Г.И. Смирнов (сост.)

РАКЕТНЫЕ СИСТЕМЫ РВСН
От Р-1 - к «ТОПОЛЮ-М» 1946 - 2006 гг.

Сборник материалов о развитии ракетного оружия в СССР и РФ

Смоленск 2002 г.
Наш адрес: ruzhany@narod.ru

Боевой ракетный комплекс 15П098
с твердотопливной МБР РТ-2 (8К98) (SS-13.Savage) ^[100]

РТ-2 – трехступенчатая твердотопливная межконтинентальная баллистическая ракета для ШПУ ОС. Разработана в ОКБ-1 под руководством С.П. Королева и В.П. Мишина. Ведущий конструктор И.Н. Садовский. Проектирование начато 4 апреля 1961 года. Испытания проходили с 5 февраля 1966 года по 3 октября 1968 года на полигонах Капустин Яр и Плесецк. Комплекс принят на вооружение 18 декабря 1968 года.

Ракета оснащена маршевыми твердотопливными двигателями 15Д23 первой ступени, 15Д24 второй ступени, 15Д25 третьей ступени. Двигатели первой и третьей ступеней созданы в Пермском КБ машиностроения, двигатель второй ступени – в Ленинградском ЦКБ-7. Заряды двигателей трех ступеней разработаны в Алтайском НИИ ХТ под руководством Я.Ф. Савченко. Автономная инерциальная система управления разработана в НИИ АП под руководством Н.А. Пилюгина. Комплекс средств преодоления ПРО «Береза» разработан в ЦНИРТИ под руководством В. Герасименко. Система дистанционного управления пуском создана в ОКБ «Импульс» (руководитель Т.Н. Соколов).

Спецзаряд и спецавтоматика подрыва разработаны во Всесоюзном НИИ экспериментальной физики (Арзамас-16) под руководством С.Г. Кочарянца.

Серийное производство развернуто в 1966 году на Пермском машиностроительном заводе имени В.И. Ленина. В 1967 году выпуск продолжен на Пермском заводе химического оборудования (ПЗХО) с 1969 по 1981 год.

Тактико-технические характеристики

Компоновочная схема ракеты РТ-2 имела три маршевые ступени. Для их стыковки между собой применены соединительные отсеки ферменной конструкции, позволявшие свободно выходить газам от работающих двигателей при «огневом» разделении ступеней. Между третьей ступенью ракеты и головной частью располагались приборный отсек и переходник, предназначенный для крепления ГЧ. Все РДТТ были выполнены в разных диаметрах, сопловые блоки ракетных двигателей имели по четыре разрезных управляющих сопла, состоящих из неподвижной и подвижной частей. Предусматривалась возможность путем комбинации ступеней ракеты РТ-2 создавать ракеты на промежуточные дальности. Ракета оснащалась моноблочной ядерной отделяемой в полете головной частью с термоядерным зарядом мощностью 600 кт.

Маршевые двигательные установки РДТТ первой (15Д23) и второй (15Д24) ступеней имели одинаковую конструктивную схему и состояли из стальных цилиндрических корпусов с эллиптическими задними и передними днищами. На передних днищах размещались воспламенители зарядов твердого топлива.

Заряды РДТТ изготовлялись из смесевого топлива на основе бутилкаучука и перхлората аммония с добавлением порошкообразного алюминия.

Сопловые блоки, рулевые приводы и часть приборов системы управления размешались в хвостовых отсеках ступеней, имевших форму усеченного конуса. Для повышения устойчивости ракеты на начальном этапе полета на хвостовом отсеке первой ступени устанавливались четыре решетчатых стабилизатора.

Третья ступень по компоновочной схеме была аналогична первым двум, но имела отличия в конструкции корпуса и заряда РДТТ, хвостового отсека. Кроме того, двигатель этой ступени – 15Д25 имел устройства отсечки тяги. На ракете устанавливалась инерциальная система управления с гиростабилизированной платформой на поплавковых гироприборах и с маятниковым акселерометром, осуществлявшая управление полетом ракеты с момента пуска и до перехода к неуправляемому полету головной части. В системе управления были применены счетно-решающие приборы. Большая часть устройств СУ размещалась в приборном отсеке. Органы управления – разрезные сопла двигателей всех ступеней. Управление дальностью – обнуление тяги двигателя 3-й ступени. Разделение ступеней – огневое.

Все параметры ракеты РТ-2 (распределение топлива между ступенями, диаметр двигателей, время их работы, давление в камерах сгорания и на срезе сопла и др.) были выбраны близкими к оптимальным. И все же ракета РТ-2 требовала дальнейшего совершенствования. Так, смесевое топливо формировалось в отдельных пресс-формах, затем заряд вкладывался в корпус, а зазор между зарядом и корпусом заливался связующим веществом – это создавало определенные трудности при изготовлении РДТТ ракеты.

Впервые на твердотопливной МБР внедрен комплекс средств преодоления ПРО противника, обеспечивающий в полете радиомаскировку и искажение се радиолокационных характеристик, программированный увод отработанной третьей ступени ракеты, выброс многочисленных комбинированных ложных целей.

Система прицеливания – автоколлимационного типа с гироскопическим хранителем базового направления, азимут прицеливания ± 45°.

Шахтная пусковая установка одиночного старта и командный пункт разработаны в ЦКБ-34 (КБ Спецмаш) под руководством Е.Г. Рудяка и В.В. Чернецкого.

Для разработки агрегатов наземного комплекса ракеты РТ-2 были привлечены КБ «Мотор», ЦКБ-34 (КБСМ) и Ленинградский филиал ЦПИ-20. Главный инженер проекта строительного сооружения – С.Г. Бочаров (ЦПИ-31).

Ракеты размещались в ШПУ типа «ОС», связанных между собой линиями энергоснабжения, боевого управления, передачи данных и связи. Контроль технического состояния и пуск проводились дистанционно по командам с унифицированного командного пункта. На командном пункте для боевых расчетов, несущих дежурство, были созданы довольно комфортные условия с учетом последних требований эргономики.

Командный пункт – цилиндрическая шахта с отделенным куполом 15В52, с системой амортизации 15У50, разработан в КБСМ (ЦКБ-34) под руководством главного конструктора Е.Г. Рудяка (главный конструктор В.В. Чернецкий).

В состав БРК входили 10 пусковых установок.

Пусковая установка 15П798, разработана в КБСМ (ЦКБ-34) под руководством главного конструктора Е.Г. Рудяка (главный конструктор В.В. Чернецкий) в составе: оборудование специального сооружения 15У7 с амортизированным стаканом, защитное устройства плоского сдвижного типа 15У9 и устройство амортизации гиростабилизатора системы прицеливания (хранителя направления) 15У43. Способ открытия крыши – принудительно-инерционный пороховыми газами. Глубина шахты – 29,95 м, диаметр оголовка – 8,7 м, высота оголовка – 6,2 м, диаметр стакана – 3,6 м.

Ракета имеющая обтюрирующие пояса, опиралась без зазора на пусковой стакан с глухим днищем и стартовала на собственном маршевом двигателе. Схема пуска – динамо-реактивная с направлением ракеты по стакану обтюрирующими бандажами.

На боевую стартовую позицию доставлялись в контейнере отдельно первая ступень и отдельно состыкованные вторая и третья ступени ракеты.

В состав наземного оборудования комплекса входили (разработчик КБ «Мотор», главный конструктор В.А. Рождов):

транспортно-загрузочные машины (ТЗМ) 15У39 и 15У40 для приема (выдачи) блоков ракеты из изотермического железнодорожного вагона или стыковочных тележек, транспортировки блоков в пределах позиционного района и поблочной погрузки (выгрузки) ракеты в пусковую установку (ТЗМ выполнены на базе тягача МАЗ-537Е с полуприцепом на активизированном ходу);

изотермическая стыковочная машина 15Т21, предназначенная для транспортировки головных частей в пределах позиционного района и пристыковке их к ракете, находящейся в пусковой установке;

стыковочные тележки для работы с ракетой в корпусе проверок;

железнодорожный изотермический вагон с выдвижной рамой для поблочной транспортировки ракеты с завода-изготовителя в позиционный район (разработчик СКБ Калининского вагоностроительного завода, главный конструктор Л.Д. Новиков).

регламентные машины для различных систем комплекса на базе автотранспортного средства высокой проходимости «Урал 375».

В этом комплексе впервые был принят и воплощен в жизнь способ бескрановой перегрузки ракеты на всех операциях, проводимых с ней в войсковых частях и на испытательном полигоне, который вполне оправдал себя, обеспечив безопасность перегрузочных работ.

В конструкции пусковой установки 15П798 было внедрено много новых перспективных технических решений. Одной из сложнейших технологических задач была задача создания пускового стакана для серийного производства. Так как ракета опиралась своими обтюрирующими поверхностями на внутреннюю поверхность стакана, необходимо было обеспечить точность внутреннего диаметра стакана не ниже 5 класса (на стакане длиной 22400 мм и диаметром 2208 мм надо было обеспечить допуск по внутреннему диаметру равный 2,5 мм). При изготовлении стального стакана для экспериментальной пусковой установки СМ-170А и 3-х стаканов 15У7 стало ясно, что обеспечить эти требования на стальных стаканах можно только за счет трудоемких ручных доводочных операций внутренней поверхности стакана в местах сварных стыков. Поэтому в качестве конструкционного материала для стакана был выбран стеклопластик. Стакан изготавливался методом намотки, что сразу решило проблему обеспечения точности его внутренней поверхности. Для решения технологических вопросов по стеклопластику и изготовления опытных образцов была привлечена специализированная организация – СПКБ (г. Хотьково Московской области). Серийное производство пусковых стаканов было организовано на заводе «Пластмасс» в г. Сафоново Смоленской области. На заводе был построен специальный цех площадью 40 га, где разместили намоточное производство, печи для полимеризации изделий, а также производство для обработки готовых изделий из стеклопластика (обработка торцов и стыков, отверстий и других операций). Отдельно был построен цех для подготовительных операций – пропитки тканей эпоксидной смолой перед намоткой. С вводом завода в эксплуатацию вопрос о поставке стеклопластиковых стаканов был решен кардинально. Впоследствии на этом производстве производилась намотка корпусов двигателей, изготовление ТПК для других комплексов, в том числе для корабельных пусковых установок. Созданием стеклопластикового стакана удалось разгрузить машиностроительные заводы, за счет передачи заказов в химическую промышленность, уменьшить трудоемкость и металлоемкость производства, уменьшить вес конструкции почти в 2 раза, а также исключить температурные напряжения, влияющие на прочность стакана.

В соответствии с ТТТ, по которым создавался комплекс 15П098, предусматривалось сокращение на порядок времени его боеготовности по сравнению с комплексами первого поколения. Из всего наземного оборудования, участвующего в пуске, критичным было время открывания защитного устройства (защитной крыши пусковой установки). Защитные устройства пусковых установок, применявшиеся на комплексах первого поколения, имели двухтактные электрические или электрогидравлические привода и не могли обеспечить выполнение ТТТ по времени из-за отсутствия потребных мощностей (в режиме автономии ПУ питалась от аккумуляторов).

Кроме того, размещение приводов крыши требовало увеличения площадей оголовка строительного сооружения, что увеличивало нагрузки на ствол от ядерного взрыва и создавало дополнительные проблемы для амортизации ракеты

Решение было предложено и затем и реализовано В.С. Ушаковым, предложившим создать принципиально новое защитное устройство инерционного типа с однотактным пороховым двигателем, с минимальным потреблением электроэнергии, идущей только на задействование пиросредств.

Подъем крыши, необходимый для отрыва уплотнений, осуществлялся на начальном участке ее перемещения копирными участками рельсового пути. Эффективность созданного защитного устройства такова: семикилограммовый заряд пороха НМФ-2 обеспечивал открывание крыши весом 40 тонн за 0,3 секунды. Гарантированная надежность работы защитного устройства обеспечена путем троирования средств инициирования порохового заряда. Была проведена тщательная стендовая отработка защитной крыши. При испытаниях воспроизводились навалы грунта и деревьев, замораживание и снежные заносы, которые защитное устройство без труда преодолевало. В процессе ЛКИ и более чем двадцатилетней эксплуатации комплекса отказов защитного устройства не наблюдалось.

Для обеспечения сохранности ракеты от воздействия ядерного взрыва на пусковой установке впервые применена маятниковая амортизация с пружинами и гидравлическими демпферами. При пусках вертикальная амортизация стопорилась специальными устройствами в гидравлических демпферах, горизонтальная амортизация не стопорилась. В пусковой установке впервые была применена автоматическая система прицеливания с гироскопическим хранителем направления. Для обеспечения его сохранности была создана маятниковая система амортизации с воздушным демпфированием, обеспечивающая очень малые перегрузки хранителя направления, высокую точность его возврата после колебаний в исходное положение и малое время затухания колебаний.

Из истории создания ракетного комплекса

Разработка трехступенчатой твердотопливной МБР РТ-2 была начата в ОКБ-1 под руководством С.П. Королева в соответствии с постановлением СМ № 316-137 от 4 апреля 1961 года. Ведущий конструктор – заместитель главного конструктора ОКБ-1 И.Н. Садовский. После смерти Королева работы были продолжены под руководством В.П. Мишина (с 1966 года новое название ОКБ-1 – ЦКБЭМ).

Об истоках развертывания работы по созданию твердотопливных ракетных двигателей пишет бывший начальник 3-го твердотопливного управления ГУРВО генерал И.С. Косьминов: «...Необходимо хотя бы вкратце обрисовать обстановку, в которой велась в промышленности работа по так называемому тогда твердотопливному направлению. Ведущей организацией, как в области создания ракет, так и комплексов, было ОКБ-1, в составе которого для руководства работами по твердотопливному направлению было создано специальное КБ, возглавляемое Садовским Игорем Николаевичем, специалистом по смесевым твердым топливам. Поэтому-то работы по созданию первых отечественных ракет на твердом топливе велись в плане поиска оптимальной рецептуры, а не создания конкретной конструкции ракеты. В чем это выражалось? Прежде всего, в широчайшей кооперации организаций-разработчиков смесевых и других видов топлива, например, баллиститных. Достаточно назвать только основные из них (по финансовым затратам). По зарядам из смесевого топлива для 1-й ступени ракеты: НИИ-6 МОП (главный конструктор Козлов Лев Николаевич); по зарядам для 2-й ступени: ГИПХ МХП (главный конструктор Шпак Николай Степанович), НИИ-9 МИНМАШа (главный конструктор Савченко Яков Федорович); по зарядам для 3-й ступени: НИИ-2 ММ и НИИП-5 (главный конструктор Жуков Борис Петрович). Всего в разработке топлив было занято до десятка организаций из трех министерств. Это привело к неоправданному распылению сил и средств и, главное, к совершенно нездоровой конкуренции разработчиков, так как, стремясь «победить», каждый приукрашивал и доказывал иногда несуществующие преимущества своего направления работ, а главное, «вскрывал» иногда также не существующие недостатки в работах своих конкурентов. Несогласованности действий во многом способствовало слабое методическое и организационно-техническое руководство работами со стороны головной организации и лично руководителя работами И.Н. Садовского. Достаточно сказать, что не было единой методики испытаний эталонных двигателей на твердых топливах для определения важнейших характеристик топлив и зарядов из них. Каждая организация составляла свою выгодную ей методику, согласовывала ее с головной и по ней проводила испытания на своих стендах. В результате такой «конкуренции» у большинства министерств, ведомств, заказчика (МО) и даже в ЦК складывалось впечатление неуверенности в возможности создания в короткие сроки отечественных ракет на твердом топливе. Например, один из сотрудников оборонного отдела ЦК в опровержение доложенных мною безусловных преимуществ смесевого топлива в сравнении с другими достал из сейфа листок промокашки, подаренный ему одним из «конкурентов», на котором было запечатлено пятно от трансформаторного масла, якобы вытекающего из готовой массы заряда в процессе хранения. Фактически же добавка этого масла в весьма незначительных долях процента вводилась в состав для повышения его эластичности при заливке в корпус двигателя и не могла отрицательно воздействовать на его стойкость. Довольно сложную структуру представляла собой и кооперация организаций разработчиков ракетных комплексов: шахтного с трехступенчатой ракетой РТ-2 и подвижного наземного с двухступенчатой ракетой РТ-15 средней дальности.

Головными организациями были: по комплексу РТ-2 ОКБ-1 (главный конструктор С.П. Королев), по ракете РТ-2 и двигательной установке (ДУ) 1-й ступени – КБ И.Н. Садовского. Изготовителями были: завод № 92 и КБМ МОПа (главный конструктор Цирюльников Михаил Яковлевич), по шахтной ПУ с пусковым контейнером, средствами транспортировка, стыковки, установки ракеты в шахту – СКТБ ТМ МОМа (главный конструктор Рудяк Евгений Георгиевич).

По наземному подвижному комплексу и ракете РТ-15 – КБ завода «Арсенал» МОМа (главный конструктор ракеты Тюрин Петр Александрович), по наземной ПУ на гусеничном ходу – ОКБ ленинградского Кировского завода (главный конструктор Котин Жозеф Яковлевич). По объединенной системе управления ракет РТ-2 и РТ-15 – НИИ АП МОМ (главный конструктор Пилюгин Николай Алексеевич). Такая сложная кооперация требовала постоянной и очень авторитетной координации работ со стороны головной организации. Эта координация была недостаточно действенной из-за отсутствия опыта у И.Н. Садовского и его коллектива.

Изучение и анализ состояния работ непосредственно в организациях и на заводах завершилось составлением обстоятельною доклада и выработкой конкретных предложений, которые были доложены как руководству ГУРВО, так и главному конструктору комплекса РТ-2 СП. Королеву.

Реакция оказалась весьма положительной. Немедленно был созван Совет главных конструкторов, на котором были приняты необходимые решения. Существо наших рекомендаций заключалось в следующих основных положениях:

– усиление координирующей роли головной организации по комплексу, не только в области разработки твердых топлив, но и по всем вопросам конструкторской разработки комплекса;

– разработка единой конструкции эталонного двигателя и методики его испытаний для всех разработчиков зарядов из твердых топлив. Создание единой испытательной базы, независимой от какой-либо организации разработчика, и проведение испытаний с выдачей заключений по их результатам для всех эталонных двигателей;

– создание межведомственного научно-технического Совета при министре машиностроения Бахиреве Вячеславе Васильевиче для координации работ по твердым топливам и зарядам из них в целях объективной оценки и выбора оптимальных рецептур и резкого сокращения числа разработчиков топлив для концентрации сил и повышения ответственности руководителей заводов за сроки и качество работ.

Что конкретно было сделано? На Совете главных конструкторов были установлены сжатые сроки создания единой конструкции эталонного двигателя на смесевом твердом топливе и определена единая база их испытаний – полигон МИНМАШа в г. Красноармейске Московской области (директор Зубов Николай Георгиевич, главный инженер Паничкин Евгений Александрович). Решение было утверждено министром В.В. Бахиревым. Усилена координирующая роль ОКБ-1 – ответственным за своевременное рассмотрение и принятие решений по конструкции комплексов был назначен 1-й заместитель главного конструктора ОКБ Охапкин Сергей Осипович. Под руководством этого опытного и авторитетного руководителя в короткие сроки были решены многочисленные вопросы по стыковке конструкций ракет и комплексов РТ-2 и РТ-15 (длительное время эти вопросы не находили решения). Был создан межведомственный научно-технический Совет под председательством министра машиностроения В.В. Бахирева, в который вошли такие видные ученые АН СССР, как академики Семенов Николай Николаевич, Харитон Юлий Борисович и др., министры общего машиностроения и химической промышленности и некоторые главные конструкторы и представители РВСН. Вместе с председателем НТК РВ генералом В.П. Морозовым в состав Совета был включен и я.

Уже в сентябре 1965-го года Советом было принято решение по сокращению кооперации разработчиков СТТ и зарядов из них. В кооперации остались только две организации: НИИ-2 МИНМАШа (главный конструктор Козлов Л.Н.), НИИ-9 МИНМАШа (главный конструктор Савченко Яков Федорович) на Т9-БК. В других организациях работы остановили из-за прекращения финансирования. Были установлены сроки начала летных испытаний: 1-й этап на полигоне МО в районе Капустина Яра – июль 1966 года, 2-й этап на полигоне МО в районе Плесецк Архангельской области – 1967 года. В соответствии с этим решением был разработан, согласован и утвержден комплексный план-график работ по обоим комплексам.

Началась конкретная напряженная работа под строгим руководством министерства, разработчиков и заказчика. В 1-м квартале 1966 года главные конструкторы представили заказчику технический проект комплексов РТ-2 и РТ-15 с заключением о готовности их к летным испытаниям 1-го этапа. С учетом устранения замечаний, высказываний в заключении заказчика начато испытаний было запланировано на конец 1-го полугодия 1966 года. Для подготовки и проведения летных испытаний была создана Государственная комиссия под председательством генерал-полковника Родимова Петра Васильевича. Техническим руководителем был утвержден главный конструктор Королев Сергей Павлович...

...После смерти СП. Королева к работам по этому направлению в промышленности подключились новые коллективы, не имевшие тогда опыта разработки подобных систем (КБ А.Д. Надирадзе, Колесова, Б.П. Жукова и др.). Началась «борьба» или, вернее, «дипломатическая конкуренция» за выгодные заказы. В этой борьбе принимались за правило элементы фальсификации, взаимной дискредитации, пустых обещаний и т.д. В результате твердотопливное направление (правда, ненадолго) было признано неперспективным. В апреле 1970 года в ГУРВО было ликвидировано 3-е управление...». ^[101]

Общее руководство созданием семейства твердотопливных ракет РТ-2, РТ-15 и РТ-25 было возложено на ОКБ-1, где был организован Совет главных конструкторов. Головной организацией по смесевым топливам быт определен ГИПХ.

Работы по ракете велись в трех направлениях с частичным дублированием работ. I и III ступени ракеты проектировали в КБМаш в г. Пермь под руководством главного конструктора М.Я. Цирульникова, топливо создавали в НИИ-130 (г. Пермь, директор и главный конструктор – Л.Н. Козлов), завод изготовитель – Пермский пороховой завод № 98. II и III ступени ракеты разрабатывались в ленинградском ЦКБ-7 под руководством главного конструктора П.А. Тюрина, топливо в ГИПХ (директор Н.С. Шпак), изготовитель заряда – завод им. Морозова (Ленинградская обл.). III ступень создавалась также в НИИ-125, главный конструктор – Б.П. Жуков.

В дальнейшем, хотя III ступень была отработана и испытана у всех разработчиков, в серийную ракету пошла ступень КБМаш, II ступень ЦКБ-7 и I ступень КБМаш. Все РДТТ серийной ракеты снаряжались топливом на основе «бутилкаучука» и перхлората аммония с добавлением порошкового алюминия, созданным в Алтайском НИИХТ, под руководством Я.Ф. Савченко.

Постановлением от 29 июня 1962 года были уточнены тактико-технические требования к ракете РТ-2 и перенесены сроки разработки, при этом предусматривалась установка двух типов более легких головных частей. Предполагалась также возможность установки тяжелой головной части с боевым зарядом мощностью 1,65 Мт. Эскизный проект комплекса был разработан в 1963 году.

Первоначально для ракеты проектировалось два типа ШПУ – группового и одиночного старта (типа ОС), а также железнодорожный стартовый комплекс. Вероятно, первоначально предполагались варианты МБР РТ-2 и на мобильных грунтовых пусковых установках, но реально развернуты были только ШПУ типа ОС.

Старт ракеты производился из глухого герметизированного стеклопластикового пускового стакана на маршевом двигателе, с частичным отводом газов через решетчатые окна. Защищенность ПУ при взрыве ядерных боеголовок баллистических ракет противника повышалась за счет применения системы амортизации.

Наиболее сложной для отечественной науки и промышленности была проблема разработки высокоэнергетического и высокоэластичного твердого смесевого топлива и создания крупногабаритных топливных зарядов, формуемых непосредственно в корпус двигателя и жестко скрепленных с его стенками.

Смесевое топливо содержит до десяти и более компонентов, основными из которых являются окислитель (обычно, перхлорат аммония), энергетическая добавка (порошок алюминия), а также горючее связующее вещество (полиуретан, полибутадиен, бутилкаучук и другие), которое создает из механических частиц плотную монолитную массу.

Об истории создания твердого топлива рассказывает генеральный директор НПО «Союз» З.П. Пак: «...Без топлива не может работать ни одна ракетная система. Ни один род войск не может обойтись без энергетики, в том числе, конечно, и стратегические. Выдающуюся роль в становлении стратегических войск, ракетных систем сыграли жидкие топлива. Но если вы позволите, отдавая им дань, я не буду останавливаться на жидких топливах, а остановлюсь на твердых ракетных топливах. Они, на наш взгляд, являются самыми приемлемыми для боевых ракет, особенно если речь идет о сроках хранения, надежности и т.п. Твердые ракетные топлива имеют две категории разновидности. Это баллиститные, на основе нитроцеллюлозы и нитроглицерина, и смесевые. Вся ракетная техника остановилась на базе баллиститных топлив, они сыграли выдающуюся роль. Это – первые «катюши». Нет ни одной ракеты любого класса, которая бы не использовала энергию баллиститных топлив. Но настоящий триумф был достигнут тогда, когда создали новый класс ракетных топлив – смесевые.

Начало этим работам по-настоящему было положено Ракетными войсками стратегического назначения. Именно с их появлением развернулась мощнейшая работа по созданию нового класса топлив.

В середине 50-х годов, когда в Германии уже был хорошо освоен перхлорат аммония, а американцы уже хорошо владели этим классом топлив, в Советском Союзе лишь начали осваивать перхлорат аммония. База, заложенная баллиститными топливами, служила основой для перехода на смесевые. Был освоен перхлорат аммония, первые связующие, алюминий как горючий материал. Были созданы первые поколения ракет на базе первого поколения смесевых твердых ракетных топлив.

Но генеральные конструкторы регулярно ставили задачу – энергетика и только энергетика, потому что она позволяла ликвидировать отставание в другом, скажем, в элементной базе.

В 60-е годы удалось создать второе поколение смесевых ракетных топлив, когда наряду с перхлоратом аммония в рецептуру был введен гексоген. Я скажу, что это пионерское решение именно Советского Союза. Ведь в то время была огромная дискуссия – будет ли гексоген отдавать энергетику в топливе. Создали целевым образом применительно к ракетным системам, которые разрабатывал тогда Александр Давидович Надирадзе. Ныне их фирму возглавляет Борис Николаевич Лагутин. Возьмем, к примеру, ракету 15Ж42. Именно для системы этой ракеты, которая получила потом множество модификаций, было разработано топливо ТГ-2. Дальнейшим развитием этого поколения топлив были топлива, созданные заменой гексогена на октаген. Октаген создавался и для других целей, что позволило поднять энергетику смесевых топлив. И вот с созданием этих топлив был достигнут по существу паритет по энергетике между Советским Союзом и США. Но ясно было уже в то время, что сделать паритетную ракету можно будет, создав более высокоэнергетическое топливо. Существующая элементная база этого не позволяла. Задача была поставлена так: надо создать новую элементную базу, которой нет за рубежом ни в Германии, ни во Франции, ни в Соединенных Штатах.

Была развернута мощнейшая работа с привлечением, по существу, всего научного потенциала страны: целевых промышленных институтов, к которым принадлежат и наш институт, Академии наук, высшей школы. Была начата мощнейшая национальная программа в 1960–1961 годах, а закончилась блестящим успехом в начале 70-х годов.

Первое открытие в 1971 году – в Институте органической химии Академии наук имени Н.Д. Зелинского. Оно совершило революцию в энергетике топлив. Было открыто вещество, о существовании которого даже никто и не подозревал. Природа не знала такой молекулы. Сегодня на международной арене он называется аммоний денитронид. Это окислитель. В это же время, я скажу, именно российским ученым, советским ученым принадлежал этап освоения уникального горючего – гидрита алюминия. Вот эти два компонента совершили изумительную революцию в истории ракетостроения.

За короткое время произошло освоение молекулы, которой никто не знал, не видел и о которой никто не слышал на уровне промышленности как об окислителе, так и горючем. Были созданы заводы по производству компонентов и топлив из них, была создана и наука по производству топлив. 80-й год, по существу, можно назвать переломным. Именно в 80-м году были узаконены, сертифицированы уникальные суперэнергетические пороха, топлива «Старт», «ТТФ». Именно они были положены в основу всех перспективных стратегических комплексов РВСН и Военно-Морского Флота. Только в 1993 году Соединенные Штаты заявили о том, что они в пробирке получили окислитель АДН, а мы к тому времени уже законсервировали завод по изготовлению этих топлив, и уже около 10 лет стратегические ракеты стоят на дежурстве с этим окислителем.

Отрыв в энергетике от США огромный. Я думаю, что именно за то Владимир Федорович Толубко благодарил химиков, что они помогли сделать прекрасную ракету РС-22А.

Что же сегодня у нас с энергетикой ракетных топлив? Я уже сказал, заводы законсервированы по производству всех компонентов ракетного топлива и окислителя АДН, и гидрида алюминия. Американцы мощно развернули работы по окислителю. Их наука до сих пор не открыла им дорогу по использованию гидрида. Там нужны глубочайшие, фундаментальнейшие открытия, чтобы освоить это горючее в ракетных топливах. Они бросили все силы на аммоний денитромид. После того как Америка опубликовала свой патент, мы решили, что надо России заявить, чем она владеет. Это престиж государства. Мы в прошлом году сделали доклад на конференции в Монтеррее, рассказали то, что можно. Мы показали, чем владеем хорошо, и, используя уникальное качество этого класса топлив, его экологическую чистоту, предложили вместе создавать проекты, имея в виду, прежде всего, привлечение их финансовых средств. Пример. При запуске «Спейс Шаттла» на перхлоратном топливе на землю опускается более 300 тонн соляной кислоты, а при горении топлива на этом окислителе в воздух выделяется только то, что есть в воздухе, и никакой кислоты...». ^[102]

К 1963 году в ГИПХ было создано топливо на основе связующего полиуретана, в Пермском НИИ-130 – топливо на основе связующего полифурита. Эти топлива не обладали требуемой эластичностью, но позволяли провести стендовую отработку двигателей всех трех ступеней ракеты РТ-2.

Люберецкое НПО «Союз» к 1965 году разработало смесевое твердое топливо со связующим низкомолекулярным полибутадиеном.

Заряд этого топлива из-за низкой эластичности мог быть выполнен только в виде вкладной конструкции, что утяжеляло двигатель и снижало надежность работы, в связи с чем работы с этим топливом были прекращены на этапе стендовой отработки.

К середине 1965 года Алтайским НИИ химической технологии была решена крупнейшая научно-техническая задача – впервые отработано высокоэнергетическое отечественное смесевое твердое топливо на основе связующего бутилкаучука. Это топливо позволяло создавать эффективные и надежные твердотопливные двигатели со скрепленным зарядом, и было принято в качестве окончательного варианта для первой и второй ступеней ракеты РТ-2.

Еще более сложной оказалась проблема серийного производства крупногабаритных зарядов и стеклопластиковых корпусов. Необходимо было в кратчайшие сроки создать целую сеть заводов химической промышленности, оснащенных современным высокотехнологичным оборудованием.

На всех трех ступенях РТ-2, проходивших испытания, были применены твердотопливные заряды, разработанные в Пермском НИИ-130. На полигоне Капустин Яр были проведены первые семь испытательных пусков ракет, оснащенных этими двигателями.

В окончательном варианте на первой ступени серийной РТ-2 установлены двигатели с твердотопливными зарядами, разработанные Алтайским НИИ химической технологии совместно с Пермским СКБ-172 (КБ машиностроения). На второй ступени – двигатели с твердотопливными зарядами, разработанные Алтайским НИИ химической технологии совместно с Ленинградским ЦКБ-7. На третьей ступени – двигатели с твердотопливными зарядами, разработанные Пермским НИИ-130 совместно с Пермским СКБ-172.

Шахтная пусковая установка одиночного старта и командный пункт котлованного типа разработаны в ЦКБ-34 (КБ Спецмаш) под руководством Е.Г. Рудяка и В.В. Чернецкого.

«Первоначально для ракеты РС-12 разрабатывались проекты двух типов шахтных стартовых комплексов – группового и одиночного, а также железнодорожный стартовый комплекс. В процессе разработки был выбран вариант размещения МБР РС-12 в шахтных ПУ типа «ОС». РК состоял из 10 рассредоточенных пусковых установок и отдельно расположенного командного пункта». ^[103]

Была создана уникальная конструкция шахтной пусковой установки. Ракета подвешивалась на шахтных амортизаторах над емкостью с водой. При запуске маршевого двигателя первой ступени горячая газовая струя ударялась о воду. Вода закипала и превращалась в пар. Пар давил на днище ракеты и выталкивал ее из шахты. Нагрузки и температура, действовавшие на корпус ракеты и шахту, были значительно ниже, чем при обычном газодинамическом старте.

Командный пункт котлованного типа имел ограниченную защищенность от ядерного взрыва и предполагал длительные сроки строительства (до трех лет). Сборка КП происходила на месте. Однако для своего времени это был совершенный командный пункт.

Транспортное оборудование ракетного комплекса разработано в КБТМ под руководством В. Петрова.

Автономная инерциальная система управления и система дистанционного управления и контроля разработаны в НИИ автоматики и приборостроения под руководством Н.А. Пилюгина.

«Пилюгин развернул работу по системе управления уже на своей новой базе на юго-западе Москвы. Получив задание разработать полностью автоматизированную систему подготовки пуска с временем готовности не более трех минут, он решил захватить и необязательную для его организации тематику: СДУК – систему дистанционного управления и контроля (в окончательном варианте для РТ-2 была принята на вооружение система дистанционного управления пуском, разработанная в Ленинградском НПО «Импульс» под руководством Т.Н. Соколова). Эта система должна была охватить контролем, диагностикой и выдачей команд все шахты и связать командные пункты всех разрозненных районов со штабом РВСН». ^[104]

В конструкции ракеты применены четыре решетчатых аэродинамических стабилизатора. Для управления полетом использовались также разрезные управляющие сопла РДТТ. Сопло маршевого двигателя состояло из неподвижной и подвижной частей. На боевую стартовую позицию доставлялись в контейнере отдельно первая ступень и отдельно пристыкованные вторая и третья ступени. Ракета оснащалась моноблочной ядерной отделяемой в полете головной частью.

Испытания ракеты РТ-2 проводились с февраля по июль 1966 года с 87-й площадки на ГЦП-4 (Капустин Яр). Для проведения испытаний ракеты 8К98 была переоборудована ШПУ ракеты Р-14. Первый испытательный пуск РТ-2 на полигоне Капустин Яр 5 февраля 1966 года осуществить не удалось. За двести секунд до старта произошел сбой в работе одной из систем. Следующий пуск 25 февраля вновь закончился неудачей. Ракета не взлетела. Первый успешный пуск ракеты, первой советской твердотопливной МБР РТ-2 состоялся 26 февраля 1966 года с ГЦП-4 из ШПУ. Отработка III ступени ракеты РТ-2 проводилась на ГЦП с наземного старта на опытной ракете РТ-1-63 в сентябре-ноябре 1965 года. За первый год было произведено 15 пусков, из них семь с ГЦП.

Из-за невозможности стрельбы ракетами РТ-2 на полную дальность с ГЦП дальнейшие испытания были перенесены на «Северный» полигон (НИИП-53) под Плесецком, где для РТ-2 уже были построены стартовые комплексы. Программой ЛКИ предусматривалось 32 пуска из них 25 с полигона под Плесецком. Испытания начались 4.11.1966 года и завершились 3.10.1968 года. Всего планировалось на госиспытаниях выполнить 25 пусков, из произведенных пусков 16 были успешными.

В октябре 1968 года программа испытательных полетов была завершена. К моменту принятия ракеты на вооружение в Плесецке было проведено 18 испытательных пусков ракеты, а также впервые произведены 3 одиночных и один трехракетный залп (28 августа 1968 г.) с УКП ГШ. К 1974 году было произведено 19 испытательных пусков, в том числе 5 пусков произведено с боевых позиций.

Первоначально отработка режима боевого дежурства началась с одним командным пунктом (КП) и тремя пусковыми установками, в дальнейшем число пусковых установок было доведено до 10. Во время испытаний в Плесецке использовались ракеты с двигателями, снаряженными серийными твердотопливными зарядами.

Серийное производство ракет РТ-2 начато в 1966 году в цехах специального производства Пермского машиностроительного завода имени В.И. Ленина (завод № 172). В сентябре 1967 года спецпроизводство завода выделено в филиал, который 6 октября 1967 года преобразован в Пермский завод химического оборудования (ПЗХО). На ПЗХО продолжен выпуск ракет РТ-2, двигателей первой и третьей ступеней этих ракет – 15Д23 и 15Д25, а также головной части 15Ф1.

В 1971 году первый полк РТ-2 поставлен на боевое дежурство под Йошкар-Олой. Всего под Йошкар-Олой развернуто шесть полков, каждый из которых имел на вооружении 10 ШПУ ОС и командный пункт. Группировка РТ-2 не превышала 60 ПУ.

С 1972 года ракеты РТ-2 стати заменяться усовершенствованным вариантом МБР – РТ-2П.

Ракета РТ-2 была первой МБР на твердом топливе, принятой на вооружение РВСН, и являлась, по сути, переходной от ракет 2-го к 3-му поколению. Важными особенностями комплекса 15П098 явились простота эксплуатации, высокая техническая готовность ракет, сравнительно небольшое количество обслуживающих агрегатов и отсутствие средств заправки. Однако МБР РТ-2 существенно уступала по ряду параметров американской «Минитмен-2», созданной примерно в те же годы.

На базе МБР РТ-2 создавались ракеты средней дальности РТ-25 (1-й и 3-й ступени ракеты РТ-2) и РТ-15 (2-й и 3-й ступени РТ-2).

С момента принятия на вооружение и до 1987 года включительно ракеты проходили послегарантийную эксплуатацию по различным исследовательским программам МО СССР. Программы завершались летными пусками ракет с полигона Плесецк. Пуски неизменно подтверждали высокую надежность ракеты, в том числе при сроках эксплуатации от 15 до 17 лет.