Летом 1961 г. ОКБ–155 Микояна в инициативном порядке приступило к разработке системы ПРО. В её состав должны были входить опытный истребитель Е–155 (в серию пошел как МиГ–25) и ракета класса «воздух – космос». Самолёт получил индекс Е–155Н (Н – носитель). Однако проект авиационной системы ПРО по ряду причин так и остался на бумаге. Но опыт при проектировании этой системы был использован в ходе работы над проектом «Спираль».

Проектирование воздушно-космической системы «Спираль», или «темы 50–50» (позднее – «105–205»), было поручено ОКБ–155 Микояна согласно приказу министра авиационной промышленности № 184сс от 30 июля 1965 г. Цифра «50» символизировала приближающуюся 50-ю годовщину Октябрьской революции, когда должны были состояться первые дозвуковые испытания.

В том же году был подписан план работ по теме «Спираль», или «50–50». В конце 1965 г. вышло постановление Совмина о создании Воздушно-орбитальной системы (ВОС) – Экспериментального комплекса пилотируемого орбитального самолёта «Спираль». Конкурентный проект был у ОКБ П.О. Сухого, предложившего сходную аэрокосмическую систему и имевшего кандидата на носитель ВКС – Т–4 («100»), который к тому же разрабатывался как стратегический сверхзвуковой бомбардировщик.

Возглавил работы по «Спирали» заместитель генерального конструктора Микояна Глеб Евгеньевич Лозино-Лозинский. Был разработан аванпроект системы, утвержденный Микояном 29 июня 1966 г. Основная цель программы заключалась в создании пилотируемого орбитального самолёта для выполнения прикладных задач в космосе и обеспечения регулярных перевозок по маршруту Земля – орбита – Земля.

Система «Спираль» с расчётным весом 115 т состояла из многоразового гиперзвукового самолёта-носителя (ГСР; «изделие 50–50»/изд. 205), несущего на себе орбитальную ступень, состоящую собственно из многоразового орбитального самолёта (ОС; «изделие 50»/изд. 105) и одноразового двухступенчатого ракетного ускорителя.

Самолёт-носитель весом 52 т оснащался четырьмя водородными воздушно-реактивными двигателями (на первом этапе – серийными РД–39–300). Он взлетал с помощью разгонной тележки с любого аэродрома и разгонял связку до гиперзвуковой скорости, соответствующей М = 6 (на первом этапе М = 4). Разделение ступеней происходило на высоте 28–30 км (на первом этапе 22–24 км), после чего самолёт-носитель возвращался на аэродром.

Гиперзвуковой самолёт-носитель проектировался по аэродинамической схеме «бесхвостка». Длина его составляла 38 м, крыло большой стреловидности типа «двойная дельта» имело размах 16,5 м, на концах крыла имелись вертикальные стабилизирующие поверхности. Блок ТРД располагался под фюзеляжем и имел общий регулируемый сверхзвуковой воздухозаборник. Кабина двухместная, герметичная, с катапультируемыми креслами пилотов. В верхней части фюзеляжа самолёта-носителя в специальном ложе крепился собственно орбитальный самолёт и ракетный ускоритель, носовая и хвостовая части которых закрывались обтекателями.

Далее включались ЖРД первой ступени двухступенчатого одноразового ракетного ускорителя (стартовый вес ускорителя 52,5 т), который выводил одноместный ракетоплан весом до 10 т, длиной 8 м и размахом крыльев 7,4 м на орбиту высотой 130 км. Проектированием ускорителя занимался С.П. Королев. В качестве топлива для ракетного ускорителя рассматривались как кислород-керосин, так и кислород-водород.

Одноместный орбитальный самолёт длиной 8 м и весом 10 т предназначался для вывода на околоземную орбиту высотой около 130 км грузов весом 0,7–2 т. Самолёт выполнен по схеме «несущий корпус» треугольной формы в плане. Он имел стреловидные консоли крыла, которые при выведении и в начальной фазе спуска с орбиты были подняты до 45° от вертикали, что делало его похожим на «лапоток» Цыбина, а при планировании, начиная с высоты 50–55 км, поворачивались до 95° от вертикали. Размах крыла в этом случае составлял 7,4 м. Причем собственно на консоли крыла приходилось лишь 3,4 м, а остальная, большая, часть несущей поверхности соотносилась с шириной фюзеляжа. Аэродинамическое качество возрастало до 4, что с учетом тяги вспомогательного ТРД, работающего на керосине, обеспечивало боковой маневр до 2000 км.

Для маневрирования орбитального самолёта на орбите использовался основной, а также два аварийных ЖРД. Для ориентации и управления служили микродвигатели с автономной системой подачи топлива. Все двигатели орбитального самолёта работали на высококипящем топливе (АТ-НДМГ).

Рассматривалась возможность аварийного спасения пилота на любом участке полёта с помощью отделяемой кабины-капсулы, имеющей механизм катапультирования из орбитального самолёта, парашют и тормозные двигатели для входа в атмосферу (в случае невозможности возвращения на Землю всего самолёта).

Штатная посадка осуществлялась на четырёхстоечное лыжное шасси, убираемое в боковые ниши корпуса (передние опоры) и в донный срез фюзеляжа (задние опоры). Стойки шасси расставлены были довольно широко и должны были обеспечить посадку практически на любой грунт.

Боевой пилотируемый одноместный орбитальный самолёт многоразового применения предусматривал использование в вариантах разведчика, перехватчика или ударного самолёта с ракетой класса «орбита – Земля» и мог применяться для инспекции космических объектов.

Диапазон опорных орбит составлял 130–150 км высоты и 45–135° наклонения. Задача полёта должна была выполняться в течение 2–3 витков. Маневренные возможности орбитального самолёта с использованием бортовой ракетной двигательной установки должны обеспечивать изменение наклонения орбиты на 17° (ударный самолёт с ракетой на борту – 7°) или изменение наклона орбиты на 12° с подъемом на высоту до 1000 км. После выполнения орбитального полёта самолёт должен входить в атмосферу с большим углом атаки (45–65°), управление предусматривалось изменением крена при постоянном угле атаки. На траектории планирующего спуска в атмосфере задавалась способность совершения аэродинамического маневра по дальности 4000–6000 км с боковым отклонением 1100–1500 км. В район посадки орбитальный самолёт выводился с выбором вектора скорости вдоль оси ВПП, что достигалось выбором программы изменения крена, и совершал посадку с применением турбореактивного двигателя на грунтовой аэродром 2-го класса со скоростью посадки 250 км/час.

Вес выводимого на орбиту ИСЗ полезного груза составляла до 1300 кг (при высоте орбиты 200 км и угле наклонения 51°). В грузовом отсеке в зависимости от задач полёта могла устанавливаться шлюзовая камера, для лётчика предполагалось установить катапультное кресло с необходимым обеспечением его жизнедеятельности на всех этапах полёта. При проектировании конструкторы исходили из потребных 20–30 полётов системы в год.

Одной из самых сложных задач, возникших при разработке орбитального самолёта, было создание теплозащитного экрана (ТЗЭ), защищающего конструкцию при входе аппарата в атмосферу. Создать её предполагалось на основе жаропрочных металлов. Чтобы избежать разрушения от быстрого нагрева в процессе входа в земную атмосферу, ТЗЭ должен обладать высокой пластичностью. Такую пластичность мог обеспечить ниобиевый сплав. Но его тогда ещё не выпускали, и конструкторы временно решили выполнить ТЗЭ из жаропрочных сталей. Причем экран предполагалось сделать не сплошным, а из множества пластин по принципу рыбной чешуи. Весь ТЗЭ подвешивался на керамических подшипниках, а при колебаниях температуры нагрева автоматически изменял свою форму, сохраняя стабильность положения относительно корпуса. Таким образом, на всех режимах обеспечивалось постоянство конфигурации орбитального самолёта.

Орбитальный самолёт имел ещё одну конструктивную особенность: в режиме спуска до входа в плотные слои атмосферы поворотные консоли крыла занимали вертикальное положение, выполняя функции килей, что позволяло их в значительной степени защитить от аэродинамического нагрева, а также существенно улучшить боковую и путевую устойчивость аппарата. При уменьшении балансировочного угла до 30° гиперзвуковое качество орбитального самолёта улучшалось, возрастая до 1,5. Правда, нагрев ТЗЭ в таком случае заметно увеличивается, но не превышал 1700 °C – рубежа, допустимого для имевшихся в разработке сплавов. Зато возможности бокового маневрирования в атмосфере расширялись: без включения двигателя, в чистом планировании можно было выбирать место посадки в радиусе 1500–1800 км. А с работающим ТРД, предусмотренным в компоновке орбитального самолёта, расчётная дальность бокового маневра на дозвуковой крейсерской скорости далеко превосходила 2000 км.

Выносливость орбитального самолёта обеспечивалась не только жаростойким покрытием, но и его уникальными аэродинамическими характеристиками и совершенными конструкциями. Ведь аппарат был рассчитан на спуск с орбиты в режиме самобалансировки на очень больших углах атаки – до 53° при гиперзвуковом качестве 0,8 (чем оно больше, тем лучше возможность бокового маневрирования). При этом основная тепловая нагрузка воспринималась ТЗЭ оригинальной конструкции. В таких условиях, как показали тепло-прочностные испытания гиперзвукового аналога «105.13» на специальном стенде, максимальный его нагрев не превышал 1500 °C, а остальные элементы конструкции, находясь в аэродинамической тени от ТЗЭ, нагревались ещё меньше.

Для рабочего проектирования орбитального корабля в 1967 г. в подмосковной Дубне был организован филиал ОКБ–155 Микояна, который возглавил заместитель главного конструктора П.А. Шустер.

В том же 1967 г. в отряде космонавтов была сформирована небольшая группа, которая должна была пройти подготовку к полётам на «Спирали». В нее вошли уже летавший в космос Герман Титов, а также ещё только готовившиеся к космическим полётам Анатолий Филипченко и Анатолий Куклин. Но в 1968 г. после гибели Юрия Гагарина полёты по проекту отменили, а группа расформировали.

В 1966 г. к теме «Спираль» подключился ЦАГИ, где в то время директором был В.М. Мясищев, и широко велись исследования аэродинамики гиперзвуковых скоростей. Из-за большой сложности программы «Спираль» в эскизном проекте предусматривалась поэтапная отработка всей системы.

Первый этап включал создание пилотируемого самолёта-аналога орбитального самолёта с ракетным двигателем, стартующего с самолёта-носителя Ту–95. Самолёт-аналог не имел весо-габаритного и приборного сходства с орбитальным самолётом. Цель испытаний заключалась в оценке основных аэродинамических и силовых параметров орбитального самолёта в условиях, близких к космическому полёту (максимальная высота полёта 120 км, максимальная скорость полёта соответствует М = 6–8) и входу в атмосферу. Предполагалось изготовить и испытать три самолёта-аналога. Полёт на дозвуковой скорости и посадка планировались на 1967 г., полёт на сверхзвуке и гиперзвуке – на 1968 г. Этот этап являлся аналогом американского проекта Х–15 и не был реализован в металле.

На втором этапе планировалось создать одноместный экспериментальный пилотируемый орбитальный самолёт (ЭПОС) для натурной отработки конструкции и лётного подтверждения характеристик основных систем ОС. Запуск должен был производиться с помощью ракеты-носителя 11А511 («Союз») с выводом на орбиту высотой 150–160 км и наклонением 51°, где аппарат совершает 2–3 витка, а затем выполняет спуск и посадку, как полноразмерный ОС. Предусматривалось полное внешнее и системное сходство с боевым ОС. Планировалось изготовить и запустить четыре самолёта в беспилотном варианте в 1969 г. и пилотируемом варианте в 1970 г.

Третий этап предусматривал создание гиперзвукового самолёта-разгонщика (ГСР). Для ускорения работ планировалось создать и испытать сначала полноразмерный ГСР с двигателями, работающими на керосине, и провести лётные испытания четырёх самолётов в 1970 г. После накопления данных по аэродинамике и эксплуатации самолёта на гиперзвуковой скорости планировался переход ГСР на водородное топливо, для чего необходимо было изготовить и испытать четыре самолёта. Лётные испытания этих самолётов планировались на 1972 г.

Четвертый этап включал испытание в 1972 г. полностью укомплектованной системы, состоящей из ГСР и ОС с ракетным ускорителем (все двигатели работают на керосине). Так как возможности подобной системы были ограничены, то, скорее всего, ОС данного варианта был беспилотным. После полной отработки и проверки всех систем, в 1973 г. планировалось проведение лётных испытаний полностью укомплектованной системы с двигателями, работающими на водороде, и пилотируемым ОС.

В апреле 1966 г. ЦАГИ поддержал эти предложения. Работы были начаты, но со временем ограничились первым пунктом, а также созданием нескольких моделей совместно с ЛИИ для запуска на ракете по баллистической траектории. В ЦАГИ проводился большой комплекс исследований по аэродинамике, тепловым режимам, динамике и системе управления. Был создан пилотажный стенд для отработки динамики и управления.

С технической точки зрения работы шли успешно. По календарному плану разработки проекта «Спираль» предусматривалось создание дозвукового ОС начать в 1967 г., гиперзвукового аналога – в 1968 г. Экспериментальный аппарат должен был впервые выводиться на орбиту в беспилотном варианте в 1970 г. Первый пилотируемый полёт его намечался на 1977 г. Работы по ГСР должны были начаться в 1970 г., если его четыре многорежимных турбореактивных двигателя РД–39 будут работать на керосине. В случае принятия водородных двигателей постройку его предполагалось начать в 1972 г. Во второй половине 1970-х гг. могли начаться полёты полностью укомплектованной авиационно-космической системы «Спираль».

По расчётам, «Спираль» должна была стать гораздо выгоднее существовавших в то время ракетных комплексов. Вес полезной нагрузки системы составляла 12,5% от её стартового веса, против 2,5% у «Союза». У «Союза» весом 320 т на Землю возвращался спускаемый аппарат весом 2,8 т (то есть 0,9%), а у «Спирали» повторно использовались 85% конструкции, и космодром ей не требовался.

Но, несмотря на строгое технико-экономическое обоснование проекта, руководство страны, увлеченное лунной гонкой с американцами, потеряло всякий интерес к теме «Спираль», и это отрицательно сказывалось на сроках выполнения программы.

Для отработки средств аварийного покидания ОС лётчиком в Дубне изготовили натурную головную часть орбитального корабля с кабиной пилота, которую после соответствующих испытаний сдали на склад. На базе этой головной части, после передачи её в ЦАГИ, был создан первый отечественный пилотажный стенд МК–10 с двумя степенями свободы для отработки ручного пилотирования. Для работы на нем и отработки техники пилотирования аналога ОС в ЦАГИ был прикомандирован лётчик-испытатель А.Г. Фастовец.

По первоначальному плану лётных испытаний пилотируемых аналогов ОКБ–155 Микояна совместно с научными организациями предполагалось создание орбитального самолёта в три этапа:

– создание и испытание дозвукового аналога («105.11») для имитации атмосферного участка захода на посадку при возвращении с орбиты;

– создание и испытание сверхзвукового аналога – «105.12»;

– создание и испытание гиперзвукового аналога – «105.13».

Но выполнить удалось только первый этап. «105.12» был изготовлен полностью, но участие в испытаниях не принимал, а «105.13» был изготовлен только фюзеляж, который участвовал в испытаниях теплозащитного покрытия в термобарокамере.

В начале 1970-х гг. министр обороны А.А. Гречко, ознакомившись со «Спиралью», дал убийственную резолюцию: «Фантазиями мы заниматься не будем». Так что дальнейшее выполнение программы пришлось прекратить. Но благодаря сделанному большому научно-техническому заделу, важности затронутых тем, выполнение проекта «Спираль» трансформировалось в различные научно-исследовательские работы и связанные с ними конструкторские разработки. Постепенно программа была переориентирована на лётные испытания аппаратов-аналогов без перспектив создания на их базе реальной системы.

Второе дыхание программе придало начало работ в США над созданием МТКС «Спейс Шаттл». Благодаря усилиям министра авиапромышленности А.В. Минаева руководитель разработки ракетно-космической системы «Энергия» – «Буран» В.П. Глушко поддержал решение о проведении испытаний дозвукового аналога «Спирали» – «105.11».

Созданный к середине 1970-х гг. дозвуковой аналог «105.11» представлял собой одноместный аппарат длиной 8,5 м, с размахом крыльев 6,4 м, весом 4220 кг и был выполнен с опущенными консолями крыла. Аэродинамическое управление машиной обеспечивалось рулем направления, размещённом на высоком киле, элевонами на крыле и балансировочным щитком. Для обеспечения перелетов с одной посадочной площадки на другую и определения маневренности аппарат был оснащён колёсным шасси и турбореактивным двигателем РД–36К конструкции П.А. Колесова от самолёта вертикального взлёта и посадки Як–38. Воздухозаборник был вынесен наверх фюзеляжа перед килем, поскольку любое другое расположение исказило бы форму несущего корпуса.

Испытания аналога проводились на лётной базе ОКБ им. А.И. Микояна на полигоне ГКНИИ ВВС в Ахтубинске (бывшая Владимировка) Астраханской области. ЛКИ начались в мае 1976 г. с коротких подлетов аппарата. Всего в этом году на аппарате было выполнено 15 пробежек и 10 подлетов (первый – 20 июля). В этих полётах принимали участие лётчики-испытатели – «микояновцы» Авиард Фастовец, Игорь Волк, Валерий Меницкий и Александр Федотов, а также военные лётчики и инженеры ГКНИИ ВВС. 11 октября 1976 г. аппарат совершил перелет с одного аэродрома на другой.

В 1977 г. аппарат «150.11» подвесили под бомбоотсеком переоборудованного бомбардировщика Ту–95К. 27 октября 1977 г. Ту–95К поднялся на высоту 5 км, аналог отцепился, и микояновский лётчик-испытатель Авиард Фастовец спланировал на аэродром. Потом он совершил ещё три полёта, запуская двигатель от набегающего потока воздуха. В 1977–1978 гг. состоялось ещё 9 полётов. Кроме Фастовца самолёт пилотировали Петр Остапенко и военный лётчик Василий Урядов.

В сентябре 1978 г. при посадке произошла поломка шасси, и на этом испытания прекратились. Да и всю программу «Спираль» закрыли, несмотря на то, что уже изготавливался сверхзвуковой самолёт-аналог «150.12», и полученные результаты подтверждали перспективность орбитального самолёта. Но к этому времени развернулись работы по «Бурану», который оригинальностью не отличался, а почти копировал американский «Спейс Шаттл». И, как повелось ещё с Королева, Глушко конкуренция была не нужна, поэтому он убедил военных сделать свой выбор в пользу «Бурана», отказавшись от «Спирали». А новый министр обороны Д.Ф. Устинов заявил, что «двух программ мы не потянем». И самолёт-аналог «150.11» позже отправили в Музей ВВС в Монино.

Но заделы по «Спирали» использовались при проектировании «Бурана». Для исследований характеристик устойчивости и управляемости орбитального самолёта на различных участках полёта и оценки теплозащиты были построены летающие модели аппарата в масштабе 1: 3 и 1: 2, получившие название «беспилотные орбитальные ракетопланы» (БОР): деревянный БОР–1 с телеметрической аппаратурой; БОР–2 с программным управлением и его улучшенный вариант БОР–3. В программу испытаний аппаратов входила их продувка в аэродинамических трубах ЦАГИ и стендовая отработка, имитировавшая различные режимы и этапы полёта.

Для запуска аппаратов БОР–1, БОР–2 и БОР–3 по суборбитальной траектории КБ Омского авиазавода на базе серийной одноступенчатой баллистической ракеты 8К63 разработало модификацию 8К63Д. Был создан новый двухстворчатый головной обтекатель и изменена система крепления изделия к ракете. Максимальное число М, сообщаемое ракетой модели, соответствовало М = 14 (для аппаратов БОР–2). Общая длительность полёта достигала 15 минут, из которых длительность экспериментального участка входа и полёта в атмосфере составляли около 30 секунд.

Упрощённый макет БОР–1 имел «сухой» вес около 700 кг. Его запуск состоялся 15 июля 1969 г. с помощью ракеты 8К63Д. БОР–1 поднялся на высоту 100 км и сгорел при входе в атмосферу со скоростью 13 000 км/ч. Но ещё до начала обгара, на высоте 60–70 км, радиотелеметрия передала на Землю множество ценной информации, главным выводом которой была уверенность в самой возможности устойчивого управляемого спуска несущего корпуса выбранной формы.

Пуск БОР–1, равно как и последующих БОРов, проводились с полигона «Грошево–2», расположенного на территории ГНИКИ ВВС недалеко от поселка Владимировка Астраханской области. Пуски производились в сторону Государственного научно-испытательного полигона № 10 Минобороны СССР (Сары-Шаган, ГНИИП–10). Инструментальные средства ГНИИП–10 позволяли обнаруживать и отслеживать движение любых малоразмерных целей в ближнем космосе и в атмосфере со снятием всей необходимой телеметрии, что и было использовано в полётах БОРов.

6 декабря 1969 г. был запущен первый полностью укомплектованный аппарат БОР–2 № 101. Длина его составляла 2686 мм, а вес – 790 кг. Он, в отличие от первого БОРа, имел металлический каркас и штатную несущую обшивку, изготовленную из асбо– и стеклотекстолита.

После отделения от ракеты-носителя аппарат в автономном полёте выполнил заданную программу на космическом участке траектории, при входе в атмосферу и на гиперзвуковом участке полёта в атмосфере.

Основная программа полёта была выполнена, но из-за отказа системы управления (по каналу крена) на высоте 25 км модель перешла на траекторию баллистического спуска с вращением по крену вокруг вектора скорости, из-за чего парашютная система вводилась в действие на нерасчётном режиме и не обеспечила спасение аппарата.

31 июля 1970 г. из «Грошево–2» был запущен БОР–2 № 102. Полёт протекал полностью успешно. Анализ результатов пуска этого аппарата выявил недостаточность тепловой герметичности технологических швов нижних крышек корпуса изделия, из-за чего горячие газы проникали внутрь корпуса.

БОР–2 № 103 был запущен 22 апреля 1971 г. Научная программа полёта была выполнена полностью, но на 609-й секунде полёта из-за разрушения экспериментального участка теплозащиты из ниобиевого сплава произошло прогорание бака горючего и обгорание некоторых электрожгутов, что привело к ряду отказов, в том числе системы ввода в действие парашютной системы.

Большим успехом стал запуск аппарата БОР–2 № 104 8 февраля 1972 г. При этом запуске удалось не только полностью выполнить объёмную программу экспериментов, но и благодаря бесперебойной работе системы спасения аппарат, наконец-то, приземлился абсолютно неповрежденным.

Дальнейшим развитием серии БОР–2 стали аппараты БОР–3. Они также выполнялись в масштабе 1: 3 и в целом повторяли конструкцию и внутреннюю компоновку предыдущих аппаратов: под съёмным фонарем, имитировавшим кабину космонавта, размещался топливный бак, за ним «на спине» в центре масс аппарата находился парашютный отсек. Все свободное место внутри корпуса занимали блоки аппаратуры и оборудование. Все сопла газодинамической системы выставлялись в задний торец фюзеляжа и жёстко фиксировались в определенных направления относительно связанной (с аппаратурой) системы координат.

БОРы–3 были немного тяжелее своих предшественников (900 кг), но они также запускались в космос по баллистической траектории тем же носителем.

Всего было произведено два пуска БОР–3: 24 мая 1973 г. и 11 июля 1974 г. В обоих случаях аппарат был разрушен.

Для следующего этапа испытаний создали космический аппарат БОР–4. Он был изготовлен по интегральной аэродинамической схеме (на участке гиперзвукового планирования, при сложенных консолях крыла, аппарат соответствовал аэродинамической схеме «несущий корпус»). Длина аппарата составляла 3859 мм, размах крыла – 3875 мм (в разложенном положении подвижных консолей крыла), стартовый вес – около 1450 кг, вес на орбите – 1074 кг и вес после возвращения – 795 кг.

Вместо металлического экрана, предусмотренного для «Спирали», аппарат был обклеен теплозащитными плитками из кварцевого волокна, а обтекатель носка фюзеляжа был выполнен из материала «углерод-углерод», предназначенных для «Бурана». Правда, первый раз аппарат БОР–4 был запущен по баллистической траектории в сторону озера Балхаш 5 декабря 1980 г.

Согласно проекту, после торможения и планирующего полёта в верхних слоях атмосферы, пройдя участок плазмообразования, БОР–4 на высоте около 30 км выводился системой управления в крутую спираль (режим «крутка» – разновидность «штопора») для уменьшения скорости полёта, и на высоте 7–4 км выпускался парашют, к стопорам которого был прикреплен радиомаяк. Парашют обеспечивал приводнение с вертикальной скоростью 7–8 м/с. В верхней части БОРа–4 после приводнения надувался конический баллон-пеленг с мигающим фонарем. Он увеличивал плавучесть аппарата и выводил наружу антенны поисковой системы. Приводнение аппарата, не имевшего шасси и оборудованного только парашютной системой небольшой площади, было выбрано с целью сохранения для последующего анализа испытываемых образцов теплозащиты.

Из соображений секретности было целесообразно сажать БОР–4 во внутренние моря – Черное, Каспийское или Аральское. Но конструкторы очень боялись промахнуться и в конце концов выбрали Индийский океан.

4 июня 1982 г. с полигона Капустин Яр был произведен первый зачетный запуск «штатного» КА БОР–4. Это событие ТАСС осветило как запуск очередного ИСЗ «Космос–1374».

Сделав 1,25 витка, БОР–4 вошел в атмосферу с боковым маневром на 600 км вправо от плоскости орбиты и приводнился примерно в 560 км от Кокосовых островов в Индийском океане.

«Спасением» БОРа–4 занималась целая эскадра из боевых и исследовательских судов. Плававший на воде БОР–4 был обнаружен спасательным судном Черноморского флота «Ямал». Замечу, что в момент обнаружения КА над нашими кораблями висели два патрульных самолёта «Орион» с американскими и австралийскими опознавательными знаками.

Первым делом специальным сигналом была блокирована система самоликвидации БОРа–4. На нем находилось два пороховых заряда, в каждом имелось по 6 кг тротила, чего было достаточно, чтобы разнести и аппарат, и всех, кто попытался бы поднять или транспортировать его. Затем с большим трудом БОР–4 был поднят на борт «Ямала».

Следующий пуск БОР–4 был произведен 16 марта 1983 г. Ему был присвоен «псевдоним» «Космос–1445». Параметры его орбиты: перигей – 207 км, апогей – 230 км. Приводнение состоялось в районе Кокосовых островов. На сей раз за советскими судами, осуществлявшими операцию «Блеск» – спасение БОР–4, наблюдал не только «Орион», но и американские и австралийские разведывательные суда.

Очередной запуск БОР–4 состоялся 27 декабря 1983 г. под «псевдонимом» «Космос–1517». Параметры его орбиты практически не отличались от предыдущего пуска: перигей – 108 км, апогей – 228 км. Полёт прошел успешно, и КА приводнился в северо-западной части Черного моря. Там он был благополучно поднят на борт спасательного судна «Ямал».

Последний, четвёртый по счёту БОР–4 был выведен на орбиту с параметрами: перигей – 194 км и апогей – 232 км 19 декабря 1984 г. По традиции ему присвоили «псевдоним» «Космос–1614». Он успешно приводнился, однако по неясным причинам сработала система самоликвидации. Не удалось найти даже обломков космического аппарата. По другой версии, «Космос–1614» сгорел в верхних слоях атмосферы.

Следует заметить, что траектория спуска черноморских аппаратов БОР–4 начиналась над Северной Атлантикой и на высоте 80–60 км проходила через воздушное пространство ряда европейских государств, в том числе стран – членов НАТО: юго-западной части Англии, Бельгии (практически над штаб-квартирой НАТО в Брюсселе) и ФРГ. Таким образом, был создан прецедент полёта над иностранными государствами ниже 100 км – неофициальной границы космоса.

С подачи западных разведок европейские СМИ подняли шумиху о том, что де русские создали какую-то новую МБР, способную появляться с противоположной стороны. Военные и правительства США и Англии прекрасно знали, что БОР–4 – исследовательский аппарат, но предпочитали помалкивать. Любопытно, что официальных протестов (дипломатических нот) со стороны НАТО по поводу пролета БОР–4 так и не последовало.