Фактически разработчики планировали создать «обычный» турбокомпрессорный «движок», но только разогнать его до предельных характеристик. «Вылизыванием» идеальных характеристик в данном случае не занимались: экономичность у ТРДФ столь велика по сравнению с ЖРД, что даже если газотурбинный двигатель будет хуже идеала в 2 раза, то он все равно будет все еще впятеро экономичнее ракетного.

При «тогдашних» конструкционных материалах в ТРДФ могли обеспечить нормальное сгорание в камере и разницу температур между воздухозаборником и турбиной в диапазоне скоростей до М=4. В принципе, даже сейчас эта граница поднялась не сильно: при использовании самых совершенных технологий – керамики, композитов, охлаждаемых лопаток турбины – ее можно приподнять еще, скажем, до М=5, не больше. Для керосина это предел. Водород же хорош тем, что у него гигантский охлаждающий потенциал, который можно использовать для охлаждения воздуха в воздухозаборнике (во-первых) и лопаток турбины (во- вторых).

В проекте паровоздушного двигателя РТДп даже этого не нужно было делать: двигатель отличался от классического турбореактивного тем, что его турбина убрана из газовоздушного тракта, ее вращает горячий водород, а она, в свою очередь, приводит во вращение компрессор, который подает воздух в камеру сгорания. Поскольку горячий водород берется из теплообменника (который либо выставлен в воздухозаборник, в горячий поток набегающего воздуха, либо вписан в камеру сгорания), основная проблема РТДп была не в каких-то экзотических конструкционных материалах, а в эффективном теплообменнике. Он должен быть спроектирован так, чтобы не очень загромождать воздухозаборник и не создавать больших аэродинамических потерь, но в то же время обеспечивать прогрев водорода. Собственно, исследования в этой области велись и ведутся все эти годы, но манящий конструкторов «идеальный» теплообменник пока так и не разработан.

Нужно отметить, что сложности разработки пароводородной силовой установки были видны с самого начала. В частности, в заключении ЛИИ им. М.Громова по аванпроекту, подписанном 20 июня 1966 года, отмечается:

«…При расчете комплекса были приняты наиболее перспективные значения удельных параметров силовых установок, выбранных с учетом дальнейшего развития газовой динамики и накопления опыта создания высокотемпературных газотурбинных двигателей и водородных ЖРД.

В процессе создания орбитального комплекса «Спираль» должны быть решены следующие задачи:

– создание пароводородного двигателя новой схемы и ЖРД, работающего на водороде;

– разработка и создание эффективной теплоизоляции топливных баков;

– разработка систем охлаждения элементов силовой установки турбокомпрессора и его ходовой части;

– разработка и создание топливоподающей и топливорегулирующей аппаратуры на большие объемные расходы жидкого водорода с низкой температурой».

А в заключении ЦИАМ прямо сказано, что:

«…Заявленные основные данные, высотно-скоростные, дроссельные и весовые характеристики одноконтурного ракетно-турбинного двигателя могут быть получены при условии реализации высокого уровня совершенства элементов конструкции. Использованные в расчетах коэффициенты, определяющие потери энергии по тракту, к.п.д. охлаждаемого компрессора и многоступенчатой турбины и др., определяющие габаритные и весовые данные двигателя, требуют экспериментального подтверждения. Предлагаемые двигатели являются двигателями принципиально новой схемы. Экспериментальные данные по этим двигателям и отдельным узлам в настоящее время у нас практически отсутствуют. Поэтому созданию двигателя должен предшествовать большой объем расчетно-конструктивных и экспериментальных исследований в направлениях:

1. Оптимизации схем (пароводородные, водородо-воздушные, комбинированные, безредукторные и др.) и параметров рабочего процесса.

2. Экспериментального исследования водородо-воздушных теплообменных агрегатов и систем охлаждения основных теплонагруженных элементов двигателя.

3. Выбор типа, исследования и разработки многоступенчатых газовых и пароводородных турбин и др.»

Двигатель для промежуточного варианта ГСР, работающий на керосине, проектировало ОКБ-300 (с 1966 г. Московский машиностроительный завод «Союз»; до 1973 г. его возглавлял С.К.Туманский, а затем О.Н.Фаворский. Ныне предприятие носит наименование АМНТК «Союз». Это КБ в свое время прославилось разработкой самого «быстрого» отечественного ТРДФ Р15Б-300 для истребителя-перехватчика МиГ-25.). Новая разработка получила индекс Р39-300. Работами руководил, скорее всего, Григорий Львович Лифшиц, в то время – первый заместитель генерального конструктора ОКБ-300. Техническое предложение (к сожалению, оригинал этого документа был уничтожен в начале 1980-х годов) на двигатель было выдано разработчикам «Спирали» (заказчику) в 1966 г. После закрытия темы «Спираль» работы по данному двигателю в ОКБ- 300 продолжения не имели: кроме гиперзвукового разгонщика «Спирали» ему не было другого применения.

Вторым принципиальным новшеством ГСР являлся интегрированный регулируемый гиперзвуковой воздухозаборник, использующий для сжатия практически всю переднюю часть нижней поверхности крыла и носовую часть фюзеляжа. Впоследствии Лозино-Лозинский вспоминал: «Когда мы по- настоящему влезли в работу над первой ступенью, у нас возник новый взгляд на проектирование самолетов. Мы поняли, что необходимо гармоническое сочетание – подобно звукам в аккорде – всех его компонентов и свойств. Если раньше облик летательного аппарата определялся аэродинамикой, то теперь, проектируя наш разгонщик, мы стремились интегрировать аэродинамику и силовую установку, представляя их как нечто единое».

Торможение набегающего потока начиналось на расстоянии 10,25 м до воздухозаборника за счет специально спрофилированной нижней поверхности фюзеляжа, наклоненной к потоку под углом атаки 4 градуса. На расстоянии 3,25 м (в продольном направлении) до воздухозаборнике нижняя поверхность фюзеляжа увеличивает местный угол атаки на 10 градусов – эту точку можно считать начатом горизонтально расположенной поверхности (клина) торможения собственно воздухозаборника. На расстоянии 1,27 м до нижней «губы» воздухозаборника клин торможения вновь увеличивает угол атаки еще на 10 градусов. Нижняя «губа» воздухозаборника расположена на расстоянии 1,255 м эквидистантно нижней поверхности фюзеляжа.

Преодоление теплового барьера для ГСР обеспечивалось соответствующим подбором конструкционных и теплозащитных материалов.

В ряде поздних публикаций указана возможность разработки в дальнейшей перспективе на базе ГСР «6-махового» пассажирского самолета. Однако аванпроект не упоминает никакого «гражданского» использования гиперзвукового самолета-разгонщика, а для военных целей предусматривалось автономное применение только в качестве дальнего гиперзвукового стратегического самолета-разведчика.

ГСР-разведчик в «керосиновом» варианте силовой установки должен был иметь максимальную скорость М=4,0- 4,5 и дальность (при М=4,0) до 6000- 7000 км, а использование водородного топлива позволяло достичь максимальных скорости М=6,0 и дальности 12000 км (при крейсерской скорости М=5,0).