[ezup]

Согласно Постановлению Совмина СССР от 13 февраля 1953 г. была начата разработка двухступенчатой крылатой ракеты с дальностью полёта 8000 км. ОКБ-1 было слишком занято работами над баллистическими ракетам, да 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 промышленности. 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 двух 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 руководителем обоих этих проектов был назначен М В Келдыш.

Крылатая ракета Лавочкина получила название «Буря» и индекс «350», а крылатая ракета Мясищева - «Буран». Кроме того, «Буран» имел заводской индекс «40», его стартовая ступень - индекс «41», а маршевая - «42» Обе ракеты имели сходные конструктивные схемы. Оба аппарата были двухступенчатыми. Треугольное крыло маршевой ступени имело стреловидность 70° с прямой задней кромкой. Сравнительно тонкое крыло было «пустым», то есть не заливалось топливом . Для обоих аппаратов сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели разрабатывались в ОКБ-670 М.М.Бондарюка. Жидкостные двигатели 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 - тепловыми процессами новых сверхзвуковых аппаратов. Маршевые ступени крылатых ракет должны были летать на большой высоте со скоростью почти в три раза превышающей скорость звука Нагрев поверхностей планера до температуры свыше 200°C исключал возможность применения привычного дюралюминия в конструкция фюзеляжа и крыла. Потребовалось освоить такие новые тогда для авиастроителей материалы, как нержавеющая сталь и титан, а также разработать конструктивные средства борьбы с деформациями планера при нагреве. Впервые в истории управляемых ракет в стратегической крылатой ракете была применена автономная система управления с астрокоррекцией. Применить обычную инерциальную систему наведения в стратегической крылатой ракете было невозможно, так как с учётом дальности стрельбы вероятное отклонение от точки прицеливания составило бы десятки километров. Поэтому во всех американских и советских крылатых ракетах была принята инерциальная система наведения с астрокоррекцией.

Суть астрокоррекции заключается в том, что специальная оптическая система автоматически находит две определённые звезды, а затем автоматически следит за ними. Таким образом, постоянно производится замер «высоты» звезды над горизонтом и на карте строится так называемая окружность равных высот. Пересечение таких окружностей для двух звёзд даёт точное положение ракеты в данный момент. Далее данные передаются автопилоту, который производит коррекцию курса ракеты, а по достижении географического места цели переводит ракету в пикирование. Ракеты с системой астрокоррекции должны лететь на максимальной высоте, насколько позволяют возможности воздушно-реактивного двигателя. На высоте 18-25 км звёзды днём видны так же ярко, как и ночью и система астрокоррекции может работать круглосуточно независимо от погодных условий.

В СССР работы по созданию системы астрокоррекции велись с 1947 г. В рамках НИИ-88 была создана лаборатория, занимавшаяся автоматической астрокоррекцией, ей руководил И.М.Лисович. Позже это подразделение было переведено в НИИ-1. Со второй половины 1952 г. по 1954 г. опытная система астрокоррекции испытывалась на самолёте Ил-12, а с 1954 г. по 1955 г. - на бомбардировщике Ту-16. В полёте на 4000 км система имела ошибки в пределах 3,36,6 км. Причем полёт проходил на высоте около 10 км, а на высотах вдвое больших система, соответственно, должна была работать лучше.

Крылатая ракета «Буря» была двухступенчатой. Маршевая ступень оснащалась прямоточным двигателем РД-012. Стартовая ступень состояла из двух боковых ускорителей. Ускоритель имел цилиндрическую форму с заострённой передней частью и состоял из топливных баков и четырёхкамерного ЖРД С2. 1100 (позже 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 располагались газовые рули, обеспечивающие управление ракетой на начальном участке полёта. При наборе скорости управление полётом осуществлялось воздушными рулями. На ускорителях устанавливались горизонтальные рули и стабилизаторы. Ускорители общим весом 64760 кг симметрично располагались под крыльями маршевой ступени и крепились к её фюзеляжу на четырёх узлах каждый.



Маршевая ступень «Бури» построена по нормальной самолётной схеме с треугольным крылом, имеющим стреловидность по передней кромке 70° и тонкий сверхзвуковой профиль. В передней части цилиндрического фюзеляжа маршевой ступени находился сверхзвуковой диффузор с центральным телом, в котором размещалась боевая часть. В хвостовую часть фюзеляжа вел воздухопровод, окружённый кольцевыми баками с топливом. Сверхзвуковой ПВРД диаметром 1700 мм стыковался с воздухопроводом и питался топливом с помощью турбонасосного агрегата и регулятора подачи топлива, которые устанавливались в специальном отсеке. Турбонасосный агрегат также приводил в работу генератор мощностью 25 кВт. Фюзеляж заканчивался обтекателем сопла ПВРД и крестообразным хвостовым оперением с аэродинамическими рулями. Система астронавигации находилась в охлаждаемом приборном отсеке в средней верхней части фюзеляжа, а датчики этой системы прикрывались специальным куполом из жаростойких кварцевых пластин.

Межконтинентальная ракета «Буря» стартовала вертикально непосредственно со стрелы установщика специального пускового устройства на железнодорожной платформе конструкции Новокраматорского машиностроительного завода им В.И.Ленина (главный конструктор В.И.Капустинский). После старта ракета разгонялась ускорителями до скорости 3М и достигала высоты 18-20 км. Первые 50 секунд полёта управление ракетой осуществлялось с помощью 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 двигатель, а «боковушки» отстреливались.

После того как скорость достигала 3М, и ПВРД выходил на режим максимальной тяги, происходила расцепка ускорителей и маршевой ступени. Далее полёт маршевой ступени до района цели шёл с постоянной скоростью 3,15-3,2М и с постоянным аэродинамическим качеством на сверхзвуковом ПВРД. На маршевом участке полёт корректировался с помощью системы автоматической астронавигации «Земля». За время полёта до цели ракета поднималась до высоты 25,5 км. При приближении к цели маршевая ступень должна была переводиться автопилотом в крутое пикирование на цель, и при 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. закончилась отработка двигателя РД-Д12У. В 1956 г. начались наземные испытания опытного образца «Бури». Параллельно на двух заводах - №301 в г. Химки и №18 в Куйбышеве - была запущена в производство первая серия ракет для лётных испытаний. Всего было изготовлено 19 ракет. Последний, девятнадцатый пуск 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 прекратился из-за выработки топлива.

В итоге ракету «научили» летать, и формально лётные испытания были завершены Но, как и её заокеанской сестре «Навахо», полную расчётную дальность получить не удалось. Прямоточный двигатель Бондарюка работал устойчиво, но фактический расход топлива превышал все расчеты. Сложные газодинамические процессы в «хитрой трубе» были ещё недостаточно изучены. 5 февраля 1960 г. вышло Постановление Совмина о прекращении работ по основному варианту ракеты «Буря» Осталось, правда, несколько небоевых вариантов использования «Бури», в том числе как мишени для зенитных ракет комплекса «Даль».