Рассказывая о ракетах, созданных в КБ «Южное», нельзя не упомянуть подвижный ракетный комплекс с МБР РТ-20П (индекс ГРАУ - 8К99, по классификации МО США и НАТО - SS-X-15 'Scrooge', в переводе на русский «Скряга»). Кстати, это была первая попытка создания в нашей стране мобильной МБР. Разработка РТ-20П началась в ОКБ-586 под руководством М.К. Янгеля на основании постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР №316-137сс от 4 апреля 1961 г. НИР по ракете было предписано провести в 1961-1962 годах с последующим их переводом в ОКР. В основу НИР было положено ТТЗ Министерства обороны СССР по созданию малогабаритной трехступенчатой твердотопливной МБР со стартовой массой 25 т.
Для работы была привлечена широкая кооперация КБ и предприятий по различным направлениям. 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. В итоге в ОКБ-586 предложили создать двухступенчатую малогабаритную МБР комбинированного типа - твердотопливный двигатель на 1-й ступени и жидкостный - на 2-й. Применение ампулизированной ступени с жидкостным ракетным двигателем позволяло сохранить основные эксплуатационные преимущества твердотопливного двигателя и уложиться по стартовой массе в допустимые пределы. Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР №565-197сс от 22 мая 1963 г. НИР по данной теме была переведена в ОКР. При этом ОКБ-586 поручалась разработка предэскизного проекта комбинированной ракеты РТ-20П со стартовой массой не более 30 т. Ракете был присвоен индекс 8К99.
На основании положительных результатов, проведенных проектных и экспериментальных работ руководство ОКБ-586 в ноябре 1963 года вышло в правительство с предложением о создании подвижного ракетного комплекса на гусеничном ходу с комбинированной двухступенчатой МБР. Предложение рассматривалось как первый этап создания комплекса, с последующей модернизацией и заменой ступени с жидкостным двигателем на ступень с твердотопливным двигателем. Ответственным за создание подвижного ракетного комплекса М.К. Янгель назначил своего первого заместителя В.С. Будника. В начале 1964 года на базе расположенного в Павлограде Днепропетровской области филиала ОКБ-586 было создано подразделение (КБ-5) во главе с Г.Д. Хорольским, задачей которого стала разработка первых твердотопливных ракетных двигателей. Через два года Главным конструктором и начальником КБ-5 был назначен В.И. Кукушкин, возглавлявший это подразделение более 25 лет. Предэскизный проект комплекса был разработан в январе 1964 года, а эскизный проект двухступенчатой ракеты был выпущен в декабре того же года.
1-я ступень ракеты РТ-20П имела длину 6,12 м и диаметр 1,8 м. К нижнему торцевому шпангоуту двигателя 1-й ступени крепится хвостовой отсек, предохраняющий сопла двигателя и рулевой привод от потока воздуха и газовых струй. Крепление ракеты к опорной плите контейнера производилось с помощью восьми разрывных болтов, установленных на нижнем торцевом шпангоуте двигателя 1-й ступени. Он имел узлы продольного крепления ракеты к ТПК. В качестве узлов поперечного крепления ракеты в ТПК использовались четыре кольцевые опоры, сбрасываемые после выброса ракеты из контейнера. Вдоль корпусов обеих ступеней ракеты снаружи имелись короба, в которых была проложена бортовая кабельная сеть. С противоположной стороны вдоль корпуса 2-й ступени были проложены трубопроводы пневмогидравлической системы.
1-я и 2-я ступени соединялись клепаным переходным отсеком цилиндрической формы из алюминиевого сплава Д19АТ с 16 окнами для обеспечения «горячего» старта 2-й ступени. Ко 2-й ступени переходное кольцо крепилось разрывными болтами. Ступень также была оснащена двумя тормозными соплами, расположенными в приборном отсеке. Сопла использовали газ наддува топливных баков для увода ступени с траектории движения ГЧ. Топливный отсек 2-й ступени - сварной, с промежуточным днищем вафельной конструкции. В полостях бака установлены сферические демпферы для уменьшения колебаний жидкости при транспортировке. Материалы ступени - алюминиевые сплавы.
«Запутать» систему противоракетной обороны противника предполагалось с помощью ложных целей. Роль таковой выполняла после отделения 2-я ступень ракеты. Кроме того, на заднем днище топливного отсека 2-й ступени размещались контейнеры с надувными ложными целями. Такое размещение позволяло осуществлять отстрел последних с требуемыми скоростями и направлением для обеспечения построения совместно с боевым блоком эффективной боевой цепочки. Система управления ракетой - инерциальная, автономная, с гироприборами на воздушном подвесе (разработка НИИ-49) и быстродействующей цифровой вычислительной машиной. Связь бортовой аппаратуры с пусковой установкой осуществляется с помощью двух блоков разъемов, один из которых располагался 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.
Полетное задание вводилось дистанционно. Перед стартом осуществлялось азимутальное прицеливание ракеты - происходило совмещение оси X гиростабилизированной платформы с плоскостью стрельбы. Грубое совмещение оси X с плоскостью стрельбы (±10°) производилось путем разворота стартового агрегата, точное - поворотом гиростабилизированной платформы. По команде «Пуск» начинались операции, предшествующие старту - проверка бортовых систем, переключение ракеты на бортовое питание и т.д. Примерно через 3 мин. после команды «Пуск» подрывался удлиненный кумулятивный заряд крышки ТПК, запускался пороховой двигатель увода крышки и крышка отделялась от контейнера. После разделения блока разъемов контейнера и разрыва болтов крепления ракеты в ТПК запускался пороховой аккумулятор давления, и при достижении в подракетном объеме давления 600 килоньютонов на квадратный метр ракета начинала движение.
В момент выхода из ТПК ракета достигала скорости 30 метров в секунду. На высоте 10-20 метров над срезом контейнера происходит запуск маршевого РДТТ 1-й ступени. Одновременно осуществляется отделение опорных колец и разделение блока разъемов ракеты. Перед выходом ракеты из ТПК можно было произвести аварийное прекращение пуска. Также была предусмотрена возможность аварийного подрыва ракеты в полете. В ракете реализовано «горячее» разделение ступеней, при котором отделение 1-й ступени происходило после запуска двигателя 2-й ступени. В конце работы двигателя 1-й ступени ракета набирала высоту около 27 километров. 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 около 40 километров.
В период подъема до этой высоты управляемость ракеты обеспечивается вспомогательным двигателем - пороховым ракетным двигателем конечной ступени тяги, который запускается после выгорания топлива в двигателе первой ступени. На 1-й ступени ракеты был установлен РДТТ 15Д15, созданный в ОКБ-586. Корпус двигателя - сварной из стали - состоял из двух полукорпусов с клиновым соединением. В месте соединения полукорпусов был установлен специальный узел, на котором крепился бронированный вкладной заряд твердого топлива. Сопловой блок двигателя был выполнен с использованием псевдосплава ВНДС и включал в себя четыре поворотных сопла, поворачиваемых гидравлическими рулевыми машинками. Рабочее тело рулевых машинок подавалось твердотопливным газогенератором. На 2-й ступени был установлен ЖРД 15Д12 с ТНА, созданный в КБ-4 ОКБ-586. Двигатель двухрежимный с возможностью глубокого дросселирования по тяге для обеспечения большей точности при отделении ГЧ.
Ракету предполагалось использовать в двух вариантах: с «легкой» и «тяжелой» (в зависимости от мощности заряда) ГЧ. Головные части - моноблочные, термоядерные. ГЧ имела корпус, выполненный в виде набора трех усеченных конусов со сферическим притуплением. Для уменьшения аэродинамического сопротивления на ней устанавливался конический обтекатель, сбрасываемый во время работы двигателя 2-й ступени, когда ракета достигала разряженных слоев атмосферы. ГЧ крепилась к верхнему стыковочному шпангоуту приборного отсека с помощью трех разрывных болтов. Для отделения головной части от 2-й ступени ракеты использовались три двигателя обратной тяги. Приборный отсек в случае использования «легкой» ГЧ имел форму усеченного конуса, «тяжелой» ГЧ - цилиндрическую форму. В приборном отсеке была размещена основная часть приборов системы управления ракетой.
МБР РТ-20П являлась частью комплекса, разработка которого была официально задана постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 24 августа 1965 г. В 1966 году был выполнен эскизный проект подвижного комплекса 15П699 и шахтного 15П099 в двух вариантах - с люлькой и с опорным кольцом. В состав комплекса 15П699 входило:
- шесть самоходных ПУ 15У21 (СМ-СП21) с ракетами РТ-20П;
- машина боевого управления 15Н809;
- две машины подготовки позиции 15Н1034;
- две подвижные дизель-электростанции 15П694;
- узел связи «Рельеф» (три машины).
Самоходная ПУ 15У21 была размещена на шасси «объекта 821» на базе танка Т-10 разработки КБ-3 Ленинградского «Кировского завода» (главный конструктор Ж.Я. Котин). Тип старта - из ТПК с помощью порохового аккумулятора давления. Длина самоходной ПУ с ТПК составляла 20 м, ширина - 4,4 м, высота - 3,15 м. Масса установки - 62,5 т. Сам ТПК изготавливался из сплава AMr-6 с системой термостатирования. Его длина составляла 18,9 м, диаметр - 2 м. Стартовое пусковое оборудование было разработано в КБ специального машиностроения.
Еще до окончания летно-конструкторских испытаний комплекса РТ-20П руководством СССР было принято решение продемонстрировать его советской и международной общественности. 7 ноября 1967 года две самоходные пусковые установки РТ-20П были показаны на военном параде в Москве. Новую ракетную установку американцы назвали «Железной девой», по достоинству оценив сочетание ее изящества и мощи. Для проведения летных испытаний на полигоне в Плесецке были построены стартовые площадки №№157 и 158, а также техническая позиция (площадка №171А), заправочно-сливная станция для заправки топливом 2-й ступени, полигонный измерительный комплекс, дороги и мосты. В марте 1966 года было сформировано новое испытательное управление и отдельная инженерно-испытательная часть. По программе совместных летных испытаний планировалось испытать 35 ракет, причем начиная с образца 9Л - в полном штатном исполнении как ракеты, так и комплекса в целом.
Несмотря на неоднозначность результатов испытательных пусков, в тот период появилась реальная возможность завершения летных испытаний в 1970 году с учетом того, что из 19 оставшихся ракет три были собраны, а остальные находились в разных стадиях изготовления. М.К. Янгель направил в Министерство обороны СССР предложения об использовании МБР РТ-20П в шахтных пусковых установках взамен ракет Р-12У и Р-14У (комплекс 15П099). Однако эти предложения были отклонены. И постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР №12-6сс от 6 января 1969 г. серийное производство ракет и оборудования комплекса 15П699 было прекращено. Разрешалось в течение первого полугодия 1969 года провести пуски уже собранных 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 СССР, которое на протяжении всей разработки «настороженно» относилось к комбинированной ракете.
Официальная версия появления данного постановления: «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. В июле-августе 1969 года были проведены пуски ракет под номерами 16Л, 12Л и 13Л. Если первый пуск во всех источниках признается как успешный, то в отношении двух других существуют разночтения. Одни называют их успешными, другие - аварийными. Таким образом, всего было проведено 12 испытательных пусков, из которых лишь четыре признаны успешными в той или иной степени.
Постановлением Совета Министров СССР от 6 октября 1969 г. разработка комплекса с ракетой РТ-20П была прекращена по причине сложности эксплуатации подвижного комплекса с жидкостным ракетным двигателем на 2-й ступени, а также отсутствия государственной программы по его размещению на территории страны. Вся конструкторская документация по комплексу была передана в Московский институт теплотехники, а МБР РТ-20П осталась в истории отечественной ракетной техники. В ходе ее отработки впервые были апробированы новые технические решения: минометный старт ракеты из контейнера, выброс средств преодоления ПРО, поворотные камеры сгорания твердотопливного двигателя, устройства успокоения колебаний жидкости в баках, бортовая система управления в виде герметичного приборного контейнера и другие новшества.
Технические характеристики 8К99 РТ-20П
Количество ступеней 2
Длина, м
- с тяжелой ГЧ 17,8
- с легкой ГЧ 17,48
Диаметр корпуса, м 1,6
Стартовая масса, т 30-30,2
Забрасываемый вес, т
- с тяжелой ГЧ 1,41
- с легкой ГЧ 0,545
Максимальная дальность, км
- с тяжелой ГЧ 7000-8000
- с легкой ГЧ 11000
Точность (КВО), км 2-4
Тип головной части - Моноблочная, ядерная
Количество боевых блоков 1
Мощность заряда, Мт 0,4-0,5 или 1-1,5
