Эскизный проект ЭКР был утвержден С.П. Королевым 31 января 1954 года, и началась подготовка к ее изготовлению. Однако в самый разгар работ по ней на основании постановления Совета Министров СССР от 20 мая 1954 года разработку крылатой ракеты дальнего действия передали в МАП. В соответствии с этим же документом в ОКБ-301 перешли работать А.С. Будник, И.Н. Моишаев, И.М. Лисович и другие специалисты. В соответствии с этим же документом в ОКБ-23 под руководством В.М. Мясищева разрабатывалась МКР «Буран».
Схема межконтинентальной крылатой ракеты «Буран» (изделие «40А»)
Одними из наиболее важных задач, стоявших перед создателями МКР «Буря» и «Буран», была разработка сверхзвукового ПВРД и системы управления. Если от силовой установки зависели основные летные характеристики ракеты, то от системы управления – не только точность попадания в цель, а сам вопрос достижения территории вероятного противника. Не менее сложной задачей оказался выбор конструкционных материалов. При длительном полете со скоростью, в три раза превышавшей звуковую, аэродинамический нагрев не допускал использование в теплонапряженных агрегатах хорошо освоенного промышленностью «крылатого» сплава дюралюминия. Стальные конструкции, хотя и выдерживали высокую температуру, сохраняя свои механические свойства, но оказывались тяжелыми. Так разработчики пришли к необходимости применения титановых сплавов. Об удивительных свойствах этого металла было известно давно, но высокая дороговизна и сложность механической обработки сдерживали его использование в авиационной и ракетной технике.
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.
Ракета 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». После запуска маршевого двигателя ускорители отстреливались, и самолет-снаряд должен был лететь к цели, расположенной на удалении 7500–8000 км, в автоматическом режиме со скоростью 3290 км/ч на высотах 24–25 км.
Поддержание заданного курса осуществлялось с помощью гироинерциальной навигационной системы с астроориентацией от звездных датчиков, размещавшихся в отсеке на верхней части фюзеляжа.
12 сентября 1955 года ОКБ-23 предъявило заказчику эскизный проект МКР, но спустя год 11 августа вышло новое постановление правительства. Документом предписывалось установить на «Буран» более мощную боевую часть весом 5000 кг. ОКБ доработало машину под новые требования, но чего это стоило конструкторам, может представить только участник подобных работ. Мобилизовали все резервы первого варианта «Бурана» и своих инженеров, многие из которых почти сутками не уходили с рабочих мест. В итоге к концу года ОКБ предъявило государственной комиссии во главе с генерал-майором Н.И. Сажиным эскизный проект и макет нового варианта «Бурана», получившего обозначение «40А».
Компоновка и основные технические решения МКР остались прежние. Маршевая ступень «42А» комплектовалась сверхзвуковым ПВРД РД-018А. В пять топливных баков заливалось 51 400 литров керосина, которого должно было хватить для полета на расстояние до 8000 км. Крыло имело относительную толщину три процента и размах 11,22 метра.
Для старта ракеты предназначались четыре ускорителя «41А» с ЖРД Д-13, развивавшие тягу у земли 175 480 кгс, а для управления такой «махины» на начальном участке траектории предназначались сбрасываемые газовые рули.
Макет «Бурана» утвердили в декабре 1956 г. В своем заключении комиссия отмечала, что «…основные характеристики дальней крылатой ракеты (…) соответствуют постановлениям правительства за исключением начальной высоты полета, которая составляет 17,4 км, вместо заданных 18–22 км. Макетная комиссия считает возможным согласиться с заявленной главным конструктором начальной высотой, равной 17,4 км».
В 1957 году опытное производство ОКБ-23 построило одну крылатую ракету «40А». В том же году начались ее стендовые испытания.
В процессе создания «сороковки» удалось получить ответы на множество принципиально новых теоретических вопросов и решить ряд конструктивно-технологических задач. Совместно с институтами авиационных материалов и авиационной технологии создавались новые конструкционные материалы, автоматические станки, технология роликовой и точечной сварки тонкостенных конструкций ракеты. Точнее, последнее было возрождением технологии тонкостенных конструкций, разработанных в довоенные годы и внедренных в самолетах серии «Сталь». Образцы этих конструкций сохранились в ангаре 101-й кафедры МАИ, и в начале 1950-х туда зачастили многие из создателей авиационной и ракетной техники.
Специально для «Бурана» разработали рулевые приводы и смазку, обеспечивающие функционирование органов управления до температуры +400 градусов по шкале Цельсия. В процессе опытно-конструкторских работ для оценки различных характеристик ракеты создавались новые методики, в частности, для определения напряженно-деформированного состояния треугольных крыльев впервые в Советском Союзе в ОКБ-23 разработали алгоритм прочностного расчета, ставшего основой метода конечных элементов.
Создатели «Бурана», хотя и были оптимистами, но прекрасно осознавали, что в случае серийного производства МКР заметно потяжелеет. Это произойдет не только за счет планера, но и оборудования ракеты. В этом случае, чтобы изделие удовлетворяло требованиям заказчика, особенно по дальности полета, рассматривалась возможность использования бороводородных добавок в керосин, повышавших его теплотворную способность, и снижения потерь полного давления в воздухозаборном устройстве.
