По результатам сравнительного анализа других известных схем для двигателей верхних ступеней ракеты «Темп-2С» в качестве основного варианта в течение продолжительного времени рассматривался принятый на ракете «Минитмен-2» впрыск фреона. Но, незадолго до завершения эскизного проектирования разработчики убедились в преимуществах вдува струи газа в закритическую (расширяющуюся) часть сопла. Для создания струи вдуваемого газа требовался заряд твердого топлива, не содержащего в своей рецептуре металлов, конденсированные окислы которых могли засорить или прожечь деликатные детали клапанов вдува. В целях снижения веса конструкции и уменьшения потерь удельного импульса разработчики отказались от отдельных корпусов газогогенераторов. Заряд безметального топлива разместили в околосопловой части камеры двигателя, отделив его от основного объема корпуса относительно легкой, несиловой конструкцией с отверстиями. В одной из плоскостей на газоходах были смонтированы блоки крена с клапанами и противоположно направленными небольшими соплами.

Устройства вдува газа вполне подходили в качестве органов управления верхних ступеней, где потребные управляющие силы не превосходили нескольких процентов тяги. Но полет первой ступени осуществлялся в атмосфере и для парирования аэродинамических возмущений были необходимы мощные управляющие силы. При использовании для этих целей вдува газа потребовалось бы выделить под безметальный состав значительную часть камеры, что привело бы к существенным потерям удельного импульса. Кроме того, сама схема несла в себе непреодолимое ограничение по уровню управляющих сил, связанное с тем, что зона области повышенного давления не могла превысить поверхность соответствующего сектора сопла.

Поэтому на первой ступени разработчики отказались от вдува газа и применили для управления аэродинамические рули (благо весь участок полета этой ступени проходил в относительно плотных слоях атмосферы).

Решетчатые аэродинамические поверхности уже была опробованы на ракете «Темп-С». По сравнению с обычными пластинчатыми, решетчатые рули имели в рабочем положении на порядок меньшую хорду (протяженность вдоль оси ракеты), чем классические пластинчатые. При правильном выборе расположения оси крепления руля многократно уменьшалось плечо действия аэродинамической силы, а следовательно и потребная мощность рулевых машинок.

В дополнение к четырем рулям, на хвостовом отсеке установили четыре стабилизатора (также выполненных по решетчатой схеме). Их площадь определили из условия обеспечения статической устойчивости ракеты на всех участках полета. В сложенном виде все эти аэродинамические поверхности прилегали к обечайке хвостового отсека и раскрывались в рабочее положение после старта разрывом при помощи пиросредств удерживающей их стальной ленты. Но на первых секундах полета, они были неэффективны. Поэтому, в дополнение к аэродинамическим, пришлось ввести и газовые рули. Работоспособность пластинчатых газовых рулей в струе продуктов сгорания металлсодержащего твердого топлива обеспечивалась применением в их конструкции тугоплавкого но очень тяжелого и дорогого вольфрама. Кинематическая связь газового и аэродинамического рулей позволила применить для их задействования единую рулевую машинку.

Комбинированные органы управления обеспечивали непрерывное управление ракетой, как на участке работы двигателя первой ступени, так и во время так называемой «паузы» перед разделением ступеней и запуском двигателя второй ступени.

Применение «паузы» позволило осуществлять разделение ступеней на большой (более 30 км) высоте, что обеспечивало использование легких, но относительно маломощных органов управления типа «вдув». На второй ступени, как показали проектные проработки, применение схемы с относительно небольшим временем работы двигателя первой ступени и последующим скоростным полетом на «паузе» позволило снизить до минимума баллистические потери по сравнению с другими способами достижения этой высоты.

Корпуса двигателей маршевых ступеней соединялись коническими соединительными отсеками клепанной конструкции, выполненной из алюминиевых сплавов. При разделении ступеней отсеки рубились системой продольно-поперечных ДУЗов на четыре створки. При этом для «обнуления» остаточной тяги двигателя второй ступени предусматривалась поперечная рубка корпуса по переднему днищу. Остаточная тяга двигателя первой ступени по окончании паузы предполагалась крайне малой и отход отработавшей ступени обеспечивался небольшими тормозными двигателями. Для упрощения схемы старта, снижения массы стартового агрегата в целом и уменьшения времени предстартовой подготовки при сохранении необходимых условий требуемого температурно-влажностного режима и защищенности изделия на пусковой установке в течение всего периода несения боевого дежурства была принята схема с использованием транспортно-пускового контейнера (ТПК).

При этом для упрощения конструкции и снижения массы контейнера, для сокращения времени предстартовой подготовки и уменьшения воздействия струи двигателя ракеты на СПУ была принята схема старта непосредственно из контейнера. В задней части ТПК установили цилиндрическое днище с расположенными по окружности у заднего торца отверстиями по типу газоотражательной решетки.

Схема старта и задачи обеспечения необходимого температурно-влажностного режима ракеты определили конструктивное исполнение ТПК. Корпус контейнера представлял собой трубу из двух слоев стеклопластика, разделенных толстым слоем теплоизолирующего пенопласта. Фиксация изделия в контейнере производилась опорно-ведущими поясами, узлом связи и подводимыми опорами. Передняя крышка ТПК сбрасывалась пиросредствами в начале подъема контейнера в вертикальное положение для производства пуска.

Эскизные проекты «Темп-2С», «Гном» и РТ-21 — полностью твердотопливного варианта РТ-20 — были рассмотрены на заседании межведомственной экспертной комиссии, состоявшемся на территории НИИ-1 в конструкторско-административном корпусе — в так называемой «школе». Согласно принятому на этом заседании решению, работы были продолжены по программам «Темп-2С», и РТ-21 (разработка последней прекратилась в 1969 г. без выхода ракеты на летные испытания).

В дальнейшем Комиссия Президиума Совета Министров СССР по Военно-промышленным вопросам (ВПК) своим Решением от 17 июля 1967 г. № 156 несколько уточнила требования к ракете. Это потребовало от института выпуска в конце 1967 г. дополнения к эскизному проекту. Тогда же МИТ был определен головным по разработке и производству подвижных ракетных комплексов и межконтинентальных баллистических ракет (МБР) на твердом топливе.

По результатам рассмотрения эскизного проекта и дополнения к нему, в соответствии с Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 24 мая 1968 г. № 374-142 коллективу института была задана разработка рабочего проекта твердотопливной ракеты и подвижного грунтового комплекса в двух вариантах комплектации пусковых установок — на колесном и гусеничном шасси. При этом вес пусковых установок ограничивался 60 и 70 тоннами для гусеничного и колесного вариантов, соответственно.

СПУ на гусеничном ходу — «объект 825» (шифр «Темп-2С») разрабатывалась КБ-3 Ленинградского Кировского завода (ЛКЗ), а СПУ на колесной базе специального шестиосного автомобиля МАЗ-547А — в СКВ Минского автомобильного завода. По теме «Темп-2С» в КБ-3 ЛКЗ к 1970 г. было разработано, а на ЛКЗ собраны опытные образцы СПУ:

— «объект 825Сп2» с опорными катками и гусеницами тяжелого танка Т-10;

— «объект 825СпЗ» с опорными катками и гусеницами основного танка Т-80.

Однако руководство МИТ отвергло проекты гусеничных СПУ, хотя изначально именно на танковых шасси предполагалось базировать прежние варианты мобильных комплексов- Справедливо полагая, что приборы систем управления баллистических ракет не смогут выдержать вибрационных нагрузок, создаваемых танковыми шасси при движении, предпочтение было отдано колесным шасси.

Один из эпизодов такого выбора вспоминает зам. генерального конструктора Л.С. Соломонов: «Во время одной из командировок в Капустин Яр для пуска «Темп-С» на совещании главных конструкторов в связи с работами по комплексу «Темп-2С» А.Д. Надирадзе, которому показали испытывавшуюся там гусеничную пусковую установку ракетного комплекса средней дальности 8К96, попросил меня «покататься» на ней и оценить возможность использования гусеничной танковой базы для транспортирования ракеты «Темт-2С».

Я никогда в жизни не ездил на гусеничных шасси, а вот в минские шасси и 4-х и 5-осные (6-ти осные родилось позже) был буквально влюблен: настолько они двигались плавно, без вибраций, были очень маневренны, несмотря на большие размеры.

И вот, по договоренности с командованием полигона, я — в гусеничной пусковой установке участвую в марше по гладкой капустиноярской степи. И если относительно поперечной оси агрегат раскачивался довольно плавно, то относительно продольной оси, уровень вибрации был таков, что я едва вытерпел часовую поездку. По окончании марша доложил о своих ощущениях А.Д. Надирадзе и высказался решительно в пользу колесной базы. Директор согласился. Больше этот вопрос не возникал».

Выбор был сделан в пользу КБ спецпроизводства колесных тягачей Минского автозавода. На основе проекта этого КБ (главный конструктор Б.Л. Шапошник) было создано пятиосное, а затем шестиосное колесное шасси МАЗ-547, способное по бездорожью транспортировать груз заданной массы. При этом надо учесть, что, несмотря на высокое конструктивное совершенство специально разрабатывавшегося для комплекса шасси МАЗ-547, только часть его грузоподъемности можно было выделить на ракету — на СПУ нужно было также разместить агрегаты, обеспечивающие предстартовую подготовку и пуск ракеты, а также ее эксплуатацию. Первоначально стартовый вес новой ракеты «Темп-2С» был ограничен величиной 32 тонны.

Дело в том, что в конце 1960-х гг. в США осуществлялись широкомасштабные работы по созданию первой эксплуатационной системы ПРО — «Сейфгард». В нашей стране, исходя из постоянно обновляющейся информации о схеме этой системы уточнились и предъявляемые к вновь создаваемым баллистическим ракетам требования к средствам преодоления ПРО. В качестве одного из таких средств рассматривались различные ложные цели, имитирующие или прикрывающие головную часть (по современной терминологии — боевой блок ракеты). Для обеспечения разведения боевого блока и ложных целей на достаточно большое расстояние, исключающее их поражение одной противоракетой, первоначально предполагалось применить отстрел ложных целей. Однако расчеты показали, что отработавшая третья ступень выдавала положение боевого блока среди ложных целей — после разделения она продолжала двигаться по примерно той же траектории, что и боевой блок, и была хорошо заметна средствам обнаружения ПРО. Определилась задача — разнести по независимым траектория движение боевого блока и отработавшей ступени. Была принята схема «развоза» — боевой блок и средства преодоления ПРО поочередно (в произвольной последовательности) отделялись при движении боевой ступени по «тянущей» схеме — с истечением продуктов сгорания топлива заряда через сопла, направленные срезом вперед, к носку ракеты. Для этого пришлось изменить конструкцию двигательной установки боевой ступени. В начале своего автономного полета боевая ступень должна была отойти от отработавшей третьей ступени, двигаясь по «толкающей» схеме. Для выполнения требования по возможности функционирования двигательной установки как по «толкающей», так и по «тянущей» схеме разрабатывали устройство поворота двигателя на угол более 180 градусов.

Оснащение ракеты многочисленными ложными целями и усложнение схемы полета боевой ступени потребовало увеличения энергетических возможностей изделия. Кроме того, Постановлением от 24 мая 1968 г. было предписано два типа зарядов головной части. При использовании более мощного заряда допускалось уменьшение максимальной дальности на 1000 км. Как показали расчеты, даже применительно к этой дальности ракета могла быть оснащена только сокращенным комплексом средств преодоления ПРО, что приводило к снижению расчетных показателей боевой эффективности. Энергетические возможности ракеты со стартовым весом 32 т исключали возможность последующего оснащения ее разделяющейся головной частью. Все это делало «Темп-2С» не вполне конкурентоспособной по отношению к другими перспективными отечественными ракетами.

Как показали проработки, выполненные летом 1968 г., для обеспечения максимальной дальности около 10000 км ракете, оснащенной мощными и эффективными средствами преодоления ПРО, требовалось увеличение полезной нагрузки на величину, соответствующую повышению стартовой массы на 5-6 тонн. Но возрастание стартового веса до 40,5 тонн с удлинением ракеты более, чем на полтора метра и увеличением ее калибра на 100 мм по существу означало создание новых двигательных установок, что отбрасывало процесс отработки комплекса почти к самому началу.

В конце 1968 — начале 1969 г. было выпущено второе дополнение к эскизному проекту. При реализации представленных в нем технических решений стартовая масса ракеты увеличилась до сорока с половиной тонн, а пусковая установка обрела шестую ось (модернизированное шасси получило наименование МАЗ-547А).

К этому времени крайне неблагоприятно сказалась двусмысленность положения МИТ как организации МОП, работающей по тематике, предписанной MOM. Разработчик системы управления — ЦНИИ-173 оказался не готов к решению сложнейшей задачи создания легкой бортовой аппаратуры для МБР.

Если работы по бортовому вычислительному комплексу и средствам определения баллистических параметров продвигались успешно, то в части обеспечения управляемости ракеты наметилась тупиковая ситуация. По сравнению с «Темп-С» ракета была выполнена в большей длине, применение более прочных материалов позволило уменьшить толщины конструктивных элементов. В результате ракета стала более гибкой и уже не могла рассматриваться как жесткое тело. Специалисты ЦНИИ-173 (в дальнейшем — ЦНИИ АГ) предъявили неприемлемые требования по увеличению жесткости изделия и по повышению на порядок быстродействия элементов рулевого привода. Кроме того, габариты приборов превышали согласованные значения — приборный отсек не компоновался.

В то же время было известно, что более опытные разработчики СУ в системе Минобщемаша давно решили проблемы изгибных колебаний применительно к жидкостным ракетам, намного более «зыбким», чем «Темп-2С».

Однако разработчик СУ для «Темпа» и «Темпа-С» — отошедший к Минобщемашу свердловский НИИ-592 (к тому времени — НИИА) Н.А. Семихатова, был перегружен работами в интересах флота. С другой стороны, намного ближе, в Москве работала самая мощная и опытная организация в этой области — НИИ АП MOM во главе с Н.А. Пилюгиным.

Вначале завязались неофициальные контакты на уровне ведущих специалистов МИТ (Г.Ф. Король, Г.А Орел-Хомяков) и НИИ АП (В.И. Асриев, А.С. Хитрик). С разрешения руководства в НИИ АП была неофициально выдана копия исходных данных на разработку СУ, направленных в свое время в ЦНИИ АГ. Этому способствовала и личная заинтересованность Н.А. Пилюгина в такой работе — к тому времени НИИ АП оказался оттеснен от боевой тематики более молодыми организациями Г.А. Семихатова и В.Г. Сергеева.

Препятствием на пути официальной передачи в НИИ АП работ по системе управления для «Темп-2С» стал ни кто иной, как сам руководитель министерства оборонной промышленности, поддерживающий ЦНИИ АГ как предприятие своей отрасли. Наконец С.А. Зверева убедили в том, что без Пилюгина «Темп-2С» не получится. Воспользовавшись ознакомительной поездкой в НИИ АП, министр предложил Пилюгину взяться за разработку СУ для «Темп-2С». Пилюгин в ответ заявил, что это решение уже давно принято. На возмущенное восклицание Зверева: «Как же так, ведь министр-то — я!», руководитель НИИ АП с не меньшей уверенностью заявил, что и сам он не кто-нибудь, а главный конструктор!

Несмотря на достижение принципиального решения о разработчике системы управления, оставался открытым вопрос о переходе к разработке сорокатонного варианта ракеты. Хотя директивные документы не содержали ограничений по стартовому весу, применение нового варианта ракеты не обеспечивало заданные веса пусковых установок. И, что не менее важно, исключалась возможность выхода на летные испытания в заданный срок — в третьем квартале 1969 г.

Следует отметить, что работы МИТ по созданию ракетного вооружения, несмотря на часто возникающие технические проблемы и конфликтные ситуации, всегда рассматривались как особо важные, имеющие наивысший государственный приоритет.

14 июня 1969 г. по совету Д.Ф. Устинова руководитель МИТ направил письмо на имя Генерального секретаря КПСС Л.И. Брежнева. А.Д. Надирадзе постарался убедительно раскрыть гибельность для страны ставки исключительно на стационарные шахтные комплексы МБР. Действительно, в те годы пусковые установки наиболее массовых типов советских МБР обладали низкой защищенностью и, в большинстве своем, были бы выведены из строя в случае внезапного удара вероятного противника. Введение в группировку РВСН подвижных комплексов радикально повышало ее устойчивость и возможность нанесения мощного ответного удара.

Предлагая вариант ракеты «Темп-2С» повышенной эффективности со стартовым весом около 40 тонн, А.Д. Надирадзе заверял руководителя страны в том, что превышение массы пусковых установок на семь тонн по сравнению с заданными значениями практически не скажется ни на скорости их передислокации, ни на проходимости и лишь ненадолго отсрочит начало летных испытаний. При этом, для своевременного развертывания группировки мобильных ракет предлагалось незамедлительно принять соответствующее решение и приступить к подготовке серийного производства практически одновременно с выходом ракеты на летные испытания.

Предложения руководства МИТ были приняты с полным пониманием.

Соответствующие изменения тактико-технических характеристик и привлечение к разработке НИИ АП были зафиксированы Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР 10 июля 1969 г. № 538-135.

Таким образом, уже в процессе наземной отработки элементов ракеты было принято решение о существенном изменении ее основных характеристик и кооперации разработчиков, что потребовало практически заново разработать большинство ее систем, узлов и агрегатов и выпустить в конце 1969 г. еще одно, уже третье дополнение к эскизному проекту. Еще на стадии работы ЦНИИ-173 в качестве головного разработчика СУ определилась необходимость создания бортовой системы управления на базе цифровой вычислительной машины высокой надежности, точности и быстродействия.

Бортовая СУ имела гиростабилизированную платформу с высокоточными акселерометрами, ориентированными по трем направлениям; платформа оптически связана с наземной системой прицеливания. Бортовая СУ имела цифровую вычислительную машину (БЦВМ). Для достижения высокой надежности БЦВМ и другие системы СУ были реализованы в канальном исполнении, что, естественно, привело к утяжелению аппаратуры. Для снижения массы приборы были выполнены в негерметичном исполнении, с учетом их размещения в герметичном приборном отсеке. С целью упрощения расчета полетного задания при функциональном методе наведения для всего диапазона дальностей использовали единую систему семейства гибких программ угла тангажа. Применение аппаратуры системы управления на базе БЦВМ предопределило переход с аналогового рулевого привода на дискретный. В отличие от ранее созданных ракет аксиально-поршневой насос питающей установки приводился в движение не электродвигателем, а газовой турбиной, работающей на продуктах сгорания специального газогенератора с безметальным зарядом твердого топлива.