В процессе создания «Бурана» 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. Именно при сборке крыла «Бурана» была впервые успешно применена технология сборки конструкций из титана, использованная в 1970-х годах при создании высотного бомбардировщика «Т-4» («Су-100»),
Специально для проекта «М-40» разработали рулевые приводы и смазку, обеспечивающие функционирование органов управления при температуре +400 °C. В процессе опытно-конструкторских работ для оценки различных характеристик ракеты создавались новые методики. В частности, для определения напряженно- деформированного состояния треугольных крыльев впервые в СССР был разработан алгоритм прочностного расчета по методу конечных элементов.
«Буран» должен был стартовать вертикально с пусковой установки конструкции Новокраматорского машиностроительного завода. 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/ч и управление переходило к воздушным рулям.
Через 93 секунды после взлета, при достижении скорости полета 3380 км/ч, происходило выключение жидкостных ракетных 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 снижалась до скорости крейсерского полета — 3280 км/ч, и в работу включалась система астронавигации, выдерживающая направление полета ракеты к цели.
По мере уменьшения веса маршевой ступени за счет выгорания топлива происходит постепенное возрастание высоты полета от 18 200 до 24 500 м при достижении района цели.
Участок свободного падения на цель головной части ракеты с боевым зарядом 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 часа 28 минут после старта.
