Чудо-оружие СССР. Тайны советского оружия - Александр Широкорад

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 ЗМ и достигала высоты 18–20 км.

Первые 50 секунд полета 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 полета начинал работать прямоточный маршевый двигатель, а «боковушки» отстреливались.

После того как скорость достигала ЗМ, и ПВРД выходил на режим максимальной тяги, происходила расцепка ускорителей и маршевой ступени. Далее полет маршевой ступени до района цели шел с постоянной скоростью 3,15–3,2М и с постоянным аэродинамическим качеством на сверхзвуковом ПВРД. На маршевом участке полет корректировался с помощью системы автоматической астронавигации «Земля». За время полета 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 самолета-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 летных испытаний. Всего было изготовлено 19 ракет.

Представим кратко хронологию летных испытаний «Бури» на полигоне Капустин Яр.

31 июля 1957 г.: включился стартовый ЖРД, но ракета так и осталась на пусковом столе — один из ускорителей не вышел на режим номинальной тяги и автоматика заблокировала команду «старт».

1 сентября 1957 г.: восстановленная ракета доставлена на старт и подготовлена к пуску. В момент старта от ракеты неожиданно отделились газовые рули. Так как вектор тяги стартовых ЖРД не проходит через центр тяжести ракеты, то стартовики создают вращательный момент, который уравновешивается газовыми рулями. После отстрела рулей ракета под действием этого момента силы медленно описала «мертвую петлю» и упала в нескольких десятках метров от пусковой установки, вызвав на полигоне сильнейший пожар.

После этого пуска элементная схема отстрела газовых рулей была изменена, и преждевременный их отстрел не наблюдался.

31 октября 1957 г.: второй пуск. Отказ ЖРД одного из ускорителей.

21 марта 1958 г.: третий пуск с макетом маршевой ступени. На 63-й секунде полета потеряно управление.

28 апреля 1958 г.: успешный пуск с макетом маршевой ступени.

22 мая 1958 г.: удачный пуск с маршевой ступенью. 80 секунд нормальной работы ускорителей, а затем включился прямоточный двигатель.

На двенадцатом пуске была достигнута дальность 1315 км, далее последовал отказ систем воздушных датчиков и падение ракеты.

20 февраля 1960 г. на шестнадцатом пуске была достигнута дальность 5500 км.

23 марта 1960 г. состоялся восемнадцатый пуск по «большой трассе» Владимировка (Астраханская область) — мыс Озерный (Камчатка). Ракета совершила полет по трассе на 6500 км за 2 час 04 мин на высоте 18–24,5 км с заданной скоростью 3,2-ЗД5М. Запуск второй ступени произошел при М=2,85. Отсечка двигательной установки первой ступени произошла при М=3,2, а расцепка прошла нормально на 101,3 секунде. Захват звезды произошел на 114 секунде. Начальная высота полета — 18 км. На 118 минуте вследствие полной выработки топлива прекратилась работа ПВРД. На 121 минуте произошел переход на аварийные аккумуляторы, и была выдана команда на ликвидацию. Рулями вторая ступень не отработала. Полет с потерей высоты продолжался до 124 минуты. Предварительная отработка материалов пуска показала перерасход топлива на 10–15 %.

Последний, девятнадцатый,[134] пуск совершен 16 декабря 1960 г. по «большой трассе». На «Буре» была установлена астронавигационная аппаратура АН-2Ш, обеспечивавшая старт в темное время и полет в светлое время. Ракета пролетела 6425 км со скоростью 3,1–3,2М. Полет прекратился из-за выработки топлива.

В итоге ракету «научили» летать, и формально летные испытания были завершены. Но, как и ее заокеанской сестре «Навахо», полную расчетную дальность получить не удалось. Прямоточный двигатель Бондарюка работал устойчиво, но фактический расход топлива превышал все расчеты. Сложные газодинамические процессы в «хитрой трубе» были еще 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».

А теперь перейдем к стратегическому самолету-снаряду «Буран». Стартовые ускорители его располагались попарно над и под крылом ракеты. В хвостовой части каждого ускорителя был установлен четырехкамерный ЖРД Д-41, который развивал номинальную силу тяги у земли 57 ООО кг.

В струях четырех камер сгорания двигателя 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 второй ступени ракеты приобретали достаточную эффективность. Вес заправленного ускорителя 99,5 т, а пустого — 13,5 т.

Вторая маршевая ступень ракеты представляла собой крылатую ракету с цилиндрическим корпусом, тонким треугольным крылом и трапециевидным оперением. Внутри корпуса ракеты установлен сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель РД-018 конструкции главного конструктора М. М. Бондарюка. В передней части корпуса расположена отделяемая боевая часть весом 3,4 т.

Запас топлива для двигателя РД-018 размещен в пяти герметичных топливных отсеках средней части корпуса ракеты. Общий запас топлива — 42 900 л.

Для улучшения характеристик воздухозаборника центральное тело «Бурана» длиной 700 мм было установлено с отрицательным углом атаки 3°. Астронавигационная система совместно с астродатчиком и приборами управления была установлена в гаргроте, проходящем вдоль корпуса аппарата на верхней части фюзеляжа.

Межконтинентальная ракета «Буран» должен был стартовать с ПУ конструкции Новокраматорского машиностроительного завода. Для устойчивого положения «Бурана» на стартовом столе инженер В. К. Карраск, ставший впоследствии заместителем Генерального конструктора КБ «Салют», предложил оригинальное устройство. Предлагалось расчалить ракету тремя тросами, при этом верхние концы тросов прикреплялись к разъемному кольцу, надетому на «носик» маршевой ступени «42», а нижние — к стартовому столу. Такое устройство, во-первых, позволяло упростить крепление «Бурана», и, во-вторых, появилась возможность производить поворот всего сооружения для более точного запуска. 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, производился сброс газовых рулей. В этот момент скорость полета достигала приблизительно 2700 км/час, воздушные рули маршевой ступени приобретали необходимую эффективность, и управление ракетой переключалось на воздушные рули. Отклонение рулей для выдерживания заданной траектории полета на участке выведения осуществлялось автоматической системой управления.

Через 93 секунды после взлета, при достижении скорости полета 3380 км/час, происходило включение ЖРД ускорителей, а еще 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 включался сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель маршевой ступени.

Через 117 секунд, на расстоянии 49 км от места старта, ракета достигала вершины траектории участка выведения — 19 700 м.

К этому моменту скорость полета снижается до скорости крейсерского полета — 3280 км/час, и в работу включается система астронавигации, выдерживающая направление полета ракеты на маршевом участке.

В период от 117 до 268 секунды полета происходит снижение высоты траектории с 19 700 м приблизительно до 18 200 м и выведение ракеты на маршевый режим заканчивается.

Участок маршевого полета начинается на 269 секунде после взлета на высоте приблизительно 18 200 м и расстоянии 187 км от места старта.

По мере уменьшения веса маршевой ступени за счет выгорания топлива происходит постепенное возрастание высоты полета от 18 200 м при выходе на марш до 24 500 м при достижении района цели.