Наряду с разработкой МБР с ЖРД в СССР были начаты работы по созданию ракет с дви¬гателями на твердом топливе. В конце 50-х г.г. в ОКБ-1 Королева и ОКБ-586 Янгеля велись проектные проработки по использованию ТТРД в качестве энергоустановок БРДД.
Оценки специалистов показывали, что применение ракет с ТТРД позволит улучшить ТТХ ракетных комплексов, обеспечить высокую надежность и постоянную боеготовность при длительном хранении, снизить эксплуатационные расходы за счет упрощения наземного обо¬рудования и стартовых сооружений, сократить личный состав стартовой команды и создать возможность разработки подвижных малоуязвимых боевых ракетных комплексов.
В ОКБ-1 была испытана пороховая ракета средней дальности РТ-1, а так же велась раз¬работка трехступенчатой МБР на твердом смесевом топливе РТ-2 шахтного и железнодорож¬ного базирования и ракет средней дальности РТ-25 и РТ-15. Причем РТ-15 располагалась на самоходной пусковой установке.
В 1961-1962 г.г. в ОКБ-586 на конкурсной основе с ОКБ-1 проводилась НИР по теме РТ-20. Трехступенчатая твердотопливная МБР весом 50 т. была аналогична РТ-2
Однако первые проектные проработки показали, что без проведения глубокой научно-исследовательской работы, в том числе с экспериментальным подтверждением, нельзя даже оценить возможность создания ракеты подобного класса. Необходимо было взвесить реальное состояние отечественной промышленности по производству твердых ракетных топлив и материалов для маршевых РДТТ, элементной базы системы управления, ожидаемый уровень характеристик специальных боевых зарядов и прочее.
На решение такой проблемы и было направлено постановление правительства № 316-137 от 4 апреля 1961 г., в котором ОКБ-586 предлагалось в течение 1961-1962 гг. вместе со смежными организациями выполнить соответствующую научно-исследовательскую работу с последующим ее переводом в ОКР. В основу НИР было положено ТТЗ Министерства обороны, в соответствии с которым требовалось создание малогабаритной МБР на твердом топливе со стартовой массой порядка 25 т.
К этим работам была привлечена практически вся имеющаяся на тот период кооперация организаций-разработчиков и изготовителей по твердотопливному направлению:
— разработка высокоэнергетических смесевых твердых топлив, зарядов и их технологии — НИИ-6, НИИ-130, ГИПХ, завод № 55 Днепропетровского совнархоза;
— разработка конструкционных, жаростойких и теплозащитных материалов и технологии изготовления корпусов и узлов РДТТ — НИИ-13, НИИ-88, ВИАМ, институты АН УССР, НИИГрафит и ВНИИТС Московского совнархоза, НИТИ-40, УкрНИТИ.
Кроме того, к работам были привлечены прежние ракетные смежники:
— по разработке бортовой и наземной аппаратуры СУ, электрооборудования, источников питания и кабельной сети — ОКБ-692, НИИ-944, ВНИИЭМ, ВНИИТ, НИАИ, ОКБ-686,
— по разработке боевого снаряжения — КБ-11,
— по комплексной проработке вариантов старта — ЦКБ-34,
— по проведению теоретических и экспериментальных исследований, составлению методик расчета РДТТ — НИИ-1, ЦАГИ, НИИ-88, НИИ-6, НИИ-130, ГИПХ, МВССО СССР, МВССО РСФСР, ИСМ АН УССР.
В обеспечение проведения порученной НИР, а также подготавливая развертывание ОКР по твердотопливным ракетам, приказом ГКОТ № 148 от 15 апреля 1961 г. на базе СКБ-10 был организован филиал № 2 ОКБ-586, который возглавил С. Д. Бадоев, бывший начальник СКБ-10. Главным конструктором филиала был назначен Б. Е. Андреев, главным инженером — Н. Ф. Куриленко. В составе филиала были организованы два отдела: конструкторский — отдел 10, возглавляемый Н. Д. Модестовым, и испытательный — отдел 7, возглавляемый П. Ф. Божковым. Главному конструктору ОКБ-586 М. К. Янгелю, начальнику филиала С. Д. Бадоеву, директору завода № 55 И. А. Сухих поручалось приступить к научно-исследовательским работам по созданию БРДД на твердом топливе со следующим распределением работ:
— ОКБ-586 — разработка БРК в целом,
— филиал № 2 ОКБ-586 — разработка и экспериментальная отработка двигателей ракеты,
— НИИ-6 — разработка рецептур, технологии изготовления и снаряжения зарядов твердого топлива.
Этим же приказом поручалось Главному конструктору ОКБ-1, директорам НИИ-1, НИИ-6, НИИ-130, НИИ-125 и начальнику ЦКБ-7 с целью использования накопленного опыта в разработке ракет на твердом топливе ознакомить ОКБ-586 и его филиал № 2 со всеми проводимыми работами в этой области с передачей, в случае необходимости, требуемой технической документации.
НИР по заданной теме продолжалась около двух лет. Был выполнен большой объем расчетно-теоретических исследований, проектно-конструкторских проработок, освоен и обобщен опыт организаций отрасли по проектированию и экспериментальной отработке РДТТ, одновременно удалось изготовить два модельных двигателя и провести серию экспериментов по проверке огневой стойкости ряда материалов. В результате проведенных НИР специалистам ОКБ-586 стали ясны многие специфические стороны проектирования РДТТ, наладилась тесная связь с НИИ-9 (НПО "Алтай"), НИИ-125 (ЛНПО "Союз") и др. Сотрудниками филиала № 2 ОКБ-586 была освоена специфика экспериментальной отработки ракетных двигателей на твердом топливе. В ходе НИР они обеспечивали изготовление и стендовые испытания модельных двигателей, на которых отрабатывались рецептуры топлив, материалы и конструкции элементов РДТТ. Именно в это время коллективами проектного отдела 31 и филиала № 2 ОКБ закладывались на предприятии основы новой, твердотопливной тематики.
Однако требуемый результат не был достигнут. Проведенная НИР показала, что с учетом всех факторов стартовая масса малогабаритной МБР на твердом топливе может быть реализована лишь на уровне, в 1,5 раза превышающем заданный.
Казалось бы, что перевод НИР в ОКР откладывается на неопределенный срок. Однако выход был найден: проектанты предложили создать двухступенчатую малогабаритную МБР комбинированного типа — с РДТТ на первой ступени и ЖРД на второй. Применение ампулизированной жидкостной второй ступени позволяло сохранить все основные эксплуатационные преимущества РДТТ и в то же время ввести стартовую массу ракеты в допустимые пределы.
Постановлением правительства № 565-197 от 22 мая 1963 г. НИР по теме РТ-20П была переведена в ОКР. ОКБ-586 поручалась разработка предэскизного проекта комбинированной ракеты со стартовой массой не более 30 т. Ракете был присвоен индекс 8К99, маршевому РДТТ первой ступени — индекс 15Д15, маршевому ЖРД второй ступени — индекс 15Д12.
На основании положительных результатов проведенных проектных и экспериментальных работ руководство ОКБ и завода в ноябре 1963 г. вышло в правительство с предложением о создании подвижного ракетного комплекса на гусеничном ходу с комбинированной двухступенчатой МБР. Это предложение рассматривалось как первый этап создания такого типа комплекса с последующей, по мере совершенствования характеристик твердого топлива материалов и конструкции РДТТ в целом, заменой жидкостной второй ступени на твердотопливную.
В декабре 1963 г. приказом № 778 ГКОТ на базе филиала № 2 ОКБ-586 образован специализированный производственный объект завода № 586 по изготовлению двигателей на твердом топливе, огневым стендовым испытаниям РДТТ. Конструкторские подразделения бывшего филиала оставались в составе ОКБ.
Приказом Главного конструктора № 2 от 24 января 1964 г. производится реорганизация проектно-конструкторских подразделений, работающих по твердотопливной тематике. Для разработки двигателя первой ступени создавался специализированный комплекс № 9 под руководством заместителя Главного конструктора М. Б. Двинина. В состав комплекса вошел проектный отдел 31 (начальник — Б. Е. Андреев, ставший одновременно заместителем начальника комплекса) и конструкторское бюро 5 (КБ-5), организованное на базе конструкторского отдела бывшего филиала № 2. Начальником КБ-5 назначался Г. Д. Хорольский. На базе конструкторского отдела, находящегося на павлоградской территории, были организованы два отдела — 551 — по конструкции двигателей (Н. Д. Модестов) и 552 — по стендовым испытаниям (А. А Спивак). Общая численность КБ-5 на момент создания составляла 130 человек.
В январе 1964 г. был разработан предэскизный проект комплекса. Вскоре устное одобрение ВПК было подкреплено решением № 113 от 15 апреля 1964 г. о проведении работ первого этапа по комплексу 8К99 с двигателем первой ступени на твердом смесевом топливе и ЖРД на второй ступени, на реально достигнутом уровне характеристик по твердому топливу, системе управления и спецзаряду. Были установлены сроки разработки:
— эскизный проект — четвертый квартал 1964 г.,
— проведение огневых стендовых испытаний двигателей — июль 1964 г. — второй квартал 1965 г.,
— подготовка полигона — третий квартал 1965 г.,
— начало совместных летных испытаний — четвертый квартал 1965 г.
Приказом Главного конструктора № 7 от 22 февраля 1964 г. ведущим конструктором комплекса был назначен Б. А. Ковтунов, ведущим конструктором ДУ первой ступени — С. В. Борисенко.
Весь 1964 год проходил под знаком разработки эскизного проекта, подготовки производства к изготовлению материальной части как на днепропетровской, так и на Павлоградской территориях, строительства стендов, выпуска чертежно-технической документации. Еще на этапе проведения НИР в Павлограде была проведена реконструкция механического цеха № 3 филиала ОКБ-586, ранее принадлежавшего СКБ-10, закончены строительство и ввод в эксплуатацию механосварочного корпуса № 2, оборудованного комплексом нестандартного оборудования для сварки, термообработки и гидроиспытаний корпусов РДТТ. На площадках корпуса № 27 был организован участок нанесения теплозащитных покрытий с оборудованием для их пропитки, укладки и полимеризации. Изготовлена и смонтирована установка силицирования графита, начато строительство участка порошковой металлургии для изготовления деталей соплового блока из псевдосплава ВНДС. К концу 1964 г. были завершены реконструкция и доукомплектование этих производственных участков, а также организован участок сборки элементов корпуса и соплового блока. На площадке № 2 были построены и сданы в эксплуатацию корпус для снаряжения и термостатирования РДТТ, а также корпус дефектации матчасти после огневых стендовых испытаний. Одновременно на павлоградской территории создавалась экспериментальная база для отработки РДТТ. Еще в 1961 г. на площадке № 5 был построен и сдан в эксплуатацию стенд для проведения огневых испытаний модельных двигателей. В 1962 г. на этой же площадке внедрена установка УМ-1 для проведения холодных испытаний элементов соплового блока. Основное внимание на протяжении 1963-1964 гг. было уделено строительству испытательного комплекса, состоящего из двух открытых горизонтальных стендов для проведения огневых пусков РДТТ — с тягой до 20 тс на площадке № 2 и с тягой до 200 тс на площадке № 3. Документация на строительство комплекса была разработана Днепровским проектным институтом. Огневой стенд на площадке № 3, предназначенный для испытаний двигателя 15Д15, был полностью укомплектован и введен в эксплуатацию в 1965 г.
Так завершился первый, начальный этап истории твердотопливного направления в ОКБ-586, который часто называют предысторией КБ-5. Большинство сотрудников отдела 31 и многие, начинавшие работать в подразделениях филиала № 2 ОКБ-586, не были специалистами по твердотопливному направлению. Всем им в той или иной степени пришлось учиться уже в процессе освоения новой тематики. Процесс адаптации оказался не очень продолжительным — практически в течение трех-четырех лет достаточно четко оформились организационные структуры проектных, конструкторских и испытательных подразделений, обрело более определенные формы распределение работ, а каждый из членов уже достаточно большого коллектива нашел и занял свою единственную специфическую производственную нишу в общем деле. Для многих выбранный в этот период профиль работы стал основным на все последующие годы.
В декабре 1964г. был выпущен эскизный проект ракеты. В соответствии с согласованны¬ми ТТТ Министерства обороны СССР была разработана оригинальная система на гусеничном ходу с двухступенчатой комбинированной малогабаритной МБР, размещаемой в транспортно-пусковом контейнере.
Ракета 8К99 обладает качествами жидкостной и твердотопливной ракет. На ракете впер¬вые предложены и опробованы прогрессивные технические решения, получившие дальнейшее развитие в конструкциях последующих поколений ракет жидкостного и твердотопливного на¬правлений.
Ракета 8К99 выполнена по последовательной схеме расположения ступеней и головного блока.
Основу первой ступени составлял твердотопливный двигатель 15Д15, созданный в ОКБ-586. Корпус двигателя 1 ступени выполнен сварным из стали СП28 и состоит из двух по¬лукорпусов, для соединения которых используется клиновой стык. В месте разъема полукор¬пусов устанавливается специальный узел, на котором монтируется вкладной заряд, покрытый по наружной поверхности специальной бронировкой. На фланце переднего днища смонтиро¬ван двигатель ступени, работающий через основную камеру сгорания. В двигателе была при¬менена совершенно новая в то время конструкция поворотных управляющих сопел. На заднем днище двигателя имеется четыре фланца для крепления четырех качающихся сопел, обеспечи¬вающих управление ракетой на участке полета первой ступени. На первой ступени ракеты в качестве органов управления используются четыре поворотных сопла твердотопливного дви¬гателя. Поворот сопл осуществляется гидравлическими рулевыми машинами. В качестве энер¬гоносителя рулевых приводов качающихся сопел используется твердотопливный газогенера¬тор. Для выработки газа используется пороховой аккумулятор давления. В конструкции дви¬гателя был принят оригинальный способ создания стабильного длительного конечного режима малой тяги для облегчения функционирования органов управления второй ступени ракеты на участке разделения ступеней. Вес топлива ТТРД - 16,7 т. Время работы около 58 секунд.
Однако в целом конструкция двигателя 15Д15 - первого из разработанных в ОКБ-586 была еще далека от совершенства. Наличие двигателя с стальным разъемным корпусом, вкладного твердотопливного заряда с застойной зоной и четырехсоплового блока было связано с существовавшим в то время уровнем производства и было обусловлено:
• неосвоенностью отечественной промышленностью технологии изготовления из композиционных материалов крупногабаритных корпусов ТТРД,
а также крупно¬габаритных центральных сопел
• ошибочной (как выяснилось впоследствии) приверженностью разработчика твер¬дого топлива НИИ-125 (директор Б. П. Жуков) к зарядам
только вкладного типа, что повлекло за собой ухудшение массового совершенства конструкции
• необходимостью иметь разъем на цилиндрической части корпуса для размещения узла крепления вкладного заряда, что проще решалось в
металле.
Вторая - жидкостная ступень имела собственный индекс 8К94. Выполнена в ампулизированном исполнении. Топливный отсек представляет собой сварную ёмкость разделенную промежуточным днищем вафельной конструкции на полости «О» и «Г». Для снижения дина¬мического нагружения элементов конструкции за счет колебаний жидкости, возникающих при транспортировке заправленной ракеты, в полостях топливного отсека применены демпферы сферической формы, максимально приближающие систему «бак-жидкость» к твердому телу. Для обеспечения необходимых условий транспортировки и пуска ракеты в топливные полости заправляются компоненты топлива насыщенные газами до равновесных концентраций. В качестве конструкционных материалов ступени приняты алюминиевые сплавы. Топливный отсек оборудован соплами противотяги использующими газ наддува полости «О» для торможения второй ступени при отделении боевого блока.
Однокамерный ЖРД 15Д12 установлен на переходной сварной раме, крепящейся к заднему торцевому шпангоуту топливного отсека. Компоненты топлива - азотный тетраоксид и НДМГ. Управление второй ступенью по углам тангажа и рысканья осуществляется вдувом турбогаза в закритическую часть сопла двигателя. Для управления по крену служат две пары тангенциально установленных сопла управляющих сопла, также использующих турбогаз. Вторая ступень проектировалась и выпускалась в ампулизированном исполнении.
Управление второй ступенью ракеты по углам тангажа и рыскания осуществляется посредством вдува газа в закритическую часть сопла ЖРД. Управление второй ступенью по углу крена осуществляется двумя парами тангенциально установленных управляющих сопл. Для работы управляющих сопл и вдува используется газ, отбираемый после турбины турбонасосного агрегата двигательной установки второй ступени (турбогаз). Подача газа на вдув и в управляющие сопла осуществляется газораспределителями, которые приводятся в действие электродвигателями.
Разработка маршевого ЖРД второй ступени ракеты была поручена двигательному КБ-4 ОКБ-586. К ЖРД предъявлялись жесткие требования по массе, экономичности, двухрежимности работы - основного режима и режима глубокого дросселирования для облегчения работы СУ перед отделением ГЧ и тем самым повышения точности стрельбы. Режимы по величине тяги отличались на порядок.
В результате огромного объема проектно-конструкторских проработок и экспериментальных исследований был создан высокоэффективный однокамерный высотный ЖРД, впервые в мире выполненный по замкнутой схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа в камере сгорания. Опыта по созданию восстановительных газогенераторов ЖРД замкну¬тых схем не существовало не только в отрасли, но и в мировой практике. Разработанный КБ-4 газогенератор успешно эксплуатировался в составе ДУ второй ступени ракеты 8К99, а также нашел применение в дальнейших разработках. Он и сегодня является образцом для ЖРД за¬мкнутой схемы, работающем на высококипящих компонентах ракетного топлива АК+НДМГ.
Камера сгорания двигателя 15Д12 была концентрацией новейших технических идей. Были внедрены сложнейшие и нетрадиционные решения по смесительной головке - использование газожидкостных 2-компонентных центробежных форсунок и оригинальной центральной форсунки, по корпусу КС - 2-компонентное наружное охлаждение, внутреннее охлаждение двумя поясами завесы, биметаллическая внутренняя стенка.
На этом двигателе было внедрено еще одно кардинальное новшество - управление вектором тяги двигателя по каналам тангажа и рыскания с помощью вдува восстановительного генераторного газа в сверхзвуковую часть сопла. (Управление по каналу крена обеспечивали специальные сопла, работающие на генераторном газе.) Идеологом разработки этой системы был А. И. Животов.
Этот двигатель в модифицированных вариантах в дальнейшем использовался в других разработках ОКБ.Технический уровень двигателя 15Д12 до сих пор считается выдающимся достижением отечественного двигателестроения.Первая и вторая ступени диаметром 1,6 м были соединены цилиндрическим клепаным переходным отсеком. Переходной отсек состоит из обшивки, силового набора, стабилизирующего экрана и защитного конуса. Нижним основанием переходник при помощи болтов крепится к твердотопливному двигателю первой ступени, а верхним - разрывными болтами стыкуется с топливным отсеком второй ступени. Обшивка переходника выполнена из алюминиевого сплава Д19АТ. Внутри отсека устанавливался теплозащитный экран, предохранявший первую ступень от воздействия факела двигателя при разделении ступеней.
Разделение ступеней происходило по «горячей» схеме после подрыва пироболтов. Для истечения газодинамической струи при разделении ступеней в обшивке переходного отсека вырезано 16 окон общей площадью 1,2 м .
Головные части ракеты моноблочные, термоядерные двух типов «легкая» и «тяжелая» мощностью 0,4Мт и 1Мт соответственно. Дальность полета с «тяжелой» головной частью сос¬тавляла 5000-7000 км, а с «легкой» - 9000 - 11000 км. 11000 км.
«Легкая» головная часть имела корпус, выполненный в виде набора трех усеченных ко¬нусов со сферическим притуплением. Для уменьшения аэродинамического сопротивления на легкой ГЧ устанавливался остроконечный конический обтекатель, сбрасываемый во время работы двигателя второй ступени, когда ракета достигнет разряженных слоев атмосферы. Головная часть крепилась к верхнему стыковочному шпангоуту приборного отсека с помощью трех разрывных болтов. Для отделения головной части от второй ступени ракеты использовались три двигателя обратной тяги.
Отделение головной части производится в конце активного участка траектории в период последействия тяги двигателя второй ступени. Сначала срабатывают три разрывных болта, при помощи которых головная часть крепится к приборному отсеку, а затем производится торможение ракетной части второй ступени за счет истечения газа наддува бака окислителя через два противосопла, расположенных на переднем днище бака. Противосопла сообщаются с атмосферой через два люка в корпусе приборного отсека. Вскрытие сопл происходит в результате срабатывания удлиненных детонирующих зарядов, приводимых в действие электродетонаторами. Крышки люков приборного отсека вышибаются заглушками, вылетающими из сопл. После вскрытия сопл срабатывает пироклапан, через который газ наддува истекает в направ¬лении, перпендикулярном продольной оси ракеты. В результате этого вторая ступень, выпол¬няющая также роль ложной цели, уводится с траектории головной части.
Ракета оснащалась системой преодоления ПРО по типу СП ПРО ракеты 8К67. Контейнеры с надувными легкими ложными целями монтировались на заднем днище топливного отсека второй ступени. Это обеспечивало отстрел последних с требуемыми скоростями и направлением для обеспечения построения совместно с ББ эффективной боевой цепочки.
Приборный отсек расположен непосредственно за головной частью и стыкуется с боевым блоком при помощи разрывных болтов. В приборном отсеке смонтированы приборы автономной инерциальной системы управления, а также ампульная бортовая батарея.
Приборный отсек в случае использования легкой головной части имеет форму усеченного конуса, тяжелой головной части - цилиндрическую форму. В приборном отсеке размещена основная часть приборов системы управления ракетой. Система управления ракетой 8К99 -инерциальная, автономная с гироприборами на воздушном подвесе (вес СУ- 250 кг) и быстродействующей цифровой вычислительной машиной. Связь бортовой аппаратуры с пусковой установкой осуществляется с помощью двух блоков разъемов, один из которых расположен на боковой поверхности корпуса приборного отсека другой - на контейнере. Перед выходом ракеты из контейнера при помощи разрывных болтов и отталкивающих пружин происходит разделение блока разъемов контейнера. После выхода ракеты из контейнера аналогичным образом разделяется блок разъемов ракеты. Оставшаяся на ракете часть блока закрывается крышкой. Приборный отсек крепится болтами к верхнему торцевому шпангоуту топливного отсека.
Система управления ракеты была создана в ОКБ-692 (Главный конструктор В. Г. Сергеев) с использованием малогабаритной гиростабилизированной платформы на воздушном подвесе разработки НИИ-49 (Главный конструктор В. П. Арефьев). На ракете 8К99 впервые в практике ОКБ-586 бортовая система управления была выполнена в виде герметичного приборного контейнера, что позволило уменьшить ее массу и упростить эксплуатацию ракеты. Полетное задание вводилось дистанционно.
Управление ракетой осуществляется посредством шести каналов управления:
• канала стабилизации по углу крена;
• канала боковой стабилизации;
• канала управления нормальной скоростью;
• канала управления продольной скоростью;
• канала управления дальностью полёта (канала управления выключением двигателя второй ступени и отделением головной части);
• канала управления разделением ступеней.
Каждый из первых четырех каналов управления представляет собой замкнутую систему автоматического регулирования, работающую по принципу устранения рассогласования между текущим значением регулируемого параметра и его программным значением. Работа пятого и шестого каналов осуществляется по разомкнутой схеме, т.е. при выполнении необходимых условий подаются команды на разделение ступеней, выключение двигателя второй ступени и отделение головной части.
К нижнему торцевому шпангоуту двигателя первой ступени крепится хвостовой отсек, предохраняющий сопла двигателя и рулевой привод от потока воздуха и газовых струй. Крепление ракеты к опорным пятям контейнера производится с помощью восьми разрывных болтов, установленных на нижнем торцевом шпангоуте двигателя первой ступени. Он имеет узлы продольного крепления ракеты к ТПК. В качестве узлов поперечного крепления ракеты в ТПК используются четыре кольцевые опоры, сбрасываемые после выброса ракеты из ТПК.
Вдоль корпусов обеих ступеней ракеты снаружи имеются короба в которых проложены бортовая кабельная сеть, а с противоположной стороны вдоль корпуса второй ступени проложены трубопроводы пневмогидравлической системы.
Ракета размещалась в особом устройстве — транспортно-пусковом контейнере, представлявшем собой сварной корпус из алюминиевого сплава АМг-6 с рядом силовых шпангоутов и обечаек, имевшем на наружной поверхности кронштейны для крепления к ПУ, а также для проведения такелажных работ и подъема ракеты в вертикальное положение. Контейнер оборудован системами термостатирования и дистанционного контроля давления в баках. Ракета выпускалась с завода-изготовителя с заправленной и ампулизированной жидкостной ступенью.
Самоходную пусковую установку на гусеничном ходу разработало ОКБ ленинградского Кировского завода под руководством прославленного создателя тяжелых танков времен Отечественной войны Жозэфа Яковлевича Котина. Он сам предложил М. К. Янгелю эту идею и в короткое время создал транспортную установку для ракеты РТ-20П с высоким весовым совершенством.
Транспортно-установочный агрегат «объект 820» СМ-СП20 был разработан на базе узлов и агрегатов тяжелого танка Т-10. Гусеничная машина весом 78,9 т имела по 8 опорных катков с каждого борта и гидроамортизаторами. Длина с ТПК - 20 м, ширина - 4,4 м, высота - 3,15 м. Скорость движения по шоссе достигала 40 км/ч, а по бездорожью до 15 км/ч.
На разработку и отработку типа старта было обращено очень много внимания. Обычная "открытая" схема с запуском двигателя первой ступени не годилась — необходимо было или иметь заранее подготовленную стартовую площадку (что снижало боевые возможности по¬движного ракетного комплекса) или иметь в составе самоходной пусковой установки специа¬льный газоотражатель, что существенно увеличивало ее массу. Очень заманчивой представлялась "замкнутая" схема старта, когда ракета за счет давления газов выбрасывается из контейнера, а затем запускается ее маршевый двигатель. Так происходил старт у морской ракеты "Поларис" - ее выталкивало из шахты давление парогазовой смеси. В условиях подвижного наземного ракетного комплекса осуществление такого способа представлялось крайне слож¬ным. ЦНИИмаш настоятельно рекомендовал принять комбинированную схему старта, реали¬зованную в комплексе с ракетой РТ-2: в задонный объем ТПК предварительно заливалась во¬да, при запуске маршевого двигателя давление регулировалось путем сброса части газов наружу через люки со сдвижными крышками на боковой поверхности контейнера. Реализация и этого принципа в условиях ПБРК представлялась достаточно сложной задачей. ОКБ-586 предложило свою оригинальную схему старта, которая в дальнейшем станет своеобразной "визитной карточкой" янгелевского ОКБ. Суть ее состояла в том, что в задонном объеме ТПК размещался пороховой аккумулятор давления, газы которого выталкивали ракету из контейнера, а необходимая величина этого усилия обеспечивалась прогрессивной расходной характеристикой порохового заряда. ПАДы для минометного старта ракеты РТ-20П были созданы в НИИ-125 (директор Б. П. Жуков). Отработка этой схемы старта проводилась на моделях на стенде КБСМ - разработчика наземного комплекса (Главный конструктор Б. Г. Бочков), а натурная - на Павлоградском механическом заводе.
Старт ракеты происходил особым способом, до того времени никогда не применявшемся в мировой практике. Впоследствии он получил название "минометного".Старт ракеты произ¬водится из вертикально расположенного контейнера. Пусковой контейнер - термостатирован. Перед стартом осуществляется азимутальное прицеливание ракеты, которое заключается в совмещении оси X гиростабилизированной платформы с плоскостью стрельбы. Грубое совмещение оси X с плоскостью стрельбы (±10°) производится путем разворота стартового агрегата, в точное - поворотом гиростабилизированной платформы. Ввод полётного задания в СУ - дистанционный.
По команде «Пуск» начинаются операции, предшествующие старту ракете: проверка бортовых систем, переключение ракеты на бортовое питание и т.д. Примерно через 3 мин, после команды «Пуск» подрывается удлинённый кумулятивный заряд крышки ТПК, запускается пороховой двигатель увода крышки и последняя отделяется от контейнера. После разделения блока разъёмов контейнера и разрыва болтов крепления ракеты к ТПК запускается пороховой аккумулятор давления, расположенный в контейнере, и при достижении в подракетном объёма давления 6x105 Н/м2 ракета начинает движение. Форма порохового заряда аккумулятора давления выбрана таким образом, что указанное давление в подракетном объёме в процессе движения ракеты в контейнере поддерживается постоянным. В момент выхода из ТПК ракета достигает скорости 30 м/с. На высоте 10-20 м над срезом контейнера происходит запуск ТТРД первой ступени. Одновременно осуществляется отделение опорных колец и разделение блока разъёмов ракеты. Двигатель первой ступени работает примерно 58 с. При падении давления в камере до 5x105 Н/м2 запускается пороховой двигатель конечной ступени, который, работает до полного выгорания топлива. Через 11 с после запуска двигателя конечной ступени запускается двигатель второй ступени, при выходе которого на режим 90% номинальной тяги происходит разделение ступеней ракеты. В случае использования, «лёгкой» головной части на 56 с работы двигателя второй ступени производится сброс головного обтекателя. При достижении требуемого сочетания параметров движения ракеты (скорости, координат и др.), обеспечива¬ющего заданную дальность стрельбы, система управления подает команду на выключение двигателя. Одновременно производится отделение головной части.
Перед выходом ракеты из ТПК, в случае необходимости, может быть произведено аварийное прекращение пуска. Предусмотрена также возможность аварийного подрыва ракеты в полёте.
В ракете реализовано так называемое «горячее» разделение ступеней, при котором отделение первой ступени происходит после запуска двигателя второй ступени. В конце работы двигателя первой ступени ракета набирает высоту около 27 км. Производить разделение ступеней на столь малой высоте невыгодно, поскольку из-за больших аэродинамических сил, действующих на ракету, потребовались бы значительные усилия для разведения ступеней на безопасное расстояние. В связи с этим ступени разделяются после достижения ракетой высоты ~ 40 км. В период подъёма до этой высоты управляемость ракета обеспечивается вспомогательным двигателем - пороховым ракетным двигателем конечной ступени тяги, который запускается после выгорания топлива в двигателе первой ступени.
Для предстоящих испытаний ракеты РТ-20П на 53 НИИП началось строительство стартовых площадок 157 и 158, технической позиции (площадка 171 А), заправочно-сливной станции для заправки топливом второй ступени, полигонного из¬мерительного комплекса, дорог и мостов. В марте 1966 г. было сформировано новое испытательное управление под командованием полковника П. П. Щербакова и отдельная инженерно-испытательная часть под командованием подполковника Ю. А. Яшина. Первый отдел управления руководил испытаниями твердотопливной ракеты РТ-2 (8К98) разработки ОКБ-1, второй отдел — летными испытаниями комплекса 8К99, его командиром был майор Г. А. Ясинс¬кий.
В 1965 году в СССР на высшем политическом уровне было принято решение продемонстрировать транспортно-установочные агрегаты РСД РТ-15 и МБР РТ-20П советской и международной общественности. 7 ноября 1965 года в Москве по Красной площади прошли ракетные установки только еще разрабатываемых ракет. ПУ РТ-20П получила на Западе поэтическое название «Железная дева», а ракета - индекс СС-15 «Скрудж» (скряга).
Официально разработка комплекса была задана постановлением СМ СССР от 24 августа 1965 г. В 1966 году были выполнены эскизные проекты подвижного комплекса 15П699 и шахтного 15П099 (в двух вариантах - с люлькой и опорным кольцом).
В состав ПГРК (подвижного грунтового ракетного комплекса) 15П699 входило:
• шесть самоходных ПУ 15У21 (СМ-СП21) с ракетами РТ-20П (8К99);
• машина боевого управления 15Н809;
• две машины подготовки позиции 15Н1034;
• две дизель-электростанции 15П694;
• узел связи «Рельеф».
Две самоходных пусковых установки 15У21 (объект 821) комплекса 15П699 были продемонстрированы на военном параде в Москве на Красной площади 7 ноября 1967 года на 50-летие Советской власти.
Постановлением правительства СССР № 583-186 от 26 июля 1966 г. для проведения летных испытаний ракеты 8К99 была создана Государственная комиссия под председательством заместителя командира корпуса РВ Н. К. Зайцева (которого вскоре заменил генерал-полковник А. И. Холопов - командующий Ракетной армией, г. Винница). Заместителями председателя Госкомиссии были В. С. Будник - технический руководитель испытаний, Г. Е. Алпаидзе, Е. Н. Рабинович - главный инженер 1-го Главного управления MOM. Заместителем технического руководителя испытаний был В. В. Грачев, членом Госкомиссии был ведущий конструктор комплекса Б. А. Ковтунов.
Всего по программе СЛИ планировалось испытать 35 ракет, причем с 9Л - в полном штатном исполнении как ракеты, так и комплекса в целом.
Летные испытания ракеты РТ-20П начались с более чем годичным отставанием от сроков, установленных правительством (второй квартал 1966 г.). И начались с неудач. Сказалась недостаточная проработка проектных и конструкторских решений, изменения конструкции в процессе наземной отработки и, как следствие, выход на СЛИ с недостаточно отработанной в наземных условиях конструкцией. Например, до начала СЛИ было проведено 48 огневых стендовых испытаний двигателя 15Д15 и из них только 28 с положительными результатами, что не замедлило сказаться на результатах первых пусков.
Первые летные ракеты 1Л и 2Л были отправлены на полигон 11 марта и 28 апреля 1967 г. Обе они были использованы для проверки испытательно-пусковой аппаратуры технической позиции и самоходной пусковой установки. Летные испытания начались 27 сентября 1967 г. пуском ракеты ЗЛ. После нажатия кнопки "Пуск" в процессе набора циклограммы прошла ко¬манда АПП (аварийное прекращение пуска) по причине разрушения фильтра в системе воздушного питания гиростабилизированной платформы.
24 октября и 1 ноября были проведены пуски ракет 4Л и 5Л. Оба закончились аварийным исходом из-за прогара диафрагмы соплового блока ДУ первой ступени и его разрушения.
Несмотря на неудовлетворительный ход летных испытаний, решением ВПК № 32 от 2 февраля 1968 г. поручалось изготовить и поставить Министерству обороны ракеты и агрегаты, необходимые для проведения опытной войсковой эксплуатации одного ПГРК 15П699.
После двухмесячного перерыва для доработок ДУ первой ступени летные испытания были продолжены. С февраля по октябрь 1968 г. было проведено 7 пусков ракет (7Л, 8Л, ЮЛ, 9Л, 11 Л, 15Л, 14Л) и из них только три с относительно положительными результатами. Аварии были по вине и конструкторов, и двигателистов КБ-4, и управленцев. Случались и курьезы.
Был пуск ракеты 8Л. Из-за ошибки в установке механизма контакта выхода двигатель 15Д15 запустился внутри ТПК. Ракета после выхода из ТПК развалилась, при этом вторая сту¬пень упала на стартовую позицию, вызвав взрыв и пожар. Я находился в бункере, расположенном в 100 м от ПУ. Пуск производился из этого бункера, а наблюдение за стартом ракеты велось через перископ. Руководство Госкомиссии размещалось на наблюдательном пункте, который находился в 4 км от СП. О взрыве и начале пожара мы доложили на НП и приняли меры по эвакуации, надев изолирующие противогазы. В это время с НП нам позвонили: "Вы что там, все пьяны? Ракета летит по траектории". Как потом оказалось, неуправляемый двигатель первой ступени действительно летел, но в другую сторону, в сторону старого аэродрома, откуда в это время производилась киносъемка. Оператор, не понимая, что двигатель летит прямо на него, производил съемки до удара ДУ в землю и взрыва. Только тогда он, осознав опасность, бросил кинокамеру и пустился наутёк. Эти кадры сохранила кинохроника.
При другом испытании, от тряски гусеничного шасси ракета провернулась в направляющих и при пуске разворотила и пусковой контейнер и саму пусковую установку.
Для устранения выявленных в 1968 г. неисправностей в двигателях первой и второй ступеней, бортовой и наземной аппаратуре системы управления были произведены необходимые доработки. Однако постановлением правительства № 12-6 от 6 января 1969 г. серийное производство ракет и технологического оборудования комплекса 15П699 было прекращено. Разрешалось только в течение первого полугодия 1969 г. провести пуски ракет из имеющегося задела для проверки в натурных условиях технических решений, которые могли быть использованы в перспективных разработках. Это решение было принято по предложению Министерства обороны, которое на протяжении всей разработки "настороженно" относилось к комбинированной ракете, считая, что разрабатываемый параллельно комплекс "Темп-2С" должен успешно решить все задачи, возлагаемые на комплексы с ракетами 8К99 и 8К98. Официальная версия причины появления этого решения — "ввиду значительного количества неудачных пусков ракеты...". На самом деле это было связано с нежеланием военных эксплуатировать подвижный боевой ракетный комплекс с жидким топливом на борту, а также с неготовностью Ракетных войск к развертыванию позиционных районов (места дислокации ПГРК, маршруты боевого дежурства, размещение хранилищ, ремонтно-технических баз, связь, охрана, социальная сфера и т. д.).
В июле-августе 1969 г. на полигоне Капустин Яр были проведены успешные пуски ракет 16Л, 12Л, 13Л. Появилась реальная возможность завершения летных испытаний в 1970 г. с учетом того, что из 19 оставшихся ракет три были собраны, а остальные находились в разных стадиях изготовления.
Учитывая опасения Заказчика, связанные с эксплуатацией комбинированной ракеты с самоходной ПУ, М. К. Янгель направил предложения об использовании ракет 8К99 в шахтных пусковых установках взамен ракет 8К63У и 8К65У. Однако и эти предложения были отклонены. Постановлением правительства от 6 октября 1969 г. разработка ракетного комплекса РТ-20П (8К99) прекращалась. Вся конструкторская документация по комплексу была передана в Московский институт теплотехники.
В докладе по итогам работы за 1963-1968 гг. М. К. Янгель в числе причин отставания в отработке комплекса РТ-20П, наряду с недостатками в отработке зарядов, ДУ первой и второй ступени, системы управления, отметил недостаточный опыт исполнителей и недостаточное внимание к отработке ракеты со стороны ведущих разработчиков ОКБ и лично Главного конструктора. Но главной причиной, по-видимому, были не технические трудности отработки, а огромная концентрация лучших сил ОКБ на проблеме создания важнейших для страны боевых ракетных комплексов с жидкостными ракетами Р-36 с модификациями, Р-36М и периодичес¬кое отвлечение этих же сил на решение многочисленных других задач (лунный корабль, МР-УР100, 11К67, 11К69, 11К68 и других).
Подытоживая драматические страницы истории разработки первой твердотопливной (комбинированной) ракеты РТ-20П, первого подвижного боевого ракетного комплекса разра¬ботки ОКБ-586, так и не увидевшего боевых позиций, можно смело считать, что его разработка сыграла значительную роль не только в плане приобретения опыта в ОКБ-586, но и в развитии всей боевой ракетной техники в стране. Разработка этого комплекса не только подняла на ноги и утвердила право на самостоятельную жизнь твердотопливной тематики в ОКБ-586. Проверенные в натурных условиях конструкторские и технологические решения ОКБ были в дальнейшем с успехом использованы при разработке новых поколений боевых ракет на жидком и твердом топливе, некоторые из них даже стали классикой мирового ракетостроения, намного опередив свое время.
Ракета РТ-20П (8К99)
Разработчик КБ "Южное"
Гл. конструктор М.К.Янгель
Изготовитель ЮМЗ
Код НАТО SS-X-15 Scrooge (SS-XZ)
Тип комплекса подвижный грунтовый ракетный комплекс с МБР второго поколения
Ракета РТ-20П (8К99)
Дальность стрельбы, км:
- тяжелым блоком 7000-8000
- легким блоком 11000
Точность стрельбы (КВО), м 2000-4000
Тип головной части моноблочная термоядерная с легким и тяжелым боевыми блоками
Мощность заряда, Мт:
- легкого блока 0,55
- тяжелого блока 1,5
Вес боевого блока, кг:
- легкого 545
- тяжелого 1410
Система управления инерциальная с гироприборами на воздушном подвесе
- вес, кг 250
Органы управления:
- I ступень поворотные сопла основного двигателя
- II ступень вдув газа в закритическую часть сопла из 4-х специальных сопел, работающих на
отработанном турбогазе
Тип старта из ТПК с помощью ПАД
Число ступеней ракеты 2
Длина ракеты, м:
- полная с легким блоком 17,8
- полная с тяжелым блоком 17,48
- без головной части 16,2
Мах диаметр корпуса, м 1,6
Стартовый вес, т 30,0-30,2
Вес топлива, т 25,4
Первая ступень:
Размеры, м:
- длина 6,12
- длина с межступенч. отсеком 9,8
- диаметр 1,8
Двигатель 4-сопловой РДТТ 15Д15
- разработчик КБ машиностроения
- главн. конструктор М.Ю.Цирульников
- разработчик топлива НИИ-130
- главн. конструктор заряда Л.Н.Козлов
- изготовитель топлива завод #98
- тяга, тс 60
Тип топлива твердое смесевое
Вес топлива, т 16,7
Вес конструкции, т 2,45
Вторая ступень 8К94:
Размеры, м:
- длина 8,4
- диаметр 1,8
Вес топлива, т 8,9
Двигатель однокамерный ЖРД 15Д12 с ТНА
Тяга двигателя в пустоте, тс 14-15
Горючее НДМГ
Окислитель АТ
Головная часть:
Размеры, м:
- длина 1,65
- диаметр 1,05
Пусковой контейнер:
Тип с термостатированном
Размеры, м:
- диаметр 2,0
- длина 18,90
Пусковая установка:
Тип самоходная грунтовая СМ-СП21
Разработчик КБСМ
Главный конструктор Б.Г.Бочков
Шасси "объект 821" на базе танка Т-10
Разработчик шасси КБ-3 ЛКЗ
Размеры, м:
- длина с ТПК 20,0
- высота 3,15
- ширина 4,4
Вес ПУ, т 62.2
Число ракет на ПУ 1
Транспортно-установочный агрегат:
Шасси "объект 820" на базе танка Т-10
Разработчик КБ-3 ЛКЗ
Размеры, м:
- длина с ТПК 20,0
- высота 3,15
- ширина 4,4
Вес, т 78,9
Число ракет на агрегате 1
"Призваны временем" (КБ "Южное")
"Ракеты и космические аппараты КБ "Южное"
А.В.Карпенко, А.Ф.Уткин, А.Д.Попов "Отечественные стратегические ракетные комплексы"
"Северный космодром России"
