Е.Б. Волков, А.А. Филимонов, В.Н. Бобырев, В.А, Кобяко
Межконтинентальные баллистические ракеты СССР (РФ) и США

(История создания, развития и сокращения)

Под ред. Е.Б. Волкова

© Ракетные войска стратегического назначения, 1996

Наш адрес: ruzhany@narod.ru

Глава 2
СОЗДАНИЕ ПЕРВЫХ МБР

2.1. Состояние развития боевых ракет
к концу второй мировой войны

Заканчивалась вторая мировая война. С учетом ее опыта формировались представления о направлениях дальнейшего развития вооружения и военной техники. В ходе войны было, в частности, показано, какое большое значение имеет уничтожение в тылу противника важнейших для него объектов промышленности, энергетики, транспорта, разрушение административных и политических центров. Для решения этих задач использовались дальние бомбардировщики, совершавшие массированные налеты на цели. Создание к 1945 г. в США атомного оружия позволило по-другому оценивать возможности воздействия по целям в тылу противника. Для уничтожения японских городов Нагасаки и Хиросимы оказалось достаточным сбросить на каждый из них всего по одной (по нынешним меркам совсем не мощной) атомной бомбе. Стало ясным, что в будущем особую роль будет играть ядерное оружие, предназначенное для уничтожения наиболее важных объектов военного и экономического потенциала противника, прежде всего в его тылу, т.е. на значительных удалениях от места размещения самого оружия. Так появилась идея и стремление создать тот вид вооружения, который в последующем будет назван стратегическим наступательным вооружением (СНВ). Первым образцом такого вооружения можно считать американские тяжелые бомбардировщики Б-29 с атомными бомбами. Руководители военного ведомства США не без оснований считали, что в будущем страна, обладающая ядерным оружием, будет иметь неоспоримое превосходство перед странами, таким оружием не владеющими. США быстро наращивали количество тяжелых бомбардировщиков (ТБ) и атомных бомб для них. Если в 1946 г. ВВС США имели 148 ТБ, то к 1950 г. их число составило около четырехсот. Совершенствовалось ядерное оружие. В 1952 г. США провели испытание термоядерного взрывного устройства. Для того чтобы представить себе отношение к этой проблеме СССР, следует учитывать, что уже к концу войны были развеяны иллюзии, что эта война – последняя. Более того, можно было предвидеть, что в будущем не исключены ситуации, в которых союзники СССР по второй мировой войне могут стать его противниками. Первые же послевоенные годы подтверждали эти опасения. Известные выступления руководителей ведущих стран Запада с отнюдь не дружественными заявлениями в адрес СССР, создание военных блоков, направленных в основном против него, разработка в США планов ведения войны (в том числе и ядерной) против СССР ставили однозначно вопрос о необходимости принятия чрезвычайных мер по обеспечению обороноспособности страны в новых условиях. На первое место среди этих мер было поставлено создание в кратчайшие сроки ядерного оружия.

Разработка, производство и освоение в Вооруженных Силах стратегических наступательных вооружений представляли собой единую сложную проблему. Для создания двух основных элементов СНВ – ядерных боезарядов и носителей для них – требовалось проведение широкого круга научных исследований, конструкторская разработка и испытания сложных образцов техники, не имевших прототипов, освоение новых технологий, подготовка специалистов по профилям, которых не существовало и т.п. Для выполнения этих задач необходимы были специализированные НИИ, КБ, полигоны, предприятия промышленности, новые специальности в вузах. В тяжелейших экономических условиях первых послевоенных лет все необходимое для разработки СНВ было создано.

Почему-то (может быть из соображений долгое время существовавшей абсолютной секретности во всем, что касалось ядерного оружия) не дается должной оценки тому, что было сделано в СССР для создания стратегического ядерного вооружения. А между тем по важности для государства решавшейся проблемы, объему вложенных в ее решение сил и средств, сложности и новизне многочисленных научно-технических вопросов, ответы на которые требовались и были найдены, самоотверженности, с которой проблема решалась, создание СНВ может и должно быть поставлено в ряд выдающихся достижений нашей Родины и ее народа.

В СССР работы по созданию ядерных боезарядов возглавлялись видными физиками И.В. Курчатовым, Я. Б. Зельдовичем, Ю.Б. Харитоном. В августе 1949 г. был произведен первый взрыв советского атомного заряда, в 1953 г. (т.е. всего на один год позднее, чем в США) был успешно испытан и термоядерный заряд. Таким образом, к середине 50-х годов и в США, и в СССР был создан первый основной элемент стратегического ядерного оружия – ядерные боеприпасы. Дело было за носителями.

Требования к носителям СНВ (мы о них уже говорили) сводились к следующему: дальность действия – вплоть до межконтинентальной (10000 км); масса боеприпаса, доставляемого к цели, – порядка тонны; предельные отклонения точки взрыва от точки прицеливания (точность) не более нескольких километров. Эти требования выполнялись, за исключением дальности действия, в случае использования тяжелых бомбардировщиков. Однако для ВВС США невыполнение требования по дальности не имело большого значения, т.к. американские бомбардировщики могли базироваться на аэродромах, расположенных вблизи границ СССР. Да и было ясно, что со временем дальность действия ТБ будет возрастать. И тем не менее в США было решено начать разработку ракет большой дальности. Это было связано с тем, что бомбардировщики как вид СНВ имели ряд неустранимых недостатков: длительное время полета до цели, уязвимость от средств ПВО и т.п. Что касается СССР, то для него необходимость создания ракет большой дальности была еще более очевидной – до начала 50-х годов он вообще не имел тяжелых бомбардировщиков, да и возможности применения их в будущем вследствие отсутствия баз вблизи границ вероятных противников представлялись более ограниченными, чем для ТБ США. Таким образом, и в США, и в СССР в первые послевоенные годы было признано необходимым создание ракет больших дальностей. Они могли иметь наземное или морское базирование. Естественно, что в начале основное внимание стало уделяться ракетам наземного базирования, т.е. тем ракетам, развитие которых в последующем и привело к появлению МБР.

Насколько же близки были к требуемым характеристикам будущих МБР характеристики боевых ракет, состоящих на вооружении различных армий во время второй мировой войны? Известно, что лучшие образцы пороховых ракетных снарядов (ПРС) были созданы в СССР. Они обладали следующими характеристиками: дальность до 11,8 км (М13ДД), масса, головной части – до 30 кг (М-31), точность характеризовалась тем, что отклонения точек падения РС от точки прицеливания были больше (хуже), чем 1/500 от дальности. Для оценки точности укажем, что от МБР при дальности в 10000 км требовалось, чтобы отклонения не превышали 1/2000...1/5000 дальности (5...2 км). Таким образом, можно заключить, что все основные характеристики ПРС были ниже требуемых на один-два порядка. Создавать ракеты большой дальности, развивая ПРС, улучшая их конструкцию, было невозможно. Требовались совершенно другие схемы, решения².

Из всех многочисленных образцов ракет, бывших на вооружении армий воющих стран к концу войны, только одна ракета могла рассматриваться как прототип ракет больших дальностей. Такой ракетой была ракета V-2 Германии. Эта ракета имела следующие характеристики: дальность полета – около 300 км, масса головной части – примерно 1 т, отклонения точек падения ракеты от точки прицеливания – несколько километров. Эти характеристики были уже значительно ближе к тем, что требовались. И неудивительно поэтому, что в СССР и в США было обращено особое внимание на V-2 и предприняты самые решительные меры по получению материалов, позволявших в максимальной степени использовать немецкий опыт в создании ракеты.

Почему же такая ракета, как V-2, была создана к 1944 г. именно в Германии? В какой степени ученые и конструкторы СССР были близки к созданию подобных ракет? Для ответа на эти вопросы следует обратиться к некоторым моментам из истории развития ракетной техники. Пороховые РС находили применение и в XVIII и в XIX вв. К середине прошлого столетия их дальность достигала 5 км, масса измерялась десятками кг. В качестве топлива двигателей использовался дымный порох. В начале текущего века начались работы над ракетами, в которых предполагалось использовать бездымные пороха (на основе пироксилина и нитроглицерина). Этот вид твердого топлива обладал существенно лучшими характеристиками, чем дымные пороха. С начала 20-х годов работы по ракетам с таким топливом начались и в СССР. В середине 30-х годов первые образцы ракет на бездымном порохе были приняты на вооружение. В августе 1939 г. они были успешно применены в воздушных боях советских истребителей с японскими самолетами в военном конфликте на Халкин-Голе. К началу Великой Отечественной войны были созданы пороховые РС и для Сухопутных войск. Пороховые РС сыграли значительную роль в ведении и успешном исходе многих операций в ходе войны. Они непрерывно совершенствовались. Реактивные снаряды на твердом топливе применялись во второй мировой войне армиями и других стран (Германия, США).

Таким образом, все прошлое столетие и почти половина текущего были "эпохой твердотопливных ракет малых дальностей". Вместе с тем в XX в. начались исследования и разработки и других направлений ракетной техники, появились работы К.Э. Циолковского (СССР), Р. Годдарта (США), Г. Оберта (Германия), Р. Эно-Пельтри (Франция), в которых рассматривались вопросы теории ракетного полета, определялись условия обеспечения больших дальностей ракет вплоть до реализации космических полетов. Это имело большое значение для определения путей создания в будущем межконтинентальных и космических ракет, заключающихся в улучшении энергетических характеристик двигателей, повышении массового совершенства конструкции ракет и переходе к их многоступенчатым схемам.

В поисках возможностей увеличения дальностей ракет специалисты в ряде стран обратили внимание на то, что использование двигателей на жидком топливе может обеспечить существенное увеличение скорости (а следовательно, и дальности) ракет. Это связывалось прежде всего с тем, что ряд жидких двухкомпонентных топлив, использование которых представлялось возможным, имел заметно больший запас энергии, чем пороха, применявшиеся в предвоенный период. Кроме того, можно было надеяться и на то, что ракеты с двигателями на жидком топливе будут иметь лучшие массовые характеристики, чем ракеты с твердотопливными двигателями. На эти особенности жидкостных ракет обратил внимание, в частности, К.Э. Циолковский. Он указал на то, что достижение скоростей, обеспечивающих выход человека в космос, возможно при использовании высококалорийных жидких топлив (основное условие повышения удельного импульса), насосной подаче их в камеру двигателя (основное условие улучшения массовых, характеристик ракеты) и применении многоступенчатой конструкции. Все это определило повышение в 20 – 30-х годах интереса к жидкостным ракетам и прежде всего к жидкостным ракетным двигателям как основному элементу этих ракет.

Работы в области ЖРД и жидкостных ракет начались в различных странах. Наиболее интенсивными были они в СССР и Германии. В 1929 г. в одном из подразделений Ленинградской газодинамической лаборатории (ГДЛ) началась под руководством В. П. Глушко разработка двигателей на жидком топливе; до 1933 г. здесь был разработан ряд образцов двигателей, тяга которых достигала 3000 Н. Работы по ракетам с ЖРД проводились и в московской группе изучения реактивного движения (ГИРД), руководителем которой был С.П. Королев. В августе 1933 г. состоялся первый запуск ракеты (масса около 20 кг) с ЖРД, разработанной в ГИРД. В 1933 г. ГДЛ и ГИРД объединяются в Реактивный научно-исследовательский институт, в котором продолжалась под руководством С.П. Королева и В.П. Глушко работа над летательными аппаратами с ЖРД и самими двигателями. В 1936 г. закончилась отработка двигателя В.П. Глушко, характеристики которого позволили установить его на ракетоплане конструкции С.П. Королева. Полеты этого ракетоплана проводились в 1940 г. Но его создатели в этих испытаниях не принимали участия: в 1937-1938 гг. они были необоснованно репрессированы. В 1944 г. С.П. Королев и В.П. Глушко были освобождены.

За рубежом наиболее интенсивные исследования и разработки ЖРД и ракет на их основе велись в Германии. В 1933-34 гг. здесь проводились пуски экспериментальной ракеты (масса около 150 кг) с двигателем, работавшим на жидком кислороде и этиловом спирте. В 1938 г. масса ракет достигла 750 кг. Таким образом, начало отсчета работ над жидкостными ракетами в СССР и Германии совпадает – это первая половина и середина 30-х годов. Однако в дальнейшем работы по этому направлению в нашей стране были сокращены, в Германии же они, наоборот, активизировались. В 1937 г. здесь создается военный исследовательский центр в Пенемюнде, в котором начинается разработка жидкостной ракеты с дальностью порядка 300 км и массой головной части около 1 т. Руководителем работ становится Вернер фон Браун. С 1942 г. новая ракета, получившая индекс V-2, проходит летные испытания. Развертывается ее массовое производство. В 1944 – 1945 гг. ракета V-2 применялась в основном для обстрела объектов на территории Англии. По данным К. Гетленда, в период между 6 сентября 1944 г. и 27 марта 1945 г. немцы выпустили 4320 снарядов V-2, из них 1120 по Лондону.

Конечно, с точки зрения современных представлений о ракетах больших дальностей ракета V-2 имела несовершенную конструкцию и невысокие характеристики (к этому мы в дальнейшем еще вернемся). И все же создание этой ракеты в первой половине 40-х годов было, безусловно, выдающимся достижением на пути развития нового вида вооружения. Как оценить то, что в СССР в те годы подобная ракета не создавалась? По-видимому, это было правильным. Такая ракета могла найти широкое применение (хотя и не повлияла заметно на ход войны) в Германии, но была совершенно непригодна для использования Советской Армией в условиях наступательных маневренных действий второй половины Великой Отечественной войны. Да и отвлекать в те тяжелые годы науку, производство, экономику от работ над вооружением, которое, в первую очередь, было нужным фронту (те же пороховые PC), было бы, безусловно, неразумным.

В 1944 г. данные о разработке в Германии нового вида оружия стали известны и в СССР, и в США. В обеих странах принимаются меры по получению всех имеющихся сведений о ракете V-2. Сразу после окончания войны из СССР в Германию направляется группа специалистов с задачами восстановить чертежи ракеты, изучить ее технологию, собрать элементы конструкции, а в дальнейшем и всю ракету. Задачи эти были успешно выполнены, и осенью 1947 г. в СССР были проведены пуски нескольких ракет V-2, доставленных из Германии. Центром работ по новому виду ракет стал научно-исследовательский институт (НИИ-88), расположенный под Москвой. Начальником одного из отделов НИИ был назначен С.П. Королев. С этого времени он становится руководителем работ в нашей стране по созданию ракет большой дальности. Через несколько лет из этого отдела НИИ формируется особое конструкторское бюро (ОКБ-1), которое С.П. Королев возглавлял до конца своей жизни. Было создано и специальное КБ по разработке двигателей. Его руководителем стал В.П. Глушко. Руководителями организаций, занимавшихся другими направлениями ракетной техники, стали Н.А. Пилюгин (системы управления), В.П. Бармин (наземное оборудование), В.И. Кузнецов (командные приборы). Создается ракетный полигон (начальник – генерал В.И. Вознюк), на обеспечение производства ракет ориентируется ряд промышленных организаций, многие НИИ (в том числе головной НИИ-4) включаются в разработку проблем, решение которых было необходимым для создания и совершенствования ракет больших дальностей, начинается подготовка специалистов-ракетчиков, в том числе и военных (в Артиллерийской академии им. Ф.Э. Дзержинского – с 1946 г.). В СССР уже в первые послевоенные годы создаются условия для развития нового направления ракетной техники.

Руководство военного ведомства США также предпринимало энергичные меры по поиску в Германии всего, что было связано с развитием ракетной техники, и прежде всего с созданием У-2. За океан удалось переправить и сами ракеты, и техническую документацию по_: ним, и всех разработчиков ракеты У-2. включая ее главного конструктора Вернера фон Брауна. Работы над ракетами большой дальности качались в США и в СССР практически в одно к то же время и с одинакового уровня.

2.2. Разработка ракет большой дальности в СССР
на пути к созданию первых МБР.

РАКЕТЫ Р-1, Р-2, Р-5М, Р-11М, Р-12, Р-14

Управляемая баллистическая ракета Р-1

Разработка ракет больших дальностей в СССР и в США началась с освоения немецкой ракеты V-2. что было, безусловно, оправданным в связи с отсутствием собственного опыта создания подобных ракет. В СССР ракета, повторявшая в значительной степени особенности конструкции и характеристики ракеты V-2. получила индекс Р-1. Решение о создании такой ракеты было принято осенью 1947 г., а через год начались ее летные испытания. Комплекс с этой ракетой был принят на вооружение в ноябре 1950 г. Разрабатывалась ракета Р-1 организациями, которые возглавляли С.П. Королев (ракета, комплекс), В.П. Глушко, (двигатель), Н.А. Пилюгин (система управления, и наземная проверочно-пусковая аппаратура). В.П. Бармин (наземное стартовое, заправочное и другое оборудование), В.И. Кузнецов (командные приборы).

Общий вид ракеты приведен на рис. 2.1. Основными частями ракеты являлись: головная часть, приборный отсек, бак горючего, бак окислителя, хвостовой отсек с двигателем.

Основные характеристики ракеты:

_________________________

* Здесь и в дальнейшем – при максимальной дальности полета.

		головная часть; бак горючего; тоннельная труба с расходным трубопроводом горючего; бак окислителя; приборный отсек; торовый бак перекиси водорода; турбонасосный агрегат; камера сгорания двигателя; хвостовой отсек; аэродинамический стабилизатор; газоструйный руль.
Рис. 2.1. Управляемые баллистические ракеты Р-1 и Р-2

Основными особенностями конструкции ракеты было применение неотделяющейся головной части с использованием подвесных (ненесущих) топливных баков, размещенных в силовом корпусе. Силовой корпус ракеты представлял собой жесткий, каркас из стальных стрингеров и шпангоутов с оболочкой из листовой стали. Баки окислителя и горючего были выполнены из листового алюминиевого сплава. Применение неотделяющейся головной части требовало, чтобы корпус ракеты не разрушался при входе в плотные слои атмосферы и чтобы полет ракеты на этом участке траектории был стабилизирован. В связи с этим в хвостовой части ракеты были установлены четыре мощных и тяжелых (масса около 300 кг) стабилизатора. Потребовались управляющие органы двух типов: воздушные (установленные на стабилизаторах) и газоструйные (размещенные в струе продуктов сгорания, истекающих из сопла) рули. Все это вело к увеличению пассивной массы ракеты. Этому же способствовало и использование ненесущих баков.

Однокамерный жидкостный ракетный двигатель работал на топливе – жидкий кислород и 75%-ый водный раствор этилового спирта. Тяга двигателя у Земли составляла 267 кН, в пустоте – 307 кН. Система подачи топлива – насосная, незамкнутая (отработавший в турбине газ выбрасывался в атмосферу). В качестве рабочего тела турбины использовался парогаз. образующийся при разложении перекиси водорода в присутствии катализатора – раствора перманганата натрия; подача перекиси и перманганата в реактор была вытеснительной. Таким образом, для работы двигателя требовалось четыре жидких компонента. Их секундные расходы составляли: 75 кг/с жидкого кислорода, 50 кг/с спирта и 1,7 кг/с перекиси и перманганата натрия. При этом удельный импульс был равен 2021 м/с у Земли и 2366 м/с в пустоте. Такие низкие значения удельного импульса объяснялись использованием низкокалорийного топлива (в горючее добавляли воду, т.к. иначе не могли обеспечить охлаждение камеры). невысокими параметрами рабочего процесса двигателя и применением незамкнутой схемы ДУ. Двигатель имел большую массу, что объяснялось несовершенством конструкции всех его основных агрегатов: камеры сгорания (низкое давление – около 1.6 МПа, плохая организация процессов сгорания топлива), турбонасосного агрегата (низкое число оборотов), парогазогенератора (вытеснительная система подачи компонентов). Воспламенение топлива в камере сгорания при запуске двигателя осуществлялось пиротехническим зажигательным устройством.

Масса ракеты (13,4 т) включала массу головной части (1 т), массу топлива (около 8,5 т) и массу конструкции (около 4 т). При этом относительный запас топлива составлял немногим выше 0,6. Напомним, что в настоящее время для одноступенчатых ракет с ЖРД считается достижимой величина μ_K более 0,9. Таким образом, оба показателя, определяющие скорость, а, следовательно, и дальность полета ракеты (J_уд и μ_K) были у ракеты Р-1 крайне низкими. Причины этого уже отмечались выше – несовершенство схемы конструкции ракеты и низкие характеристики ее двигателя.³

На ракете была применена автономная инерциальная система управления, включавшая контур стабилизации углового положения ракеты на АУТ и автомат управления дальностью, в котором использовался гироскопический интегратор ускорений. Система управления имела значительную массу, (масса приборов управления около 200 кг при общей массе приборного отсека в 520 кг). Точность ракеты (2,1 Ϭ_п = 1,5 км) должна оцениваться как низкая, если иметь ввиду, что она соответствовала дальности всего примерно в 300 км. Эффективность действия головной части по целям определялась тем, что в ГЧ содержался заряд ВВ массой около 800 кг. Радиус разрушения городских зданий при этом не превышал 20...25 м. и ракета могла использоваться только для поражения крупных слабозащищенных целей стрельбой по площадям.

В состав наземного технологического оборудования комплекса входило, более 20 специальных машин и агрегатов. Подготовка ракеты к пуску осуществлялась на двух позициях – технической и боевой (стартовой). Основным содержанием работ на технической позиции были проверки систем ракеты. Стыковка ее с головной частью. Перевозка ракеты на боевую позицию осуществлялась на грунтовом лафете, с помощью которого ракета устанавливалась затем на стартовый стол и который использовался для подготовки ракеты к пуску. На ракете после установки ее в вертикальное положение проверялась система управления, заправлялось топливо и средства парогазогенерации, осуществлялось прицеливание. При подготовке раке₇ ты к пуску проводились и ручные операции с двигателем ракеты – настройка редукторов давления парогазогенератора в зависимости от концентрации и температуры перекиси водорода. Этим параметры двигателя приближались к номинальным. В камеру двигателя снизу через сопло устанавливалось зажигательное устройство. Пуск ракеты осуществлялся из специальной бронемашины с пультом управления. Время для подготовки ракеты на технической позиции составляло 2...4 ч., на боевой позиции – до 4 ч.. Таким образом, боеготовность комплекса, т.е. время от получения команды на пуск до старта ракеты составляло не менее 6...8 ч.. Для подготовки ракеты к пуску использовалось очень большое количество специальных машин и агрегатов, а технологический процесс подготовки ракеты к пуску был весьма трудоемок и сложен.

Несмотря на очевидные недостатки ракеты Р-1, ее разработка позволила в короткие сроки создать в СССР все условия, необходимые для дальнейшего развития нового вида оружия – ракет больших дальностей, и определить пути и направления этого развития. Еще в 1946 г., т.е. до начала разработки ракеты Р-1, было сформировано первое ракетное соединение Советской Армии – бригада особого назначения РВГК. Ознакомление с новой техникой личный состав бригады начал в Германии, затем участвовал в проведении пусков ракет V-2 и Р-1 в СССР. На основе опыта работ бригад особого назначения была начата отработка вопросов войсковой эксплуатации и боевого применения ракет больших дальностей.

Управляемая баллистическая ракета Р-2

Следующей за Р-1 ракетой большой дальности, созданной в СССР, была ракета Р-2. Ее разработка началась в 1948 г., в ноябре 1951 г. комплекс с ракетой Р-2 был принят на вооружение. Создавался комплекс той же кооперацией разработчиков, что и комплекс Р-1, за исключением того, что к этой кооперации добавился коллектив, разрабатывавший систему радиокоррекции траектории (руководитель М.П. Борисенко).

Основные характеристики ракеты:

При выборе схемы ракеты Р-2 (рис. 2.1.) и разработке ее агрегатов недостатки, свойственные ракете Р-1, были устранены только частично, тем не менее были существенно повышены дальность полета, масса головной части и точность попадания.

В схему ракеты Р-2 были внесены по сравнению с ракетой Р-1 следующие изменения: головная часть сделана отделяющейся, один (спиртовый) бак – несущим, приборный отсек размещен между хвостовым отсеком и баками, были увеличены размеры топливных баков (запас топлива), расширено применение легких алюминиевых сплавов в конструкции ракеты. Однако преимущества, предоставляемые применением отделяющейся головной части, были использованы не полностью – остались без изменений хвостовые стабилизаторы, бак окислителя был выполнен, как и у ракеты Р-1. подвесным (ненесущим). Ракета Р-2 рассматривалась как промежуточный образец и было сочтено необходимым не вводить изменений в ее схему, значительно меняющих аэродинамическую форму ракеты, которая была тесно связана с управлением ее полетом. Масса конструкции ракеты Р-2 мало, увеличилась по сравнению с массой ракеты Р-1, в то же время запас топлива возрос примерно в 1,7 раза (14,5 т). Это обеспечило повышение относительного запаса топлива до значения μ_k= 0,72.

Конструкция двигателя изменилась незначительно. Была повышена (до 92%) концентрация водного раствора этилового спирта, жидкий катализатор (перманганат натрия) заменили твердым. Увеличением числа оборотов турбины и насосов был повышен расход топлива, что обеспечило увеличение давления в камере до 2,12 МПа. Был увеличен перепад давления при расширении газов в сопле за счет его удлинения. Тяга двигателя составляла у Земли 363 кН, в пустоте – 405 кН, что достигалось при значениях удельного импульса 2100 м/с и 2370 м/с соответственно.

Таким образом, при создании ракеты Р-2 были улучшены ее характеристики, определяющие дальность стрельбы: относительный запас топлива и удельный импульс двигателя. Однако было ясным, что возможности повышения характеристик ракеты далеко не исчерпаны.

В целях повышения точности на ракете применялась комбинированная система управления, включавшая автономную систему стабилизации ракеты и определения скорости и радиосистему боковой коррекции полета ракеты. Назначением последней было уменьшение бокового рассеивания за счет устранения (или хотя бы снижения) параллельного сноса ракеты, к которому применявшаяся автономная система была нечувствительна. Для реализации радиоуправления требовалось размещать за стартовой позицией две РЛС, контролировавших нахождение ракеты в плоскости стрельбы. Это усложняло эксплуатацию и боевое применение комплекса и, кроме того, резко уменьшало сектор возможных пусков ракеты (от 45° для ракеты Р-1 до 1°40' для ракеты Р-2). В автономной СУ вместо гироскопических интеграторов ускорений применялись электролитические с измерительно-преобразовательной головкой маятникового типа.

Наземное оборудование комплекса с ракетой Р-2 в основном повторяло оборудование РК с ракетой Р-1 (за исключением наличия оборудования системы боковой радиокоррекции и отсутствия оборудования для заправки жидкого перманганата).

Эффективность действия ракеты Р-2 по целям превосходила эффективность действия ракеты Р-1 незначительно, т.к. количество ВВ было увеличено всего примерно на 40%. По экспериментальным данным площадь зоны сильных разрушений составляла для ГЧ ракеты Р-2 около 950 м². Проводились исследования возможностей дополнительного повышения эффективности. Так, рассматривалась схема ракеты, при которой на ней устанавливались две головные части (разделяющаяся ГЧ) последовательно. Первая была отделяющейся, вторая достигала цель вместе с ракетой.

Было установлено, что взрывной эффект увеличивается, если в зону взрыва поступает кислород, оставшийся в баках ракеты (для ракеты с неотделяющейся ГЧ). Кислород взаимодействует с неполностью окисленными продуктами взрыва, чем обеспечивается добавочное выделение энергии. Для ракеты Р-2 повышение эффективности взрыва могло составить от 1,2 до 2 в зависимости от дальности (количества оставшегося кислорода). Для увеличения эффекта кислородный бак рекомендовалось устанавливать сразу за ГЧ, что имело бы смысл делать, если бы ракета Р-2 имела неотделяющуюся головную часть.

Управляемая баллистическая ракета средней дальности Р-5М

Дальнейшим развитием и завершением ряда одноступенчатых ракет с двигателями, работавшими на топливе, включавшем жидкий кислород, были ракеты Р-5 и ее модернизация – ракета Р-5М (рис. 2.2). Эти ракеты создавались той же кооперацией разработчиков, что и ракеты Р-1 и Р-2, за исключением того, что система радиоуправления разрабатывалась под руководством Б.М. Коноплева. Комплекс с ракетой Р-5М был принят на вооружение в июне 1956 г.

Основные характеристики ракеты:

В конструкцию ракеты были внесены следующие (по сравнению с конструкцией ракет Р-1 и Р-2) изменения. Головная часть – отделяющаяся. Оба бака были выполнены несущими и представляли собой сварную тонкостенную конструкцию из листового алюминиевого сплава, подкрепленную изнутри шпангоутами. Для упрочнения баков и обеспечения бескавитационной работы насосов ТНА в баках создавалось небольшое избыточное давление. Бак горючего наддувался воздухом из бортовых баллонов, а бак окислителя – газифицированным в специальном теплообменнике кислородом.

Несколько повышенное испарение кислорода из бака (вследствие отсутствия его теплоизоляции) компенсировалось подпиткой, т.е. автоматизированной дозаправкой кислородом непосредственно перед стартом. Длина и объем баков были увеличены, что позволило существенно повысить количество заправляемого топлива. При этом удлинение ракеты (отношение длины к диаметру) возросло до 14, что считается предельным для жидкостных ракет дальнего действия. Тяжелые и громоздкие стабилизаторы были заменены небольшими пилонами с установленными на них воздушными рулями.

		головная часть; пневмотолкатель системы отделения головной части; бак окислителя; приборный отсек; тоннельный трубопровод с расходной магистралью окислителя; бак горючего; бак перекиси водорода; турбонасосный агрегат; камера сгорания маршевого ЖРД; хвостовой отсек; пилон с воздушным рулем; газоструйный руль.
Рис. 2.2. Ракета средней дальности Р-5М

Двигатель ракеты Р-5М в основном был подобен двигателю ракеты Р-2, однако он был форсирован по тяге за счет увеличения секундного расхода топлива. Тяга двигателя у Земли составляла 432 кН, в пустоте – 500 кН, давление в камере сгорания 2,4 МПа, удельный импульс у Земли 2158 м/с, в пустоте 2433 м/с. Вытеснительная система подачи перекиси водорода в реактор была заменена насосной, что улучшило массовые характеристики двигателя. В результате изменений в схеме ракеты и совершенствования ее агрегатов относительный запас топлива составил μ_k = 0,84  (у ракеты Р-1 μ_к=0,6, у ракеты Р-2 μ_к=0,72). На ракете была установлена комбинированная (автономная и радиокоррекционная) система управления. В целях повышения надежности системы управления впервые было применено резервирование ее отдельных приборов и наиболее важных элементов бортовой кабельной сети.

При отработке ракеты Р-5 впервые практически исследовалась и решалась проблема колебаний упругого корпуса с жидким, наполнением и помехоустойчивости системы управления в условиях вибраций. Специальных решений потребовала и статическая неустойчивость ракеты на траектории полета.

Ракета Р-5 создавалась с головной частью, снаряженной обычным взрывчатым веществом. Разрабатывалась и разделяющаяся ГЧ, при использовании которой к основной ГЧ добавлялись еще четыре (дальность при этом уменьшалась). Эффективность обоих вариантов головной части была, особенно если учесть большое рассеивание точек падения ГЧ, низкой. Однако к этому времени (середина 50-х годов) в СССР было освоено производство ядерных зарядов, что позволило создать модернизированную ракету Р-5М с ядерной головной частью. В таком варианте ракета и была принята на вооружение. В феврале 1956 г. был произведен пуск ракеты Р-5М с ядерной головной частью.

Топливо на основе жидкого кислорода, применявшееся в ракетах Р-1, Р-2, Р-5, было наиболее удобным для создания первых ракет больших дальностей. Кислород является мощным окислителем и в случае использования его вместе с достаточно эффективным горючим позволяет получить высокие значения удельного импульса. И кислород, и спирт не агрессивны, что облегчает отработку и эксплуатацию ракет и двигателей. Оба компонента относительно дешевы, их массовое производство было ко времени создания ракет освоено в нашей стране. Всеми этими достоинствами и определялся выбор топлива для первых ракет больших дальностей. Однако это топливо обладает и недостатком, при чем настолько существенным, что применение его в боевых ракетах крайне нежелательно. Этот недостаток очевиден – подготовка ракеты с двигателем на жидком кислороде к старту сложна и требует большого времени, хранить ракету с заправленными баками невозможно и, как следствие, боеготовность комплекса с такой ракетой крайне низка. В связи с этим уже в те же годы начались исследования возможности создания ракет больших дальностей с двигателями, работающими на высококипящих компонентах топлива. Определенные наработки в этом направлении существовали. В нашей стране к тому времени уже проводились работы с ЖРД на основе азотнокислотных окислителей, в Германии в период второй мировой войны отрабатывался ряд образцов ракет (в основном зенитных), с топливом, где в качестве окислителя использовалась азотная кислота. Было ясным, что освоение таких топлив будет несравненно более сложным, чем освоение топлив на основе жидкого кислорода, но было ясным и другое: высококипящие компоненты топлива позволяют обеспечить длительное нахождение ракеты в заправленном состоянии и тем самым повысить боеготовность комплекса.

Сторонники использования высококипящих компонентов топлива были и в ОКБ-1. Во главе их стоял заместитель Главного конструктора М. К. Янгель. Под его руководством в середине 50-х годов отрабатывались ракеты Р-11 и Р-11М с двигателями на высококипящих компонентах топлива. Эти ракеты имели дальность около 200 км. т.е. близкую к дальности ракеты Р-1, принятой на вооружение раньше на пять лет. Пройдет менее десяти лет, и ракеты дальнего действия на жидком кислороде будут полностью вытеснены из армий СССР и США ракетами на высококипящих компонентах топлива. Возникает вопрос, нужно ли было создавать ракеты, которые с большой вероятностью (в начале 50-х годов это можно было предвидеть) в силу наличия очевидных отрицательных качеств должны будут уступить место ракетам более перспективным. Вряд ли можно ответить на этот вопрос однозначно, т.к. измерить точно и сопоставить пользу и ущерб, которые принесли создание ракет Р-1, Р-2 и Р-5, нельзя. Очевидно, что их разработка позволила резко поднять уровень многих отраслей науки, проектных работ, промышленности, без которых дальнейшее развитие ракетного вооружения было невозможно; были получены опыт и знания, которые могли быть использованы и для других направлений ракетной техники; была создана сложнейшая структура КБ, НИИ, полигонов, заводов, без которой нельзя было рассчитывать на создание все более сложных и эффективных образцов оружия. Не следует забывать, и о том, что "увлечение" ракетами с двигателями на жидком кислороде во второй половине 40-х и в первой половине 50-х годов сыграло, безусловно, положительную роль в подготовке будущих достижений СССР в освоении космоса. С другой стороны, конечно, концентрация внимания на ракетах с кислородными двигателями задержала в какой-то степени развитие другйх направлений ракетной техники, и в том числе тех, которые стали в последующем решающими для развития МБР, – ракет с двигателями на жидком высококипящем и твердом топливах. Сейчас, когда прошло около пятидесяти лет со времени решения этих вопросов, многое представляется по-другому, однако можно, по-видимому, оценить последовательность работ по созданию первых ракет большой дальности (сначала кислородных) в основном положительно. Выскажем только сомнение в необходимости создания последовательно трех ракет Р-1, Р-2. Р-5. Ракета Р-2 была промежуточным вариантом, без которого можно было обойтись.

Управляемая баллистическая ракета Р-11М

Разработка ракеты Р-11 началась в 1951 г. Заданием предусматривалось создание ракеты, которая могла бы транспортироваться и находиться в заправленном состоянии в течение месяца. Комплекс с ракетой разрабатывался коллективами под руководством М. К. Янгеля (главный конструктор). А.М. Исаева (двигатель), Н.А. Пилюгина (система управления), В.П. Бармина (наземное оборудование). Ракетный комплекс с ракетой Р-11 был принят на вооружение в июне 1955 г. Ракета имела значительно меньшую стартовую массу, чем ракета Р-1, а боеготовность комплекса повысилась более чем в два раза. На ракете устанавливалась головная часть с обычным ВВ. Модернизация ракеты позволила перейти к применению ядерной головной части, а также создать на ее основе подвижный ракетный комплекс с самоходной пусковой установкой. Модернизированная ракета получила обозначение Р-11М. Комплекс с этой ракетой был принят на вооружение в апреле 1958 г. В течение ряда лет он был основным комплексом с ракетой оперативно-тактического назначения Советской Армии.

Основные характеристики ракеты:

Ракета имела конструкцию (рис. 2.3). резко отличающуюся от конструкции ракет Р-1, Р-2, Р-5. На ней был установлен однокамерный жидкостный ракетный двигатель с вытеснительной системой подачи топлива. Требуемое давление в топливных баках обеспечивалось с помощью жидкостных аккумуляторов давления. Применение вытеснительной подачи топлива для ракеты большой (хотя и относительно) дальности требует специального объяснения. Известно, что насосная система подачи топлива создает более благоприятные условия для снижения массы конструкции и увеличения тем самым относительного запаса топлива (повышения дальности). При разработке ракеты Р-2, например, рассматривался ее вариант с вытеснительной подачей топлива; оценки показали, что ракета при этом будет иметь дальность примерно в 500 км, т. е. на 100 км меньшую, чем при использовании насосной системы подачи топлива. Но для ракеты Р-11 применение вытеснительной подачи было оправданным. Ракета имела небольшие размеры (чем размеры больше, тем значительнее выигрыш от перехода к насосной системе подачи топлива) и, что самое главное, предназначалась для транспортировки в заправленном (и, естественно, в горизонтальном) положении в войсковых условиях и, следовательно, должна была иметь высокую прочность элементов корпуса и баков в том числе. Высокая прочность корпуса позволила применить для ракеты неотделяющуюся головную часть. В качестве органов управления использовались только газовые рули.

Совершенно иным, чем в рассмотренных выше ракетах, был . и двигатель. В качестве топлива применялись: окислитель АК-20 (20% четырехокиси азота и 80% азотной кислоты) и горючее Т-1 (керосин). Для запуска двигателя использовалось дополнительное самовоспламеняющееся с АК-20 горючее – ТГ-02 (50% ксилидина и 50% триэтиламина), размещаемое в специальном изолированном отделении магистрали горючего перед камерой сгорания. Жидкостные аккумуляторы давления работали на самовоспламеняющихся компонентах АК-20 и ТГ-02, размещенных в торовых баках. Топливо из торовых баков в ЖАД вытеснялось сжатым воздухом.

		головная часть; торовый бак для горючего ТГ-02; торовый бак для окислителя АК-20; жидкостный аккумулятор давления бака окислителя; бак окислителя; приборный отсек; жидкостный аккумулятор давления бака горючего; бак горючего; шаровый баллон со сжатым воздухом; камера сгорания маршевого ЖРД; стабилизатор; газоструйный руль.
Рис. 2.3. Управляемая баллистическая ракета Р-11М

Переход на высококипящие компоненты топлива требовал при создании ракеты и двигателя решения целого круга вопросов, связанных с необходимостью повышения качества конструкционных материалов, изучением и обеспечением их стойкости при действии агрессивной среды, обеспечением стабильности компонентов топлива при длительном их нахождении в баках ракеты и т.п. Не все эти вопросы были решены в полной мере при создании ракеты Р—11, но достигнутые результаты позволили создать ракету, выдержавшую проверку эксплуатацией в войсках. В двигателе, в отличие от двигателей ранее созданных ракет, применялась автоматика одноразового (пиросредства), а не многоразового действия.

На ракете использовалась автономная система управления. Значительное внимание уделялось обеспечению возможности осуществления скорейшего пуска после занятия боевой позиции. Вначале, когда (для ракеты Р-11) осуществлялась перевозка ракеты на грунтовой тележке, пуск проводился не позднее чем за 3,5 часа. С переходом к самоходной ПУ (ракета Р-11М) время пуска было сокращено. Уменьшилось и число агрегатов наземного оборудования – часть из них размещалась на пусковой установке (автономном стартовом агрегате).

Управляемые баллистические ракеты средней дальности Р-12 и Р-14

Создание ракеты Р-11М и комплекса на ее основе доказало возможность и целесообразность разработки ракет больших дальностей с двигателями на высококипящих компонентах топлива. Для создания таких ракет было образовано новое особое конструкторское бюро – КБ "Южное", Главным конструктором которого стал М.К. Янгель. В этом КБ во второй половине 50-х годов началась разработка комплексов с ракетами средней дальности Р-12 и Р-14. Общий вид этих ракет приведен на рис. 2.4 и 2.5.

		головная часть; пневмотолкатель системы отделения головной части; бак окислителя; приборный отсек; расходный трубопровод окислителя; бак горючего; торовый баллон со сжатым воздухом; бак перекиси водорода; турбонасосный агрегат; камера сгорания маршевого ЖРД; хвостовой отсек; стабилизатор; газоструйный руль.
Рис. 2.4. Ракета средней дальности Р-12

Обе ракеты – одноступенчатые, с отделяющимися головными частями. Комплекс с ракетой Р-12 был принят на вооружение в 1959 г. комплекс с ракетой Р-14 – в 1961 г. Ракетные комплексы обеспечивали высокую эффективность поражения площадных целей со слабозащищенными структурными элементами. Площадь таких целей, поражаемая одной ядерной головной частью, составляла около 100 км². Однако эффективность действия ракет Р-12 и Р-14 по высокозащищенным целям была крайне низкой. Для поражения объекта с уровнем защищенности в 10 МПа с вероятностью 0,9 требовались десятки ракет. Причиной этого была низкая их точность. Эти данные получены для случая, когда надежность P_к=1.

Отделение головной части ракеты Р-12 (рис.2.4) осуществлялось с помощью пневматического толкателя, срабатывавшего после разрыва пироболтов, крепящих ГЧ к переходнику.

Баки сварной конструкции изготавливались из алюминиево-магниевых сплавов. Верхний бак (окислителя) разделялся промежуточным днищем. Окислитель расходовался сначала из нижней части бака, чем создавались более благоприятные условия для стабилизации полета и уменьшения нагрузок на органы управления. Ракета имела четыре небольших стабилизатора, в качестве органов управления использовались графитовые газовые рули, установленные в потоке продуктов сгорания по одному у среза сопла каждой из четырех камер сгорания двигателя.

На ракете использовался четырехкамерный (с общим ТНА) ЖРД, работавший на топливе: окислитель АК-27И (73% HNO₃, 27% N₂O₄ с добавкой ингибитора – йода), горючее – керосин ТМ-185. Для запуска применялось пусковое горючее ТГ-02, самовоспламеняющееся с АК-27И. Двигатель развивал на Земле тягу в 628 кН, в пустоте – 721 кН, Удельный импульс составлял соответственно 2237 м/с и 2570 м/с. Рабочим телом турбины служили продукты разложения перекиси водорода (парогаз). Наддув бака окислителя осуществлялся парогазом, баков горючего и перекиси водорода – сжатым воздухом из специальных баллонов. На ракете применялась система регулирования кажущейся скорости (РКС), позволявшая в определенных пределах изменять тягу двигателя в целях обеспечения более точного соответствия движения ракеты на АУТ требуемому. В конце активного участка полета двигатель переходил на режим дросселирования.

Система управления полетом – автономная инерциальная. Масса приборов системы управления 430 кг. Приборы размещались в межбаковом отсеке. Задачами системы управления являлись стабилизация ракеты относительно центра масс, стабилизация центра масс относительно расчетной траектории в боковом направлении и по нормали к траектории в плоскости полета, регулирование скорости движения ракеты на АУТ путем изменения тяги двигателя. Система управления включала также систему аварийного подрыва ракеты. Особенностью системы управления было использование для уменьшения ошибок определения скорости ракеты нескольких электролитических интеграторов ускорений.

Для ракеты Р-12 предполагалось использовать открытый (с наземного стартового стола) старт. Комплекс при этом должен был быть подобным по составу комплексам с ранее созданными ракетами, имеющими аналогичный тип старта, хотя и отличающимся от них конструкцией агрегатов наземного оборудования.

При создании комплекса с ракетой Р-12 особое внимание обращалось на обеспечение возможно более высокой его боеготовности. Хранение ракеты в заправленном и полностью подготовленном для пуска состоянии в течение всего времени гарантийного срока было еще невозможным. Отработанная для комплекса система боевых готовностей позволяла в наибольшей степени повысить боеготовность на всем периоде нахождения его на вооружении. Эта система включала четыре степени готовности.

Готовность N 4 (постоянная). Ракета находится в проверенном состоянии на технической позиции. Гироприборы не установлены, головная часть хранится отдельно. В такой готовности ракета могла храниться (при условии проведения периодических проверок) в течение всего гарантийного срока (7 лет). Минимальное время до пуска 205 мин.

Готовность N 3 (повышенная). Ракета на технической позиции. Приборы установлены, головная часть пристыкована. Время возможного нахождения в этой готовности 3 г., время пуска – 140 мин.

Готовность N 2 (повышенная первой степени). Ракета на боевой позиции, установлена на стартовом столе. В систему управления введены необходимые для пуска данные, система проверена. Рядом с ракетой находятся машины-заправщики топлива. Время нахождения в готовности – до трех месяцев, пуск возможен через 60 минут.

Готовность N 1 (полная). Заправлены основные (кроме ТГ-02) компоненты топлива. Произведено прицеливание. В готовности N 1 комплекс мог находится в течение месяца, пуск производился через 30 минут.

Ракета Р-14 (рис. 2.5) была дальнейшим развитием и усовершенствованием ракеты Р-12. Значительное повышение дальности (до 4500 км) достигалось увеличением (примерно в 2 раза) запаса топлива и улучшением конструкции (особенно ее двигателей) при сохранении массы головной части. Замена горючего ТМ-185 на несимметричный диметилгидразин (НДМГ) позволила существенно (почти на 10%) повысить удельный импульс и исключить использование пускового горючего (т.к. НДМГ самовоспламеняется с окислителем АК-27И). Тяга двигательной установки составляла на Земле 1480 кН, в пустоте – 1740 кН; удельный импульс был равен соответственно 2406 м/с и 2830 м/с. Двигательная установка ракеты Р-14 включала два автономных ЖРД, каждый из которых имел две камеры сгорания, один ТНА, систему газогенерации, элементы автоматики и т.д. В двигателях впервые использовались газогенераторы на основных компонентах топлива, что позволило исключить перекись водорода. На ракете использовались только два (вместо четырех на Р-12) жидких компонента, что упростило эксплуатацию комплекса. Впервые применялась система опорожнения баков (СОБ), в результате чего оказалось возможным уменьшить гарантийные запасы топлива. Применение мембран в магистралях  подачи компонентов привело к упрощению схемы ДУ и повышению ее надежности. Перед выключением двигателя он переводился на режим дросселирования. Впервые для автономной инерциальной системы управления ракеты Р-14 была разработана гиростабилизированная платформа, позволившая снизить инструментальные ошибки СУ и тем самым обеспечить более высокую точность попадания головной части в цель. Принципиально новым конструктивно-технологическим решением было изготовление топливных баков несущей конструкции из алюминиевых панелей с использованием химического фрезерования.

Головная часть ракеты имела коническую форму с тупым полусферическим наконечником из термостойкого сублимирующего материала. На корпус головной части наносилось теплозащитное покрытие из асботекстолита. Головная часть крепилась к переходнику ракеты тремя разрывными болтами. Отделение головной части в конце активного участка траектории производилось разрушением болтов путем их подрыва и торможением корпуса ракеты тремя пороховыми ракетными двигателями, установленными снаружи приборного отсека.

		головная часть; бак окислителя; расходный трубопровод окислителя; приборный отсек; тормозной пороховой ракетный двигатель; бак горючего; маршевая двигательная установка; хвостовой отсек; стабилизатор; газоструйный руль.
Рис. 2.5. Ракета средней дальности Р-14

Серьезным недостатком комплексов с ракетами Р-12 и Р-14 была низкая живучесть в условиях возможного (главным образом, ядерного) воздействия противника. Защищенность ракет по отношению к ВУВ при открытом старте составляла всего около 0,02 МПа. Это означало, что ракета будет уничтожена, если взрыв заряда мегатонной мощности произойдет на расстоянии порядка 5 км от ракеты. Для повышения защищенности комплексов от действия ПФЯВ в 1960 г. началась разработка шахтных пусковых установок. Эти работы возглавляло конструкторское бюро, руководимое В.П. Барминым. Создание шахтных ПУ было новым делом. Предстояло решить много сложных технических проблем – по разработке конструкции шахты, имеющей подвижную крышу, по обеспечению заправки ракеты топливом и сжатыми газами с использованием дистанционного управления, по обеспечению газодинамического старта ракеты из ШПУ и др. Все эти проблемы были решены. В 1964 г. комплексы с шахтными ПУ были приняты на вооружение. Ракеты шахтных комплексов получили индексы Р-12У и Р-14У.

Появление на вооружении ракетных комплексов с шахтными ПУ было первым и крайне важным шагом в решении проблемы живучести. Однако, при их создании меры, позволяющие повысить живучесть, использовались в недостаточной степени. ПУ имели защищенность всего в несколько десятых долей мегапаскаля. Это означало, что радиус их поражения при взрыве мегатонного заряда оставался еще большим (при q=1 Мт он составлял 1,5...2 км). Кроме того, боевые позиции новых комплексов выполнялись групповыми – по четыре (для Р-12У) или три (для Р-14У) шахты, расположенные на расстоянии менее 100 метров друг от друга. Это еще более снижало живучесть, т.к. один взрыв мог уничтожить сразу три или четыре ракеты. Создание групповых стартов было крайне неудачным решением.

Несмотря на серьезные недостатки, комплексы с ракетами средней дальности Р-12 и Р-14 получили широкое распространение в войсках и явились основой для построения системы вооружения, позволившей Вооруженным Силам СССР, решать принципиально новые оперативно-стратегические задачи. Почти 30 лет эти ракетные комплексы находились на вооружении РВСН и закончили свое существование в соответствии с Договором между СССР и США о ликвидации ракет средней и меньшей дальности 1987 года. На момент подписания Договора на боевом дежурстве находилось 65 ракет Р-12.