Неизвестный Лавочкин

Эскизный проект ЭКР был утвержден С.П. Королевым 31 января 1954 года, и началась подготовка к ее изготовлению. Однако в самый разгар работ по ней на основании постановления Совета Министров СССР от 20 мая 1954 года разработку крылатой ракеты дальнего действия передали в МАП. В соответствии с этим же документом в ОКБ-301 перешли работать А.С. Будник, И.Н. Моишаев, И.М. Лисович и другие специалисты. В соответствии с этим же документом в ОКБ-23 под руководством В.М. Мясищева разрабатывалась МКР «Буран».

Одной из наиболее важных задач, стоявших перед создателями МКР «Буря» и «Буран», была разработка сверхзвукового ПВРД и системы управления. Если от силовой установки зависели основные летные характеристики ракеты, то от системы управления – не только точность попадания в цель, а сам вопрос достижения территории вероятного противника. Не менее сложной задачей оказался выбор конструкционных материалов. При длительном полете со скоростью, в три раза превышавшей звуковую, аэродинамический нагрев не допускал использования в теплонапряженных агрегатах хорошо освоенного промышленностью «крылатого» сплава дюралюминия. Стальные конструкции хотя и выдерживали высокую температуру, сохраняя свои механические свойства, но оказывались тяжелыми. Так разработчики пришли к необходимости применения титановых сплавов. Об удивительных свойствах этого металла было известно давно, но дороговизна и сложность механической обработки сдерживали его использование в авиационной и ракетной технике.

ОКБ-301 первым в Советском Союзе разработало и освоило в производстве как технологию сварки титана, так и его механической обработки. Правильное сочетание алюминиевых, стальных и титановых сплавов позволило создать технологичную с необходимой весовой отдачей МКР.

Межконтинентальная крылатая ракета «Буря» на стартовой позиции

Эскизное проектирование «Бури» завершилось в 1955 году. Однако год спустя, 11 февраля, правительство потребовало установить на изделие более мощную и тяжелую боевую часть весом 2350 кг (первоначально планировалась весом 2100 кг). Это обстоятельство затянуло сроки представления изделия «350» на летные испытания. Возрос и стартовый вес МКР. В окончательном варианте эскизный проект «Бури» заказчик утвердил в июле 1956 года.

Межконтинентальная крылатая ракета «Буря» на стартовой позиции

Схему «Бури», как, впрочем, и мясищевского «Бурана», можно квалифицировать по-разному. С позиций ракетной техники это трехступенчатая машина, выполненная по пакетной схеме. Ее первая, или разгонная, ступень состояла из двух блоков с четырехкамерными ЖРД, сначала С2.1100, а затем С2.1150, стартовой тягой около 68 400 кгс каждый. Второй (маршевой) ступенью являлась крылатая ракета. Третья ступень – каплеобразный контейнер с ядерной боевой частью, отделяющейся от крылатой ракеты.

С позиций самолетостроителей это был вертикально взлетающий самолет-снаряд со стартовыми ускорителями. Маршевая ступень классической схемы имела среднерасположенное крыло малого удлинения стреловидностью 70 градусов по передней и прямой задней кромками, набранное из симметричных профилей, и крестообразное хвостовое оперение.

Фюзеляж МКР представлял собой тело вращения с лобовым воздухозаборником и нерегулируемым центральным телом. Маршевый сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный РД-012 (РД-012У) и воздухозаборник связывал воздушный канал, между стенками которого и обшивкой размещалось топливо (за исключением приборного отсека в центральной части фюзеляжа). Любопытно, что для работы сверхзвукового ПВРД использовался не традиционный керосин, а дизельное зимнее горючее. В центральном теле воздухозаборного устройства находилась боевая часть.

Стартовала крылатая ракета «Буря» вертикально с лафета-установщика и в соответствии с заданной программой проходила разгонный участок траектории, на котором управление ракетой осуществлялось газовыми рулями, а после их сброса – с помощью аэродинамических поверхностей. Ускорители сбрасывались после выхода сверхзвукового ПВРД на режим максимальной тяги, зависящей как от скорости, так и высоты полета. Например, на крейсерском режиме полета и на высоте 16–18 км расчетная тяга РД-012 составляла 12 500 кгс, а на 25 км – 4500–5000 кгс. Полет второй ступени, по первоначальным замыслам конструкторов, должен был проходить со скоростью 3000 км/ч и с постоянным аэродинамическим качеством с корректировкой траектории с помощью астронавигационной системы. Крейсерский полет начинался на высоте 18 км, и по мере выгорания топлива потолок на конечном участке траектории достигал 26 500 м. В районе цели ракета по команде автопилота переводилась в пикирование, и на высоте 7000–8000 м отделялась ее боевая часть.