Межконтинентальные крылатые ракеты «Буря» и «Буран»

Работы по ПВРД и крылатым ракетам дальнего действия
с ПВРД в СССР (1947-1960)

Межконтинентальные крылатые ракеты
«Буря» и «Буран»

В СССР 29 августа 1949 г. была испытана первая ядерная бомба, но для достижения стратегического паритета с США требовались носители ядерного заряда. Такие носители были созданы в КБ А.Н.Туполева и В.М.Мясищева. В связи с развитием средств ПВО, в том числе и ЗУР, потребовалось создать новые, менее уязвимые стратегические носители ядерного заряда. В результате проведенных исследований по теме Н-3 были определены два направления создания МБР и МКР. Как и стратегические бомбардировщики, МКР имела требования к характеристикам конструкции и двигательным установкам не такие высокие, как у МБР. В те времена уничтожить летящую МБР было невозможно, а сбить МКР уже было реально. Было принято решение о разработке и МБР, и МКР. В связи с разделением работ по министерствам получалась негласная конкуренция между разработчиками МКР и МБР.
Кто первый осуществит проект и достигнет требуемой дальности полета 8000 км? Международная обстановка подстегивала к скорейшему решению таких задач, появилась информация о разработке США подобной КРДД. В связи с создавшимися условиями требовалось в кратчайшее время, используя задел по ЭКР и, минуя этап ЭКР, разработать и изготовить МКР, что и было предложено С.А.Лавочкиным на одном из совещаний в МАП. 20 мая 1954 г. вышло постановление СМ СССР № 957-409 о разработке межконтинентальных крылатых ракет-носителей ядерного заряда.Оно предусматривало параллельную работу над двумя ракетами: более легкой — заводской шифр «350» или «Буря», которая поручалась ОКБ-301 Семена Алексеевича Лавочкина, и тяжелой — заводской шифр ракеты «42/41» (ускорители получили обозначение «41», а маршевая ступень «42»), заводской шифр комплекса «40» или ракетно-самолетная система (РСС-40) «Буран», которая поручалась ОКБ-23 Владимира Михайловича Мясищева. Научным руководителем обоих этих проектов был назначен М.В.Келдыш. Разработка СПВРД РД-012 и РД-018 соответственно для маршевой ступени МКР «Буря» и «Буран» возлагалась на ОКБ-670 главного конструктора Михаила Макаровича Бондарюка.

Одной из основных проблем было создание СПВРД РД-012 и РД-018 диаметром 1700 и 2000 мм. Предыдущий опыт ОКБ-670 ограничивался разработкой дозвуковых ПВРД и СПВРД РД-040 диаметром 400 мм для ЭКР. Научные исследования всех подразделений НИИ-1 и соответствующих отделов ОПМ МИАНа были направлены на обеспечение решения задач по созданию МКР. Постановлением Правительства на НИИ-1 МАП и персонально на М.В.Келдыша возлагалась координация всех научных исследований при создании крылатых ракет. По отдельным направлениям этих исследований научными руководителями были назначены: Е.С.Щетинков, В.М.Иевлев, Г.И.Петров, А.П.Ваничев, В.Я.Лихушин, В.С.Зуев, И.Ф.Шебеко.

Для работ по МКР был создан ряд новых подразделений и развернуто строительство уникальной стендовой базы в Тураево. Однако в связи с тем, что создание высотно-компрессорной станции филиала ЦИАМ и стенда Ц-9 запаздывало, ОКБ-670 М.М.Бондарюка в 1953-1954 гг. в короткий срок спроектировало и с помощью ЦАГИ построило огневой стенд натурных реактивных двигателей (СНРД), использующий воздух из газгольдерной ЦАГИ. Испытания РД-012 были начаты в августе 1954 г. Длительность огневой работы определялась запасом воздуха, и составляла 15 мин при заданном ресурсе б часов. Одновременно был спроектирован эжекторный стенд — труба прямоточного двигателя (ТПД), где на срезе сопла СПВРД обеспечивались условия соответствующие полету на высоте 25 км. На стенде ТПД в 1956 г. были проведены испытания СПВРД РД-012 в условиях высоты 25 км. После пуска компрессорной в филиале ЦИАМ в ОКБ-670 на ее базе был создан стенд Ц-12, обеспечивающий непрерывную огневую работу РД-012 в течение 6 часов. На этом стенде проведена основная отработка РД-012 и РД-018. После пуска эсгаустеров филиала ЦИАМ в 1959 г. высотные (25 км) испытания РД-012 велись на стенде Ц-9Н. Наибольший вклад в создание РД-012 внесли: И.Б.Леванов, Б.В.Савилов, Н.И.Михневич, И.А.Куратов и С.И.Тебякин.
В 1954 г. по инициативе М.В.Келдыша в НИИ-1 МАП была создана лаборатория № б для решения вопросов динамики крылатых ракет, а также комплексных исследований этих ракет. Лабораторию № 6 возглавил К.П.Осминин, отделами лаборатории руководили А.С.Будник, Д.Е.Охоцимский, Б.В.Раушенбах. Для разработки системы управления крылатой ракеты в 1955 г. в НИИ-1 МАЛ создается филиал, возглавляемый Рубеном Григорьевичем Чачикяном с главными конструкторами систем И.М.Лисовичем (по астронавигационной системе управления маршевой ступени) и Г.Н.Толстоусовым (по автопилоту маршевой ступени). Здесь впервые в СССР была создана астронавигационная система управления [33, ,с.13]. Создание астронавигационной системы управления имеет свою долгую историю. В конце 1947 г. всплывает проблема управления абстрактной крылатой ракетой. Просматривались альтернативные варианты системы управления крылатой ракеты по всей траектории ее полета. Известный вариант немецкого проекта А9/А10 был тогда отброшен из-за уязвимости радиоуправления над территорией противника, а также из-за невозможности достичь нужной точности при использовании даже самой новейшей по тем временам немецкой гироскопической системы. Было предложено создать новую систему — систему астронавигации. В НИИ-88 в отделе «У» (начальник Б.Е.Черток) создаётся лаборатория, которая начала заниматься астронавигацией. Руководителем работ по системе астронавигации был назначен И.М.Лисович, а по его рекомендации гироскопические проблемы поручили решать Г.И.Васильеву-Люлину. В 1949 г. И.М.Лисовичу, Б.Е.Чертоку и Г.И.Васильеву-Люлину по системе автоматической астронавигации было выдано авторское свидетельство. Все основные принципы автоматической астронавигации были разработаны и проверены на макетах в течение 1948-1949 гг.
Для начала за основу была принята методика, которой пользовались штурманы на море и в воздухе. После того как нужные звезды найдены и опознаны, надо было решить еще по крайней мере две задачи: определить высоту звезды над горизонтом или угол между направлением на звезду и направлением вертикали и ввести в заготовленную методику расчета результаты замеров. Дальше требовалось придумать счётно-решающий прибор, который в зависимости от автоматически замеренных угловых расстояний двух звёзд все подсчитает, выработает команды навигации для автопилота ракеты для полета по оптимальной трассе и выдаст конечную команду для пикирования на цель.
Отсюда возникли следующие задачи:
1. Разработать автоматическую следящую систему за звездами. Сложность здесь заключалась в световых помехах от общего фона засветки, существовала опасность «зацепиться не за ту звезду». Было придумано устройство с поворачивающимся зеркалом, которое могло отслеживать две звезды. Гироскопическая стабилизация позволяла удерживать направление на звезду, даже если она какое-то время не наблюдалась.
2. Создать искусственную вертикаль, было совершенно новой задачей в то время. Искусственная вертикаль должна была вырабатывать направление к центру Земли, а угол между направлением на звезду и направлением вертикали позволял определить «высоту» звезды над горизонтом и построить так называемые окружности равных высот. Одно из пересечений этих окружностей на карте и будет положением самолета, корабля или ракеты. Свободный гироскоп Левенталя заменили направлением на звезду, и этим сразу была исключена большая по тем временам ошибка свободного гироскопа. Академик А.Ю.Ишлинский в своем классическом труде «Ориентация, гироскопы и инерциальная навигация» посвятил 14 страниц математическому описанию подобной вертикали.
3. Разработать счетно-решающий прибор, вырабатывающий команды на автопилот. Это было реализовано с помощью кулачкового механизма. Погрешность по углу такого примитивного прибора была не более одной угловой минуты [37, с.277, 281, 282].
С.П.Королев предложил проверить эту систему на самолете. Предложение было принято руководством НИИ-88 и Министерства, и в 1950 г. началась разработка и изготовление действующего варианта системы автоматической астронавигации. К началу 1952 г. он был готов к установке на самолете Ил-12, на котором было совершено 10 полетов по маршруту Москва-Даугавпилс расстоянием 700 км. Испытания проводились на протяжении второй половины 1952 г. и первой половины 1953 г. совместно с ГК НИИ ВВС. За все время не было ни одного отказа, а ошибка навигации составила не более 7 км [37, с.286]. Следующую проверку система автономной астронавигации проходила в 1954-1955 гг., тогда уже лаборатория И.М.Лисовича находилась в филиале НИИ-1 МАП. На вновь изготовленных самолетных макетах были снова проведены самолетные испытания, но на этот раз использовался самолет ТУ-16. В 4-х полетах на дальность 4000 км на высоте 10-11 км при средней скорости 800 км/ч за 5-6 ч. полета система имела ошибки в пределах 3,3-6,6 км [37, с.290]. По тем временам такая ошибка гарантировала достаточно хорошую точность.
Главным конструктором «Бури» С.А.Лавочкин назначил своего заместителя Наума Семеновича Чернякова. В создании МКР «Буря» со стороны ОКБ-301 С.А.Лавочкина участвовало большое количество сотрудников: Л.П.Аброскин, Ю.А.Гинесин, Н.Н.Горошков, Л.А.Закс, М.Н.Ильин, А.С.Камышков, В.А.Королёв, С.И.Крупкин, В.А.Крюков, А.П.Милованов, Е.Д.Немешаев, В.А.Серебреников, В.Д.Соколов, Н.Н.Ушаков, А.Г.Чесноков, И.М.Чурмаев, С.Д.Куликов, Н.А.Хейфиц, И.Н.Фёдоров, А.Я.Гольдин и другие. МКР «Буря» показана на рис.20. 1-я ступень «Бури» состояла из двух блоков ускорителей с четырехкамерными ЖРД С2.1100 (С2.1150) разработки ОКБ-2 НИИ-88 А.М.Исаева. Маршевый СПВРД РД-012 2-й ступени разработан ОКБ-670 М.М.Бондарюка. СУ разработана в филиале НИИ-1 МАП (главные конструкторы И.М.Лисович и Г.Н.Толстоусов).
Стартовый ускоритель — цилиндрической формы с заостренной передней частью, состоял из топливных баков и четырехкамерного ЖРД С 2.1100, а затем С 2.1150. В каждый ускоритель в топливные баки заправлялось окислителя 20840 кг и горючего 6300 кг. 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 4-х узлах каждый.
Создание ЖРД С2.1100, а затем С2.1150 в ОКБ-2 НИИ-88 под руководством А.М.Исаева имеет свою историю. В ОКБ-2 НИИ-88 А.М.Исаева велись работы по двум направлениям: разрабатывались двигатели тягой до 2 т для ускорителей ЗУР и крылатых ракет. Также разрабатывался двигатель тягой 17 т., в нем подача компонентов уже должна была осуществляться турбонасосным агрегатом (ТНА), поскольку на такие большие тяги вытеснительная подача была невыгодна из-за значительного проигрыша турбонасосной системы подачи по весу. Над созданием этих двигателей трудилась большая группа сотрудников ОКБ-2 НИИ-88 А.М.Исаева. Разработчики двигателей тягой до 2 т тоже стали разрабатывать ТНА, хотя для двигателей тягой 2 т эта выгода была не столь очевидна. В результате у каждого направления стало итогом работы создание семейства ЖРД с ТНА для малых ракет, для вторых ступеней ЗУР. В ракетах ЗУР системы В-300 разработки С.А.Лавочкина - 205, 207А с вытеснительной системой подачи топлива вначале применялся ЖРД из связки 4-х двигателей по 2 т каждый, затем после установки «креста» в камере сгорания тягой 8 т (с его помощью были ликвидированы высокочастотные колебания давления в камере) - изделие 207А, и уже на изделии 217 устанавливался двигатель тягой 17т с системой подачи ТНА.

Примерно в это же время поступило предложение создать двигатели для ускорителей МКР «Буря». Тягу ускорителя — максимальную для тех времён — можно было получить в связке из четырех 17-тонников — 68 т, и по предложению А.М.Исаева была применена связка из четырех камер с отдельными ТНА, отдельным газогенератором и отдельной арматурой на каждую камеру. Конструкция ЖРД строилась по самой простой открытой схеме без сброса газогенераторного газа в камеру и без запитки ГГ теми же компонентами, что и двигатель. Было предложено запитывать ГГ отдельным компонентом изопропилнитратом, разработанным ГИПХом. Этот компонент, «жидкий порох», при поступлении в газогенератор разлагался, выделялось большое количество парогаза, который поступал на турбину, и после отработки выбрасывался наружу. Такая простая схема позволяла в короткий срок сделать двигатель на тягу 68 т и создать ускоритель на МКР «Буря». Под ускорители первой ракеты «Буря» было создано две модификации двигателей. С.А.Лавочкин выдвигал требование сначала работать на максимальной тяге, а потом постепенно снижать ее. Была выявлена возможность снижения тяги с 68 т до 46-48 т, что позволило C.А.Лавочкину решать вопросы оптимизации полёта ракеты. Вначале с предложением по двигателю С.А.Лавочкин обращался к В.П.Глушко, но тот отказался. Тогда он обратился к А.М.Исаеву и в его лице нашёл единомышленника и сподвижника.
Начальное производство двигателей на изопропилнитрате осуществлялось на опытном производстве ОКБ-2 НИИ-88 совместно с заводом № 88. Большую помощь для производства двигателей на заводе № 88 оказал начальник цеха № 5 Вахтанг Дмитриевич Вачнадзе. Для отработки такого двигателя нужны были колоссальные по тем временам стенды, которых ОКБ-2 А.М.Исаева не имело. А.М.Исаев предложил для экономии времени и средств, используя автономность в связке каждого двигателя, до создания стенда в НИИХМ использовать для отработки связки стенд ОКБ-2. Огневые испытания 17-тонника проводились в отделе № 16 на стенде с небольшим наклоном к горизонту. Первые испытания показали работоспособность такой конструкции двигателя. Было проведено достаточно большое количество огневых испытаний на большом количестве семнадцатитонников. Затем началось дооборудование стенда в филиале №2 ОКБ-1 (НИИ-229, посёлок Новостройка г.Сергиев Посад). Стенд должен был позволить испытать всю связку на тягу 68 т. На первом огневом испытании произошло разрушение двигателя, в результате которого был разрушен и стенд. Как было выявлено, для уменьшения веса двигателя трубы подачи изопропилнитрата в ГГ были выполнены из алюминия, прочность их была недостаточной, и они лопнули под воздействием вибраций. Сварка алюминиевых трубок была тогда плохо освоена и, естественно, были допущены дефекты при сварке. Стенд был восстановлен, а алюминиевые трубки обвязки двигателя были заменены на стальные. Испытания двигателя продолжили, и постепенно он был отработан. После показа работоспособности двигателя на автономных испытаниях на стенде №1 НИИ-229, где впервые испытывалась ракета Р-1 ОКБ-1 С.П.Королёва, были собраны первые ускорители с отработанными двигателями и перевезены в Химки в сектор «О» на испытательную базу завода №301.
Пришлось дорабатывать стенд, так как он был рассчитан на ускорители с двигателями тягой 8 т. Необходимая доработка стенда была произведена, стенд и ускоритель были достаточно хорошо оснащены. Первые испытания выявили опасное поведение изопропилнитрата, когда вероятнее всего из-за компрессии в баке изопропилнитрата и повышения температуры произошло его разложение и разрыв баллона. Приняли меры по предотвращению таких моментов в дальнейшем. Наддув сделали азотом и обеспечили его плавное поступление и плавную отсечку. В сравнительно короткий срок за два-три года была произведена отработка и начаты лётные испытания. При начале лётных испытаний тоже возникали трудности. Выбор изопропилнитрата в качестве горючего привёл на первом испытании к тому, что «Буря» не ушла со старта из-за взрыва клапана пуска в ГГ изопропилнитрата (при пуске пары изопропилнитрата проникли в область управления, и, когда было выдано управляющее давление, при сжатии этого объёма изопропилнитрат саморазложился и разрушил клапан). Всем очень повезло, т.к. тарель клапана села на седло, и дальнейшая работа всего двигателя прекратилась, выброса изопропилнитрата не было и пожар не произошел. По аварийному выключению двигателя, которое успели сделать, используя команды от сигнализатора давления в камере сгорания, т.к. в камере сгорания одного из ускорителей не вышло давление на нормальный уровень, «Буря» осталась на старте. Далее слили компоненты, опустили ракету в горизонтальное положение. Быстро была выяснена причина неполадок и принято решение произвести шприцовку смазки в полость управления и установить жиклёр, через который бы выходила эта смазка, резко снизив динамику открытия этого клапана. Пары изопропилнитрата теперь не успевали нагреться и взорваться. В авральном состоянии была произведена доработка нового двигателя, он был привезён на полигон и установлен на ракету взамен неисправного.
Ровно через месяц ракета стояла на старте. При этом пуске ракета оторвалась от пускового устройства, двигатели ускорителей сработали нормально (давления в камерах сгорания вышли на режим, о чем свидетельствовали показания сигнализаторов давления), но из-за неполадок в системе управления, из-за динамической нагрузки сработали реле системы управления и дали ложную команду на отделение газовых рулей ускорителей. Это, естественно, привело к потере управления ракеты, и она, совершив кувырок, взорвалась рядом от стартовой позицией. Пришлось принимать меры по доработке. Была доработана конструкция хвостового отсека. Проблема с газовыми рулями была решена. Для ликвидации травления газогенераторного газа из фланцевого стыка турбины ТНА было принято решение их обварить, а для уменьшения веса массивная часть фланцев была срезана, что привело к существенному уменьшению жёсткости конструкции ТНА. Данное решение было внедрено на ускорителях третьей ракеты. В результате на 30-й сек. полёта тяга ускорителей упала. После разбора была выявлена деформация корпуса ТНА, что и привело к затиранию турбины и аварии. Таким образом, определив причину, восстановили прежнюю толщину корпуса фланцев ТНА. Были проведены все необходимые испытания двигателя, которые подтвердили правильность этого решения. При четвёртом пуске ракета пошла нормально, и двигатели ускорителей отработали как надо.
Пятый пуск стал аварийным из-за преждевременного, аварийного отключения двигателей ускорителей на 80-й сек, когда маршевая ступень ракеты еще не запустила свой двигатель. Авария произошла из-за ненадежности конструкции сигнализаторов окончания расхода компонентов, разработанных ОКБ-2 НИИ-88 А.М.Исаева. Шестой пуск был успешным, а седьмой пуск не состоялся из-за аварийного отключения двигателя на старте. Ракета не была выпущена из зацепов пускового устройства — как потом выяснилось, по линии подачи изопропилнитрата в ГГ оказалась «тряпка», которая стала причиной не поступления изопропилнитрата к ГГ и аварийного отключения двигателя. Этот двигатель был заменён, и через месяц ракета ушла со старта нормально. Далее претензий к двигателям А.М.Исаева не было. М.В.Келдыш отмечал большую заслугу А.М.Исаева в создании такого двигателя. Алексей Михайлович смог создать и сплотить вокруг себя коллектив единомышленников, беззаветно преданных своему делу. В.П.Глушко тоже работал над таким двигателем, но, когда был создан двигатель А.М.Исаева, у В.П.Глушко ещё своего двигателя не было. А.М.Исаев не удовлетворился результатом работы двигателя на изопропилнитрате — его взрывоопасностыо, малой энергетикой, большим весом — и начал создавать более совершенный двигатель С2.1150, который значительно отличался по весу от прежнего. Двигатель начали отрабатывать также четвертушкой. Производство двигателей С2.1150 было перенесено на завод № 500 в Тушино, там было налажено их серийное производство.

Таблица 8

Основные данные ЖРД 1-й ступени МКР «Буря»
ОКБ-2 А.М.Исаева


В создании двигателей для ускорителей «Бури» участвовали следующие сотрудники ОКБ-2 НИИ-88 А.М.Исаева: Л.А.Пчёлин, В.Н.Фокин, Д.Н.Майоров, И.Д.Лапшенков, М.П.Олейникова, А.В.Флёров, В.К.Кунец, Ю.В.Стёпин, Н.И.Новиков, М.Д.Голубев, А.А.Толстов, В.С.Варенников, В.Д.Калашников, П.В.Иванов, К.Г.Сенкевич, П.А.Будаева, Е.Д.Фокина, В.В.Климёнов, М.К.Сирачев, П.П.Андреев, О.Г.Штин, А.С.Варенников, С.А.Копырин, Ю.М.Шульгин, В.Ф.Калашников, В.Ф.Егоров, Н.Ф.Полуянов, Н.А.Пронин, И.И.Мареев, Н.С.Корягин, .Г.М.Лебедев, А.Г.Долганов и другие.
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, окруженный кольцевыми баками с топливом. СПВРД диаметром 1700 мм стыковался с воздухопроводом и питался топливом с помощью ТНА и регулятора подачи топлива, устанавливаемых в специальном отсеке. ТНА также приводил в работу генератор мощностью 25 кВт. Фюзеляж заканчивается обтекателем сопла СПВРД 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 (исследования по технологии изготовления больших кварцевых пластин проведены в Государственном оптическом институте в г. Ленинграде).
Конструкция МКР «Буря» была выполнена из жаростойких конструкционных материалов: титана различных марок и высокопрочных нержавеющих сталей, в частности марки Х18Н10Т. Толщина листов, из которых сваривались корпуса МКР «Буря» составляла 0,6 мм. Технологию их обработки и сварки разрабатывали в ВИАМе и МВТУ им. Н.Э.Баумана. МКР «Буря» за свой длительный полет (общее его время 2,5 ч) могла прогреваться до небывало высоких температур. Например, температура конструкции двигательного канала могла достигать температуры торможения внешнего потока воздуха, составляющего 420°С. При этом следует учитывать, что стенки канала являлись одновременно внутренними стенками кольцевых топливных баков ракеты, приборного отсека и отсека особо термочувствительной астронавигационной аппаратуры. Крылья и внешние поверхности фюзеляжа, они же — внешние стенки баков и упомянутые отсеков — под влиянием некоторого охлаждения излучением в окружающую атмосферу имели «более низкую» температуру до 350°С. В связи с необычными тепловыми условиями работы конструкции ракеты, ее бортовых агрегатов и приборного оборудования возникло одновременно много проблем. Главным было не ошибиться с выбором материала силовой конструкции ракеты и способа защиты топлива от перегрева.
Так как характеристики ракеты исключительно сильно зависели от ее тепловых режимов, а существующие в то время методики расчета тепловых режимов давали значительный разнобой в результатах, в 1954 г в НИИ-1 были форсированы разработка и строительство аэродинамической сверхзвуковой тепловой трубы, специально сконструированной для изучения конвективного теплообмена и трения в случае безградиентного обтекания пластины при широком интервале изменения чисел М (от 0 до 3,5). Для решения многих других задач, связанных с температурой, в 1956-1957 гг. в НИИ-1 был создан газодинамический тепловой стенд Ц-12Т, в который помещалась полноразмерная ракета (без крыльев), оснащенная штатным двигателем с заполненными топливными баками, всеми натурными бортовыми агрегатами и приборным оборудованием. Через зазор между кожухом стенда и фюзеляжем продувался воздух, предварительно нагретый до расчетной температуры «теплоизоляционных» оболочек ракеты на соответствующей высоте полета. Первые испытания ракеты на стенде Ц-12Т были проведены в январе 1957 г., результативность таких работ была оценена при летных испытаниях МКР «Буря». Одновременно в ЦАГИ проводились исследования по созданию и отработке аэродинамической компоновки МКР. Было разработано треугольное крыло со стреловидностью по передней кромке 70°, отработаны вопросы устойчивости и управляемости. Для отработки прочности были проведены тепловые испытания конструкции, при температуре ~ 250 - 350°С и, кроме обычных проблем, возникал вопрос о влиянии нагрева на характеристики материалов конструкции. В дальнейшем возникли сложные вопросы флаттера, управления и динамики на старте и на переходном участке, т.к. при первом пуске на этом участке произошла авария. На специальных стендах в условиях полунатурного моделирования (с использованием реальных рулевых машин) были отработаны и решены задачи управления на этом сложном переходном режиме полёта. Был также проведен комплекс исследований по обеспечению безопасности от флаттера ракеты с работающей автоматической СУ [38 с.108,109].
МКР «Буря» стартовала вертикально непосредственно со стрелы установщика специального пускового устройства на железнодорожной платформе конструкции Ново-Краматорского машиностроительного завода им. В.И.Ленина (главный конструктор В.И.Капустинский). После старта МКР разгонялась ускорителями до скорости 3М и достигала высоты 18-20 км. Управление ракетой на разгонном участке траектории сначала осуществлялось с помощью газовых рулей, а затем переключалось на воздушные (газовые сбрасывались).
После того, как скорость достигала 3М, и выходил на режим максимальной тяги СПВРД, производилась расцепка ускорителей и маршевой ступени. Далее полёт маршевой ступени до района цели происходил с постоянной скоростью 3,15-3,2М и с постоянным аэродинамическим качеством на СПВРД. На маршевом участке полёт корректировался с помощью системы автоматической астронавигации «Земля». За время полёта до цели МКР поднималась до высоты 25,5 км. При приближении к цели маршевая ступень автопилотом должна была переводиться в крутое пикирование на цель, и при этом отделялось центральное тело с боевым ядерным зарядом (конечная высота полёта превышала высоту отделения на 7-8 км). Под руководством Г.Н.Толстоусова также прорабатывались варианты спасения маршевой ступени планированием или реактивно-парашютным способом. К концу августа 1954 г. был разработан эскизный проект опытного образца МКР «Буря». В ноябре 1956 г. двигатель РД-012У был готов к лётным испытаниям (рис.21, 22).

Таблица 9

Основные данные СПРВД РД-012У для МКР «Буря»
разработки ОКБ-670 М.М.Бондарюка.


К 1957 г. МКР «Буря» была уже построена. Всего было изготовлено 19 ракет на двух заводах: № 301 г. Химки Московская обл., № 18 г. Куйбышев. СПВРД для маршевой ступени изготавливались на заводе № 24 г. Куйбышев. Ускорители для МКР «Буря» изготавливались на заводе № 301 в Химках. МКР «Буран» была закончена в чертежах и пошла в производство на завод №22 (рис. 23), когда «Буря» уже начала летать.


ЖРД для ускорителей маршевой ступени «41» МКР «Буран» разрабатывало ОКБ-456 Валентина Петровича Глушко. Для МКР «Буран» систему управления, аналогичную системе управления разрабатываемой для «Бури», создавали те же разработчики. СПВРД РД-018А (рис. 24, 25) для маршевой ступени «42» МКР «Буран» разработало ОКБ-670 М.М.Бондарюка к 1958 г.

Таблица 10

Основные данные СПРВД РД-018А для МКР
«Буран» разработки ОКБ-670 М.М.Бондарюка.


Летные испытания МКР «Буран» намечались на лето 1958 г. В ноябре 1957 г. руководством СССР было принято решение прекратить работы по МКР «Буран», так как полагали, что страна «не потянет» сразу два проекта МКР с близкими характеристиками. МКР «Буран» была тяжелее «Бури», имела большую расчетную дальность полета и, естественно, иную конструкцию. МКР «Буран» должна была стартовать с наземного стартового устройства, которое разрабатывалось там же, где и для «Бури», вертикально за счет 1-й ступени из 4-х стартовых ускорителей с ЖРД разработки ОКБ-456 В.П.Глушко до высоты 18-20 км и разгоняться до скорости ЗМ. После этого производился сброс отработавших ускорителей и включался СПВРД [39] [40, с.42,43], [41, с.48,49]. Для устойчивого положения МКР «Буран» 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, а нижние — к стартовому столу. Такое устройство, во-первых, позволяло упростить крепление МКР «Буран» и, во-вторых, появлялась возможность производить поворот всего сооружения для более точного запуска. В момент старта срабатывало пиротехническое устройство кольца, освобождая МКР от крепления.
Для улучшения характеристик воздухозаборника центральное тело ракеты длиной 700 мм, было установлено с отрицательным углом атаки, равным 3°. Астронавигационная система совместно с астродатчиком и приборами управления была установлена в гаргроте, проходящем вдоль корпуса аппарата на верхней части фюзеляжа.
Рассматривалось несколько вариантов маршевой ступени МКР «Буран». Были варианты с различной по массе полезной нагрузкой. Предусматривалось отделение центрального тела, как и у «Бури», что повышало точность попадания в цель. Для стабилизации центрального тела, как и у «Бури», на нем устанавливались четыре небольших стабилизатора. Но был наиболее интересный вариант с размещением на маршевой ступени МКР «Буран» кабины пилота для участия пилота на определенном этапе испытания. Предусматривалось катапультирование пилота и спуск его на парашюте. Все это нужно было М.В.Мясищеву для выяснения некоторых вопросов, связанных с пилотированием гиперзвуковых самолетов, включая психофизиологические возможности человека в условиях такого полета. Для МКР «Буран» были изготовлены корпус из нержавеющей стали, крыло из титана и проведены в ЦАГИ статические и динамические испытания их прочности. Впервые в нашей стране металлические конструктивно-подобные модели этой ракеты были испытаны на флаттер при сверхзвуковых скоростях в аэродинамических трубах ЦАГИ и свободном полете — в ЛИИ (с разгоном ракетными ускорителями). Ускорители первой ступени МКР «Буран» отрабатывались на стендах ЛИИ ДБ ОКБ-23.
Тот факт, что решением правительства в 1960 г. дальнейшие работы по МКР «Буря» были прекращены, не является следствием ошибочности задуманной ракетной системы. Для сравнения можно упомянуть о близкой по характеристикам «Буре» крылатой ракете с СПВРД «Навахо», разрабатывающейся в США в одно время с ней. Что представляла собой разрабатываемая в США КР «Навахо»? Эта межконтинентальная крылатая ракета (рис. 26) разрабатывалась фирмой «Норт Америкен, Райт».

Американцы называли МКР межконтинентальным управляемым снарядом. Начало разработки - 1950 г. МКР «Навахо» наряду с ракетными была снабжена еще и ПВРД [10, с. 249]. Снаряд «Навахо» уже прошел первые испытания в полете и, как полагали, должен был обладать дальностью 6500 км. Старт осуществлялся с помощью ракетного ускорителя с ЖРД и набирал высоту 15 км. Маршевые двигатели снаряда — два СПВРД, обеспечивали потолок порядка 30 км. Максимальная скорость порядка 2,5М с превышением до 4М во время пикирования снаряда на цель. Система наведения — астронавигационная [10, с. 257, 286]. Боевой заряд — атомный [8, с. 336-337]. Испытания КР «Навахо» были начаты б ноября 1956 г., но довести до полноценного летного образца их не смогли, и 15 мая 1957 г. ВВС США закрыли программу как бесперспективную. Из 11 испытаний у МКР «Навахо» было 10 аварийных. В таблице 11 даны сравнительные характеристики МКР.

Таблица 11

Сравнительные характеристики
МКР «Навахо», «Буря» и «Буран».


В заключение попытаюсь ответить на часто возникающий вопрос: «Почему закрыли тему МКР «Буря»?» По-моему, ответ очень простой. К началу полета «Бури» уже имелись большие достижения у С.П.Королева по МБР Р-7, и весь мир об этом знал; с другой стороны, в 1960 г. уже имелись готовые ракеты на различные дальности, разработанные в КБ В.Н.Челомея и М.К.Янгеля. Между разработчиками МБР Р-7 и МКР «Буря» шло негласное соревнование, и победили в нем разработчики МБР Р-7, а поскольку денежных средств не хватало, тратиться на ракету с аналогичной дальностью, да еще недоведенную, пропало желание. После пуска МБР Р-7 высокое государственное руководство находилось в состоянии эйфории, да и американцы показали пример, свернув работы по МКР «Навахо». Неизвестно, что было бы если бы первой полетела «Буря» и показала сразу хорошие результаты. Может быть, Н.С.Хрущев запретил бы дальнейшие работы по МБР Р-7. Но история не признает сослагательного наклонения. У главы государства сложилось мнение, что разработанные ракеты различных дальностей могут заменить всю стратегическую авиацию, и МКР «Буря» с дальностью, аналогичной Р-7, которая уже вовсю летает, не нужна. Надо сказать, что большую роль здесь сыграла та удачная компоновка МБР Р-7, которая позволила опередить разработки США и вывести нашу страну на первое место в освоении космического пространства.
Хочется подчеркнуть, что МКР «Буря» для того времени была выдающимся достижением, при ее разработке было применено несколько новейших предложений, которые еще нигде не использовались и опередили свое время. Результаты, достигнутые в процессе разработки и летного испытания МКР, в дальнейшем нашли широкое применение в авиации, ракетной и космической технике. Проектные решения по СПВРД легли в основу разработок многих СПВРД, примененных в зенитных и крылатых ракетах, которые стоят на вооружении и в настоящее время. Решения по длительной тепловой защите МКР нашли применения в космической технике и в МБР. Автоматическая система астронавигации в различных вариантах используется как в космической технике, так и в авиации. Сейчас к МКР вернулись в связи с выдвижением на первый план таких характеристик, как мобильность, оперативность, малозаметность и высокая точность. Таким образом, весь долгий путь к МКР был пройден не зря, и та динамика развития идеи комбинации ЖРД+СПВРД в составных КРДД, которая была рассмотрена в этой книге, на протяжении с 1947 по 1960 годы дала огромный практический опыт по проектированию и созданию МКР.

Индекс	С2.1100	С2.1150
Год разработки	1954 – 1957
Компоненты топлива окислитель горючее	АК-27И (Т-1) ТГ-02 и ОТ-155	АК-27И ТГ-02
Тяга двигателя, кг	68614 снижение до 48274	68443 снижение до 48600
Удельная тяга, сек Земная Пустотная	236 263	233 260
Соотношение компонентов	3,7	3,53
Давление в камере сгорания, атм	47,8 снижение до 35,3	47,8 снижение до 35,3
Давление на срезе сопла, атм	0,7 снижение до 0,58	0,7 снижение до 0,58
Геометрическая степень расширения сопла	8,3	8,3
Число оборотов ТНА, об/мин	12000	11600
Время работы, сек	150	150
Вес, кг	800	650
Удельный вес	11,65	9,5
Габариты (мм)	1823 x 1238 x 1238	2034 x 1203 x 1203
Особенности	Связка из 4 – 2х ЖРД	Связка из 4-х ЖРД, цельносварная конструкция

Рабочий диапазон высот, км	16 - 25,5
Рабочий диапазон чисел М	2,8 – 3,3
Маршевое число М	3,15
Ресурс, ч	4
Время непрерывной работы, ч	2,5
Максимальная тяга, кгс При М=3,15 и на высоте 18 км	9050
Удельная тяга, с	1560
Диаметр камеры, мм	1700
Длина камеры сгорания с соплом, мм	5770
Вес камеры сгорания с соплом, кг	750
Вес комплекта двигателя, кг (камера сгорания с соплом, ТНА с агрегатами системы регулирования и зажигания)	950
Топливо	Т-5
Энергетическая мощность ТНА, квт	18

Рабочий диапазон высот, км	16 - 26
Рабочий диапазон чисел М	2,85 – 3,25
Маршевое число М	3,1
Ресурс, ч	4
Максимальная тяга, кгс При М=3,15 и на высоте 18 км	13500
Удельная тяга, с	1358
Диаметр камеры, мм	2000
Длина камеры сгорания с соплом, мм	6400
Вес камеры сгорания с соплом, кг	980
Вес комплекта двигателя, кг (камера сгорания с соплом, ТНА с агрегатами системы регулирования и зажигания)	1235
Топливо	Т-5

Характеристики	«Навахо» XSM-64A	«Буря» «350»	«Буран» «40»
Стартовый вес, кг	135 000	98 280	175 480
Вес боевого заряда, кг	2250	2350	3500
Полная длина системы, м	35,1	19,879	27,35
Высота, м	-	6,642	7,15
Ускорители Количество Длина, м Диаметр корпуса, м Тяга при старте, тс Компоненты топлива: окислитель горючее	1 23,1 1,83 3*54,4 или 181,4 Жидкий кислород Этиловый спирт	2 18,934 1,453 2*68,443 Азот. кисл. АК-27И «Тонка» ТГ-02	«41» 4 19,1 2,2 4*70,071 Азот. кисл. АК-27И Керосин +«тонка» ТГ-02
Маршевая ступень Вес, кг Длина, м Диаметр корпуса, м Размах крыла, м Площадь крыла, м² Число СПВРД Диаметр СПРВД, м Тяга, тс	- 20,7 1,83 8,72 38,9 2RJ-47 1,22 2 (14,0 – 18,0)	33 522 18,0 2,2 7,746 60,0 1*РД-012У 1,7 7,65	«42» 60 000 23,3 2,35 11,35 98,662 1*РД-018У 2,0 10,6
Система управления	инерционная с астрокоррекцией	астронавигационная	астронавигационная
Проектируемая дальность полета, км	8000	8000	8000
Максимальная дальность полета достигнутая в процесса летных испытаний, км	3200	6500	-
Высота полета, км	22,0 – 24,0	17,5 – 25,5	17,0 – 36,0
Скорость полета, число М	3,25	3,1 – 3,2	3,1
Начало разработки	1950 г.	1954 г.	1954 г.
Дата начала летных испытаний	06.11.56 г.	01.07.57 г.	-
Общее число пусков Из них аварийных	11 10	19 3	-
Дата окончания летных испытаний	18.10.58 г.	16.12.60 г.	-
Закрытие темы	Июль 1957 г.	Декабрь 1960 г.	Ноябрь 1957 г.