Первый испытательный пуск с наземного старта на полигона Байконур состоялся 9 апреля 1961 года. Первый пуск из ШПУ – 27 сентября 1963 года (по другим данным – в 1962 году). ЛКИ завершены в феврале 1964 года. Комплекс поставлен на боевое дежурство в декабре 1964 года. Комплекс для, наземных и шахтных ПУ принят на вооружение 21 июля 1965 года.
Первая ступень ракеты оснащена маршевым четырехкамерным ЖРД с качающимися камерами РД-111 (8Д716). Двигатель разработан в ОКБ-456 под руководством Валентина Гпушко. Вторая ступень ракеты оснащена маршевым четырехкамерным ЖРД РД-0106 (8Д715). Двигатель второй ступени создан в ОКБ-154 под руководством Семена Косберга. Компоненты топлива – керосин и жидкий кислород. Опытный стартовый комплекс наземного типа и шахтная пусковая установка 'Десна' спроектированы в ГСКБ Спецмаш под руководством Владимира Бармина. Наземный автоматизированный стартовый комплекс 'Долина'разработан в ОКБ-1 Сергея Королева при участии Валентин на Глушко. Способ старта – газодинамический. Система управления разработана в НИИ автоматики и приборостроения под руководством Николая Пилюгина, в НИИ- 885 под руководством Михаила Рязанского и в НИИ-944 под руководством Виктора Кузнецова. Система управления инерциальная с радиокоррекцией траектории полета. Ракета имеет моноблочную ядерную отделяемую в полете головную часть. Атомный боезаряд создан под руководством Самвела Кочарянца.
Серийное производство ракет развернуто на Куйбышевском заводе 'Прогресс' (это новое название авиазавод № 1 получил в 1961 году).
Максимальная дальность стрельбы, км свыше 10 000
Максимальная стартовая масса, т.. 80,4
Масса головной части, т 1,6-2
Масса топлива, т 71
Масса незаправленной ракеты, т 9
Длина ракеты, м 24,3
Максимальный диаметр корпуса, м 2,68
Тяга маршевого двигателя первой ступени у земли, тс 141
Тяга маршевого двигателя первой ступени в пустоте, тс 163
Удельный импульс тяги маршевого двигателя первой ступени у земли, кгс с/кг 270
Удельный импульс тяги маршевого двигателя первой ступени в пустоте, кгс ¦с/кг 311
Время работы маршевого двигателя первой ступени,с 105
Масса маршевого двигателя первой ступени, кг 1 480
Тяга маршевого двигателя второй ступени, тс 31
Время работы маршевого двигателя второй ступени, с 165
Р-9Б. 8К76
В 1958 году в адрес руководства страны Сергеем Королевым было направлено предложение о том, что возглавляемое им ОКБ-1 может приступить к разработке двух проектов новой МБР: Р-9А на низкокипящих компонентах топлива и Р-9Б на высококипящих компонентах. Позже, по свидетельству очевидцев, Королев сам отказался от проекта Р-9Б, отдав предпочтение ракете Р-9А с двигателями на освоенных кислороде и керосине.
' Буря'. ЛА-350
В 1954 году в НИИ-88 велась разработка темы Т-2 'Теоретические и экспериментальные исследования по созданию двухступенчатой крылатой ракета с большой дальностью полета'. В соответствии с постановлением правительства от 20 мая 1954 года в ОКБ-301 МАП под руководством Семена Лавочкина начаты работы по созданию межконтинентальной крылатой ракеты 'Буря' (в печати приводятся названия 1А-350, В-350 и Изделие 350). Эскизный проект ракеты закончен в 1955 году.
Летные испытания на полигоне Капустин Яр начаты 1 июля 1957 г. С 1959 -ода пуски ракет проводились на полигоне Владимировка. До 16 декабря 1960 года в рамках ЛКИ произведено 17 пусков. Три пуска были аварийными. В ходе испытаний ни одна ракета не достигла проектной дальности полета.
Предсерийное производство развернуто на Куйбышевском авиазаводе N9 18. Всего было изготовлено 19 ракет.
Транспортные агрегаты для ракеты разрабатывались в КБТМ под руководством Владимира Петрова. Предполагалось, что пусковая установка ракеты может быть размещена на железнодорожной платформе. ГЧ должна была оснащаться ядерной боеголовкой. На ракете была впервые в нашей стране испытана система астронавигации.
Разработка ракеты прекращена в декабре 1960 г. По свидетельству специалистов, в случае завершения разработки межконтинентальная крылатая ракета 'Буря' была бы принята на вооружение РВСН.
'Буря'. ЛА-350
'Буря' – двухступенчатая межконтинентальная крылатая ракета. Разработка начата 20 мая 1954 года в ОКБ-ЗОІ МАП под руководством Семена Лавочкина. Летные испытания проходили на полигонах Капустин Яр и Владимировка с 1 июля 1957 года по 16 декабря 1960 года. Работы прекращены в декабре 1960 года.
Первая ступень (два ускорителя) оснащена ЖРД С2.1100, разработанным в КБ химического машиностроения под руководством Алексея Исаева. Вторая (маршевая) ступень оснащена сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем РД-012, разработанным в ОКБ-670 МАП под руководством Михаила Бондарюка.
Проектная максимальная дальность стрельбы, км 8 000 (по другим данным – 8 500 км)
Стартовая масса, т 96
Масса ГЧ, кг 2 500 (по другим данным – 2 190 кг)
Длина ракеты, м 19,9
Скорость полета, чис. М 3
Высота полета на марше, м 17 500
Высота полета при подходе к цели, м 25 000
Тяга двигателя первой ступени, тс 68,6
Длина корпуса второй ступени, м 18
Диаметр корпуса второй ступени, м 2,2
Крейсерская тяга двигателя второй ступени, тс 7,6
' Буран' М-40
Разработка межконтинентальной крылатой ракеты наземного базирования 'Буран' М-40 в соответствии
