تاریخچه برنامه مارپیچ
مطابق با طرح موضوعی پنج ساله نیروی هوایی برای هواپیماهای مداری و مافوق صوت، کار عملی بر روی هواپیمایی فضانوردی در کشور ما در سال 1965 با OKB-155 از A.I. موضوع ایجاد یک هواپیمای مداری دو مرحله ای (در اصطلاح مدرن - سیستم هوافضا - AKS) شاخص "Spiral" را دریافت کرد. اتحاد جماهیر شوروی به طور جدی برای یک جنگ گسترده در فضا و از فضا آماده می شد.
مطابق با الزامات مشتری، طراحان تصمیم گرفتند یک مجتمع دو مرحله ای قابل استفاده مجدد متشکل از یک هواپیمای تقویت کننده مافوق صوت (GSR) و یک هواپیمای مداری نظامی (OS) با تقویت کننده موشک ایجاد کنند. این سیستم قرار بود به صورت افقی راه اندازی شود، با استفاده از یک بوژی شتاب دهنده، جداسازی با سرعت 380-400 کیلومتر در ساعت انجام شد. پس از به دست آوردن سرعت و ارتفاع لازم با کمک موتورهای GSR، سیستم عامل جدا شد و با استفاده از موتورهای موشکی تقویت کننده دو مرحله ای که با سوخت هیدروژن فلوراید کار می کرد، شتاب بیشتر انجام شد.
یک سیستم عامل جنگی تک سرنشین قابل استفاده مجدد برای استفاده از شناسایی عکس در طول روز، شناسایی رادار، رهگیر اهداف فضایی یا هواپیماهای حمله با موشک فضا به زمین و می تواند برای بازرسی اشیاء فضایی استفاده شود. وزن هواپیما در تمامی انواع 8800 کیلوگرم، شامل 500 کیلوگرم بار رزمی در انواع شناسایی و رهگیر و 2000 کیلوگرم برای هواپیمای ضربتی بود. برد مدارهای مرجع 130...150 کیلومتر در ارتفاع و 450...1350 در شیب در جهت شمال و جنوب هنگام پرتاب از قلمرو اتحاد جماهیر شوروی بود و وظیفه پرواز باید در فاصله 2-3 انجام می شد. چرخش (سومین نوبت فرود). مانورپذیری سیستم عامل با استفاده از یک سیستم راکت راکتی که بر روی اجزای سوخت پرانرژی کار می کند - فلوئور F2 + آمیدول (50٪ N2H4 + 50٪ BH3N2H4) قرار بود تا سال 170 تغییری در شیب مداری برای شناسایی و رهگیر ایجاد کند. برای یک هواپیمای تهاجمی با موشک روی هواپیما (و کاهش عرضه سوخت) - 70 ... 80. رهگیر همچنین قادر به انجام یک مانور ترکیبی بود - تغییر همزمان در شیب مداری 120 با افزایش ارتفاع تا 1000 کیلومتر.
پس از اتمام پرواز مداری و روشن کردن موتورهای ترمز، سیستم عامل باید با زاویه حمله زیاد وارد جو شود، کنترل در مرحله فرود با تغییر رول در یک زاویه حمله ثابت فراهم شد. در مسیر فرود با سر خوردن در جو، توانایی انجام مانور آیرودینامیکی در محدوده 4000 ... 6000 کیلومتر با انحراف جانبی مثبت / منفی 1100 ... 1500 کیلومتر تعیین شد.
در منطقه فرود، سیستم عامل باید با انتخاب بردار سرعت در امتداد محور باند نمایش داده می شد که با انتخاب برنامه تغییر رول به دست آمد. قابلیت مانور این هواپیما باعث شد تا در شب و در شرایط آب و هوایی سخت در یکی از فرودگاه های جایگزین در قلمرو اتحاد جماهیر شوروی از هر یک از 3 پیچ فرود بیاید. فرود با استفاده از یک موتور توربوجت ("36-35" توسعه یافته توسط OKB-36) در یک فرودگاه بدون سنگفرش کلاس II با سرعت بیش از 250 کیلومتر در ساعت انجام شد.
طبق پروژه مقدماتی "مارپیچ" که توسط G.E. Lozino-Lozinsky در 29 ژوئن 1966 تایید شد، AKS با جرم تخمینی 115 تن، یک کشتی بالدار با قابلیت استفاده مجدد افقی و فرود بالدار بود - یک کشتی 52 تنی. هواپیمای تقویت کننده مافوق صوت (دریافت شاخص "50-50") و یک سیستم عامل سرنشین دار واقع در آن (شاخص "50") با یک تقویت کننده موشک - واحد پرتاب دو مرحله ای.
با توجه به عدم توسعه فلوئور مایع به عنوان یک اکسید کننده برای سرعت بخشیدن به کار بر روی ACS به عنوان یک گام میانی، توسعه جایگزین یک تقویت کننده موشک دو مرحله ای بر روی سوخت اکسیژن-هیدروژن و توسعه مرحله ای فلوئور سوخت روی سیستم عامل پیشنهاد شد - ابتدا استفاده از سوخت با جوش بالا روی تتروکسید نیتروژن و دی متیل هیدرازین نامتقارن (AT + UDMH)، سپس سوخت فلوئور آمونیاک (F2 + NH3) و تنها پس از انباشت تجربه برنامه ریزی شد که جایگزین شود. آمونیاک با آمیدول
به لطف ویژگی های راه حل های طراحی گنجانده شده و طرح پرتاب هواپیما انتخاب شده، امکان اجرای ویژگی های اساساً جدید برای وسایل پرتاب محموله های نظامی به فضا را فراهم کرد:
- پرتاب به مدار محموله ای که 9٪ یا بیشتر از وزن وزن برخاست سیستم است.
- کاهش 3-3,5 برابری هزینه پرتاب یک کیلوگرم محموله به مدار در مقایسه با سیستم های موشکی با استفاده از اجزای پیشران یکسان.
- پرتاب فضاپیما در طیف گسترده ای از جهات و توانایی هدف گیری مجدد سریع پرتاب با تغییر اختلاف منظر مورد نیاز به دلیل برد هواپیما.
- جابجایی مستقل هواپیمای شتاب دهنده؛
- به حداقل رساندن تعداد مورد نیاز فرودگاه.
- پرتاب سریع یک هواپیمای مداری جنگی به هر نقطه از جهان؛
- مانور مؤثر هواپیمای مداری نه تنها در فضا، بلکه در مراحل فرود و فرود.
- فرود هواپیما در شب و در شرایط نامساعد جوی در یک فرودگاه معین یا انتخاب شده توسط خدمه از هر یک از سه مدار.
اجزای مارپیچ AKS.
هواپیمای شتاب دهنده مافوق صوت (GSR) "50-50".
GSR یک هواپیمای بدون دم به طول 38 متر با یک بال دلتا با حرکت متغیر بزرگ در امتداد لبه جلویی از نوع "دبل دلتا" بود (800 در دماغه و قسمت جلو و 600 در انتهای بال) با دهانه 16,5 متر و مساحت 240,0 متر مربع با سطوح تثبیت کننده عمودی - کیل ها (با مساحت 2 متر مربع) - در انتهای بال.
کنترل GSR با استفاده از سکان روی کیل ها، ایلوون ها و فلپ های فرود انجام شد. این هواپیمای تقویت کننده مجهز به یک کابین خلبان 2 نفره تحت فشار با صندلی های جهشی بود.
هنگام برخاستن از کامیون تقویت کننده، برای فرود، GSR از یک ارابه فرود سه چرخه با پایه دماغه مجهز به پنوماتیک دوقلو در اندازه 850x250 استفاده می کند و در جهت مخالف پرواز در جریان رها می شود. قفسه اصلی به یک بوژی دو چرخ پشت سر هم 1300x350 تعبیه شده است تا هنگام جمع شدن، حجم مورد نیاز در جایگاه شاسی کاهش یابد. مسیر ارابه فرود اصلی 5,75 متر.
در قسمت بالایی GSR، در یک جعبه مخصوص، خود هواپیمای مداری و تقویت کننده موشک وصل شده بود که قسمت های دماغه و دم آن با فیرینگ پوشانده شده بود.
در GSR از هیدروژن مایع به عنوان سوخت استفاده می شد، سیستم پیشرانه به شکل بلوکی از چهار موتور توربوجت (TRD) توسعه یافته توسط A.M. Lyulka با رانش برخاست 17,5 تن بود که دارای ورودی هوای مشترک و کار می کرد. روی یک نازل انبساط خارجی مافوق صوت. با وزن خالی 36 تن، GSR می تواند 16 تن هیدروژن مایع (213 متر مکعب) را وارد کند که برای آن 3 متر مکعب از حجم داخلی اختصاص داده شده است.
این موتور شاخص AL-51 را دریافت کرد (در همان زمان، موتور توربوفن نسل سوم AL-165F در OKB-21 در حال توسعه بود و این شاخص "با حاشیه" برای موتور جدید انتخاب شد و با یک دور شروع شد. شماره "50"، به خصوص که همان عدد در فهرست موضوع ظاهر شد). شرایط مرجع برای ایجاد آن توسط OKB-165 از A.M. Lyulka (اکنون - STC به نام A.M. Lyulka به عنوان بخشی از NPO Saturn) دریافت شد.
غلبه بر مانع حرارتی برای GSR با انتخاب مناسب مواد ساختاری و محافظ حرارت تضمین شد.
هواپیمای شتاب دهنده.
در جریان کار، پروژه به طور مداوم اصلاح می شد. می توان گفت که او در وضعیت "توسعه دائمی" بود: برخی ناسازگاری ها دائماً از بین می رفت - و همه چیز باید "دوباره مرتبط می شد". واقعیت ها در محاسبات مداخله کردند - مواد ساختاری موجود، فناوری ها، قابلیت های کارخانه ها و غیره. در اصل، در هر مرحله از طراحی، موتور عملیاتی بود، اما ویژگی هایی را که طراحان می خواستند از آن دریافت کنند، ارائه نمی داد. «دراز کردن» پنج یا شش سال دیگر ادامه داشت، تا اوایل دهه 1970، زمانی که کار روی پروژه مارپیچ بسته شد.
تقویت کننده موشک دو مرحله ای.
واحد پرتاب یک وسیله نقلیه پرتاب دو مرحله ای یکبار مصرف است که در موقعیت "نیمه فرورفته" در یک مکان "در پشت" GSR قرار دارد. برای سرعت بخشیدن به توسعه، پروژه مقدماتی توسعه یک نسخه میانی (سوخت هیدروژن-اکسیژن، H2 + O2) و اصلی (سوخت هیدروژن-فلورین، H2 + F2) تقویت کننده موشک را فراهم کرد.
هنگام انتخاب اجزای سوخت، طراحان از شرط اطمینان از پرتاب بزرگترین محموله ممکن به مدار استفاده کردند. هیدروژن مایع (H2) به عنوان تنها نوع سوخت امیدوارکننده برای هواپیماهای مافوق صوت و به عنوان یکی از سوخت های امیدوارکننده برای LRE، با وجود اشکال قابل توجه آن - وزن مخصوص کم (0,075 گرم بر سانتی متر مکعب) در نظر گرفته شد. نفت سفید به عنوان سوخت تقویت کننده موشک در نظر گرفته نشد.
از اکسیژن و فلوئور می توان به عنوان اکسید کننده هیدروژن استفاده کرد. از نقطه نظر قابلیت ساخت و ایمنی، اکسیژن ارجح تر است، اما استفاده از آن به عنوان یک اکسید کننده برای سوخت هیدروژنی منجر به حجم قابل توجهی بزرگتر مخزن مورد نیاز (101 متر مکعب در مقابل ) می شود که حداکثر سرعت آزادسازی آن را به جای M=3 کاهش می دهد. =72,12 با فلوئور.
شتاب دهنده.
طول کل تقویت کننده موشک (روی سوخت هیدروژن فلوراید) 27,75 متر است که شامل 18,0 متر مرحله اول با تخلیه پایین و 9,75 متر مرحله دوم با محموله - یک هواپیمای مداری است. نوع تقویت کننده موشک اکسیژن-هیدروژن 96 سانتی متر بلندتر و 50 سانتی متر ضخیم تر است.
فرض بر این بود که یک هیدروژن فلوراید LRE با نیروی رانش 25 تن برای تجهیز هر دو مرحله تقویت کننده موشک در OKB-456 توسط V.P.
صفحه مداری.
هواپیمای مداری (OS) هواپیمایی با طول 8 متر و عرض بدنه مسطح 4 متر بود که بر اساس طرح "بدن حمل" ساخته شده بود و دارای یک شکل مثلثی پرهای قوی در طرح بود.
این طرح بر اساس یک خرپا جوش داده شده بود، که روی آن یک سپر حرارتی قدرت (HSE) از زیر وصل شده بود، ساخته شده از صفحات آلیاژ نیوبیوم روکش شده با VN5AP که با دی سیلیسید مولیبدن پوشانده شده بود، که مطابق با اصل "ترازو ماهی" چیده شده بودند. صفحه روی بلبرینگ های سرامیکی آویزان شده بود که به عنوان موانع حرارتی عمل می کردند و تنش های حرارتی ناشی از تحرک HEC نسبت به بدنه را از بین می بردند و در عین حال شکل بیرونی دستگاه را حفظ می کردند.
سطح بالایی در یک منطقه سایه قرار داشت و بیش از 500 درجه سانتیگراد گرم نمی شد، بنابراین، بدنه از بالا با پانل های روکش ساخته شده از آلیاژ کبالت نیکل EP-99 و فولادهای VNS پوشانده شد.
سیستم محرکه شامل:
- موتور موشک مانور مداری با رانش 1,5 tf (ضربه ویژه 320 ثانیه، مصرف سوخت 4,7 کیلوگرم بر ثانیه) برای انجام مانور تغییر صفحه مدار و صدور ضربه کاهش سرعت برای خروج از مدار. متعاقباً ، برنامه ریزی شد که برای انجام اصلاحات دقیق مدار ، یک موتور موشک پیشران مایع قدرتمندتر با رانش در فضای خالی 5 tf با تنظیم صاف رانش تا 1,5 تن فات نصب شود.
- دو موتور موشک ترمز اضطراری با نیروی رانش در فضای خالی هر کدام 16 کیلوگرم، که توسط سیستم سوخت موتور اصلی موشک با یک سیستم جابجایی برای تامین اجزای هلیوم فشرده تغذیه می شود.
- جهت گیری بلوک LRE، متشکل از 6 موتور جهت گیری درشت با رانش 16 کیلوگرم و 10 موتور جهت گیری خوب با رانش 1 کیلوگرم
- TRD با رانش روی نیمکت 2 tf و مصرف سوخت ویژه 1,38 کیلوگرم بر کیلوگرم در ساعت برای پرواز و فرود زیر صوت، سوخت - نفت سفید. در پایه کیل یک ورودی هوای قابل تنظیم از نوع سطلی وجود دارد که فقط قبل از راه اندازی موتور توربوجت باز می شود.
به عنوان یک مرحله میانی، در اولین نمونه های سیستم عامل قابل مانور رزمی، استفاده از سوخت فلوئور + آمونیاک برای موتورهای موشک پیشران مایع پیش بینی شده بود.
برای نجات اضطراری خلبان در هر مرحله از پرواز، طراحی یک کابین کپسولی به شکل چراغ جلو قابل جدا شدن پیش بینی شده است که دارای موتورهای پودر مخصوص به خود برای شلیک از هواپیما در تمام مراحل حرکت از شروع تا فرود است. این کپسول مجهز به موتورهای کنترلی برای ورود به لایه های متراکم جو، یک چراغ رادیویی، یک باتری و یک واحد ناوبری اضطراری بود. فرود با کمک چتر نجات با سرعت 8 متر بر ثانیه انجام شد، جذب انرژی در این سرعت به دلیل تغییر شکل باقیمانده طرح لانه زنبوری ویژه گوشه کپسول است.
وزن کابین مجهز جداشدنی با تجهیزات، سیستم پشتیبانی حیات، سیستم نجات کابین خلبان و خلبان 930 کیلوگرم، وزن کابین در هنگام فرود 705 کیلوگرم است.
سیستم ناوبری و کنترل خودکار شامل یک سیستم ناوبری نجومی مستقل، یک کامپیوتر دیجیتال روی برد، یک موتور موشک کنترل وضعیت، یک تصحیح نجومی، یک دید نوری و یک ارتفاع سنج عمودی رادیویی بود.
برای کنترل مسیر هواپیما در هنگام فرود، علاوه بر سیستم کنترل خودکار اصلی، یک سیستم کنترل دستی ساده شده پشتیبان بر اساس سیگنال های کارگردان ارائه شده است.
غلاف فرار
موارد استفاده کنید.
روز شناسایی عکس.
شناسایی عکاسی در روز برای شناسایی عملیاتی دقیق اهداف از پیش تعیین شده زمینی و دریایی متحرک با اندازه کوچک در نظر گرفته شده بود. تجهیزات عکاسی قرار داده شده در هنگام عکاسی از مداری با ارتفاع 1,2 به علاوه / منهای 130 کیلومتر وضوح 5 متر را در زمین ارائه می دهد.
فرض بر این بود که خلبان یک هدف را جستجو می کند و از طریق یک دید نوری واقع در کابین خلبان با ضریب بزرگنمایی از 3 برابر به 50 برابر، سطح زمین را به صورت بصری مشاهده می کند. این دوربین مجهز به یک آینه بازتابنده کنترل شده برای ردیابی هدف از فاصله 300 کیلومتری بود. پس از اینکه خلبان هواپیمای محور نوری دوربین و دید را با هدف به صورت دستی تراز کرد، عکسبرداری به صورت خودکار انجام می شد. اندازه تصویر روی زمین 20x20 کیلومتر در فاصله عکاسی در طول مسیر تا 100 کیلومتر است. برای یک نوبت، خلبان باید زمان عکاسی از 3-4 هدف را داشته باشد.
خودروی شناسایی عکس مجهز به ایستگاه های HF و VHF برای انتقال اطلاعات به زمین است. در صورت لزوم عبور مجدد از روی هدف، به دستور خلبان، مانور چرخش هواپیمای مداری به صورت خودکار انجام می شود.
شناسایی رادار.
ویژگی بارز شناسایی راداری وجود یک آنتن یکبار مصرف خارجی قابل استقرار با ابعاد 12x1,5 متر بود. وضوح مورد انتظار در این مورد باید بین 20-30 متر باشد که برای شناسایی سازندهای دریایی ناو هواپیمابر و زمین بزرگ کافی است. اهداف، با عرض نوار برای اهداف زمینی - 25 کیلومتر و تا 200 کیلومتر برای شناسایی از روی دریا.
حمله به هواپیماهای مداری
یک هواپیمای مداری تهاجمی برای انهدام اهداف متحرک دریایی در نظر گرفته شده بود. فرض بر این بود که پرتاب یک موشک فضا به زمین با کلاهک هسته ای از فراتر از افق در حضور تعیین هدف از یک سیستم شناسایی یا ماهواره دیگر OS انجام شود. مختصات دقیق هدف توسط مکان یاب که قبل از خارج شدن از مدار رها می شود و کمک های ناوبری هواپیما تعیین می شود. هدایت موشک از طریق کانال رادیویی در مراحل اولیه پرواز، انجام اصلاحی را با افزایش دقت در نشانه گیری موشک به سمت هدف ممکن کرد.
موشکی با وزن پرتاب 1700 کیلوگرم با دقت تعیین هدف مثبت/منفی 90 کیلومتر، شکست یک هدف دریایی (مانند ناو هواپیمابر) را که با سرعت حداکثر 32 گره با احتمال 0,9 (سرجنگی) حرکت می کرد، تضمین کرد. انحراف دایره ای احتمالی 250 متر).
رهگیر هدف فضایی "50-22".
آخرین نسخه توسعه یافته سیستم عامل رزمی، رهگیر اهداف فضایی بود که در دو تغییر توسعه یافت:
- بازرس-رهگیر با ورود به مدار هدف، نزدیک شدن به آن در فاصله 3-5 کیلومتری و برابر کردن سرعت بین رهگیر و هدف. پس از آن، خلبان می تواند هدف را با استفاده از یک دید اپتیکال 50 برابر (رزولوشن روی هدف 1,5-2,5 سانتی متر) با عکاسی بعدی بازرسی کند.
در صورتی که خلبان تصمیم به نابودی هدف گرفت، شش موشک خانگی را در اختیار داشت که توسط SKB MOP با وزن هر کدام 25 کیلوگرم توسعه یافته بود و از اصابت اهداف در فاصله 30 کیلومتری با سرعت نسبی تا 0,5 کیلومتر بر ثانیه اطمینان حاصل می کرد. . ذخیره سوخت رهگیر برای رهگیری دو هدف واقع در ارتفاعات تا 1000 کیلومتر در زوایای غیر همسطح مدارهای هدف تا 100 کافی است.
- یک رهگیر دوربرد مجهز به موشک های خود هدایت شونده توسعه یافته توسط SKB MOP با یک هماهنگ کننده نوری برای رهگیری اهداف فضایی در مسیرهای متقاطع با رد رهگیر تا 40 کیلومتر که با یک موشک جبران می شود. حداکثر برد پرتاب موشک 350 کیلومتر است. وزن موشک با ظرف 170 کیلوگرم است. جستجو و شناسایی یک هدف از پیش تعیین شده و همچنین نشانه گیری موشک به سمت هدف به صورت دستی توسط خلبان و با استفاده از یک دید نوری انجام می شود. انرژی این نسخه از رهگیر، رهگیری 2 هدف واقع در ارتفاع تا 1000 کیلومتر را نیز تضمین می کند.
فضانوردان "مارپیچ".
در سال 1966، گروهی در مرکز آموزش فضانوردان (CTC) تشکیل شد تا برای پرواز در "محصول-50" آماده شود - اینگونه بود که هواپیمای مداری در CTC تحت برنامه Spiral رمزگذاری شد. این گروه شامل پنج فضانورد با آموزش پرواز خوب بود، از جمله فضانورد N2 آلمان استپانوویچ تیتوف (1966-70)، و آناتولی پتروویچ کوکلین (1966-67)، واسیلی گریگوریویچ لازارف (1966-67)، که هنوز به فضا gg پرواز نکرده بود. و آناتولی واسیلیویچ فیلیچنکو (1966-67).
پرسنل بخش 4 با گذشت زمان تغییر کردند - لئونید دنیسوویچ کیزیم (1969-73)، آناتولی نیکولایویچ برزووی (1972-74)، آناتولی ایوانوویچ ددکوف (1972-74)، ولادیمیر الکساندرویچ ژانیبکوف (ژوئیه-دسامبر 1972)، ولادیمیر سرژسکی. (آگوست 1969 - اکتبر 1971)، ولادیمیر آفاناسیویچ لیاخوف (1969-73)، یوری واسیلیویچ مالیشف (1969-73)، الکساندر یاکوولویچ پتروشنکو (1970-73) و یوری ویکتوروویچ روماننکو (1972).
روند نوظهور به سمت بسته شدن برنامه Spiral در سال 1972 منجر به کاهش عددی 4 بخش به سه نفر و کاهش شدت آموزش شد. در سال 1973 ، گروه فضانوردان موضوع "مارپیچ" شروع به نامگذاری VOS - هواپیمای مداری هوایی کردند (گاهی اوقات نام دیگری نیز وجود دارد - هواپیمای مداری نظامی).
در 11 آوریل 1973، مربی آزمون کیهان نورد Lev Vasilyevich Vorobyov به عنوان معاون رئیس بخش 4 اداره 1 منصوب شد. سال 1973 آخرین سال بخش چهارم بخش اول CPC بود - بیشتر история یگان فضانورد VOS با شکست مواجه شد ..
بسته شدن پروژه
از نظر فنی کار به خوبی پیش رفت. طبق برنامه ریزی برای توسعه پروژه Spiral، برنامه ریزی شده بود که در سال 1967 یک سیستم عامل مادون صوت ایجاد شود، یک آنالوگ مافوق صوت در سال 1968. این دستگاه آزمایشی قرار بود برای اولین بار در یک نسخه بدون سرنشین در سال 1970 در مدار قرار گیرد. اولین پرواز سرنشین دار آن برای سال 1977 برنامه ریزی شده بود. اگر 1970 موتور توربوجت چند حالته آن بر روی نفت سفید کار می کردند، کار بر روی GSR باید در سال 4 آغاز می شد. اگر گزینه آینده پذیرفته شود، یعنی. هیدروژن سوخت موتورها است، سپس ساخت آن قرار بود در سال 1972 به کار گرفته شود. در نیمه دوم دهه 2. پروازهای AKS "Spiral" کاملاً مجهز می تواند آغاز شود.
اما علیرغم امکان سنجی دقیق این پروژه، رهبری کشور علاقه خود را به موضوع "مارپیچ" از دست داده است. مداخله D.F. Ustinov که در آن زمان دبیر کمیته مرکزی CPSU بود که بر صنعت دفاعی نظارت می کرد و از موشک ها دفاع می کرد تأثیر منفی بر روند برنامه داشت. و هنگامی که A.A. Grechko، که وزیر دفاع شد، در اوایل دهه 70 آشنا شد. با «مارپیچ» خود را به صراحت و صریح بیان کرد: «ما با خیال پردازی کار نخواهیم کرد. اجرای بیشتر برنامه متوقف شد.
اما به لطف زمینه های علمی و فنی بزرگ انجام شده، اهمیت موضوعات تحت پوشش، اجرای پروژه اسپیرال به کارهای تحقیقاتی مختلف و پیشرفت های طراحی مرتبط تبدیل شد. به تدریج، این برنامه به آزمایش های پروازی وسایل نقلیه مشابه بدون چشم انداز ایجاد یک سیستم واقعی بر اساس آنها (برنامه BOR (هواپیما راکت مداری بدون سرنشین) تغییر جهت داد.
این سابقه پروژه ای است که حتی بدون اجرای آن نقش بسزایی در برنامه فضایی کشور داشت.
اطلاعات