ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЙ ОДНОМЕСТНЫЙ ПИЛОТИРУЕМЫЙ ОРБИТАЛЬНЫЙ САМОЛЕТ («50»)

Наиболее проработанным в аванпроекте «Спираль» был экспериментальный пилотируемый орбитальный самолет — ЭПОС, выводимый в космос ракетой-носителем «Союз».

Лозино-Лозинский обоснованно полагал, что если ЭПОС начнет летать в космос, то программе боевых орбитальный самолетов быть, независимо от судьбы и темпов разработки ГСР и ракетного ускорителя.

Проектно-конструкторскую документацию по орбитальному самолету 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;
-  З.Е. Берсудский - теплопрочностные расчеты;
-  Ю.В. Бакшт - четырехстоечное лыжное шасси.

ЭПОС предназначался для натурной отработки аэродинамической компоновки, конструкции и всех бортовых систем, которые в дальнейшем будут применены в боевых самолетах, а также средств и методик, обеспечивающих боевое применение. ЭПОС уже фактически являлся опытным образцом боевого самолета, имея отсек для размещения телеметрической и контрольно-записывающей аппаратуры объемом 2 м³, он легко модифицировался в дневной фоторазведчик путем замены оборудования, предназначенного для летно-конструкторских испытаний, на спецоборудование для фоторазведки.

ЭПОС был оборудован комбинированной двигательной установкой, включающей в себя:
- ЖРД орбитального маневрирования тягой 1500 кгс для выполнения маневра по изменению плоскости орбиты и выдачи тормозного импульса для схода с орбиты. Топливная система двигателя состояла из двух баков - горючего и окислителя. Рабочее давление в вытеснительной системе подачи компонентов топлива в ЖРД создавалось сжатым гелием;
-  два аварийных ЖРД (для выдачи дублирующего тормозного импульса) с тягой в пустоте по 16 кгс каждый, работающих от топливной системы основного ЖРД. В случае наличия остатков топлива в баках после выдачи тормозного импульса летчик должен был слить топливо за борт с использованием вытеснительной системы на сжатом гелии;
- блок ЖРД для газодинамического управления (ГДУ) ориентацией самолета на орбите и спуске (ЖРД своей работой «помогают» управляющим аэродинамическим поверхностям до скорости М=3), состоящий из 6 двигателей грубой ориентации с тягой по 16 кгс каждый и 10 двигателей точной стабилизации с тягой 1 кгс каждый. Блок управляющих двигателей имел автономную вытеснительную топливную систему, состоящую из 2-х баков. При отказе ЖРД точной стабилизации их дублируют двигатели грубой ориентации;
-  ТРД со стендовой тягой 2000 кг для полета на дозвуке и посадки. Этот двигатель являлся развитием подъемного двигателя 36-35, выпускавшегося в ОКБ-36 для корабельных истребителей вертикального взлета Як-38. Он был выбран из-за малого удельного веса, равного 0,04 кг/кг тяги вместо 0,2, который имеют лучшие маршевые ТРД, и малого удельного расхода топлива. Топливо для двигателя - керосин. 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».