Hist USSR

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, 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.