«Буран» для Америки.
Опытно-конструкторские работы по межконтинентальной крылатой ракете «40» (М-40) «Буран» были начаты в апреле 1953 года, официально были заданы Постановлениями СМ СССР от 20 мая 1954 и от 11 августа 1956 г.
Разработка ракеты сопровождалась значительным объемом, теоретических и научно-исследовательских работ, был решен значительный объем технологических задач.
Было изготовлено две ракеты, включая одну «40А» с новой боевой частью. Летные испытания не проводились.
К осени 1957 года руководство страны сделало окончательный выбор в пользу баллистических ракет, Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР N138-48сс от 5 февраля 1960 года работы по ракете были прекращены.
Главный конструктор по теме был Г.Н.Назаров («40»), ведущий конструктор по маршевой ступени Д.Ф.Орочко («42»), ведущий конструктор по ракете Г.Д.Дермичев, по ведущий конструктор ускорителям («41») А.И.Злоказов.
Межконтинентальная двухступенчатая крылатая ракета «40», с продольным разделением ступеней, предназначались для поражения стратегических объектов противника ядерной боевой частью.
Маршевая ступень «42» нормальной схемы, фюзеляж выполнен из титана, с лобовым воздухозаборником, и коническим центральным многоскачковым телом длиной 700 мм, установленным с отрицательным углом атаки 3°.
Крыло среднерасположенное, малого удлинения, с тонким сверхзвуковым профилем, стреловидность 70º. Оперение крестообразное, с аэродинамическими рулями.
Боевая часть отделяемая, термоядерная, моноблочная, массой 3400-3500 кг. Взрыватели контактного и дистанционного типов.
Двигатель маршевой ступени «41» сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель РД-018А ОКБ М.М.Бондарюка, тягой 10600 кгс. Топливо 51 400 литров керосина, размещалось в фюзеляжных кольцевых баках.
Стартовых ускорителей «42» четыре, двигатель четырехкамерный ЖРД семейства РД-21Х, первоначально предполагался РД-212 (8Д41) с тягой у земли 57 т (559 Кн), затем РД-213 (8Д13) с тягой у земли 70 т. (686,5 Кн), главного конструктора В.П.Глушко. Топливо ТМ-185 (керосин и «тонка»), окислитель АК-27И (азотная кислота). Двигательная установка прошла наземные «горячие» испытания.
Старт осуществлялся вертикально с наземного стартового устройства. Ракета расчаливалась тремя тросами на стартовом столе, верхние концы крепились к разъемному кольцу, надетому на «носик» центрального тела воздухозаборника, нижние — к стартовому столу. Что позволяло упростить крепление ракеты к стартовому столу и горизонтальное наведение ракеты, поворачивая целиком стартовое сооружение. В момент старта пиротехническое устройство освобождало ракету от крепления.
Разделение ступеней проходило на высотах 18-20 км и скорости около З М, полет к цели происходил на высотах до 25,5 км и постоянной скорости 3,15-3,2 М.
Управление ракетой на участке разгона осуществлялось газовыми рулями ускорителей, а после разделения - воздушными рулями маршевой ступени.
Система наведения инерциальная с астрокоррекцией «Земля» разработана в НИИ-49, под руководством Г. Толстоусова, астронавигационная система типа «Волхов» в ОКБ-165 под руководством Р.Г.Чачикяна.
Летно-технические характеристики:
Дальность полета - 8500-9150 км;
Точность стрельбы (КВО) - 10 км;
Высота полета - 18000-20000 м;
Двигатели - маршевый СПВРД РД-018А (10600 кгс), стартовые 4 х ЖРД РД-213 (8Д13) 70 т. (686,5 Кн).
1. Якубович Н. Мясищев. Неудобный гений;
2. Самолеты ЭМЗ им В.М. Мясищева;
3. Лукашевич В., Афанасьев И. Космические крылья.
4. Бахвалов Ю.О. (ред.) Научно-технические разработки ОКБ-23 - Салют;
6. Евстафьев М. Д. Долгий путь к «Буре»;
7. Экспериментальном машиностроительном завод (ОКБ-23) / Сайт Buran.ru;