Межконтинентальная крылатая ракета В-350 «Буря» (СССР)

Согласно Постановлению Совмина СССР от 13 февраля 1953 г. была начата разработка двухступенчатой крылатой ракеты с дальностью полёта 8000 км. ОКБ-1 было очень занято работами над баллистическими ракетам, ну и Королёв презрительно относился к «крылаткам». Результатом этого стало Постановление Совмина №957-409 от 20 мая 1954 г. о передаче работ по стратегическим крылатым ракетам Министерству авиационной индустрии. В связи с этим из ОКБ-1 в МАП ушел ряд разработчиков крылатых ракет - А.С.Будник, И.И.Моишеев, И.М.Лисович и др. Межконтинентальная крылатая ракета разрабатывалась в 2-ух вариантах - более легкую (весом 60 т) делал С.А.Лавочкин в ОКБ-301, а более тяжёлую (весом около 152 т) делал В.М.Мясищев в ОКБ-23. Научным управляющим обоих этих проектов был назначен М В Келдыш. Крылатая ракета Лавочкина получила заглавие «Буря» и индекс «350», а крылатая ракета Мясищева - «Буран». Не считая того, «Буран» имел фабричный индекс «40», его стартовая ступень - индекс «41», а маршевая - «42» Обе ракеты имели схожие конструктивные схемы. Оба аппарата были двухступенчатыми. Треугольное крыло маршевой ступени имело стреловидность 70° с прямой задней кромкой. Сравнимо тонкое крыло было «пустым», другими словами не заливалось топливом . Для обоих аппаратов сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные движки разрабатывались в ОКБ-670 М.М.Бондарюка. Жидкостные движки стартовой ступени «Бурана» делало ОКБ-456 В.П.Глушко, а для «Бури» - ОКБ А.М.Исаева. ЦАГИ занималось вопросами аэродинамики, а НИИ М.В.Келдыша - термическими процессами новых сверхзвуковых аппаратов. Маршевые ступени крылатых ракет должны были летать на большой высоте со скоростью практически втрое превосходящей скорость звука Нагрев поверхностей планера до температуры выше 200°C исключал возможность внедрения обычного дюралюминия в конструкция фюзеляжа и крыла. Потребовалось освоить такие новые тогда для авиастроителей материалы, как нержавейка и титан, также создать конструктивные средства борьбы с деформациями планера при нагреве. В первый раз в истории управляемых ракет в стратегической крылатой ракете была использована автономная система управления с астрокоррекцией. Применить обыденную инерциальную систему наведения в стратегической крылатой ракете было нереально, потому что с учётом дальности стрельбы возможное отклонение от точки прицеливания составило бы 10-ки км. Потому во всех американских и русских крылатых ракетах была принята инерциальная система наведения с астрокоррекцией. Сущность астрокоррекции состоит в том, что особая оптическая система автоматом находит две определённые звезды, а потом автоматом смотрит за ними. Таким образом, повсевременно делается застыл «высоты» звезды над горизонтом и на карте строится так именуемая окружность равных высот. Скрещение таких окружностей для 2-ух звёзд даёт четкое положение ракеты на этот момент. Дальше данные передаются автопилоту, который производит корректировку курса ракеты, а по достижении географического места цели переводит ракету в пикирование. Ракеты с системой астрокоррекции должны лететь на наибольшей высоте, как позволяют способности воздушно-реактивного мотора. На высоте 18-25 км звёзды днём видны так же ярко, как и ночкой и система астрокоррекции может работать круглые сутки независимо от погодных критерий. В СССР работы по созданию системы астрокоррекции велись с 1947 г. В рамках НИИ-88 была сотворена лаборатория, занимавшаяся автоматической астрокоррекцией, ей управлял И.М.Лисович. Позднее это подразделение было переведено в НИИ-1. Со 2-ой половины 1952 г. по 1954 г. опытнейшая система астрокоррекции испытывалась на самолёте Ил-12, а с 1954 г. по 1955 г. - на бомбовозе Ту-16. В полёте на 4000 км система имела ошибки в границах 3,36,6 км. При этом полёт проходил на высоте около 10 км, а на высотах в два раза огромных система, соответственно, должна была работать лучше. Крылатая ракета «Буря» была двухступенчатой. Маршевая ступень комплектовалась прямоточным движком РД-012. Стартовая ступень состояла из 2-ух боковых ускорителей. Ускоритель имел цилиндрическую форму с заострённой фронтальной частью и состоял из топливных баков и четырёхкамерного ЖРД С2. 1100 (позднее С2.1150), разработанного в ОКБ-2 НИИ-88. В топливные баки каждого ускорителя заправлялось 20840 кг окислителя и 6300 кг горючего. В струе газов ЖРД размещались газовые рули, обеспечивающие управление ракетой на исходном участке полёта. При наборе скорости управление полётом производилось воздушными рулями. На ускорителях устанавливались горизонтальные рули и стабилизаторы. Ускорители общим весом 64760 кг симметрично размещались под крыльями маршевой ступени и крепились к её фюзеляжу на четырёх узлах каждый. Маршевая ступень «Бури» построена по обычной самолётной схеме с треугольным крылом, имеющим стреловидность по фронтальной кромке 70° и тонюсенький сверхзвуковой профиль. В фронтальной части цилиндрического фюзеляжа маршевой ступени находился сверхзвуковой диффузор с центральным телом, в каком располагалась боевая часть. В хвостовую часть фюзеляжа вел воздухопровод, окружённый кольцевыми баками с топливом. Сверхзвуковой ПВРД поперечником 1700 мм стыковался с воздухопроводом и питался топливом при помощи турбонасосного агрегата и регулятора подачи горючего, которые устанавливались в особом отсеке. Турбонасосный агрегат также приводил в работу генератор мощью 25 кВт. Фюзеляж заканчивался обтекателем сопла ПВРД и крестообразным хвостовым оперением с аэродинамическими рулями. Система астронавигации находилась в охлаждаемом приборном отсеке в средней высшей части фюзеляжа, а сенсоры этой системы прикрывались особым куполом из жаростойких кварцевых пластинок. Межконтинентальная ракета «Буря» стартовала вертикально конкретно со стрелы установщика специального пускового устройства на жд платформе конструкции Новокраматорского машиностроительного завода им В.И.Ленина (главный конструктор В.И.Капустинский). После старта ракета убыстрялась ускорителями до скорости 3М и достигала высоты 18-20 км. 1-ые 50 секунд полёта управление ракетой производилось при помощи газовых рулей. Через 50 секунд, когда ракета набрала достаточную скорость и могла управляться аэродинамическими рулями, газовые рули отстреливались. На 80-й секунде полёта начинал работать прямоточный маршевый движок, а «боковушки» отстреливались. После того как скорость достигала 3М, и ПВРД выходил на режим наибольшей тяги, происходила расцепка ускорителей и маршевой ступени. Дальше полёт маршевой ступени до района цели шёл с неизменной скоростью 3,15-3,2М и с неизменным аэродинамическим качеством на сверхзвуковом ПВРД. На маршевом участке полёт корректировался при помощи системы автоматической астронавигации «Земля». За время полёта до цели ракета подымалась до высоты 25,5 км. При приближении к цели маршевая ступень должна была переводиться автопилотом в крутое пикирование на цель, и при всем этом отделялось центральное тело с боевым ядерным зарядом. В конце августа 1954 г. был закончен эскизный проект межконтинентального самолёта-снаряда «Буря». В ноябре 1956 г. завершилась отработка мотора РД-Д12У. В 1956 г. начались наземные тесты опытнейшего эталона «Бури». Параллельно на 2-ух заводах - №301 в г. Химки и №18 в Куйбышеве - была запущена в создание 1-ая серия ракет для лётных испытаний. Всего было сделано 19 ракет. Последний, девятнадцатый запуск совершен 16 декабря 1960 г. по «большой трассе». На «Буре» была установлена астронавигационная аппаратура АН-2Ш, обеспечивавшая старт в тёмное время и полёт в светлое время. Ракета пролетела 6425 км со скоростью 3,1-3,2М. Полёт закончился из-за выработки горючего. В конечном итоге ракету «научили» летать, и формально лётные тесты были завершены Но, как и её заморской сестре «Навахо», полную расчётную дальность получить не удалось. Прямоточный движок Бондарюка работал стабильно, но фактический расход горючего превосходил все расчеты. Сложные газодинамические процессы в «хитрой трубе» были ещё недостаточно исследованы. 5 февраля 1960 г. вышло Постановление Совмина о прекращении работ по главному варианту ракеты «Буря» Осталось, правда, несколько небоевых вариантов использования «Бури», в том числе как мишени для зенитных ракет комплекса «Даль».