В середині 50-х рр. в світі почалася науково-технічна революція, ініційована новітніми відкриттями фізики, математики, механіки, хімії, біології, матеріалознавстві, приладобудуванні, техніці, технологіях та ін.
Виникли нові перспективні наукові та технічні напрями, зокрема кібернетика, фізика й техніка напівпровідників, мікроелектроніка, квантова електроніка, атомна енергетика, молекулярна біологія, лазерна техніка, радіоастрономія, створено нові покоління швидкодіючих електронних обчислювальних машин, синтезовано багато матеріалів з наперед заданими властивостями, відбувався бурхливий розвиток ракетно-космічної техніки, яка вбирає в себе всі останні досягнення науково-технічного прогресу. Суспільство вийшло на новий рівень розвитку продуктивних сил, обумовлений науково-технічною революцією.
В кінці 60-х рр. стався якісний стрибок і в створенні стратегічних ракетних комплексів. Розробка США принципово нових бойових ракет — «Мінітмен-3М», що несуть кілька ядерних боєголовок і досягають індивідуальних цілей з високою точністю, знову порушило сформовану ракетно-ядерну рівновагу між СРСР і США. «Мінітмен» — сім’ї МБР наземного шахтного базування на твердому паливі. Включає три покоління ракет — «Мінітмен-1», «Мінітмен-2», і «Мінітмен-3», прийнятих на озброєння відповідно в 1962, 1965 і 1970 рр.
«Мінітмен-3» має максимальну дальність — 13 000 км, головну частину індивідуального наведення, що розділяється, з трьома бойовими блоками потужністю 3х340 кт. Тому перед радянськими вченими і конструкторами постала необхідність створити нове, третє, більш досконале покоління бойових ракетних комплексів як відповідь на виклик США. Перехід до створення міжконтинентальних балістичних ракет третього покоління став можливим завдяки розробці нових, досконаліших двигунів різних типів, високоточним приладам систем управління та прицілювання, в яких було використано останні досягнення електронної обчислювальної техніки, новим ШПУ.
Постановою ЦК КПРС і Ради Міністрів СРСР 19 серпня 1970 р. перед двома провідними ракетними організаціями СРСР — КБ «Південне» і ОКБ- 52 було поставлено задачу розробити відповідно ракетні комплекси Р-36М і МР-УР-100 з важкими ракетами 15А14 і легкими 15А15, які повинні були замінити ракетні комплекси, стоять на озброєнні. КБ «Південне» при розробці ракети 15А14 мало намір реалізувати в ній багатоблочну головну частину, що розділяється з індивідуальним наведенням бойових блоків в точки прицілювання, автономну систему керування на базі бортової цифрової електронної обчислювальної машини та комплексу командних приладів підвищеної точності, малогабаритні бойові блоки з поліпшеними масовими і балістичними характеристиками, стійкі до вражаючих факторів ядерного вибуху, повну ампулізацію паливних систем ступенів ракети, мінометний старт ракети з транспортно-пускового контейнера, встановленого в шахтній пусковій установці та інші новації.
Основні тактико-технічні характеристики Р-36М:
Кількість ступенів — 2;
Максимальна дальність стрільби ракети з РГЧ ІН — 10 200 км;
Максимальна дальність стрільби ракети з «важкою» ГЧ — 11 200 км;
Максимальна дальність стрільби ракети з «легкою» ГЧ — 16 000 км;
Максимальна стартова маса — 211 т;
Маса головної частини — 7,3 т;
Довжина ракети — 34 м;
Максимальний діаметр корпусу — 3 м;
Тяга маршового двигуна першого ступеня у землі — 114 тс;
Гарантійний термін зберігання — 15 років.
12 серпня 1976 р. за створення ракетних комплексів Р-36М і МР-УР-100 КБ «Південне» і Південний машинобудівний завод указом Президії Верховної Ради СРСР нагороджені орденом Жовтневої революції; звання Героя Соціалістичної Праці було присвоєно В.Ф. Уткіну і директору Південмашу О.М. Макарову (вдруге), Б.І. Губанову — першому заступнику Головного конструктора і начальника КБ «Південне» і М.І. Галасю — головному конструктору і начальнику КБ-2, заступнику Головного конструктора КБ «Південне».
На початку 70-х рр. в США розпочато розробку нової твердопаливної ракети МХ, яка значно перевершувала з бойової ефективності всі попередні ракети за рахунок збільшення кількості та потужності несучих ядерних боєголовок і точності стрільби. МХ була тоді кращою ракетою на твердому паливі: важкою триступінчастою міжконтинентальною балістичною ракетою шахтного базування, оснащена головною частиною індивідуального наведення, максимальна дальність стрільби — 9600 км. Могла стартувати в умовах ядерного впливу на стартову позицію завдяки спеціальному покриттю її корпусу. МХ — перша американська ракета наземного базування з пусковим контейнером. Система управління — автономна, інерціальна. Її основні елементи — інерційних блок і блок електронної апаратури, основною частиною якого є бортова цифрова обчислювальна машина (БЦОМ), що забезпечувала більш високу точність, ніж у ракети «Манітмен-3». Головна частина ракети несе 10 боєголовок масою по 210 кг кожна та ядерний заряд потужністю 0,6 Мт, також включає засоби подолання ПРО.
В СРСР в серпні 1976 р. було прийнято урядове рішення доручити КБ «Південне» розробку на основі ракетних комплексів Р-36М і МР-УР-100, що знаходяться на озброєнні радянських ракетних військ, нових комплексів з поліпшеними тактико-технічними характеристиками — Р-36М УТТХ і МРУР-100 УТТХ. Їх було розроблено, випробувано та в грудні 1980 р. прийнято на озброєння.
Ракетний комплекс Р-36М УТТХ з важкою ракетою 15А18, оснащеною багатоблоковою головною частиною, забезпечував ураження однієї ракетою до 10 цілей в умовах протидії засобів ППО супротивника, точність його стрільби було підвищено в два-три рази, збільшено потужність зарядів бойових блоків і район їх розведення, пускова установка і командний пуск мали високу ступінь захисту та інші вдосконалення. В результаті його ефективність була вищою в два-три рази порівняно з комплексом Р-36М.
Підвищення ефективності бойового використання ракетного комплексу МР- УР-100 УТТХ з ракетою 15А16 забезпечувалося застосуванням нових бойових блоків зі збільшеним (на 25%) тротиловим еквівалентом, підвищенням в два рази точності стрільби за рахунок удосконалення системи управління та рухової установки ступені розведення, застосуванням автономної бортової системи прицілювання «Меридіан» та ін.
За створення цих двох комплексів ряд співробітників КБ «Південне» був удостоєний Ленінської премії — головний конструктор КБ рідинних двигунів О.В. Клімов, заступник головного конструктора КБ твердотільних ракетних двигунів О.А. Макаров і провідний конструктор теми С.І. Ус.
Бойові ракети 15А16 і 15А18 були останніми з третього покоління ракет КБ «Південне». Їхні головні особливості: індивідуальне наведення бойових блоків на цілі, система керування з використанням бортової цифрової електронної обчислювальної машини, мінометний старт з транспортного пускового контейнера, висока стійкість до вражаючих факторів ядерного вибуху.
***
Наприкінці 60-х — початку 70-х рр. відбулися події, які багато в чому визначили подальший розвиток ракетного озброєння СРСР. Насамперед було переглянуто стратегію застосування ракетно-ядерної зброї, розраховану на запуск ракет до прибуття бойових блоків супротивника, тобто в превентивному, або зустрічному ударі у відповідь. У 1969-1970 рр. стала панівною точка зору про необхідність здійснення стратегії стримування супротивника від нанесення першого удару. Для цього необхідно було створити ракетно-ядерний потенціал, що забезпечував би гарантоване нанесення удару у відповідь у випадку ядерного нападу супротивника. Це у свою чергу, вимагало істотного підвищення захищеності пускових установок і КП від впливу ядерних факторів, а також інших заходів щодо підвищення живучості ракетних комплексів на всіх етапах бойового застосування.
Іншою найважливішою подією в цей період були переговори з американською адміністрацією, що завершилися підписанням у 1972 р. Тимчасової угоди між СРСР і США про деякі заходи у сфері обмеження стратегічних наступальних озброєнь (договір ОСО-1). Цей договір, який набув чинності 3 жовтня 1972 р., забороняв будівництво стаціонарних ПУ МБР, крім тих, які раніше побудовано або будівництво яких розпочато до 1 липня 1972 р. При цьому дозволялася модернізація пускових установок, але заборонялося переобладнання ПУ легких ракет у ПУ важких МБР. Отже, договір фактично встановлював межу кількості важких МБР на рівні 308 одиниць, шахти яких було споруджено до моменту його укладання. Відповідно до цього, головним завданням ставало вже не кількісне нарощування МБР, а всіляке підвищення їх живучості та бойової ефективності.
Шукати шляхи подальшої модернізації ракетного комплексу з найпотужнішою ракетою 8К67, що перебувала на озброєнні, КБ «Південне» почало ще 1966 р. Якісний стрибок у розвитку багатьох галузей промисловості, у першу чергу оборонних, створив передумови для промислового виготовлення мініатюрних пристроїв цифрової обчислювальної техніки, різної високоточної апаратури, досконаліших рідинних рушійних установок замкненої схеми, нових ядерних зарядів з високими питомими характеристиками. Усе це стало основою для створення нового, досконалішого третього, покоління стратегічної ракетної зброї.
У 1968 р. КБ «Південне» подало до уряду обґрунтовані технічні пропозиції щодо модернізації комплексу, яка мала на меті:
оснащення ракети розділюваною головною частиною з індивідуальним наведенням на цілі нових бойових блоків з покращеними масовими та балістичними характеристиками, стійкими до уражувальних факторів ядерного впливу,
підвищення захищеності шахтних пускових установок;
застосування нових, ефективніших засобів подолання протиракетної оборони ймовірного супротивника;
різке, більше ніж у тричі, збільшення точності стрільби;
істотне зменшення часу готовності до пуску;
оперативне, з мінімальним часом зниження боєздатності, переприцілювання по кожній із заздалегідь запланованих цілей;
реалізація засобами системи дистанційного керування повністю автоматичного керування ракетою і ШПУ з командного пункту БРК у процесі експлуатації та бойового застосування при повному виключенні рухомих регламентних засобів;
подальше вдосконалювання конструкції ракети та збільшення гарантійних строків її експлуатації.
Пропозицію було прийнято, і 2 вересня 1969 р. підписано постанову уряду про розроблення та виготовлення ракетного комплексу Р-36М (15А14).
Внаслідок реалізації принципів, запропонованих КБ «Південне», в подальшому було створено практично нову, принципово відмінну від Р-36 ракету, хоч вона і проходила під індексом її модернізації. Шлях її розроблення став одним з найдраматичніших моментів в історії підприємства. У тому ж 1968 р. заступник голови ВПК Г. М. Пашков привіз до КБ «Південне» комплект документації челоміївської ракети УР-100. Завдання, яке поставив він перед М. К. Янгелем, полягало в розробці варіанта модернізації цього комплексу з мінімальними строками та витратами. Власне модернізацію виконував і сам розробник ракети. КБ «Південне» було залучено на умовах конкурсної розробки.
Що являв собою об’єкт модернізації — міжконтинентальну двоступінчасту балістичну ракету УР-100 (8К84) легкого класу, стартової маси близько 40 т, діаметром 2 м, довжиною близько 17 м, здатна доставити легку або важку термоядерну головну частину масою 800-1500 кг на відстань відповідно 12 і 5 тисяч км з точністю стрільби 5 км. Ракета мала щільне компонування, автономну інерціальну систему керування, чотирикамерний РРД з хитними камерами згоряння замкненої схеми розробки КБ ХА (головний конструктор С.О. Косберг) на першому ступені і однокамерний РРД відкритої схеми розробки ОКБ- 117 (головний конструктор С. П. Ізотов) на другому. Двигуни працювали на висококиплячих компонентах палива — азотному тетраоксиді і несиметричному диметилгідразині. Ракета була ампулізованою, транспортувалася та зберігалася в спеціальному транспортно-пусковому контейнері, старт з якого проводився «гарячим» способом, на власних двигунах за напрямними всередині ТПК. Ракету було прийнято на озброєння РВСП у 1967 р., вона була порівняно недорога і випускалася масово для якнайшвидшого нарощування військового потенціалу СРСР у порівнянні зі США. Усього було розгорнуто близько тисячі таких ракет.
У зв’язку з моральним старінням ракети необхідно було в наявні шахтні споруди для ракет УР-100 установити нові, більш сучасні та ефективні міжконтинентальні ракети. При цьому доробка шахтних споруд мала бути мінімальною, але з істотним підвищенням їх захищеності. Це завдання було невдовзі закріплено офіційними документами. Рішення від 2 серпня 1968 р. і наказ міністра загального машинобудування від 8 серпня 1968 р. ставили перед КБ «Південне» термінове, дуже важливе та відповідальне завдання — у найкоротші терміни, за місяць—півтора, розробити аванпроект модернізованого ракетного комплексу УР-100. Аванпроект на цю ракету, названу МР-УР100, випущено у вересні 1968 р. Він ґрунтувався на впровадженні нових технічних рішень: системи керування на базі БЦОМ; двигунів замкненої схеми на обох ступенях;
мінометного старту ракети, що виключав систему газовідводів зі ШПУ, що істотно спрощувало конструкцію пускової установки і дозволяло значно збільшити ступінь її захищеності;
шахти без оголовка із захисним пристроєм — «дахом» поворотного типу замість зсувного по рейках;
транспортно-пускового контейнера мінімальних габаритів з розміщенням усередині нього ракети на спеціальних кільцевих опорах, а зовні — усієї наземної перевірно-пускової апаратури.
Загалом аванпроект було схвалено. Основне зауваження полягало в тому, що не забезпечувалося індивідуальне наведення бойових блоків на цілі. У ході роботи КБ «Південне» запропонувало свій варіант РГЧ з наведенням ББ на індивідуальні цілі, а також показало можливість підвищення рівня захищеності дороблених ШПУ до 20-30 кг/см2 (замість зазначених в аванпроекті 15 кг/ см2) за рахунок збільшення допустимого перевантаження на ракету.
У серпні 1969 р. відбулося засідання Ради оборони СРСР, на якому схвалено пропозиції КБ «Південне» стосовно модернізації ракетних комплексів Р-36 і УР-100. При цьому не було відкинуто і запропоновану Центральним конструкторським бюро машинобудівництва схему модернізації комплексу УР-100, а по суті — створення нового ракетного комплексу УР-100Н. Підсумки конкурсу було вирішено підбити на етапі льотних випробувань.
Запропонована як модернізація ракети УР-100 нова розробка ОКБ Челомея — міжконтинентальна ракета УР-100Н — була досить досконалою за основними технічними характеристиками. Рідинна двоступінчаста ракета легкого класу, побудована за тандемною схемою на висококиплячих компонентах палива, мала збільшену більше ніж удвічі стартову масу, близько 105 т, діаметр корпусу — 2,5 м, довжину — 24 м. Вона відзначалася щільним компонуванням і практично відсутністю «сухих» відсіків. Ракета з РРД замкненого циклу розробки КБХА на обох ступенях зберігалася в транспортно-пусковому контейнері з термостатуванням і стартувала з нього на власних двигунах за напрямними усередині ТПК на дальність близько 10 тис. км із закидною масою близько 4,5т. Ракету оснащено РГЧ з шістьма бойовими блоками із зарядами до 0,5 Мт.
Проте доробка шахтної пускової установки під ракету УР-100Н практично переходила в повний демонтаж ШПУ і будівництво нової зі здійсненням повного циклу будівельних робіт. Простіше кажучи, від колишньої ШПУ лишалася незмінною тільки осьова лінія.
У варіанті модернізації, запропонованому КБ «Південне», максимально зберігалася будівельна частина ШПУ і передбачалося промислове виготовлення основних елементів модифікованої ШПУ — захисного пристрою поворотного типу, силового металевого стакана та ін., при цьому захищеність споруди збільшувалася не менше ніж у 15 разів.
Постановою Уряду від 19 серпня 1970 р. КБ «Південне» доручено розробку ракетного комплексу з міжконтинентальною ракетою МР-УР100 (15А15) з виходом на ЛКВ у 1973 р. Розпочалося її повномасштабна модернізація, тоді як роботи над ракетою 15А14 уже йшли повним ходом.
Ескізний проект ракети 15А14 з трьома видами бойового оснащення — двома моноблоковими ГЧ, РГЧ 15Ф143 і маневрувальною ГЧ- було випущено у грудні 1969 р. Нова компонувальна схема ракети забезпечувала високий ступінь використання її об’єму за рахунок виключення міжбакових «сухих» відсіків, виконання нижнього днища паливного відсіку першому ступеня ввігнутим для розміщення РУ та утворення в баку пального другого ступеня внутрішньої порожнини для розміщення маршового двигуна. Маршові двигуни обох ступенів виконано за замкненою схемою, з високим тиском у камерах згоряння. На першому ступені встановлювали чотири хитні однокамерні двигуни 15Д117 розробки КБЕМ. РУ другого ступеня складалася з основного однокамерного двигуна 15Д79 і чотирикамерного рульового двигуна 15Д83 розробки КБХА. Систему керування ракети Р-36М розробило КБ Електроприладобудування (колишнє ОКБ-692). Це була перша вітчизняна система керування МБР, виконана повністю на основі застосування цифрових обчислювальних машин у бортовій і наземній апаратурі.
Базовими приладами систем керування були:
гіростабілізована платформа з трьома гіроінтеграторами і дискретними датчиками вихідної інформації, розроблена НДІ ПМ під керівництвом В. І. Кузнєцова;
триканальна БЦОМ; цифрова наземна апаратура.
Ідеологію побудови комплексу СК запропонував і обґрунтував колектив підрозділу під керівництвом Я. Е. Айзенберга в КБ Електроприладобудування.
Застосування на ракеті Р-36М системи керування з БЦОМ дозволило (стосовно ракети Р-36):
керувати розведенням, побудовою заданих бойових порядків засобів РТЗ і ББ та індивідуальним наведенням ББ на цілі в межах енергетично досяжної площі розведення;
за рахунок застосування оптимальних програм виведення і розведення підвищити енергетичні можливості ракети;
повністю автоматизувати всі процеси керування БРК з командного пункту БРК у процесі експлуатації та бойового застосування;
здійснювати оперативне переприцілювання з малою втратою боєздатності за польотними завданнями, що зберігаються на ПУ;
підвищити боєздатність комплексу ~ в 4 рази;
підвищити точність стрільби ~ в 3 рази.
У пневмогідравлічній схемі (ПГС) ракети реалізовано низку принципово нових рішень, що дозволили значно спростити конструкцію та схему роботи ПГС, зменшити кількість елементів автоматики, виключити необхідність проведення профілактичних робіт з ПГС і підвищити її надійність при одночасному зменшенні маси. Особливостями ПГС ракети була повна ампулізація паливних систем після заправки (з періодичним контролем тиску в баках) і виключення стиснених газів з борту ракети. Це зроблено вперше для ракет КБ «Південне» і дало можливість збільшити час перебування РК у повній бойовій готовності до 10-15 років з подальшою можливістю експлуатації до 25 років.
Для попереднього наддування баків уперше розроблено і впроваджено схему хімічного наддування шляхом упорскування протилежного компонента палива на дзеркало рідини в баках. Уведено «гаряче» (450°С) наддування паливних баків.
Гальмування відокремлюваних частин першого і другого ступенів уперше здійснювалося газореактивними системами, робочим тілом яких був газ, що перебував у баках під надлишковим тиском. Впровадженню ГРС передував значний комплекс наземного відпрацювання з вивчення фізичної картини внутрішньобакових процесів під час роботи системи допалювання, з конструкторського відпрацювання розкриття піроелементами заглушок, міцності вихідних пристроїв і сопел. За рішенням М.К. Янгеля, остаточне відпрацювання ГРС проводили в натурних умовах у процесі ЛКВ через неможливість у земних умовах відтворити специфічні умови польоту ракети (глибокий вакуум, знакозмінне навантаження, зменшена сила тяжіння тощо).
Впровадження ГРС дозволило в 3—5 разів порівняно з системами відокремлення з ПРД зменшити масу системи відокремлення, підвищити надійність, ресурс, виключити наявність стиснених газів і додаткових компонентів палива на борту ракети.
Складним завданням був вибір схеми, складу і характеристик принципово нового виду бойового оснащення — РГЧ з індивідуальним наведенням ББ на цілі. За результатами аналізу багатьох варіантів, у тому числі варіанта з розведенням ББ двигуна другого ступеня, було прийнято схему з автономним РД- ТП 15Д161, розробленим КБ-5. Заряд сумішевого палива торцевого горіння за рахунок своєї форми забезпечував повільне зменшення тяги в міру вигоряння палива, отже, відокремлення ББ.
Принципово нові рішення внесено в конструкції рульових приводів. Уперше в розробках КБ «Південне» було закладено рульові приводи централізованого живлення, що використовували як джерело тиску насос двигуна, а як робочу рідину — ракетне паливо. Датчики зворотного зв’язку потенціометричного типу замінено надійнішими, індукційними. В зв’язку з тим, що зростало навантаження на привід, призначений для хитання маршового двигуна, введено двокаскадні гідропідсилювачі з відсічним циліндричним золотником у кінцевому каскаді. Рульові агрегати для РГЧ стали використовувати крокові приводи та автономні бортові джерела потужності.
Ці конструкторські нововведення викликали потребу у технічному переозброєнні виробництва. У технологічний процес впроваджено потужні насосні станції продуктивністю до 60 л/хв за тиску нагнітання до 350 кг/см2, навантажувальні стенди з імітацією навантажень до 10 тс, алмазне прогладжування робочої поверхні силових циліндрів, електроерозійне оброблення дросельних отворів.
Фахівцям з РРД було доручено розробку нового в їх номенклатурі агрегату — бортового джерела потужності, що призначалося для живлення робочою рідиною рульового агрегату РДТП бойового ступеня ракети 15А14. Джерелом енергії БДП у польоті ракети були порохові гази, що вироблялися в спеціальному газогенераторі, а під час заводських і передстартових перевірок — стиснений газ. Було створено три модифікації БДП: 15Б81, 15Б81М і 15Б153, дві останні модифікації різнилися масою порохового заряду, тобто часом роботи газогенератора.
В ескізному проекті ракети Р-36М, випущеному в 1969 р., передбачався газодинамічний старт ракети зі ШПУ розробки ЦКБ-34 (Головний конструктор Є. Г. Рудяк). Пускова установка за своїми габаритами являла собою циклопічну інженерну споруду, підвищення захищеності якої до необхідних величин ставало складно та дорого. М. К. Янгель у цей час перебував у Москві на лікуванні. Коли йому привезли на затвердження ескізний проект ракети 15А14, він, ознайомившись з його матеріалами, підписати їх відмовився. «Робіть мінометний старт», — лаконічно сказав він, що викликало справжній шок у КБ. Уперше мінометний старт застосовано під час розробки комбінованої ракети РТ-20П (8К99), що вийшла на ЛКВ, але яку не було прийнято на озброєння. Вона була, по-перше, малогабаритною (діаметр 1,6 м, довжина ~ 17 м), по-друге, мала твердопаливну першу ступінь. А тут йшлося про величезну рідинну ракету з діаметром 3 м, завдовжки близько 30 м і зі стартовою масою понад 200 т, яку потрібно було «випхати» з транспортно-пускового контейнера, після чого запустити РРД першого ступеня. Ніхто у світі нічого подібного не робив. Не дивно, що на початку ця ідея не знайшла прихильників навіть у власному КБ, не кажучи вже про керівників міністерств і суміжних організацій.
Головний конструктор стартового комплексу Є.Г. Рудяк висловився так: «Підкинути, як яблуко, рідинну махину з масою понад 200 тонн — це найчистіший абсурд!». В. М. Челомей пообіцяв: «Я зніму капелюх, якщо ракета полетить». Ідея мінометного старту спочатку не мала прихильників ні в Міністерстві загального машинобудування, ні в Міністерстві оборони СРСР.
Незважаючи на величезну і всебічну протидію, М. К. Янгель ні на крок не відійшов від прийнятого рішення, чітко уявляючи перспективи і вірячи в здібності й талант своїх вихованців. І в цьому протистоянні з численними опонентами різного рівня він виявив себе цілеспрямованим, безкомпромісним і суворим бійцем, мудрим і далекоглядним діячем державного масштабу.
На великій нараді проектантів, балістиків, керівників, конструкторів ОКБ М. К. Янгель, вислухавши майже стовідсоткову негативну думку присутніх щодо мінометного старту для ракети 15А14, спокійно, чітко та однозначно підбив підсумок: «Ну що ж. Я всіх уважно вислухав і приймаю рішення — будемо робити мінометний старт». Шок у конструкторському бюро швидко пройшов. Почалася напружена робота над вирішенням надскладного завдання.
Протягом досить короткого часу було знайдено рішення щодо всіх проблемних питань, більшість з яких виконувалися на рівні винаходів. Розробка концепції мінометного старту важкої рідинної ракети потребувала введення низки нових конструктивних рішень. Одне з них, якщо не найглобальніше, створення абсолютно нового агрегату — транспортно-пускового контейнера, що являв собою величезну склопластикову конструкцію. Нижню частину ракети захистили від впливу газів порохового акумулятора тиску (ПАТ) спеціальним піддоном — циліндричною оболонкою з увігнутим днищем, пристикованою до нижнього шпангоута першого ступеня розривними болтами. Простір між днищами піддона і ТПК утворював геометрично правильний об’єм, заповнюваний газами ПАТ під час виштовхування ракети з контейнера. Далі піддон відокремлювався від неї пружинними штовхачами і за допомогою спеціальних ПРД уводився убік від ШПУ. Усередині ТПК ракета розташовувалася на декількох кільцевих опорах, що скидалися після пуску, які одночасно були амортизаторами для ракети за умови впливу ядерного вибуху.
Окрему, досить складну проблему становили розроблення порохового акумулятора тиску і різні нюанси, пов’язані з ним, не вирішені до кінця під час першого застосування мінометного старту на ракеті РТ-20П. Значна заслуга у вирішенні цих питань належить колективу термодинаміків КБ «Південне». За результатами їх теоретичних досліджень і практичних рекомендацій у конструкцію ракети було впроваджено і повністю відпрацьовано двоступеневий ПАТ, тобто цілих два порохові агрегати різної потужності, час спрацьовування яких визначався до часток секунди, і всі разом вони забезпечували викид громаддя в 200 тонн з транспортно-пускового контейнера.
Транспортно-пусковий контейнер для ракети 15А15 являв собою зварний циліндр розмірами 2х20 м з алюмінієвого сплаву АМг6 з рядом ребер по зовнішньому діаметру. Спочатку його передбачалося виготовляти на Омському авіазаводі № 166 (згодом НВО «Політ»), проте в 1970 р. запропоновано зосередити виготовлення комплексу ракети 15А15 на заводах України. Було призначено нового виробника ТПК — завод «Важмаш», що спеціалізувався на виготовленні для всього Союзу великогабаритних цистерн рухомого потяга для перевезення лугів, кислот і інших агресивних рідин, мав досвід зварювання великогабаритних оболонок з алюмінієвих сплавів. Складність виготовлення ТПК таких великих габаритів полягала у високій точності оброблення внутрішньої порожнини для забезпечення герметичності під час виходу ракети. Ознайомившись з розробленою Омським КБ документацією, технологи Важмашу, категорично заявили: «Ми таке не зробимо». Потрібні були значні і злагоджені зусилля керівництва КБ «Південне», ПМЗ і ДФ НДІТМ для організації виробництва ТПК комплексу 15А15 на Важмаші. КБ «Південне» довелося переробити конструкторську документацію на ТПК, виконану спеціалістами з Омська. ДФ НДІТМ розробила директивний технологічний процес виготовлення ТПК, спроектувала необхідне оснащення. Павлоградський машинобудівний завод виготовив найскладніші види технологічного оснащення, а також великогабаритні напівфабрикати — заготовки деталей. На Важмаші виділено необхідні виробничі площі, побудовано спеціальний цех, завезено устаткування.
В подальшому Важмаш успішно забезпечив серійне виробництво ТПК для ракет 15А15 і їх наступних модифікацій.
У березні 1970 р. випущено доповнення до ескізного проекту ракети 15А14 з мінометним стартом. Усі заправні магістралі виводилися на нижній торець ракети, дренажні магістралі першого і другого ступенів — на відповідні перехідники. їх розділення передбачалося здійснювати ходом ракети. У доповненні, крім змін, обумовлених зміною типу старту ракети, було враховано зауваження на ескізний проект Головкому Ракетних військ стратегічного призначення, що стосувалися бойового оснащення ракети. Замість цілого ряду поданих типів РГЧ у доповненні пропонувалося застосування єдиної уніфікованої УРГЧ-10, конструкція якої забезпечувала можливість її оснащення різною кількістю бойових блоків.
Підвищення захищеності ШПУ забезпечувалося в основному застосуванням мінометного старту, що дозволяв, зберігаючи зовнішні габарити, збільшувати міцність ШПУ за рахунок нарощування стовбура всередину. Реалізацію мінометного старту підтверджено 22 жовтня 1971 р. першим експериментальним пуском ракети 15А14. Це був пуск макета важкої міжконтинентальної рідинної ракети з транспортно-пускового контейнера за допомогою методу мінометного старту, пуск, що повідомив про народження нового способу старту — мінометного, на створення якого багато сил і здоров’я поклав Михайло Кузьмич. Через три дні його не стало..
Розробку двох нових ракетних комплексів третього покоління КБ інтенсивно продовжувало практично одночасно. Комплекс з ракетою МР-УР100 створювався приблизно на рік пізніше за строками, і це дало можливість використати нові, перспективні конструкторські рішення з комплексу Р-36М і цим зменшити строки його відпрацювання. На обох комплексах застосовано схеми мінометного старту з ТПК, розділювані ГЧ, системи керування на основі БЦОМ, єдиний уніфікований бойовий блок РГЧ, аналогічні конструктивно-компонувальні схеми твердопаливних двигунів РГЧ. Проте у розробленні ракети МР-УР100 були свої складності.
У жовтні 1969 р., відповідно до рішення Ради головних конструкторів від 18 вересня, КБ «Південне» випустило «Проектні матеріали щодо модифікованого РК УР-100» з підвищеними, у порівнянні з аванпроекгом, енергетичними характеристиками ракети, необхідними для застосування на ній РГЧ з чотирма бойовими блоками індивідуального наведення. Збільшення енергетики досягалося за рахунок розміщення маршового двигуна в порожнині паливного відсіку. Це дозволило істотно збільшити стартову масу ракети без зміни її основних габаритів (діаметр 2 м, довжина 21,15 м). Проте керівництво ПМЗ зустріло ідею «утопленого» двигуна, м’яко кажучи, без ентузіазму. Поїздка заводчан у м. Златоуст, де виготовляли БРПЛ 4К75 з аналогічним розташуванням двигуна, остаточно переконала їх у тому, що виготовлення ракети з «утоплеником» є вкрай трудомістким і нетехнологічним. У пошуках інших, більш прийнятних шляхів підвищення енергетики ракети довелося прийняти старий «дідівський» метод, збільшивши діаметр першого ступеня до 2,25 м з одночасним збільшенням внутрішнього діаметра контейнера.
У квітні 1970 р. до КБ «Південне» прибув голова ВПК Л. В. Смірнов, який після ознайомлення зі станом справ на місці дав «зелене світло» подальшим роботам щодо комплексу з ракетою МР-УР100. Розпочалося її повномасштабне розроблення, яке в подальшому було підкріплено постановою Уряду від 19 серпня 1970 р., хоч до цього часу роботи щодо комплексу вже йшли повним ходом. У вересні 1970 р. випущено ескізний проект комплексу з ракетою МР-УР100. Ракета проектувалася разом зі ШПУ, з урахуванням взаємних потреб. КБ «Південне» при цьому брало на себе не тільки роль головного розробника ракети, але й ракетного комплексу в цілому.
Конструкція конкурсної ракети МР- УР100 (15А15) мала низку особливостей, крім властивих новому типу старту. Вона, як відомо, проектувалася під наявні ШПУ для ракет УР-100, тобто з жорстким обмеженням на діаметр і довжину ракети. Обмежені строки розроблення також позначилися на ракеті.
Двоступінчасту МБР легкого класу тандемної схеми МР-УР100 було виконано у двох діаметрах, збільшених порівняно з УР-100: діаметр першого ступеня становив 2,25 м, другого — 2,1 м. Ступені було з’єднано між собою конічним перехідним відсіком, який під час розділення ступенів руйнувався подовженим кумулятивним зарядом. Це було застосовано вперше в розробках КБ «Південне». На обох ступенях баки палива й окиснювача об’єднано в єдині паливні ємності, проміжні днища в яких виконувалися із триметалевого листа з вторинною герметизацією зварених швів. Це являло собою складну технологічну проблему, яку успішно вирішили фахівці КБ «Південне», ПМЗ і Інституту електрозварювання ім. Є.О. Патона АН УРСР. Унікальний спосіб зварювання вибухом для одержання заготовок з трьох листів металів АМг6+АД1+АМг6 було розроблено вперше на рівні технологій світового рівня.
Для виготовлення оболонок паливних баків використовували більш міцні вафельні обичайки, технологію виготовлення яких уперше освоєно стосовно ракети Р-36М.
На ракеті МР-УР100 використовувалося так зване «хімічне» попереднє наддування паливних баків, а також забірні пристрої оригінальної конструкції з дестратифікаторами («мішалками»), що забезпечували мінімальні залишки незабору КРП у баках. Паливна система ракети була повністю ампулізована, що виключало необхідність пневмовипро- бувань у місцях експлуатації. Відпрацювання наддування паливних відсіків проводили на стендах № 6, 17, 18 комплексу вогневих випробувань РРД.
Гальмування корпусу другого ступеня під час відокремлення ГЧ виконувалося газореактивною системою шляхом стравлювання тиску наддування з порожнин паливного відсіку. Розкриття сопел протитяги виконувалося за допомогою ПКЗ. Систему відпрацювали на стенді № 23 відділу 76.
На ракеті було застосовано нову систему керування витратою палива (СКВП) для забезпечення одночасного спорожнювання паливних баків і оптимального використання запасів палива, у результаті чого було істотно підвищено енергетику ракети. Систему було створено в КБ «Південне» за участю НДІ АП і ІПУ АН СРСР.
На першому ступені встановлювався маршовий однокамерний двигун розробки КБЕМ другого ступеня ракети Р-36М і керуючий чотирикамерний двигун 15Д167, розроблений КБ-4 на базі серійних двигунів 8Д68 і 8Д612. РРД 15Д167, виконаний за відкритою схемою без допалювання генераторного газу, забезпечував для першого ступеня, крім своєї основної функції, також наддування бака пального відновлювальним газом, живлення окиснювачем і пальним агрегату наддування бака окиснювача і живлення пальним системи гідроприводів, а для другого ступеня — живлення компонентами палива систем попереднього наддування баків. Камеру згоряння РРД 15Д167 з соплом трубчастої конструкції було спроектовано з максимальним ступенем уніфікації з двигуном 8Д612 гальмової РУ ОГЧ ракети 8К69. Для розміщення маршового двигуна бак пального першого ступеня було виконано з увігнутим днищем.
Однокамерний маршовий РРД другого ступеня 15Д169 замкненої схеми розміщувався в тороїдній порожнині бака пального. Керування вектором тяги здійснювалося шляхом вдування газу в закритичну частину сопла. Для керування за креном використовувалися чотири сопла, що працювали від газогенератора ТНА. РРД 15Д169 забезпечував також наддування бака окиснювача другого ступеня газом, що виробляє газогенератор наддування, і бака пального — відновлювальним генераторним газом, що відбирався після ТНА. Двигун розробило КБ-4 на базі РРД 15Д512 другого ступеня ракети 8К99 з деякими удосконаленнями для підвищення надійності та збільшення ресурсу.
У результаті багатоваріантних проектних пошуків було розроблено РГЧ з платформою під чотири нові бойові блоки 15Ф158У, які розробило КБ «Південне». Аналіз показав, що для розведення ББ найбільш доцільно було б застосовувати РРУ з можливостями її форсування і дроселювання в потрібний час. Проте її створення і відпрацювання вимагали багато часу та не вписувалися в програму модернізації, тому звернулися до менш ефективного, але найбільш простого двигуна — твердопаливного. Програмування тяги здійснювалося за рахунок вибору заряду твердого палива торцевого горіння в конічному корпусі. Зменшення поперечного перерізу палаючої поверхні заряду за часом забезпечувало плавне зменшення величини тяги.
У процесі розроблення РГЧ дійшли висновку, що приладовий відсік має відокремлюватися від ракети і забезпечувати політ РГЧ. У пошуках можливості мінімізації маси прийшли до ідеї герметичного приладового відсіку. Це рішення дозволило відмовитися від корпусів приладів, максимально зблизити їх між собою, зменшивши їх масу та масу кабельної мережі, забезпечивши кращі умови для функціонування апаратури, та істотно зменшити габарити та масу приладового відсіку. Герметичний приладовий відсік став об’єктом подвійного використання: спочатку у складі ракети під час польоту перших ступенів, а потім, відокремившись від ракети разом з РГЧ, забезпечував її політ і розведення ББ. При цьому покращилася штатна експлуатація ракети — у разі відмови одного з приладів заміняли ГПВ, узятий із ЗІП, а несправний відправляли на завод-виробник для ремонту.
Жорсткі обмеження щодо довжини ракети викликали потребу у ще одному нововведенні — було розроблено спеціальний головний обтічник зі складним наконечником з двох напівоболонок, які після виходу ракети зі ШПУ складалися під дією пружинних приводів і утворювали гострий конус.
У результаті розроблена РГЧ для ракети МР-УР100 за рівнем масової досконалості є неперевершеним зразком і донині.
Льотні випробування ракети МР- УР100 розпочалися на НДВП-5 під керівництвом Держкомісії. Для якнайшвидшого початку льотних випробувань ракети перші п’ять її льотних зразків оснащувалися РГЧ, укомплектованою позаштатним обтічником і телеметричними ББ, запозиченими з БРК розробки ЦКБМ.
Пуски ракет проводили по району «Кура» у район «Акваторія», один пуск було проведено на мінімальну дальність по району «Кзил-ТУ».
Льотно-конструкторські випробування ракети з РГЧ успішно завершилися в грудні 1974 р.
Льотні випробування комплексу Р-36М з усіма видами бойового оснащення проводили на НДВП-5 у період з 1973 по 1976 рр. Проведено 43 пуски, з них 36 були успішними.
Особливий випадок являв собою пуск ракети № 22Л. Відразу ж після увімкнення автомата стабілізації четвертий рульовий привід «пішов на упор». Інші три не змогли компенсувати перекидний момент, ракета втратила керованість і впала неподалік від СП. На місці падіння вдалося знайти незруйновану рульову машину зі збереженою розпайкою виводів датчика зворотного зв’язку на штепсельне рознімання, яка виявилася неправильною.
Після цього випадку було введено 100 % пломбування БТК і ВП усіх рознімних з’єднань і дуже гостро постало питання забезпечення об’єктивного контролю параметрів рульового агрегату з документуванням результатів випробувань. Заново створеному КБ «Орбіта» (директор В. Д. Хазов, пізніше
О. О. Макаров) було доручено розроблення АСК ТП для автоматизованого контролю рульового приводу. Таку систему з назвою «Імпульс» було розроблено і впроваджено в цеху головного складання, на ПМЗ, у цеху-виробнику рульового приводу. Систему з деякими удосконаленнями успішно застосовували під час виготовлення ракет нового покоління, а також надалі — під час випробувань РН «Зеніт».
На основі позитивних результатів льотних випробувань ракетний комплекс було прийнято на озброєння — у складі з РГЧ і з важким моноблоком у 1976 р., а у складі з легким моноблоком — у 1978 р.
У ракети 15А14 було довге життя.
Ракети, що перебували на бойовому чергуванні, були переоснащені у 1980 р. без діставання зі ШПУ удосконаленими розділюваними головними частинами, з рідинним ступенем наведення, створеними на той час для ракети 15А18. Під новим позначенням 15А18-1 ракети продовжили бойове чергування протягом 10 і більше років понад гарантійний строк.
У 1978-1980 рр. за допомогою ракет 15А14, знятих з озброєння, проводили льотно-конструкторські випробування експериментальної самонавідної головної частини 8Ф678, на якій перевіряли два варіанти візування на ціль — за радіояскравісними і рельєфними картами місцевості.
Ракети 15А18-1 після виведення з експлуатації були використані також у дослідно-конструкторських роботах для льотних випробувань бойових блоків наступних поколінь, для НДР з пусками експериментальних блоків, пошкоджених імітаторами ПРО, а також для пусків балістичних мішеней в інтересах відпрацювання вітчизняної ПРО, зокрема системи залпової стрільби стрижневими уражувальними елементами (тема «Мозир»). Для теми «Мозир» були створені інертний блок-мішень і, разом з ВНДІЕФ, телеметричний блок-мішень.
Усього через кілька місяців після прийняття на озброєння комплексів з ракетами Р-36М (15А14) і МР-УР100 (15А15) 16 серпня 1976 р. постановою уряду КБ «Південне» було доручено розроблення РК Р-36М і МР-УР-100 з покращеними тактико-технічними характеристиками. У грудні 1976 р. ескізні проекти цих комплексів з ракетами, що одержали індекси 15А18 і 15А16, були розроблені і подані замовникові.
Модернізація обох ракетних комплексів мала на меті істотне підвищення ефективності їх бойового застосування за мінімальних дороблень і стосувалася, головним чином, «верхівок» ракет — РГЧ і ступенів розведення. Перший і другий ступені для обох ракет використовувалися без дороблення. Ступені розведення і РГЧ заміняли новими на заправлених компонентами палива ракетах, що стояли у ШПУ.
Для ракети 15А18 було розроблено новий ступінь розведення 15Б157 діаметром 3 м і заввишки 1 м, який має РРД з хитними камерами, що працює на основних компонентах палива, і нову РГЧ 15Ф183 з десятьма новими швидкісними блоками 15Ф162 з зарядами підвищеної потужності. Нові ББ були уніфіковані для обох ракет.
Розроблений КБ-4 двигун 15Д177 для ступеня розведення було виконано чотирикамерним, за відкритою схемою без допалювання генераторного газу, дворежимним (тягою 2000 кгс і 800 кгс) з багаторазовим (до 25 разів) перемиканням з одного режиму на інший для створення найбільш оптимальних умов під час розведення ББ.
Одна з конструктивних особливостей двигуна — два фіксовані положення камер згоряння. Під час транспортування і польоту ракети КЗ розташовувалися усередині ступеня розведення. Після відокремлення ступеня від ракети спеціальні механізми виводили камери за зовнішній контур відсіку, розвертали їх у робоче положення для реалізації «тягнучої» схеми розведення ББ і закріплювали пневматичними фіксаторами. На цьому двигуні вперше було введено перевірку відсутності засмічення магістралей методом продування повітрям з вимірюванням перепадів тиску ротаметрами. Двигун 15Д177 відпрацьовувався на стенді № 4 комплексу 8. Там же для ракети 15А18 проводили комплексні випробування ступеня розведення в цілому.
Нову РГЧ 15Ф183 було виконано за двоярусною схемою з єдиним аеродинамічним обтічником. Уперше були розроблені і застосовані безімпульсні пристрої відокремлення ББ і пружинні штовхачі, що закручували ББ навколо осі в момент їх відокремлення від платформи.
Модернізація системи керування (КБ Електроприладобудування) полягала в реалізації більш повних законів керування із зведенням практично до нуля методичних помилок, а також збільшенням пам’яті БЦОМ. При цьому точність стрільби було покращено в 2,5 рази, час готовності ракети до пуску зменшився до 62 с.
Покращення параметрів системи прицілювання (КБ заводу «Арсенал») досягалося за рахунок підвищення точнісних характеристик апаратури, підвищення ударостійкості, застосування системи попереджувального запуску і квантового оптичного гірометра з високою швидкодією, що дозволяв виконувати багаторазову корекцію прицілювання.
РГЧ 16Ф161 ракети 15А16 відрізнялася від РГЧ 15Ф154 ракети 15А15 модифікованим твердопаливним двигуном розведення 15Д171-02 зі зменшеним розкидом тяги за рахунок індивідуального підбирання критичних перерізів сопел. Як і на РГЧ 15Ф183, були впроваджені нові безімпульсні пристрої кріплення ББ до платформи та механізми відстикування штепсельних рознімань між ББ і РГЧ.
Уперше в практиці вітчизняного ракетобудування на ракеті 15А16 було застосовано систему «Меридіан», що дозволяла визначити напрямок справжнього меридіана і забезпечувала прицільний пуск ракети після ядерного впливу. За допомогою системи «Меридіан» була можливість дистанційно вимірювати та уточнювати поправку азимута базового елемента, визначену під час постановки на бойове чергування, за допомогою візуальних гірокомплексів.
Льотні випробування обох ракетних комплексів розпочалися на НДВП-5 у жовтні 1977 р. і завершилися у вересні 1979 р. (15А16) і в листопаді 1979 р. (15А18). З урахуванням того, що перші ступені обох ракет залишалися без змін, обсяг ЛКВ було зменшено. На льотних випробуваннях цих ракет як вимірювальні засоби використовували новітні варіанти датчико-перетворювальної апаратури, систему телеметричних вимірювань «Сиріус», бортові прилади системи траєкторних вимірювань «Вега-АП». Траси випробувань було переоснащено високоефективними антенами («Изумруд», «Агат», «Орбита-У»), а між вимірювальними пунктами й обчислювальним центром полігона були організовані лінії зв’язку для передачі вимірювальної інформації. Значної модернізації зазнали кораблі і вимірювальні засоби океанографічної експедиції 5 ТОГЕ, які використовували під час пусків в акваторію Тихого океану.
Льотні випробування комплексу з ракетою 15А16 проводила Держкомісія. Технічним керівником випробувань — заступником голови Держкомісії був головний конструктор КБ «Південне» В. Ф. Уткін, заступником технічного керівника випробувань — В.В. Грачов.
В основному акцент було зроблено на відпрацюванні нової системи керування, нового бойового блока 15Ф162, на підтвердження точності стрільби і відпрацювання процесу переоснащення ракетного комплексу під змінену ракету.
Під час льотних випробувань було проведено 19 пусків (з урахуванням партіонної ракети 20Т), з них 16 були успішними. Причинами аварійних пусків були в основному випадкові виробничі дефекти — неправильне функціонування контурів зворотного зв’язку рульових приводів тангажа та рискання другого ступеня через використання позаштатної розетки-перемички, непроходження команди на розділення ступенів через руйнування штепсельних рознімань, установлених з відхиленням від документації. Один з пусків був з надто тяжкими наслідками. У результаті прикрої помилки під час запису польотного завдання не було видано команду на запуск двигуна першого ступеня. Ракета після мінометного старту піднялася на 20 м і впала в пускову установку, що призвело до повного руйнування ШПУ.
Льотні випробування підтвердили підвищення бойової ефективності комплексу приблизно в 2,5 рази у порівнянні з комплексом 15А15 і дозволили Держкомісії рекомендувати його до прийняття на озброєння. Постановою уряду комплекс з ракетою 15А16 було прийнято на озброєння 17 грудня 1980 р.
Перший полк з ракетним комплексом 15А16 було поставлено на бойове чергування (БЧ) 17 жовтня 1978 р. До 1983 р. усі ракети 15А15, що стояли на БЧ у кількості 130 одиниць, було замінено на ракети 15А16. Крім того, за рахунок зменшення кількості ракет УР- 100 було розгорнуто ще 20 ракет, що збільшило загальну кількість розгорнутих МБР 15А16 до 150.
На цей час усі ці ракети демонтовано і ПУ ліквідовано, крім однієї, яку залишили для музейних цілей.
Ракети знищували на арсеналі в с. Суроватиха (Нижньогородська область).
Льотними випробуваннями ракети 15А18 керувала Держкомісія. З проведених 19 пусків 17 були успішними. Причинами аварійних пусків були втрата стійкості першого ступеня через вихід з ладу рульової машини, втрата стійкості бойового ступеня через ненормальність її відокремлення від другого ступеня (наявність механічного зв’язку після команди відокремлення). Причини було усунуто, ефективність ужитих заходів підтверджено наступними пусками.
У процесі льотних випробувань було проведено перевірку і відпрацювання можливості введення в дію комплексу як шляхом постановки заново виготовлених ракет 15А18, так і шляхом переобладнання ракет 15А14, поставлених у ПУ раніше, без зливання з них компонентів палива.
У результаті льотних випробувань було показано перевищення заданих тактико-технічних вимог МО дальності стрільби, району розведення ББ і підвищення бойової ефективності ракетного комплексу.
Ракета 15А18 могла доставити РГЧ з індивідуальним наведенням 10ББ з потужністю заряду 0,5-0,7 Мт, з точністю стрільби ±0,65 км, маючи потужну систему подолання протиракетної оборони потенційного супротивника. Гарантійний строк зберігання ракети в заправленому стані становив 10 років, час підготовки до пуску з повною бойовою готовністю — 62 с.
За рекомендацією Держкомісії ракетний комплекс з ракетою 15А18 постановою Уряду було прийнято на озброєння 17 грудня 1980 р. — у той же день з прийняттям на озброєння комплексу з ракетою 15А16.
Розгортання ракети розпочалося у 1979 р. До 1980 р. розгорнуто 120 ракет 15А18, які замінили останні ракети Р-36, що залишилися на озброєнні. До 1983 р. було виконано заміну на 15А18 усіх раніше розгорнутих ракет 15А14, і загальна кількість розгорнутих ракет 15А18 досягла 308 одиниць. Тобто межі, установленої Договором ОСО-1.
Надійність і довговічність ракети 15А18 перевищила всі початкові прогнози. Ракета перебувала в експлуатації 25 років, що на 15 років більше заданого гарантійного строку. Це підтверджено в рамках ДКР «Заряддя» проведенням дефектації восьми ракет і елементів комплексу та проведенням шести пусків ракет після різних строків експлуатації. Надалі ракета 15А18 стала затребуваною для застосування як надійної конверсійної ракети-носія «Дніпро», пуски якої розпочалися у 1999 р.
За розроблення ракетних комплексів третього покоління, які стали не тільки великою творчою перемогою колективу, але і матеріальною основою безпеки СРСР, КБ і завод було нагороджено орденом Жовтневої Революції. Звання Героя Соціалістичної Праці було присвоєно В. Ф. Уткіну і О.М. Макарову (обом вдруге), а також Б. І. Губанову і М. І. Галасю. Лауреатами Ленінської премії стали Ю. О. Сметанін і В. І. Кукушкін, Державної премії СРСР — С. М. Конюхов, А. Ф. Владико, А. М. Куншенко. Багато інженерів, робітників, техніків було нагороджено орденами та медалями.
На початку 70-х років, враховуючи реальні можливості високоефективних методів радіоелектронної протидії потенційним супротивником засобів бойового керування РВСП, стало досить актуальним завдання гарантованого доведення бойових наказів від вищих ланок керування (Генштаб ВР СРСР, Управління РВСП) до командних пунктів і окремих пускових установок стратегічних ракет, що стоять на бойовому чергуванні, у випадку надзвичайного стану.
Виникла ідея використовувати для цих цілей як доповнення до наявних каналів зв’язку спеціальну командну ракету, оснащену потужним радіопередавальним пристроєм, що запускається в особливий період і подає команди на пуск усіх ракет, що перебувають на бойовому чергуванні по всій території СРСР.
Розроблення спеціальної командної ракетної системи, що одержала назву «Периметр», було задано КБ «Південне» постановою уряду від 30 серпня 1974 р. Як базову ракету спочатку передбачалося використовувати ракету МР-УР100 (15А15), згодом зупинилися на ракеті МР-УР100 УТТХ (15А16). Дороблена стосовно системи керування ракета одержала індекс 15А11.
На ракеті встановлювалася спеціальна головна частина, що містила оригінальну радіотехнічну систему розробки ОКБ Ленінградського політехнічного інституту (пізніше НВО «Імпульс»). У створенні комплексу командної ракети брали участь багато підприємств і організації різних міністерств і відомств. Основні з них: НВО «Імпульс» (В. І. Мельник), НВО АП (М. О. Пілюгін), КБСМ (О. Ф. Уткін), ЦКБТМ (Б. Р. Аксютин), МНДІРЗ (А.П. Біленко), ВНДІС (Б. Я. Осипов), ЦКБ «Геофізика» (Г. Ф. Ігнатьєв), НДІ-4 МО (Є. Б. Волков).
Через велике завантаження виробництва Південмашу виготовлення спеціальної головної частини було розміщено на НВО «Стріла» в Оренбурзі.
Після наземного відпрацювання нових технічних рішень у 1979 р. розпочалися льотно-конструкторські випробування командної ракети. На НДВП-5, на площадках 176 і 181, було введено в дію дві експериментальні шахтні ПУ. Крім того, на площадці 71 було створено спеціальний командний пункт, оснащений заново розробленою унікальною апаратурою бойового керування для забезпечення дистанційного контролю та пуску командної ракети за наказами, що надходять від вищих ланок керування РВСП. На спеціальній технічній позиції в корпусі складання було споруджено екрановану безлунну камеру, обладнану апаратурою для автономної перевірки радіопередавача.
Льотні випробування ракети 15А11 проводили під керівництвом Держкомісії, очолюваної генерал-лейтенантом В. В. Коробушиним, першим заступником начальника Головного штабу РВСП. Технічним керівником випробувань системи «Периметр» було призначено В. І. Мельника, Головного конструктора НВО «Імпульс». КБ «Південне» у Держкомісії представляв перший заступник Генерального конструктора Б. І. Губанов.
Перший пуск командної ракети з еквівалентом передавача було успішно проведено 26 грудня 1979 р. Було перевірено розроблені та реалізовані складні алгоритми сполучення всіх систем, що брали участь у пуску, можливість забезпечення ракетою заданої траєкторії польоту ГЧ 15Б99 (вершина траєкторії на висоті близько 4000 км, дальність 4500 км), роботу всіх службових систем ГЧ у штатному режимі, підтверджено правильність прийнятих технічних рішень.
На льотні випробування було вибрано 10 ракет. У зв’язку з успішними пусками і виконанням поставлених завдань Держкомісія вирішила за потрібне обмежитися сіма пусками.
Під час випробувань системи «Периметр» були проведені реальні запуски ракет 15А14, 15А16, 15А35 з бойових об’єктів за наказами, переданими спеціальній головній частині в польоті. Попередньо на ПУ цих ракет були змонтовані додаткові антени і установлені нові приймальні пристрої. Цих дороблень згодом зазнали всі ПУ та командні пункти РВСП.
Разом з льотними випробуваннями проводилася наземна перевірка працездатності всього комплексу в умовах впливу уражувальних факторів ядерного вибуху на полігоні Харківського фізико-технічного інституту, у випробувальних лабораторіях ВНДІЕФ (м. Арзамас), на ядерному полігоні (на острові Нова Земля). Проведені випробування підтвердили працездатність апаратури за рівнів впливу ядерного вибуху, що перевищують задані тактико-технічні вимоги.
Ще під час льотних випробувань постановою уряду було поставлено завдання про розширення функцій, що вирішував комплекс командної ракети, з доведенням бойових наказів не тільки до об’єктів РВСП, але і ракетних підводних човнів стратегічного призначення, літаків дальньої і морської ракетоносної авіації на аеродромах і в повітрі, пунктів керування РВСП, ВПС і ВМФ.
ЛКВ командної ракети було завершено в березні 1982 р. У січні 1985 р. комплекс поставлено на бойове чергування.
Джерело: Історія ракетно-космічної науки і техніки України / ДУ «Інститут дослідж. наук.-техн. потенціалу та історії науки ім. Г.М. Доброва НАН України». – К.: Фенікс, 2021. – 456 с. Відповідальний редактор — В.П.Горбулін, академік НАН України, перший віце-президент НАН України.
Отправить ответ