Хорошее обтекание самолета на дозвуковых скоростях позволило получить аэродинамическое качество К=4,5 и коэффициент подъемной силы 0,6-0,8, что при выбранной удельной нагрузке 190 кг/м2 обеспечивало посадочную скорость, не превышающую 250 км/час, как и у обычных скоростных самолетов. Путевую устойчивость обеспечивал киль (стреловидность по передней кромке 60 градусов), оснащенный рулем направления. Высота самолета при сложенном крыле составляла 2,5 м.
В большинстве публикаций о «Спирали» говорится о возможности раздельного изменения угла поперечного V для каждой консоли с целью управления орбитальным самолетом по крену на участке атмосферного спуска. Это распространенное заблуждение о способе управления по крену для всех вариантов орбитального самолета «Спирали» впоследствии распространилось и на орбитальный самолет, прорабатывавшийся в рамках проекта создания Многоцелевой авиационно-космической системы (МАКС). И хотя на самом деле раздельное изменение угла поперечного V не использовалось, «нет дыма без огня»…
Введение на орбитальном самолете поворотных консолей крыла с расположением на них элевонов для управления по тангажу и крену выявило проблему обеспечения поперечного управления (по крену) на сверх- и гиперзвуковых режимах движения. Суть этой проблемы в следующем. В посадочной конфигурации, когда консоли крыла разложены, т.е. находятся в «самолетном» положении, схема управления креном с помощью элевонов ничем не отличается от обычного поперечного управления самолетов нормальных схем с помощью элеронов: когда летчик отклоняет ручку управления (штурвал) вправо, то самолет кренится на правое крыло, и наоборот.
На сверх- и гиперзвуковых скоростях полета, когда консоли крыла орбитального самолета приведены в положение 60-45 градусов от горизонтали (30-45 градусов от плоскости симметрии), элевоны, расположенные на них, сохраняют свои функции как орган управления по тангажу, но дают обратную реакцию орбитального самолета по крену. В этом случае, если летчик отклоняет ручку управления вправо, то ОС кренится влево, и наоборот. Такая смена реакции по крену при изменении геометрии (раскладывании консолей крыла) орбитального самолета является совершенно неприемлемой для летчика.
Следует отметить, что на этапе спуска орбитального самолета с орбиты (участок полета с гиперзвуковыми и сверхзвуковыми скоростями) летчик управляет только углами атаки (тангажом) и крена, а управление траекторией движения в боковой плоскости происходит за счет подъемной силы при создании крена того или иного знака. Таким образом, формирование надежной системы управления креном на указанных режимах имело принципиальное значение. Наличие обратной реакции по крену на высоких скоростях при «недоразложенных» консолях крыла выяснилось в октябре 1967 года, о чем сразу было доложено Владимиром Александровичем Тру- факиным Лозино-Лозинскому, Как позднее вспоминал Владимир Александрович, ему показалось, что в первоначальный момент Главный конструктор не сразу доверился «фантазиям» молодого специалиста, но уже через 2-3 недели он организовал серьезное обсуждение поставленной проблемы, на котором предложил организовать схему управления креном с помощью дифференциального отклонения консолей крыла.
