A harmadik részben a Spirál űrrepülőgépének visszatérés közbeni hővédelme, valamint a különböző feladatkörű változatok kerülnek bemutatásra. Az előző rész ITT, az első pedig ITT.

A visszatérési manőver és az OSz ehhez igazodó szerkezete

A küldetés végeztével a lassuló OSz 45-65 fokos (máshol: 53°), azaz nagy állásszöggel lépett be a felső légkörbe, meghajtás nélkül. Az oldalcsúszást is 5 fokon belül kellett tartani, nehogy a hőterhelés túl nagy legyen egyes, nem erre méretezett felületeken. Ekkor a szárnyak még felhajtott állapotban vannak, és többek közt későbbi, repülési pozícióba rögzítésük tette lehetővé, hogy az űrrepülő a belépési ponttól 4000-6000 kilométerre repüljön el előrefelé, és 1100-1500 km-es oldalirányú kitérésre is képes legyen.

Az OSz fotófelderítő verziója a visszatérés kezdetén. Látható a pilóta nézőkéjének és a fényképezőgépnek a nyílása is, utóbbi felett jobbra a bal első csúszótalp behúzva (forrás)

Egy képzeletbeli küldetés végén, az Indiai-óceán felett, mintegy 14’000 km-re a leszállóhelytől, az űrrepülő a függőleges tengelye körül megfordulva, begyújtotta a főhajtóművet, és ennek fékező hatásával sebessége a keringéshez szükséges alá esett volna. A sebesség csökkentése után természetesen ismét orral előre fordult a gép. Ekkor a rakéta hajtóanyagának maradékát (mely a tartályokon kívül a csövekben gyűlt össze, nem kívánt módon) biztonsági okokból kifúvatták. Az OSz mintegy 25 Mach körül lépett be az „érezhető” atmoszférába.

A bevetés elejétől a visszatérés első fázisáig a szárny a függőlegeshez képest 15 fokos szögben állt. Ekkor nyilván nem kell nagy felhajtóerőt biztosítani, viszont az iránystabilitás így jobb volt. Ahogyan az űrrepülőgép ereszkedett a légkörben, 10 Mach körül a szárnyakat 45 fokra állították, így biztosítva, hogy a légáramlás a belépőélről inkább lefelé, részben az alsó felükre terelődjön, csökkentve így a melegedést a belépőéleken. Ebben a szakaszban már aerodinamikai kormányzásra van szükség, de a nagy állásszög miatt az egyébként is kicsi függőleges vezérsík szinte hatástalan, és így az útirányú kormányzást az ekkor tulajdonképpen vezérsíkként működő szárnyak végzik. A pilótát mellkas-hát irányban legfeljebb -1,4 g, fej-láb irányban pedig +1,4 g érte. A sűrűbb levegőben, de még 2,5 Mach sebességnél a szárnyat 60 fokra (azaz a vízszintestől mérve 30°-os V-beállításba) engedik, és ez lesz a végső állás. Ekkorra az állásszög is jelentősen mérséklődik, az OSz már egészen repülőgépszerűen viselkedik, és 7,4 méteres fesztávolsága révén 4,5-es siklószámmal repül. (Azaz 1 méter magasságvesztés alatt 4,5 métert tesz meg útirányban.) A gázturbina bekapcsolására a reptértől csupán 60 km-re kerül sor, amikor az OSz már 0,35 Mach és 2000 méter alatt repül. Körülbelül 1 tonna tolóerővel haladt tovább a gép, a függőleges sebességet 18 m/s-ra csökkentve, 12 fokos állásszög mellett. A végső megközelítés 500 méteren kezdődik, a leszálláskor 14 fok az állásszög, és az OSz ekkor már csak 4,5 tonna tömegű. A leszállást a követelmények szerint akár éjjel, rossz időben is végre kellett tudni hajtani, a korabeli szovjet terminológia szerinti, másodosztályú repterekre is. Ez pedig füves kifutót és 250 km/h-t nem meghaladó leszállási sebességet jelentett! A csúszótalpak tehát 225-250 km/h-nál fognak talajt, és füves kifutón – mely megfelelőbb ezek számára – 1000-1700 méteres kifutási úthossz kell. A földet ért gép ekkor még néhol vörösen izzik (legalábbis a leírás szerint).

Csak a szárny mozgatásának fenti leírásából is jól látszik, hogy számtalan elvárást kellett összeegyeztetni egy, 250-25000 km/h sebességtartományban repülő jármű megalkotása során. Mindez egyáltalán nem volt egyszerű. A felhajtóerő-termelő test koncepció magában is nagy kihívást jelentett a korabeli számítási lehetőségek mellett. Nagy munkát igényelt a különféle üzemmódok, állásszögek, sebességek fennállásakor az OSz formájának megtervezése, a gáz- és aerodinamikai kormányrendszer létrehozása.

A szárnyállásokat is ábrázoló vonalas rajz az OSz-ről. Az oldalnézeten a kabin és a kamera van bejelölve, a felülnézeten balra lentről a teleszkóp nyílása, majd ismét a kameráé, után a csillagnavigáció és a rádió-magasságmérő „ablakai”, hátul pedig a manőverezőrakéták. Látható, hogy mennyire kompakt az RD-36-35 beépítése (forrás)

A szárnyak mellett a nagy légköri hatótávot a gép végébe épített, a szovjet STOL kísérleti gépekben is használt RD-36-35 emelőhajtómű K változata tette lehetővé. Az egyszerű kialakítás, a nagy tolóerő/tömeg arány, valamint a számszerűleg is kicsi öntömeg kiválóan alkalmassá tette a feladatra az alapkonstrukciót, ezzel együtt nyilván szükség volt módosításokra a hosszabb üzemidő és a vízszintes beépítés miatt. A 2-2,3 tonna tolóerejű gázturbina számára az OSz aljában volt az üzemanyagtartály, nyilván ismét a kerozin biztosította – természetesen azért véges, de mégiscsak többlet – hőelnyelő képesség, valamint a súlypont miatt. A tartályban 500 kg kerozin volt, mellyel 10 perc teljes gázon történő üzemelés volt lehetséges – gazdaságos fordulaton nyilván jóval több. A gép ellaposodó tetején egy felnyitható beömlőnyílás látta el levegővel az RD-36-35-öst, mellyel néhány száz kilométeres óránkénti sebességet tudott tartani az OSz.

A lehetséges leszállási zónák egy tipikus bevetés után. Az USA közepe feletti 2 kör után az OSz egy nagyjából 9 millió négyzetkilométeres területen szállhatott le. A start a jelölt terület jobb közepén történt ez esetben. Érdemes megfigyelni még, hogy a célterület felett kétszer, ugyanott halad át az űrrepülő, aminek jelentőségét lásd a fotófelderítő változatnál (forrás)

Az Osz, pontosan úgy, ahogyan a ballisztikus kapszulák, a legnagyobb terhelésnek a visszatéréskor volt kitéve. A nagy állásszöggel a légkörbe belépő jármű hővédelmére több megoldás is kínálkozott.

Szóba jöhetett volna az űrhajó ablatív réteggel bevonása. Ez az elégő, elpárolgó anyagréteg átalakulása során nagy mennyiségű hőt nyel el, miközben fokozatosan eltűnik. Ennek hátránya a normál szerkezetre kívülről felvitt réteg sérülékenysége, valamint a minden egyes repülés utáni pótlás. Az ehelyett alkalmazható, de csak a ’70-es évektől elérhető, a külső alkalmazást is kiálló kerámiák és szénszálas alapú anyagok, amik rendkívüli hőszigetelő képességet mutattak, akkoriban még nem álltak rendelkezésre. A manapság ismét kicsit felkapottabb, „aktívabb”, belső folyadékhűtés esetén egy nagy hőkapacitású, folyékony közeg áramoltatható egy tartály és a legforróbb pontok között, elszállítva onnan a hőt a nagy elnyelőképességű tankba. Ez hatékony, de nagyobb tömegű és helyigényű megoldás. Egy ideig ennek és a végül egyedüliként alkalmazott módszernek a keverékét is tervezték felhasználni az OSz-en.

Végül is a „горячей конструкции”, nagyjából forró szerkezetnek fordítható (lásd még ugyanerre angolul: hot structure) elvet választották a visszatérés túlélésére. Ez a ránézésre is legegyszerűbb megoldás, mivel egyszerűen arról van szó, hogy az űrjármű szerkezete olyan anyagokból áll, és azok olyan vastagságban vannak alkalmazva, amivel „magukban” ellenállnak a fellépő, a tervek szerint legfeljebb 1500°C-os hőmérsékletnek. Az OSz teherviselő szerkezete alapvetően egymáshoz hegesztett, VNSz-2 anyagminőségű acélrudakból állt, csakúgy, mint a nem sokkal korábbi repülőgépek esetében rengeteg típusnál. Itt azonban nagyon körültekintően választották meg az anyagvastagságot, a kapcsolódási szögeket és pontokat. A csatlakozásokat kerámiákból készült közbetétekkel biztosították. Ezzel elérhető volt, hogy a felmelegedő alsó rész minimális, hőtágulás okozta feszültségeket keltsen, ezáltal megőrizve a szerkezeti szilárdságot. Ugyanennek az érdekében számos helyen hullámos felületű részegységeket építettek be, melyek szintén a hőtágulás deformációinak felvételét biztosították. Az egész űrrepülő tervezését befolyásolta, hogy arra is figyelni kellett, hogy az abszolút limitek mellett a lehetőségekhez képest homogén hőmérséklet-eloszlást is tartsanak, csökkentve a hőfeszültségeket.

Fent és lent a Spirál program két eredeti rajza az űrrepülő szerkezeti felépítéséről. A fentiek kissé egyszerűbb, áttekinthetőbb formában ITT, további, hasonló képek pedig ITT. (forrás: fenti, lenti)

Ezen az igazán nagyszerű gifen az űrrepülő metszeti képe van, vagyis az, hogy hogyan épül fel a gép, 33 lépésben. Aki részleteiben szeretné látni a dolgot, a gifanimator nevű, telepítést sem igénylő programocska segít. Az egyes ábrák szövegeinek fordításai (a jobbra lentiek) a poszt végén érhetőek el. Ezek szerint kiderül a rakétamotor és a stabilizáló fúvókák gyári jelzése is (forrás)

Az alsó rész a VN5AP nióbium tartalmú ötvözetből készült hővédő lemezekből állt, amiket molibdén-diszilicid borított, 2030°C olvadásponttal. Ezek, a belső szerkezethez hasonlóan, szintén kerámia alapú hőszigetelő rétegen át csatlakoztak a teherviselő részhez, 110, elmozdulást is biztosító felfüggesztés formájában. Ezt a „rugalmas” elrendezést a halak pikkelyeihez hasonlítják az ismertetők. A külső felület és a gép egyes belső részei között 1000°C különbség is könnyedén lehetséges volt, ezt kezelnie kellett a teljes sárkányszerkezetnek. Az OSz felső része valamelyest biztosította a hő egy részének felfelé elvezetését, ezért ott hőszigetelést nem alkalmaztak. Egyben megfelelő elmozdulási lehetőséget is adtak a felső paneleknek, hogy a hőtágulást felvehessék maradandó deformáció nélkül. Még így is azonban 500°C-os hőmérsékletre kellett felkészíteni ezeket az elemeket is, ezért nikkellel és kobalttal ötvözött acélokat használtak, illetve a hagyományosabb, EP-99 jelű acélötvözetet. Ezek a különleges, nem csak a repülőgépiparban szokatlan ötvözetek és anyagok nagy tudományos kihívást jelentettek, ezért a számított hőterhelési adatokat felhasználva a VIAM, vagyis a Repülőgépgyártási Anyagok Össz-szovjet (ma: Össz-oroszországi) Tudományos Kutatóintézete foglalkozott a létrehozásukkal. A hőterhelési számításokat a CAGI, az LII (Repülőkísérleti Intézet) és más, központi intézetek végezték.

A visszatérés során az OSz hőtérképe (felső sor). A visszatérés során mérhető maximumok (legalábbis számítások szerint) a középső ábrán együttesen láthatóak 55, illetve 45 fokos állásszögű süllyedésre. A paraméterek: (csökkenő) 78-68 km közötti magasság, 7300-5800 m/s közötti sebesség. A hőmérséklet Celsius-fokban értendő. Lent ugyanez szemből, a szárnyak eltérő szögei mellett mérhető értékekkel. Némi ellentmondás az ismertetőkkel, hogy itt 1600°C látszik az orrnál, holott azok szerint az orr kialakítása ezt 1400-ra mérsékli (forrás)

Egy 1966. június 29-ei keltezésű dokumentumban egyébként a tervezők már a később az amerikai és az orosz űrsiklón is használt, könnyű de hihetetlenül jó szigetelő, kerámia és szénszál alapú anyagok használatát javasolták egy jövőbeli verziónál. A szovjetek jól tudták, hogy – bár egyszerű, de – nem igazán hatékony a forró szerkezet elv, sokkal jobb (=könnyebb) űrhajót lehetne építeni a korszerűbb anyagokból. A hővédő kerámiákkal ugyanis elég egy viszonylag könnyű és hagyományos teherviselő szerkezet, és az arra épített hőálló burkolat. (Az űrsiklók így is készültek később.) De az idő sürgetett, a Spirál már nem tudta kivárni, mire ezek az új anyagok elkészülnek, és nem csak a laborokban, hanem az ipari alkalmazásban is elérhetőek lesznek.

A túlságosan magas helyi hőmérsékletek kialakulását megelőzendő, az OSz a nagy sebességű eszközökre gyakran jellemző, a lehető legtompább orrot kapott, mellyel 1600-ról 1400°C-ra mérsékelték az aerodinamikai felmelegedést. A 1,5 méteres gömbnek megfelelő görbületi sugarú orrból induló, elegáns, nyújtott ívben megrajzolt test következett elölről hátrafelé haladva. Test, mert az űrrepülőgép alapvetően a lifting body, vagyis felhajtóerő-termelő test koncepcióra épült, de ezt kiegészítették a mozgatható szárnyrészekkel is, hogy tág manőverlehetőséget biztosítsanak a leszállás során. Egy, az elsősorban a szárnyakon felhajtóerőt termelő kialakítás méretei és geometriája miatt nagyobb hővédelmet igényelt volna, ezért döntöttek a felhajtóerő-termelő test mellett. A törzs formáját az is meghatározta, hogy a legkedvezőbb értéket kapják a rendelkezésre álló felület és az ezen létrejövő felhajtóerő arányában, vagyis a lehető legkisebb méretek legyenek szükségesek.

Az orosz források sem mulasztják el megemlíteni, hogy az OSz tervezése során támaszkodtak az amerikai ASSET kísérleti programra (ASSET: Aerothermodynamic Elastic Structural Systems Environmental Tests, Aerotermodinamikus Rugalmas Strukturális Rendszerek Környezeti Tesztje). Ez a kidolgozás alatt álló, boost-glide koncepciójú űrhajók visszatérésének tesztjeire szolgált, és kettős kúp (kónusz) alakú siklóegységeket bocsátottak fel szuborbitális pályára, majd a süllyedés közben mérték az adatokat. A Thor és a nagyobb végsebességet (4 és 6 km/s) biztosító Delta-Thor rakétákkal fellőtt egységeket elvileg kihalászták volna a vízből a repülésük végén, Ascension szigeténél, de erre csak egyszer került sor, a többi meghiúsult vagy nem is vették már tervbe a begyűjtést. Hiperszonikus tartományú adatokat rögzítettek a telemetriai rendszer segítségével a kúpos, 1,53 m alapú és 1,79 m magas, 540 kg-os szerkezetekkel 1963-65 között, hat fellövésből (1 kudarc). (Egyébként párhuzamosan zajlott az X-15 program is, hasonló célokkal, de az 199 repülést ért meg.) Az ASSET ASV és AEV változatokban épült (ASV: aerothermodynamic structural vehicles, AEV: aerothermoelastic vehicles; előbbi a hőmérséklet és nyomásadatokat mérte, utóbbi a légerőket és a szerkezet rájuk adott reakcióját). A járművet gázdinamikai kormányrendszer irányította. Utólag általában a Dyna-Soar egyfajta „maradékának” tekintik a projektet, mely az X-20 orr-részét tesztelte, és amely újabb, olcsóbb űrrepülőknek készítette elő az utat. Azonban a program másik vetülete, hogy gyakorlatilag egy az egyben egyezik az ASSET alakja a Gemini kapszula szárnyas változatával, és mindkettőt a McDonnell gyártotta. Azaz a cél a Gemini egy, a légkörben, leszállás során sokkal manőverképesebb verziójának kifejlesztésének támogatása volt. Végül, bár értékes adatokkal szolgált az ASSET, ezt már csak az STS űrsiklója hasznosította a hővédelem terén.

Felül az ASSET egyik példányának részei, felépítése. Az egyes részek jól láthatóak. A „columbium” a nióbium korábbi (amerikai) neve. Alul mindez egyben, a légierő múzeumában, nyilvánvalóan „használat” után (forrás: fenti, lenti)

A Spirál űrrepülőgépének változatai

A már említett küldetéstípusoknak megfelelően, a mérnökök szeme előtt egy teljes űrrepülőgép-család bontakozott ki.

Noha már 1961-től rendelkezésre álltak a Zenit sorozat kémműholdjai, a Spirál alkalmasnak ígérkezett ezek kiegészítésére is. Ez volt a nappali („jóidős”) fotófelderítő változat. A rövid élettartamú, drága rakétákkal fellőtt műholdak helyett a Spirál olcsóbb, rugalmasabb megoldást kínált azokra az esetekre, amikor időérzékeny célokat kellett fotózni, vagy ha éppen nem volt megfelelő pályájú műhold egy terület felett. A kiszámítható keringésű Zenitek helyett egy Spirál-küldetés meglepetésszerűen és zavartalanul tudott fényképezni egy-egy célt. A váratlan felbukkanás mellett ezúttal az űrrepülőgép jelentős pályaváltoztatási lehetőségei arra is jók voltak, hogy egyetlen célpont felett rövid idő alatt – azaz egy keringési időnyi különbséggel – ismételt felvételeket lehessen készíteni. Ehhez például a Legenda rendszernél két, bizonyos eltolással egymás „mögött” keringő műhold kellett. Ez a képesség nagyon megnehezítette az ellenfél számára felszíni aktivitása rejtve tartását.

A ’60-as évek terméke volt a Szaljutnak álcázott Almaz (Gyémánt) katonai űrállomás is, ami szintén megfigyelő és fotófelderítő feladatot (is) ellátott, de mindezt 3 fős személyzettel. Vagyis az űrprogram ezen, igazából még mindig korai szakaszában a műholdak mellett az Almaz és a Spirál is versenyben volt az optikai felderítő feladatoknál.

A fülke mögötti „tehertérbe” épített, balra néző kamera 130 km körüli magasságból 1,2 méteres felbontást biztosított (azaz egy képpont a fotón 1,2 méteres volt a földfelszínen), amivel éppen lehetséges volt gépjármű méretű tárgyakat azonosítani, de azok megkülönböztetésére ez már kevés volt. Igaz, a cél nem is ez volt, hanem nagyobb katonai csoportosulások, objektumok, és hadihajók kötelékeinek megfigyelése. (Máshol 0,75-1 m felbontást adnak meg.) A pilóta szeméhez beépítettek egy oldalra néző teleszkópot, folyamatosan állítható, 3-50-szeres nagyítással. Ezzel manuálisan kellett megkeresnie és befognia a célokat (130 km magasból, és még némi oldaltávolság is volt nyilván, ez mindösszesen 300 km ferde távolság lehetett maximum – nehéz feladatnak látszik így utólag), majd a fő kamerát párhuzamosítani a teleszkóppal. Ekkor automatikusan indult a fotózás, mely során 100 km magasságból egy 20x20 km-es területet fedett le egyetlen felvétel. Egy küldetés során elvileg 3-4, különböző célpontot is fényképezhetett így a Spirál. A begyűjtött információkat HF és UHF rádiókkal lehetett a földre juttatni – az nem világos, hogy ezt a személyzet szóban végezte vagy adatátviteli rendszerről volt szó. Minden esetre utóbbihoz fedélzeti kiértékelés kellett volna, ami hagyományos filmnél kizárt, digitális kamera pedig akkoriban még nem létezett (űrbeli használatra biztosan nem). Ez tehát arra enged következtetni, hogy a pilóta a teleszkópon át látottakat szóban közölhette az irányítóközponttal, a fényképeket a leszállás után hívhatták elő.

A továbbfejlesztés először arra koncentrált, hogy az elkészült fotók mihamarabb a földi elemzőkhöz jussanak. Ezért azt tervezték, hogy még a gépen elő tudja hívni a kamera a képeket, majd az eredményt televíziós csatornán továbbították volna a vevőállomásra.

Egy, a korábbi, eredeti tervekből készített grafika, melyen a legtöbb fontos rendszer be van jelölve. Nagyobb felbontású verzió híján számos megnevezés nem kiolvasható sajnos. Néhány az olvasható és fontosabbak közül. A hosszmetszeten hátul felül: ЖРД – folyékony hajtóanyagú (fő)rakéta; alatta a ГДУ блок сопел – stabilizáló fúvókák, ugyanezek láthatóak a jobbra lévő keresztmetszeten is, a két szélen. A sötétzöld eszköz a kamera (lásd Г). Szintén a hosszmetszeten a kamera mögötti zöld tartály az oxidálószeré, a mögötte, vele részben fedésben lévő pedig az üzemanyagé. A gázturbina alatt látszódó, második sárga tartály is műszerrekesz, lásd korábban a csillagnavigáció és a rádió-magasságmérő pozícióját. A Д metszeten a négy rúd a szerkezeti gifen is megjelenő, elmozdulást is biztosító tartószerkezet a műszerrekeszhez. A hosszmetszet egyébként ellentmond a már említett, szerkezeti gifnek, a tartályokat illetően legalábbis biztosan. A kerozintartály helye nem állapítható meg a kétféle rajz összevetésével sem (forrás)

A kis gifeken fent a fotó-, lent pedig a radarfelderítő verzió. A jókora kamera természetesen nem vakuzott… (forrás: fenti, lenti)

Meglehetősen hasonló volt a radarfelderítő változat. Itt értelemszerűen a minden idős alkalmazhatóság volt a fő előny, persze az optikainál kisebb felbontás mellett. A felderítő lokátor egy több egységből álló, a tehertérből kihajtogatható, 12x1,5 méteres antennával rendelkezett. Energiaigénye kielégítésére feltehetően akkumulátorokra is szükség volt, de a 2-3 keringés alatt ez elengedő lehetett. Minden bizonnyal a nagyobb szárazföldi objektumok, valamint az egyes hajótípusok (anyahajó/kísérőhajók) elkülönítésére volt képes, erre még megfelelő lehet a 20-30 méteres felbontás.

Az ekkor szintén fejlesztés alatt álló, Legenda műholdrendszer Csajka radarjára ugyanezt a felbontást adják meg. Elképzelhető, hogy ez igazából a minimum követelmény a feladathoz, nem a radarok tényleges képessége.

A csapásmérő verzió feladata a repülőgép-hordozók elleni atomtámadás volt. Ennek a szovjetek óriási jelentőséget tulajdonítottak, mivel az amerikai flotta légiereje bárhonnan támadhatta az országot. Rövid ideig a Neptune „bombázókkal” éles elrettentési őrjáratok is voltak a Földközi-tengeren, de akár az európai háborús front tenger felőli szárnyait is biztosíthatták hordozókkal, vagy – és talán elsősorban ez érdekelte az oroszokat – az Atlanti-óceánon átkelő, amerikai erősítést hozó hajókonvojokat védhették meg a tengeralattjáróktól és a többi, tervezett szovjet hadihajótól. A céladatok az előző két felderítő változattól, de műholdaktól, repülőgépektől, vagy tengerészeti forrásokból is érkezhettek, és ezek révén a horizonton túlról indíthatta rakétáját az űrrepülő. Az 1700 kg-os fegyvert az első szakaszon rádió távvezérléssel pontosították, feltehetően ballisztikus pályája során. A leírások szerint egy 32 csomóval haladó hordozót 90%-os valószínűséggel talált el a rakéta az atombomba hatásos robbanási zónáján belül (melyre ezúttal 250 m-t adnak meg, ami legfeljebb néhány száz kilotonnás hatóerőre utal), ha a kezdeti (indításkori) célparaméterek 90 km-nél pontosabbak. A hajók, vagyis mozgó célok támadásához valószínűleg valamilyen végfázis-vezérlésre, talán radarra is szüksége volt a fegyvernek.

Atomrakéta indul az űrrepülőről egy hordozókötelék felé. A rakéta indítása és kialakítása talán inkább csak szemléltető jellegű (nem beszélve a robbanás következményeként oldalra csúszó hordozóról) (forrás)

Mai szemmel talán furcsa, hogy épp ebben a konfigurációban volt szükséges az OSz tartályterének rovására több hasznos helyre (újabb 2 m³) és tömegre, noha a felszínre elvileg „csak le kellett ejteni” egy bombát vagy rakétát. De az akkor elérhető részegységek mind „nagyok” voltak: maga az atombomba, a hajtómű, és főleg az elektronika. A mozgó célok támadása miatt minderre szükség volt az űr-föld rakétánál: meghajtás, manőverezőképesség és végfázis-irányítás is kellett. Viszont ezekre szinte egyáltalán nem volt szüksége egy ballisztikus rakéta visszatérő egységében lévő robbanófejnek, mely ezért jóval egyszerűbb volt, de ilyennel mozgó célt egészen a legutóbbi időkig nem lehetett támadni.

Az gyorsan egyértelművé vált, hogy nem csak a hordozókra, hanem előre meghatározott szárazföldi objektumra is indítani lehetne a rakétát, vagy annak egy verzióját. Egy változtatható pályán, az űrből induló atombomba igen előnyös hadászatilag. A nagyfokú űrbeli pályamódosításra alkalmas Spirál egyrészt váratlan (az USA esetében: a déli félteke felőli) irányból tudott lecsapni, másrészt alacsony pályamagassága ezúttal kifejezetten előnyös volt. Amíg ugyanis az interkontinentális rakéták akár 1000 km-re is felemelkedve érkeztek előre ismert, az északi sarkvidék feletti pályákon, addig az űrrepülőre nagyságrendekkel kevesebb manőverezési megkötés volt érvényes. Korabeli szovjet számítások szerint az USA rendelkezésére álló Nike-Zeus rakétaelhárító rakéta egyetlen célt 0,5-0,87 valószínűséggel foghatott el működési körén belül. (Ránézésre ez elég magas érték, igaz, egyetlen egy célt feltételez, zavarás és más elterelő műveletek nélkül.) Csakhogy a 30-40 percig utazó ICBM-et a radarok (vagy műholdak) néhány perccel indítása után észlelik, és van idő felkészülni és végrehajtani az elfogást. A Spirál indította, kisméretű rakéta viszont 2,5-3 percen belül volt csak észlelhető, és szokatlan pozíciója miatt is, elfogási valószínűsége csak 0,05-0,3 volt. (Esetleg azonnal feltételezni kellett volna, hogy a közelítő űrrepülő támadást fog indítani, és ezért megelőző csapást mérni az ellenségre – csakhogy azt nem lehetett előre tudni, hogy atombombát fog-e dobni az OSz, vagy csak fotóz párat, és utóbbi esetben nyilván nem érte volna meg atomháborút kezdeményezni). Ez azt jelentette, hogy kb. harmadannyi Spirál rendszer is elég lenne egy ugyanakkora valószínűséggel sikeres atomtámadáshoz (vö. 0,87 és 0,3), mint ahány (ekkor még egy robbanófejes) ICBM. Ez még a Spirál kb. kétszeres költsége mellett is 30%-os anyagi megtakarítást jelent – a hidegháború pedig, sok más mellett persze, a nemzetgazdaságok teljesítőképességének versenye volt első sorban, azaz a hadiipari beruházások ára igencsak lényeges volt. A rakétavédelmi rendszerek ekkor még szüntelen fejlesztése mellett ráadásul egyre értékesebbnek nézett ki a – nem lehet elégszer ismételni – igen manőverképes űrrepülőgép. Ezzel volt előnyben az egy korábbi posztban már futólag említett FOBS elgondolással, vagyis a műholdként az űrben keringő atomfegyverekkel szemben. Azok kötött pályája ugyanis jó előre bemérhető volt, ismét csak megkönnyítve a védekezést ellenük.

Mármint relatíve, hiszen a FOBS is az USA szinte nem is védett, déli határa felől támadott volna. Persze ha az űrhadviselés lehetőségei realizálódnak akkoriban, a NORAD (meg persze a Szovjetunió is) körkörös radarrendszert (és talán elhárítást) épít ki. Ez viszont nagyon megdrágította volna a hidegháborút, meg nagyon kockázatossá is tette volna.

Az űrrepülőnek a személyzet előnyére is vált, nem csak a feljuttatandó terhet növelte. A pilóta ugyanis az akkor elérhető automatikus rendszerekhez képest jobban reagálhatott, ha kitérő manőverek vagy célmódosítás vált szükségessé, illetve számítógépes rásegítéssel talán jobbkor indíthatott zavarást vagy dobhatott ki elterelő célokat, egy szóval jobban védhette meg a még ki nem lőtt rakétáját. Azonban az 1970-es évek elejétől elérhető váltak a több robbanófejes rakéták (MRV majd MIRV technológia), ’72-ben pedig aláírták az ABM szerződést. Ezekkel tehát az elhárítástól egyre kevésbé kellett tartani, miközben az ICBM-ek potenciálja megnőtt, azaz a Spirál elvesztette előnyének legfontosabb részeit.

A Spirál egyik végső célja egy, űrbeli célpontokat is támadni képes űrjármű volt. Amíg az Almaz űrállomások, alapvetően kötött pályájuk révén, inkább csak magukat védhették volna meg a fedélzeti gépágyújukkal, egy űrrepülőgép széles határok között manőverezhetett a célok elfogása érdekében.

Az elfogó verziót eleve kétféle alváltozatban tervezték, „50-22” jellel. Az első a „vizsgáló-elfogó” volt. Nyilvánvaló okokból megvolt az igény arra, hogy az amerikai műholdakat meg lehessen vizsgálni működés közben, az űrben is, hogy ne csak hírszerzési információk legyenek róluk. Ehhez az OSz megközelítette a célba vett műholdat, amihez egy távcső (elhelyezése okán nevezhetnénk periszkópnak is) nyújtott segítséget. Persze a nagyjából várt pályát ehhez is már előre ismerni kellett. Végül a gép mintegy 3-5 km-re felzárkózott a műholdhoz, és vele azonos sebességet tartva, megvizsgálhatta azt a pilóta egy 50-szeres nagyításra képes távcsővel, mely 1,5-2,5 cm-es felbontású volt. Ezen keresztül fényképfelvételek készítésére is lehetőség volt. Amennyiben a pilóta úgy ítélte meg a látottak alapján, vagy erre utasítást kapott a földről, netán eleve ezért fogták be a célt, meg is semmisíthette azt. Ehhez a tehertérben 6 db „világűr-világűr” osztályú rakétát vitt magával az OSz. A Hadiipari Minisztérium (MOP) Különleges Tervező Irodája (SKB) (azaz SKB MOP) dolgozott a 25 kg tömegű, 30 km hatótávolságú eszközön. Ez az utóbbi adat elsőre értelmetlennek tűnik az űrben, hiszen nincs légellenállás. Azonban számos korlátozó tényező így is van. A rakéta 500 m/s sebességkülönbségű célt tudott elfogni, ez mind a hatótávra, mind az indítási pozícióra, mind pedig a lehetséges találatra nézve lényeges megkötés volt. A mozgásban lévő célokat 3-5 km-en belül lehetett reálisan leküzdeni, hiszen az azonos irányon haladó célig például az indítási távolság többszörösét is meg kellett tenni adott esetben. Ez vonatkozott az űrrepülő pályájánál feljebb lévő célokra is. Olyan, műszaki tényezők is csökkentették az elméleti 30 km-t, mint a fedélzeti áramellátás működési ideje, a manőverező fúvókák üzemanyaga, illetve a beépített radar hatótávolsága.

A műholdakat elfogó egyik verzió, a rakéta alapján talán a vizsgáló-elfogó. Ahogyan az összes gifen, a szárnyak állása itt is nagyjából a minimumon van, nem az GSzR-ről való leváláskor meglévő, maximálison. Ez lehet az animáció hibája is, de akár az is lehet az ok, hogy az űrben például a hőháztartás szabályozása így kedvezőbb volt (forrás)

Az ellenséges eszköz (űrhajó, műhold) kilövését ráadásul egy szempontból alaposan meg kellett fontolni: a lassulás nélkül, minden irányba szétrepülő roncsdarabok veszélyt jelenthettek a támadóra is.

Magának az OSz-nek a képességei határolták be a már szóba került 1000 km-es magasságra az elfogásokat, melyek során egyszer egy 10 fokos pályaváltoztatás volt lehetséges, tekintettel a hajtómű fogyasztására. Nyilván ezeken a limiteken belül, beleszámítva a 2-3 keringésre tervezett bevetéseket, sort lehetett keríteni akár hat (ahány rakéta volt), csak egymáshoz mind távolságban, mind pályasíkban közelebbi célpont támadására is.

Amint az eredeti képaláírás is mondja: így képzelték el az ellenséges műholdak megsemmisítését. (Avagy felül: „az elfogó repülőgép működésének sémája".) 1. átmenet a megközelítési pályára; 2. célkeresés a fedélzeti teleszkóppal (távcsővel); 3. a cél követése a teleszkóppal; 4. a cél követése az „orientáló” teleszkóppal (vagyis a vázlatból az következne, hogy kétféle, a pilóta által célkeresésre és megfigyelésre szolgáló távcső volt a fedélzeten); 5. átmenet a cél pályájára; 6. a cél megközelítése (3-5 km-re, a leírások alapján); 7. a cél vizsgálata a „vizsgáló” teleszkóppal, melyen át a fotók készíthetők; 8. a cél megsemmisítése. A felsorolásból megint csak látható, hogy a források nem mindig konzisztensek (forrás: VKontaktye)

Az SKB MOP tulajdonképpen egyedülálló fegyverterve, az űr-űr rakéta (a levegő-levegő rakéta mintájára), oldal- és elölnézetben – ha minden igaz. Természetesen teljesen hiányzik az áramvonalazás, a terv igazából a funkcionális egységek egymáshoz csatlakoztatását jelenti. Jobb felbontású verzió híján csak a rajzból lehet következtetni, hogy mi micsoda. Elöl a radarantenna, mögötte talán az elektronikai egység hozzá, a maradéknak tartalmaznia kell az energiaellátást (akkumulátor), a rakéta hajtóanyag-tartályát (talán alul) és a harci részt (felül?), hátul pedig a rakéta fúvókája. Az elölnézetről nehéz közelebbit megállapítani (forrás)

A másik alváltozat a „nagy hatótávú elfogó” volt. Ezúttal nagyobb fedélzeti rakéták voltak a fegyverek, talán az előző típus megnövelt variánsai, melyek már 40 km-re lévő célokat is elérhettek, 350 km-es elméleti hatótávval. A szintén az SKB MOP tervezte eszközök 170 kg tömegűek voltak az indítókonténerrel együtt. Ezúttal a pilóta optikai módszerrel, távvezérléssel vezette rá a célokra a rakétákat, a teleszkópját célzókészüléknek használva. Bár az űrben nincsen például zavaró földháttér a radaros befogás nehezítésére, a mikroelektronika gyerekcipőben járt, és a Spirál nem hordozott célmegvilágító lokátort, míg a rakéta saját, aktív radarja igen kicsi lehetett csak, azaz 40 km-re már nem feltétlenül látott el. (Vö. a korszerű, aktív radaros légiharcrakéták készülékeinek mintegy 20 km-es működési távolságával!) Az OSz által támasztott korlátok ezúttal is az 1000 km-es magasság és a 10 fokos pályaváltoztatás voltak. Arról nincs szó, hogy ebből a nagyobb fegyvertípusból hányat vihetett magával az űrrepülő, de az előző változatok adatait alapul véve 2-3 db-ról lehetett szó, ha nem akarták visszafogni a keringési jellemzőket a növelt méretű tehertér miatt, mint ahogyan az a csapásmérő változatnál történt.

Hat rakétatároló konténerével ez a rajz is a vizsgáló-elfogó verziót mutatja, de aligha térhetett el ettől igazán a „nagy hatótávú elfogó”. A bal keresztmetszeten a „periszkóp”, azaz a távoli célkereső, majd a közeli célvizsgáló távcső, valamint az utóbbin át működő fényképezőgép, a jobb oldalin pedig a rakétakonténerek és a kilövéskor keletkező gázokat elvezető cső van bejelölve. A hosszmetszeten, az előzőekben jelölteken kívül, balra a mentőkabin, jobbra fent pedig a rakétarekesz feletti nyitható burkolat van megadva (forrás: VKontaktye)

Aznap, amikor Lozino-Lozinszkijt kinevezték főmérnöknek (1966. június 15.), a Spirál dokumentációjában megjelent két (igaz, együttesen megfogalmazott) újabb igény is. A vizsgáló elfogó verziót képessé kellett tenni (bár talán nem a kezdetektől) arra, hogy ne csak el-, hanem szó szerint megfogja az ellenséges műholdakat, azokról részeket tudjon leszerelni (közelebb lenne a valósághoz a „letörni” megfogalmazás), netán a teljes műholdat magával vihesse például egy baráti űrállomáshoz. Minderre ráadásul „mesterséges sugárzási térben” is alkalmasnak kellett lennie az OSz-nek, ami pedig kizárólag atomháborús körülményeket jelenthet, azon belül is világűrben robbantott bombák által létrehozott környezetet.

Itt hozzá kell tenni, hogy mivel az űrben nincs por vagy más anyagok, amik nagy mennyiségben felaktiválódhatnak a robbanástól, ezért, úgy tűnik, ez a feladat igencsak „forró” helyzetet feltételezett, vagyis talán azt, hogy a Spirál tevékenységét látva az ellenség atombombát lő ki rá elhárítási céllal.

Néhol említést tesznek arról is, hogy felmerült a Spirál rakétavédelmi szerepkörben való használata is. A nagyobb világűr-világűr rakétákkal erre talán valóban reális lehetősége nyílt volna a rendszernek, igaz, külső előzetes célfelderítésre volt szüksége hozzá.

Köszönet a fordításbeli segítségért kollégámnak, Józsefnek! Az amidol képlete az előző részben ki lett javítva!

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

A szerkezeti felépítést bemutató gif feliratai:

1: hegesztett teherviselő szerkezet; 2: teherviselő elválasztók; 3: további merevítő elemek; 4: a jobb szárny teherviselő szerkezete és mozgató rúdja; 5: a bal szárny teherviselő szerkezete és mozgató rúdja; 6: az 5D21M rakétamotor kerete és hátsó burkolata; 7: üzemanyagrendszer és (elöl) berendezések rekeszei; 8: légköri hajtómű (RD-36-35 és beömlője); 9: az 5D29M reaktív irányítórendszer; 10: felderítő kamera; 11: hátsó csúszótalpak; 12: elülső csúszótalpak; 13: a mentőkabin indítórakétája és a műszerrekesz rugalmas felfüggesztése; 14: a mentőkabin alsó, hőálló része (most hátsó); 15: a fülke belső elemei; 16: űrhajós pilóta; 17: a mentőkabin felső része (most elülső); 18: hőálló üveg [lényegében]; 19: a fülke zárható teteje (normál beszálláshoz); 20: a pilóta teleszkópjának külső üvegburkolata; 21: szélvédő üvegezése; 22: felső és alsó (hőálló) burkolat; 23: függőleges vezérsík; 24: a jobb szárny külső burkolata és a mozgató rúd; 25: a bal szárny külső burkolata és a mozgató rúd; 26: az orr levehető felső burkolata (műszertér felett); 27: a bal elülső csúszótalp szára; 28: a gázturbina beömlőjének zárt állapotú fedele; 29: oldalkormány; 30: a kamera lencséjének védőburkolata; 31: az asztrokorrektor és rendszereinek felső burkolata; 32: az asztrokorrektor védőburkolata; 33: felső kiegészítő áramvonalazó burkolat