Hist USSR

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.

Выдерживание траектории на маршевом участке полета осуществлялось: по направлению — системой астронавигации, по высоте — автоматом стабилизации. Постоянство скорости обеспечивалось регулятором числа М двигателя.

Участок свободного падения на цель головной части ракеты, несущей боевой заряд, начинается с момента достижения ракетой заданных географических координат, когда астронавигационная система дает команду на отделение головной части. Это происходит на расстоянии приблизительно 50 км до цели, на высоте 24 540 м, через 2 час 28 мин после старта.

После отделения головной части начинается ее неуправляемое свободное падение в район цели, которое длится 100 секунд. Скорость падения головной части ракеты в момент достижения уровня земли достигает 920 км/час.

Расчетное КВО — 10,5 км.

Постановлением Совмина № 1096–570 от 11 августа 1956 г. и приказом министра авиационной промышленности № 453 на ОКБ-23 возложено задание разработать, построить и предъявить на совместные с Министерством обороны летные испытания опытные образцы дальней крылатой ракеты «Буран-А» с новым боевым зарядом.

В связи с увеличением боевого заряда, вызвавшим необходимость перекомпоновки ракеты «Буран», ОКБ-23 разработало проект этой ракеты с новым боевым зарядом. Вес боевого заряда заказчик (НИИ-1011) увеличил на 1600 кг, доведя его до 5000 кг.