Межконтинентальная крылатая ракета М-40 «Буран» (СССР)

Межконтинентальная крылатая ракета в ОКБ-23 стала разрабатываться под обозначением изделие «40» в согласовании с постановлением Совета Министров СССР от 20 мая 1954 г. Ведущим конструктором «Бурана» назначили Г.Н.Назарова. Как и при разработке пилотируемых самолетов, в процессе разработки «Бурана» рассматривалось несколько ее вариантов, но в конечном итоге пришли к схеме, аналогичной принятой в ОКБ С.А. Лавочкина. Летные тесты МКР «Буран» намечались на лето 1958 г. В ноябре 1957 г. управлением СССР было принято решение закончить работы по МКР «Буран», потому что считали, что страна «не потянет» сразу два проекта МКР с близкими чертами. Ракета М-40 «Буран» представляла собой вертикально взлетающий беспилотный самолет «42» (маршевая ступень) традиционной схемы с треугольным крылом стреловидностью 70 градусов по фронтальной кромке и площадью 98 квадратных метров. Оперение – крестообразное, с аэродинамическими рулями. В качестве силовой установки употреблялся ПВРД, создававшийся в ОКБ М.М. Бондарюка, с лобовым воздухозаборным устройством, на входе которого находилось центральное многоскачковое тело. Снутри последнего располагалась боевая часть весом 3500 кг. Горючее находилось в кольцевых фюзеляжных топливных баках. Для старта и разгона маршевой ступени «42» до скорости пуска сверхзвукового ПВРД использовались четыре ускорителя «41» с ЖРД тягой по 55 тонн, разработанные на базе самолетных ускорителей «СУМ». Стартовые ускорители его размещались попарно над и под крылом ракеты В хвостовой части каждого ускорителя был установлен четырёхкамерный ЖРД Д-41, который развивал номинальную силу тяги у земли 57000 кг. В струях четырёх камер сжигания мотора Д-41 устанавливались газовые рули, служащие для управления ракетой на участке выведения. Установка газовых рулей позволяла сбрасывать их при достижении скорости, при которой воздушные рули 2-ой ступени ракеты получали достаточную продуктивность. Вес заправленного ускорителя 99,5 т, а пустого - 13,5 т. 2-ая маршевая ступень ракеты представляла собой крылатую ракету с цилиндрическим корпусом, узким треугольным крылом и трапециевидным оперением. Снутри корпуса ракеты установлен сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный движок РД-018 конструкции головного конструктора М.М.Бондарюка. В фронтальной части корпуса размещена отделяемая боевая часть весом 3,4 т. Припас горючего для мотора РД-018 размещён в 5 герметичных топливных отсеках средней части корпуса ракеты. Общий припас горючего - 42 900 л. Для улучшения черт воздухопоглотителя центральное тело «Бурана» длиной 700 мм было установлено с отрицательным углом атаки 3°. Астронавигационная система вместе с астродатчиком и устройствами управления была установлена в гаргроте, проходящем вдоль корпуса аппарата на высшей части фюзеляжа. Межконтинентальная ракета «Буран» был должен стартовать с ПУ конструкции Новокраматорского машиностроительного завода Для устойчивого положения «Бурана» на стартовом столе инженер В К Карраск, ставший потом заместителем Генерального конструктора КБ «Салют», предложил оригинальное устройство. Предлагалось расчалить ракету 3-мя тросами, при всем этом верхние концы тросов прикреплялись к разъемному кольцу, насаженому на «носик» маршевой ступени «42», а нижние - к стартовому столу. Такое устройство, во-1-х, позволяло сделать проще крепление «Бурана», и, во-2-х, появилась возможность создавать поворот всего сооружения для более четкого пуска. В момент старта срабатывало пиротехническое устройство кольца, освобождая ракету от крепления. Через 83 секунды после взлета, на высоте 15 750 м и расстоянии около 19 км от места старта, выполнялся сброс газовых рулей. В этот момент скорость полёта достигала примерно 2700 км/час, воздушные рули маршевой ступени получали нужную продуктивность, и управление ракетой переключалось на воздушные рули. Отклонение рулей для выдерживания данной линии движения полёта на участке выведения производилось автоматической системой управления. Через 93 секунды после взлета, при достижении скорости полёта 3380 км/час, происходило включение ЖРД ускорителей, а ещё через 2 секунды, на высоте 18 100 м и расстоянии 28,7 км от места старта - сброс ускорителей. Через 101 секунду после взлета в работу врубался сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный движок маршевой ступени. Через 117 секунд, на расстоянии 49 км от места старта, ракета достигала верхушки линии движения участка выведения - 19700 м. К этому моменту скорость полёта понижается до скорости крейсерского полёта - 3280 км/час, и в работу врубается система астронавигации, выдерживающая направление полёта ракеты на маршевом участке. В период от 117 до 268 секунды полёта происходит понижение высоты линии движения с 19 700 м примерно до 18200 м и выведение ракеты на маршевый режим завершается. Участок маршевого полёта начинается на 269 секунде после взлета на высоте примерно 18 200 м и расстоянии 187 км от места старта. По мере уменьшения веса маршевой ступени за счёт выгорания горючего происходит постепенное возрастание высоты полёта от 18 200 м при выходе на марш до 24 500 м при достижении района цели. Выдерживание линии движения на маршевом участке полёта производилось: по направлению - системой астронавигации, по высоте - автоматом стабилизации. Всепостоянство скорости обеспечивалось регулятором числа М мотора. Участок свободного падения на цель головной части ракеты, несущей боевой заряд, начинается с момента заслуги ракетой данных географических координат, когда астронавигационная система дает команду на отделение головной части. Это происходит на расстоянии примерно 50 км до цели, на высоте 24 540 м, через 2 час 28 мин после старта. После отделения головной части начинается её неуправляемое свободное падение в район цели, которое продолжается 100 секунд. Скорость падения головной части ракеты в момент заслуги уровня земли добивается 920 км/час. Расчетное КВО 10,5 км. Постановлением Совмина №1096-570 от 11 августа 1956 г. и приказом министра авиационной индустрии №453 на ОКБ-23 возложено задание создать, выстроить и предъявить на совестные с Министерством обороны лётные тесты бывалые эталоны далекой крылатой ракеты «Буран-А» с новым боевым зарядом. В связи с повышением боевого заряда, вызвавшим необходимость перекомпоновки ракеты «Буран», ОКБ-23 разработало проект этой ракеты с новым боевым зарядом. Вес боевого заряда заказчик (НИИ-1011) прирастил на 1600 кг, доведя его до 5000 кг. В сентябре 1956 г. ОКБ-23 представило на рассмотрение дополнение к эскизному проекту ракеты «Буран» (изделие «40»), получившего фабричный индекс изделие «40А». Стартовый ускоритель получил обозначение изделие «41А», а маршевая ступень - изделие «42А». При проектировании ракеты «Буран-А» остались постоянными габаритные размеры и главные теоретические обводы. Ракета «Буран-А» не имела принципных различий от ракеты «Буран» ни в отношении главных проектных характеристик, ни в отношении аэродинамической сборки. Длина корпуса ракеты возросла за счет роста длины отделяемой боевой головки. Значительно повысились тяговые свойства движков. Снутри корпуса ракеты был установлен сверхзвуковой ПВРД РД-018А, а в хвостовой части ускорителя - четырёхкамерный ЖРД Д-13, развивавший тягу у земли 70 000 кг. Лётные тесты «Бурана» планировались на август 1957 года в Капустином Яре, но потом срок был перенесён. А в ноябре 1957 года последовал приказ сверху - закончить все работы по теме «40».

Источник: dogswar.ru