosszú volt, és teljesen lenyitott szárnyakkal is csak 7,4 m fesztávolságú. A felhajtóerő-termelő törzskialakítás miatt a törzs és a szárnyak felülete majdnem azonos. A szárnyak nyilazása 55, míg a törzsorr-részé 74-78 fokos volt. Egyetlen, kisfelületű (1,7 m²) és erősen nyilazott (60°) függőleges vezérsík szolgálta az iránystabilitást alacsony sebességnél, lehajtott szárnyaknál. Nagy magasságban a törzs adta a felhajtóerőt és a felhajtott szárnyak a hosszirányú kormányzásról gondoskodtak, melyhez osztott kormánylapokkal járultak hozzá. A leszállást négy, VL-1 minőségű acélból készült, kibocsátható csúszótalp tette lehetővé, megspórolva a hagyományos kerekek jelentette súly egy részét. Nem mellékesen, a törzsön belül is magas volt a hőmérséklet, ezért azt nem is bírták volna ki a hagyományos, gumiból készült abroncsok. Az elülső talppár behúzása igazán egyedi volt, hiszen az a törzs két szélén, annak nem az alsó részén volt bekötve, és a felső burkolat mellől, nagy ívben nyíltak le a csúszótalpak a leszállási helyzetbe. A hátsók már a szokásoshoz hasonlóbb módon, a törzs hátsó részébe kerültek. Az egész elhelyezés lényege az volt, hogy nem kellett sem hőálló acélt használni, sem pedig nyitható futóaknákat a hővédő alsó burkolaton, mégis behúzható futókat kapott az OSz.

A navigációs eszközök (egy része) az orrban helyezkedett el. A számozás feloldása: 1 – orr-rész; 2 – kabin; 3 – inerciális navigációs rendszer (INS) (giroszkóp-)platformja; 4 – az asztrokorrektor (csillagnavigációs rendszer) optikai blokkja; 5 – az asztrokorrektor elektronikai blokkja; 6 – az INS számítógépe; 7 – rádió-magasságmérő antennája; 8 – rádió-magasságmérő elektronikai blokkja. A következő részben közölt rajzokon mind a csillagnavigációs rendszer, mint a rádió-magasságmérő a törzs bal hátsó részén kap helyet, ami talán valószínűbb is, tekintettel az ottani, alacsonyabb (visszatérési) hőmérsékletre. A rádió-magasságmérő minden esetre, már csak a hővédelem miatt is, a gép felső részén kellett, hogy antennát kapjon, már ha nem akartak neki egy bonyolult, behúzható egységet. Ez persze azt jelentette, hogy az űrrepülőnek „fejjel lefelé” kellett fordulnia a használatához, de ez nem volt akkora gond, mivel felderítés közben, amikor ez a legfontosabb volt, eleve vagy az oldalával, vagy a felső részével a felszín felé kellett keringenie (forrás: VKontaktye)

A fedélzeten a fontosabb eszközök közé tartozott az inerciális és csillagnavigációs rendszer, a rádió-magasságmérő, VHF és egyéb rádiók, továbbá az ezek egy részét is összehangoló, digitális fedélzeti számítógép. A manőverek során egységes rendszer (SNAU: automatikus navigációs és vezérlőrendszer) tartotta a kívánt repülési paramétereket (pl. a szárnyak állítását), és ezt vész esetére kézi vezérléssel is ki lehetett váltani, de ekképp csak egyszerűsített irányításra volt lehetőség. Elvileg egy 350 paramétert figyelő telemetriai rendszer is telepítve volt. A hasznos terhet a mintegy 2 köbméteres, a fülke mögött lévő térben lehetett elhelyezni, és ezt a rakéta-hajtóanyag rovására lehetett növelni.

Az OSz egyedi volt abban a tekintetben is, hogy a tervek szerint a teljes repülési tartományában képes volt elhagyni azt a pilótája, és épségben földet érni. Ezt a pilótafülke mentőkapszulaként való beépítése tette lehetővé, melyet az OKB-918 tervezett. (Ez az iroda létfenntartó rendszerekkel foglalkozott, ma a katapultüléseket és légi utántöltéshez kellő egységeket is gyártó NPP Zvezda része.) A kilövés felfelé és előre történt, nyilván gondolva a GSzR esetleges hibája közben létrejövő vészhelyzetekre, amikor az egyszerűbb, lefelé indítás nem működhetett. A sűrűbb légkörbe érés előtt fékezőrakéták működtek le, majd ezek a saját navigációs egységgel együtt leváltak. A fülke teljes tömege 930 kg volt, formája pedig hasonlított az akkor szokásos űrkabinokéra. Önálló létfenntartó rendszerrel, vészjeladóval, valamint az említett navigációs rendszerrel és lassító-stabilizáló fúvókákkal is rendelkezett, fékernyője révén pedig 8 m/s sebességű becsapódást biztosított. Ennek erejét tompította az alsó, energiaelnyelő méhsejt szerkezet, védve így a pilótát a hirtelen lassulástól. A felhasznált hajtóanyag és oxigén, valamint a ledobott részegységek miatt a kabin földet éréskor 200 kg-mal könnyebb, 705 kg lett.

Az űrrepülő mentőkabinként is szolgáló fülkéje. A megnevezések az bal ábrán bal elölről kezdve, az óramutató járása szerint: szélvédő; a pilóta teleszkópjának ablaka; búvónyílás (a kabin tetején, beszálláshoz); ablatív hővédelem (a mentőegységként való működés alatti visszatérés érdekében); túlélőfelszerelés konténere (mivel a kabinon kívül van, ez talán csak a teljes űrrepülővel való kényszerleszállás esetén elérhető); indító rakétatöltet; vészkijárat (a kabin nem látható hátulján); energiaelnyelő méhsejt szerkezet. A középsőn: ejtőernyő; a pilóta teleszkópjának nézőkéje; a teleszkóp maga; légkondicionáló berendezések; mentőrádió; tartalék akkumulátorok. A jobb oldali kis ábrán a műszerfal van (forrás: VKontaktye)

Végső védvonalként a pilóta nyomástartó ruhája is képes volt egy ideig megfelelő mikrokörnyezetet teremteni, a kabin kihermetizálódása esetére. Ekkor a bevetést természetesen az első lehetséges alkalommal meg kellett szakítani.

Tekintettel a program nagyfokú összetettségére, eleve négy, főbb szakaszra kívánták bontani a megvalósítást. Először, az OSz-re koncentrálva, az 50.11/12/13 jelű kísérleti repülőgépeket kellett létrehozni, mindjárt háromféle verzióban. Egy-egy példány szolgált a szub-, a szuper-, és a hiperszonikus tartományban végzendő tesztekre. A gépek egy módosított Tu-95KM törzse alá függesztve emelkedtek a magasba, és leoldás után végezhették el a kijelölt feladatokat. Nem volt kiemelt fontosságú, hogy mindenben egyezzenek a későbbi OSz-szel, mivel inkább a felhasználni kívánt technológiák tesztjeire szolgáltak. Tömegük legfeljebb 11,75 tonna lehetett, ebből 7,45 tonnát tett ki két (feltehetően külső) gyorsítórakéta és üzemanyaguk. Ezzel elvileg 120 km magasságot és 6-8 Mach sebességet érhettek el, legalábbis a hiperszonikus példány. A cél az aerodinamikai és a hővédelemi adatok gyűjtése, az üzemanyagrendszer és a gázdinamikai kormányrendszer tesztje, de főleg a visszatérés során fellépő hatások jellemzőinek tanulmányozása volt. 1967-re tervezték a szubszonikus, ’68-tól pedig a nagyobb sebességű repüléseket.

Ugyan akkoriban gyorsabban mentek a dolgok a hadiiparban, azért mindez a projekt tényleges kezdete után 2-3 évvel nem lett volna kis teljesítmény. Ez a fázis egyébként megfeleltethető az amerikai NAA X-15 kísérleti programnak, azzal a különbséggel, hogy annak célja nem egy konkrét típus kifejlesztésének segítése volt. Az OSz szerkezeti koncepciója is teljesen hasonló az X-15-öséhez (lásd később).

A második szakaszban „50” jellel, immár a szolgálatba állítható űrrepülő prototípusát kellett megalkotni. Ez csak 6,8 tonna tömegű, azaz hasznos terhet (a pilótán kívül) nem visz magával, és nitrogén-tetroxid és aszimmetrikus dimetil-hidrazin hajtóanyagot használ (lásd lejjebb). Itt már nagyfokú egyezés volt nem csak az alapvető kialakításban, hanem a fedélzeti rendszerek terén is a végső változattal. Lényeges, hogy ez az EPOSz-nak nevezett gép egy 11A511 változatú Szojuz rakétán feljutna az űrbe is. Ehhez egy hatalmas, áramvonalas burkolatot kapna a rakéta tetején ülő gép, és hogy ez alá beférjen, szárnyait a függőlegeshez képest 25 fokkal visszább lehetett hajtani – erre a sorozatgyártott OSz-nek nem volt szüksége. A Szojuz 150-160 km magasra, 51 fokos pályára tudta feljuttatni az EPOSz-t, ahol az egy 8 fokos módosításra volt képes, amivel már tesztelhető volt az űrrepülő ezen képessége. A kisebb (10 helyett csak 8 fok) változtatást a gyengébb hajtóanyag vonta maga után. Négy, vegyesen pilóta nélküli és ember vezette példányt kívántak építeni, 1969, illetve ’70-ben.

Fent az űrrepülő extrán behajtott szárnyakkal a Szojuzra rögzítve, külön burkolat alatt. Bár a lentinél részletesebb és szebb ez a kép, a kisebben jobban kivehető, hogy a burkolatból kilógott az OSz fülkéjének teteje, így a pilóta nem a sötétben gubbasztott a start alatt. A pilótát maximálisan 4,4 g túlterhelés érte volna (forrás: fenti, lenti)

A rakétára rögzítést pár metszet is jobban átláthatóvá teszi. A burkolat kiterjedt az OSz orrára is, mivel az túl lapos volt a gyorsításhoz, hiszen a visszatérésre optimalizálták (a GSzR hátán is áramvonalazó elem fedte a szétválásig) (forrás)

A Szojuz rakéta használata miatt a Mikojan tervezőinek az űrprogram főmérnökével, Koroljovval is egyezkednie kellett. Ő pedig nem nagyon örült neki, hogy a 6,45 tonna teherbírású, akkor vadonatúj rakétáját az eleve 6,8 tonnás űrrepülővel terheljék le, nem szólva az ormótlan, nagy légellenállású, és plusz tömeget is jelentő burkolatról. A későbbi visszaemlékezés szerint Koroljov a következőkkel méltatlankodott a Spirál mérnökeinek: „Szóval ez egy vitorlázógép? Akkor talán azt szeretnétek, ha a rakéta egy kötélen húzná maga után?” A sztorihoz az astronautix.com hozzáteszi, hogy a teljesen aszimmetrikus OSz-t tényleg jobb lett volna vontatni, mint a rakéta orrán egyensúlyoztatni, és tulajdonképpen a visszatérést is kiálló szerkezetével a rakéták gázsugarában sem ment volna tönkre az űrrepülőgép, sőt, hiba esetén egyszerűen leoldható lett volna. Mindezek ellenére az ötlet több, mint bizarr, és természetesen nem foglalkoztak vele.

A GSzR-re csak a harmadik etapban került sor, amikor is négy, még R39-300-asokkal hajtott példányt kellett megépíteni, melyekkel 4 Mach sebességig lehetett gyorsulni. De még ezzel is 1970-re kívántak végezni, hogy aztán áttérhessenek a hidrogén üzemanyagú verzióra (ismét 4 példányban), mellyel ’72-ig folytak volna a tesztek. A későbbiekben az eredeti négy GSzR-t kiképzésre és gyakorlásra, valamint a fejlesztéshez lehetett felhasználni. Az, hogy ez csak a harmadik pont volt, egybevágott azzal, hogy az OSz magában is hasznos lenne, rakétával fellőve, miközben a GSzR nagyon bonyolult gép technikailag. Itt jól jött, hogy az űrrepülő pályamódosítási képessége nagyrészt független volt a GSzR-rel elérhető mobilitástól. Utóbbi a Spirál rendszer teljes körű kihasználáshoz már persze szervesen hozzátartozott.

Az utólagos rekonstrukció alul-, illetve felülnézete. Az alulnézeten a piros keretes rész talán a hidrogén töltőnyílása. Az ábra remekül visszaadja a GSzR ék alakú, áramvonalas kialakítását (forrás)

A végső, negyedik fő lépésben a ZsU-t hozzá lehetett adni a rendszerhez, és 1972-ben a még kerozinos GSzR-rel teljes teszteket lehetett végezni, bár alapvetően még személyzet nélküli OSz-szel. A pilótás kísérletek megkezdésére ’73-ban számítottak, már az AL-51-esek repítette hordozógéppel. Közelebbről nem pontosított, de ez utáni dátummal került sor a fluorra való átállásra, úgy a ZsU, mint az OSz esetében. A források egyébként ezen a ponton teszik hozzá a történethez, hogy a Spirál megnevezést, főleg a 3. és 4. fázissal összefüggésben, egyre inkább csak az űrrepülőgépre értve kezdték használni, ahogyan látszott, hogy a GSzR létrehozása még az OSz-hez képest sem lesz egyszerű feladat.

Az egyik ismertető szerint korabeli árakon a négy szakaszból az első három 18, 65, illetve 230 millió rubelbe került a költségbecslés szerint. Az interneten talált adatokat felhasználva ez 153, 552, illetve 1955 milliárd rubel mai áron. Utóbbi tehát közel 2 billió rubel, ami 2/3-a volna a kb. 3,15 billió rubeles, teljes 2016-os orosz védelmi költségvetésnek. A hasonló számokat mindig fenntartással kell kezelni, többek közt a pénz értékének változásai és más, lényeges gazdasági körülmények miatt, mégis, látható, hogy mekkora mértékű erőfeszítés volna a Spirál. Ez persze nem csoda, hiszen tulajdonképpen egy katonai feladatokra, vagyis az űrbeli viszonyokon felül is zord körülményekre tervezett, újrafelhasználható űrhajóról, és egy 100 tonnás, hiperszonikus repülőgépről van szó, mindkettőnél egzotikus üzemanyagokkal.

A teljes Spirál rendszer animációja (forrás)

Az OSz űrbeli manőverezését biztosító hajtóművei

Ahhoz képest, hogy milyen korlátozott volt a korabeli űrhajók manőverezőképessége, a Spirál esetében az OSz-nek mind az indítása során, mind az űrbeli feladatai alatt, végül pedig a visszatérésekor is jelentős szabadsága volt. A bemutatott, hajtóanyagokra és így a költségekre vonatkozó előnyök mellett ez volt a program másik, legfontosabb előnyös tulajdonsága.

Az OSz a korabeli a lehetőségeket és igényeket figyelembe véve a már említett, 130-150 km-es, vagyis tulajdonképpen nem túl magas pályára kellett, hogy képes legyen, és ott mindössze 1-3 fordulatot tett volna meg. A feladatainak többsége nem kívánt meg „járőrözést”, általában konkrét cél leküzdésére vagy felderítésére indult a küldetés, nagyjából ismert helyzettel. A korabeli szóba jöhető ellenfelek, vagyis amerikai űrhajók és műholdak is ebben az alacsony Föld körüli magasságban voltak alapvetően, míg a felszínt érintő tevékenységeknél nyilván előnyösebb is volt a már világűrbeli, de nem túl nagy pályamagasság, például fotófelderítéshez.

A szovjet területről felszállva lehetséges, 45-135 fok közötti inklinációjú pályára állt űrrepülő a felderítő és a „vadász” (műholdelfogó) küldetésen 17, csapásmérő bevetésen 7-8 fokos pályamódosításra kellett, hogy képes legyen az eredeti elgondolások szerint. Utóbbi esetben a „világűr-földfelszín” osztályú fegyverzetet 2000 kg tömegre kalkulálták, ezzel együtt nagyobb méretűre is, ezért kevesebb hajtóanyagot vihetett magával a gép, mint az első két esetben, amikor 500 kg teherrel számoltak csak. Az elfogást végző OSz-től elvárták, hogy egy 12 fokos pályamódosítás közben 1000 km-rel megemelje a pályamagasságát, hogy az eredeti, 130-150 km-es sávnál magasabban keringő célokat is leküzdhessen. Ez nagyjából olyasmi, mint egy dinamikus ugrás egy több kilométerrel fentebb repülő felderítőgépre egy légköri elfogóvadász esetében.

Az OSz egy modellje, a legtöbb grafikától eltérő ablakokkal (forrás)

Az űrben való mozgékonyságot elsőre talán meglepően nagy számú rakéta és fúvóka szolgálta. A pályamódosításra, így az inklináció és a magasság megemelésére, valamint a küldetés végén a fékezésre szolgáló, a korábbiakhoz hasonlóan folyékony hajtóanyaggal (lásd következő bekezdés) üzemelő főhajtómű 1500 kg tolóerőt adhatott le. A specifikus impulzus 320 s, a fogyasztás maximuma 4,7 kg/s volt. Összesen 8 db, kisebb, csupán 16 kg tolóerőt produkáló rakéta szolgált az OSz manőverezésére (6 db), illetve a főhajtómű hibája esetén a pályáról való letérést biztosító fékezőrakétaként (2 db, más forrásban 40 kg tolóerővel). Utóbbiak a főhajtómű tartályaiból, hélium adta túlnyomással kaphattak üzemanyagot és oxidálószert. A finom helyzetmódosításokat 10 db, egyenként 1 kg tolóerejű fúvóka tette lehetővé. A kisebb egységek mindegyike teljesen autonóm volt, saját tartályokkal és kiegészítő berendezésekkel, egy-egy kompakt egységben beépítve. Az űrrepülő térbeli helyzetét szabályozó rendszerért a TMKB Szojuz iroda felelt. A főhajtómű számára 3750 kg hajtóanyag állt rendelkezésre, további 80 kg szolgált a pályáról való letérésre, 120 kg képezte a tartalékot, és 200 kg állt rendelkezésre a 10 finomszabályozó fúvóka számára (összesen 4,15 t, ami tekintélyes része a 10,3 tonnás teljes tömegnek).

Az OSz fejlesztési lépései voltak az utolsók a már látott, kétféle hajtóanyagú GSzR és ZsU verziókhoz képest. Úgy gondolták, hogy amint utóbbihoz megvan a fluort kezelő infrastruktúra, a főhajtóműnél az eredeti, nitrogén-tetroxid (N₂O₄) és aszimmetrikus dimetil-hidrazin (H₂NN(CH₃)₂, angol rövidítéssel: UDMH) helyett áttérnek a hatékonyabb, fluor és ammónia kombinációra. Végső lépésként, ha már ezzel is elég tapasztalatot szereztek, jöhetett volna a flour és amidol (C₆H₃(NH₂)₂OH) (1:1 arányban N₂O₄ és BH₃N₂H₄) keveréke. Ezek egyre magasabb specifikus impulzust jelentettek, miközben a főhajtómű 1,5 tonnás tolóereje 5-re (!) nőtt volna.

http://www.buran.ru/images/gif/spiral7.gif

Sajnos a blog.hu-nak túl nagy a mérete a beágyazáshoz, de a linken "mozgóképen" is megtekinthető a Spirál a 2000-es évek számítógépes animátorainak köszönhetően. Ez azonban az elérhető leírásokhoz képest kissé eltérő. A GSzR-ről való leválás nagyobb állásszögnél történhet (bár ez nem biztos), illetve a ZsU kétfokozatú az ismertetők alapján, azaz nem egyben válik le az OSz-ről. Igaz, a fokozatok számára nézve is kicsit ellentmondásosak a talált leírások

Köszönet a fordításbeli segítségért kollégámnak, Józsefnek!

A táblázatok képként való beillesztése is a blog.hu korlátai miatt van :)

Folytatás ITT. A források az utolsó rész végén lesznek feltüntetve!