Поиск по сайту

Home Оружейная экзотика Ракетное оружие Межконтинентальная крылатая ракета М-40 «Буран» (СССР)

PostHeaderIconМежконтинентальная крылатая ракета М-40 «Буран» (СССР)


Межконтинентальная крылатая ракета М-40 «Буран»Межконтинентальная крылатая ракета в ОКБ-23 стала разрабатываться под обозначением изделие «40» в соответствии с постановлением Совета Министров СССР от 20 мая 1954 г. Ведущим конструктором «Бурана» назначили Г.Н.Назарова. Как и при создании пилотируемых самолетов, в процессе разработки «Бурана» рассматривалось несколько ее вариантов, но в итоге пришли к схеме, аналогичной принятой в ОКБ С.А. Лавочкина. 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.

Ракета М-40 «Буран» представляла собой вертикально взлетающий беспилотный самолет «42» (маршевая ступень) классической схемы с треугольным крылом стреловидностью 70 градусов по передней кромке и площадью 98 квадратных метров. Оперение – крестообразное, с аэродинамическими рулями. В качестве силовой установки использовался ПВРД, создававшийся в ОКБ М.М. Бондарюка, с лобовым воздухозаборным устройством, на входе которого находилось центральное многоскачковое тело. Внутри последнего размещалась боевая часть весом 3500 кг. Горючее находилось в кольцевых фюзеляжных топливных баках. Для старта и разгона маршевой ступени «42» до скорости запуска сверхзвукового ПВРД использовались четыре ускорителя «41» с ЖРД тягой по 55 тонн, разработанные на базе самолетных ускорителей «СУМ».
 
Межконтинентальная крылатая ракета М-40 «Буран»
Стартовые ускорители его располагались попарно над и под крылом ракеты В хвостовой части каждого ускорителя был установлен четырёхкамерный ЖРД Д-41, который развивал номинальную силу тяги у земли 57000 кг. В струях четырёх 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 размещён 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.
 
Межконтинентальная крылатая ракета М-40 «Буран»
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 полёта 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 полёта на участке выведения осуществлялось автоматической системой управления. Через 93 секунды после взлета, при достижении скорости полёта 3380 км/час, происходило включение ЖРД ускорителей, а ещё 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 - 19700 м. К этому моменту скорость полёта снижается до скорости крейсерского полёта - 3280 км/час, и в работу включается система астронавигации, выдерживающая направление полёта ракеты на маршевом участке. В период от 117 до 268 секунды полёта происходит снижение высоты траектории с 19 700 м приблизительно до 18200 м и выведение ракеты на маршевый режим заканчивается. Участок маршевого полёта 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 счёт выгорания топлива происходит постепенное возрастание высоты полёта от 18 200 м при выходе на марш до 24 500 м при достижении района цели.
 
Выдерживание траектории на маршевом участке полёта 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 её 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 совестные с Министерством обороны лётные 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. В сентябре 1956 г. ОКБ-23 представило на рассмотрение дополнение к эскизному проекту ракеты «Буран» (изделие «40»), получившего заводской индекс изделие «40А». Стартовый ускоритель получил обозначение изделие «41А», а маршевая ступень - изделие «42А».
 
При проектировании ракеты «Буран-А» остались неизменными габаритные размеры и основные теоретические обводы. Ракета «Буран-А» не имела принципиальных отличий от ракеты «Буран» ни в отношении основных проектных параметров, ни в отношении аэродинамической компоновки. Длина корпуса ракеты увеличилась за счет увеличения длины отделяемой боевой головки. Существенно повысились тяговые характеристики двигателей. Внутри корпуса ракеты был установлен сверхзвуковой ПВРД РД-018А, а в хвостовой части ускорителя - четырёхкамерный ЖРД Д-13, развивавший тягу у земли 70 000 кг. Лётные испытания «Бурана» планировались на август 1957 года в Капустином Яре, но затем срок был перенесён. А в ноябре 1957 года последовал приказ сверху - прекратить все работы по теме «40».
 
Кто на сайте
Сейчас 261 гостей онлайн

Наша группа ВК - Dogswar.ru

Рейтинг@Mail.ru