Перша радянська мобільна МБР РТ-20П (SS-15 «Scrooge»)

РТ-20, РТ-20П (індекс ГРАУ – 8К99, за класифікацією МО США та НАТО – SS-15 Scrooge) — перша радянська мобільна міжконтинентальна балістична ракета.

Головний розробник – ОКБ-586 (майбутнє КБ «Південне») під керівництвом головного конструктора М.К. Янгеля. Розробка розпочалася в 1961 р. Льотні випробування ракети проходили в 1967-69 р.р. Використовувалася у складі рухомого ракетного комплексу наземного базування 15П699 p з самохідними ПУ 15У51. В 1969 р. розробка ракетного комплексу з ракетою РТ-20П була припинена.

На озброєння ракетний комплекс не приймався, оскільки ракета, була швидше експериментальною ніж готовою до бойового використання.

***

РТ-20П на параде в Москве, 07.11.1967 г.

Межконтинентальная баллистическая ракета (МБР) / подвижный грунтовый ракетный комплекс. Разработка комплекса велась ОКБ-586 (ныне — КБ «Южное», г.Днепропетровск, генеральный конструктор — М.К.Янгель), ведущий конструктор комплекса — Б.А.Ковтунов (с 1964 г.). Постановлением СМ СССР №316-137 от 4 апреля 1961 г. ОКБ-586 на конкурсной основе с ОКБ-1 предлагалось в течение 1961-1962 г.г. совместно со смежными организациями выполнить соответствующую НИР с последующим ее переводом в ОКР. В основу НИР положено ТТЗ МО СССР по созданию малогабаритной твердотопливной МБР со стартовой массой 25 тонн.

Для работы над НИР ОКБ-586 привлечена широкая кооперация КБ и предприятий по различным направлениям:

— разработка высокоэнергетических смесевых твердых топлив, зарядов и их технологии — НИИ-6, НИИ-130, ГИПХ, завод №55 Днепропетровского совнархоза;

— разработка конструкционных, жаростойких и теплозащитных материалов и технологии изготовления корпусов и узлов РДТТ — НИИ-13, НИИ-88, ВИАМ, институты АН УССР, НИИГрафит и ВНИИТС Московского совнархоза, НИТИ-40, УкрНИТИ;

— разработка бортовой и наземной аппаратуры системы управления, электрооборудования, источников питания и кабельной сети — ОКБ-692, НИИ-944, ВНИИЭМ, ВНИИТ, НИАИ, ОКБ-686;

— разработка боевого снаряжения — КБ-11 Минсредмаша СССР;

— комплексная проработка вариантов старта — ЦКБ-34;

— проведение теоретических и экспериментальных исследований, составлению методик расчета РДТТ — НИИ-1, ЦАГИ, НИИ-88, НИИ-6, НИИ-130, ГИПХ, МВССО СССР, МВССО РСФСР, ИСМ АН УССР.

Для проведения ОКР по ракетам с РДТТ приказом ГКОТ №148 от 15 апреля 1961 г. на базе СКБ-10 организован филиал № 2 ОКБ-586, начальник — С.Д.Бадоев, бывший начальник СКБ-10. Главным конструктором филиала был назначен Б.Е.Андреев, главным инженером — Н.Ф.Куриленко. В составе филиала оганизованы два отдела: конструкторский — отдел 10, возглавляемый Н.Д.Модестовым, и испытательный — отдел 7, возглавляемый П.Ф.Божковым. Распределение работ по тематике ракет дальнего действия с РДТТ было следующим:

— ОКБ-586 — разработка ракетного комплекса в целом;

— филиал № 2 ОКБ-586 — разработка и экспериментальная отработка двигателей ракеты;

— НИИ-6 — разработка топлива, технологии изготовления и снаряжения зарядов твердого топлива;

Этим же приказом ГКОТ поручалось Главному конструктору ОКБ-1, директорам НИИ-1, НИИ-6, НИИ-130, НИИ-125 и начальнику ЦКБ-7 с целью использования накопленного опыта в разработке ракет на твердом топливе ознакомить ОКБ-586 и его филиал № 2 с опытом работ по ракетам в РДТТ с передачей, в случае необходимости, требуемой технической документации.

НИР по теме РТ-20П продолжалась в 1961-1962 г.г. Выполнен большой объем расчетно-теоретических исследований, проектно-конструкторских проработок, освоен и обобщен опыт организаций отрасли по проектированию и экспериментальной отработке РДТТ. Изготовлено два опытных модельных двигателя и проведена серия экспериментов по проверке огневой стойкости ряда материалов. В результате проведенных НИР стали ясны многие вопросы проектирования РДТТ, налажена связь с НИИ-9 (будущее НПО «Алтай»), НИИ-125 (будущее ЛНПО «Союз») и др. смежниками. Сотрудниками филиала № 2 ОКБ-586 освоена специфика экспериментальной отработки РДТТ. В ходе НИР филиалом №2 обеспечивалось изготовление и стендовые испытания модельных двигателей, на которых отрабатывались рецептуры топлив, материалы и конструкции элементов РДТТ. Именно в это время коллективами проектного отдела 31 и филиала № 2 ОКБ-586 закладывались основы новой для КБ, твердотопливной тематики.

Проведенная НИР показала, что с учетом всех факторов стартовая масса малогабаритной МБР на твердом топливе может быть реализована лишь на уровне, в 1,5 раза превышающем заданный. В итоге в ОКБ-586 предложили создать двухступенчатую малогабаритную МБР комбинированного типа — РДТТ на первой ступени и ЖРД на второй. Применение ампулизированной ступени с ЖРД позволяло сохранить основные эксплуатационные преимущества РДТТ и уложиться по стартовой массе в допустимые пределы.

Постановлением СМ СССР №565-197 от 22 мая 1963 г. НИР по теме РТ-20П была переведена в ОКР. ОКБ-586 поручалась разработка предэскизного проекта комбинированной ракеты со стартовой массой не более 30 т. Ракете присвоен индекс 8К99, маршевому РДТТ первой ступени — 15Д15, маршевому ЖРД второй ступени — 15Д12. На основании положительных результатов проведенных проектных и экспериментальных работ руководство ОКБ и завода в ноябре 1963 г. вышло в правительство с предложением о создании подвижного ракетного комплекса на гусеничном ходу с комбинированной двухступенчатой МБР. Предложение рассматривалось как первый этап создания комплекса, с последующей модернизацией и заменой ступени с ЖРД на ступень с РДТТ.

В декабре 1963 г. приказом №778 ГКОТ на базе филиала № 2 ОКБ-586 образован специализированный производственный объект завода №586 по изготовлению двигателей на твердом топливе, огневым стендовым испытаниям РДТТ. Конструкторские подразделения бывшего филиала оставались в составе ОКБ-586.

Приказом №2 Главного конструктора ОКБ-586 от 24 января 1964 г. производится реорганизация проектно-конструкторских подразделений, работающих по твердотопливной тематике. Для разработки РДТТ 1-й ступени создается специализированный комплекс № 9 под руководством заместителя Главного конструктора М.Б.Двинина. В состав комплекса вошел проектный отдел №31 (начальник — Б.Е.Андреев, одновременно заместитель начальника комплекса) и конструкторское бюро №5 (КБ-5), организованное на базе конструкторского отдела бывшего филиала №2. Начальником КБ-5 назначался Г.Д.Хорольский. На базе конструкторского отдела, находящегося на павлоградской территории, были организованы два отдела — №551 — по конструкции двигателей (Н.Д.Модестов) и №552 — по стендовым испытаниям (А.А.Спивак). Общая численность КБ-5 на момент создания составляла 130 человек.

В январе 1964 г. разработан предэскизный проект комплекса РТ-20П — 8К99. Устное одобрение ВПК подкреплено решением ВПК №113 от 15 апреля 1964 г. о проведении работ первого этапа по комплексу 8К99 с двигателем первой ступени на твердом смесевом топливе и ЖРД на второй ступени, на реально достигнутом уровне характеристик по твердому топливу, системе управления и спецзаряду. Были установлены сроки разработки:

— эскизный проект — 4-й квартал 1964 г.;

— проведение огневых стендовых испытаний двигателей — июль 1964 г. — 2-й квартал 1965 г.;

— подготовка полигона — 3-й квартал 1965 г.;

— начало совместных летных испытаний — 4-й квартал 1965 г.

Приказом Главного конструктора № 7 от 22 февраля 1964 г. ведущим конструктором комплекса назначен Б.А.Ковтунов, ведущим конструктором ДУ первой ступени — С.В.Борисенко. Весь 1964 г. проходил под знаком разработки эскизного проекта, подготовки производства к изготовлению материальной части как на Днепропетровской, так и на Павлоградской территориях, строительства стендов, выпуска чертежно-технической документации. Еще на этапе проведения НИР в Павлограде была проведена реконструкция механического цеха №3 филиала ОКБ-586, ранее принадлежавшего СКБ-10, закончены строительство и ввод в эксплуатацию механосварочного корпуса №2, оборудованного комплексом нестандартного оборудования для сварки, термообработки и гидроиспытаний корпусов РДТТ. На площадках корпуса №27 был организован участок нанесения теплозащитных покрытий с оборудованием для их пропитки, укладки и полимеризации. Изготовлена и смонтирована установка силицирования графита, начато строительство участка порошковой металлургии для изготовления деталей соплового блока из псевдосплава ВНДС. К концу 1964 г. были завершены реконструкция и доукомплектование этих производственных участков, а также организован участок сборки элементов корпуса и соплового блока. На площадке №2 были построены и сданы в эксплуатацию корпус для снаряжения и термостатирования РДТТ, а также корпус дефектации матчасти после огневых стендовых испытаний. Одновременно на павлоградской территории создавалась экспериментальная база для отработки РДТТ. Еще в 1961 г. на площадке №5 был построен и сдан в эксплуатацию стенд для проведения огневых испытаний модельных двигателей. В 1962 г. на этой же площадке внедрена установка УМ-1 для проведения холодных испытаний элементов соплового блока. Основное внимание на протяжении 1963-1964 гг. было уделено строительству испытательного комплекса, состоящего из двух открытых горизонтальных стендов для проведения огневых пусков РДТТ — с тягой до 20 т на площадке № 2 и с тягой до 200 т на площадке № 3. Документация на строительство комплекса была разработана Днепровским проектным институтом. Огневой стенд на площадке № 3, предназначенный для испытаний РДТТ 15Д15, полностью укомплектован и введен в эксплуатацию в 1965 г.

Эскизный проект ракеты 8К99 выпущен в декабре 1964 г. Согласно требованиям техзадания КБ Кироского завода (г.Ленинград) под руководством Ж.Я.Котина разработана самоходная ПУ на гусеничном ходу для пуска МБР из ТПК.

Испытания. В январе 1964 года комиссией начальника Главного управления ракетного вооружения РВСН под председательством начальника 53 научно-исследовательского полигона генерал-майора Г.Е. Аппаидзе были определены места строительства для испытания боевых ракетных комплексов с ракетами 8К98 и 8К99.

Для проведения испытаний ракеты РТ-20П на 53 НИИ-полигоне в Плесецке началось строительство стартовых площадок №157 и №158, технической позиции (площадка №171А), заправочно-сливной станции для заправки топливом второй ступени, полигонного измерительного комплекса, дорог и мостов. В марте 1966 г. было сформировано новое испытательное управление под командованием полковника П.П.Щербакова и отдельная инженерно-испытательная часть под командованием подполковника Ю.А.Яшина. Первый отдел управления руководил испытаниями твердотопливной ракеты РТ-2 (8К98) разработки ОКБ-1, второй отдел — испытаниями ракеты 8К99 (командир — майор Г.А.Ясинский).

В 1965 г. руководством СССР принято решение продемонстрировать транспортно-установочные агрегаты РСД РТ-15 и МБР РТ-20П советской и международной общественности. 7 ноября 1965 года в Москве по Красной площади прошли установки только еще разрабатываемых ракет. ПУ РТ-20П получила на Западе поэтическое название «Железная дева», а ракета — индекс SS-X-15 SCROOGE. На параде 7 ноября 1967 г. показаны СПУ «объект 821».

Официально разработка комплексов с ракетой РТ-20П / 8К99 задана постановлением СМ СССР от 24 августа 1965 г. В 1966 г. выполнены эскизные проекты подвижного комплекса 15П699 и шахтного 15П099 в двух вариантах — с люлькой и с опорным кольцом.

По программе совместных летных испытаний планировалось испытать 35 ракет, причем начиная с образца 9Л — в полном штатном исполнении как ракеты, так и комплекса в целом. Летные испытания ракеты РТ-20П начались с более чем годичным отставанием от сроков, установленных правительством (второй квартал 1966 г.). первые пуски были неудачными — сказалась недостаточная проработка проектных и конструкторских решений, изменения конструкции в процессе наземной отработки и, как следствие, выход на СЛИ с недостаточно отработанной в наземных условиях конструкцией. Например, до начала СЛИ было проведено 48 огневых стендовых испытаний двигателя 15Д15 и из них только 28 с положительными результатами, что сказалось на результатах первых пусков. Первые летные образцы — ракеты 1Л и 2Л — отправлены на полигон 11 марта и 28 апреля 1967 г. Обе ракеты использованы для проверки испытательно-пусковой аппаратуры технической позиции и самоходной пусковой установки. Летные испытания начались 27 сентября 1967 г. пуском ракеты ЗЛ.

Хронология летных испытаний ракеты РТ-20П:

№ пуска	Дата пуска	Полигон	Ракета	Описание
01	27.09.1967 г.	Плесецк, площадка №157	3Л	после подачи команды Пуск прошла команда аварийного прекращения пуска по причине разрушения фильтра в системе воздушного питания гиростабилизированной платформы
02	24.10.1967 г.	Плесецк	4Л	пуск аварийный из-за прогара диафрагмы соплового блока ДУ первой ступени и его разрушения
03	01.11.1967 г.	Плесецк	5Л	пуск аварийный из-за прогара диафрагмы соплового блока ДУ первой ступени и его разрушения
04	12 февраля 1968 г.	Плесецк	7Л	пуск неудачный
05		Плесецк	8Л	из-за ошибки в установке механизма контакта выхода двигатель РДТТ 1-й ступени 15Д15 запустился внутри ТПК. Ракета после выхода из ТПК развалилась, при этом вторая ступень упала на стартовую позицию, вызвав взрыв и пожар. Неуправляемый двигатель 1-й ступени продолжил полет в противоположную направлению пуска сторону. Кадры сохранены в кинохронике.
06		Плесецк	10Л	три пуска из числа пусков 06-10 были условно успешными
07		Плесецк	9Л	три пуска из числа пусков 06-10 были условно успешными
08		Плесецк	11Л	три пуска из числа пусков 06-10 были условно успешными
09		Плесецк	15Л	три пуска из числа пусков 06-10 были условно успешными
10	октябрь 1968 г.	Плесецк	14Л	три пуска из числа пусков 06-10 были условно успешными
11	июль 1969 г.	Капустин Яр	16Л	успешный пуск
12	июль-август 1969 г.	Капустин Яр	12Л	успешный пуск
13	август 1969 г.	Капустин Яр	13Л	успешный пуск

Решением ВПК №32 от 2 февраля 1968 г. несмотря на неудачные испытания поручалось изготовить и поставить Министерству обороны СССР ракеты и агрегаты, необходимые для проведения опытной войсковой эксплуатации одного дивизиона ПГРК 15П699. После пуска в ноябре 1967 г. последовал перерыв в 2 месяца в ходе которого велись доработки ДУ первой ступени. В ходе пусков в 1968 г. только три пуска из 7 были относительно успешными. В том числе в одном из пусков от тряски гусеничного шасси ракета провернулась в направляющих и при пуске разворотила и пусковой контейнер и саму пусковую установку.

Для устранения выявленных в 1968 г. неисправностей в двигателях 1-й и 2-й ступеней, бортовой и наземной аппаратуре системы управления произведены необходимые доработки ракеты и комплекса. Но постановлением СМ СССР №12-6 от 6 января 1969 г. серийное производство ракет и оборудования комплекса 15П699 прекращено. Разрешалось в течение первого полугодия 1969 г. провести пуски ракет из имеющегося задела для проверки в натурных условиях технических решений, которые могли быть использованы в перспективных разработках. Это решение было принято по предложению МО СССР, которое на протяжении всей разработки «настороженно» относилось к комбинированной ракете, считая, что разрабатываемый параллельно полностью твердотопливный комплекс «Темп-2С» должен успешно решить все задачи, возлагаемые на комплексы с ракетами 8К99 и 8К98. Официальная версия этого решения: «ввиду значительного количества неудачных пусков ракеты…». На самом деле это было связано с нежеланием военных эксплуатировать подвижный боевой ракетный комплекс с жидким топливом на борту, а также с неготовностью РВСН к развертыванию позиционных районов (места дислокации ПГРК, маршруты боевого дежурства, размещение хранилищ, ремонтно-технических баз, связь, охрана, социальная сфера и т. д.) — второе весьма сомнительно т.к. развертывание МБР «Темп-2С» предполагало те же самые мероприятия.

В июле-августе 1969 г. на полигоне Капустин Яр были проведены успешные пуски ракет 16Л, 12Л, 13Л. Появилась реальная возможность завершения летных испытаний в 1970 г. с учетом того, что из 19 оставшихся ракет три были собраны, а остальные находились в разных стадиях изготовления. ОКБ-586 в лице М.К.Янгеля направило предложения об использовании ракет 8К99 в шахтных пусковых установках взамен ракет 8К63У и 8К65У. Однако и эти предложения были отклонены. Постановлением СМ СССР от 6 октября 1969 г. разработка ракетного комплекса с ракетой РТ-20П / 8К99 прекращалась. Вся конструкторская документация по комплексу была передана в Московский Институт Теплотехники.

В докладе по итогам работы за 1963-1968 г.г. М.К.Янгель в числе причин отставания в отработке комплекса РТ-20П, наряду с недостатками в отработке зарядов, ДУ первой и второй ступени, системы управления, отметил недостаточный опыт исполнителей и недостаточное внимание к разработке ракеты ведущих конструкторов КБ и лично Генерального конструктора. Вероятно, все же главной причиной были не технические трудности отработки, а огромная концентрация сил КБ на создании важнейших боевых ракетных комплексов с жидкостными ракетами Р-36 с модификациями, Р-36М и периодичес¬кое отвлечение этих же сил на решение многочисленных других задач (лунный корабль, МР-УР100, 11К67, 11К69, 11К68 и т.п.).

Пусковая установка и базирование — в состав средств комплекса входят самоходная пусковая установка на гусеничном шасси и транспортно-установочный агрегат на таком же шасси.

Самоходная ПУ 15У51 / СМ-СП21 на шасси «объект 821» на базе танка Т-10 разработки КБ-3 Ленинградского Кировского Завода, главный конструктор Ж.Я.Котин. Стартово-пусковое оборудование разработки КБ Специального Машиностроения,  главный конструктор Б.Г.Бочков.

Тип старта — из ТПК с помощью ПАД (порохового акумулятора давления)

Длина СПУ с ТПК — 20,0 м

Ширина — 4,4 м

Высота — 3,15 м

Масса СПУ — 62.2 т

Транспортно-пусковой контейнер из сплава АМг-6 с системой термостатирования.

Длина ТПК — 18.9 м

Диаметр ТПК — 2 м

СПУ 15У51 МБР РТ-20П в предстартовом положении

В процессе проектирования рассматривались разные варианты схем старта МБР:

— ЦНИИмаш предлагал осуществлять старт на маршевом двигателе первой ступени с закачкой передстартом в придонный объем ТПК воды с частичным раскрывом створок на боковой поверхности ТПК для сброса излишков давления (подобная схема уже была реализована при старте МБР РТ-2).

— ОКБ-586 предложил новую схему старта — с помощью ПАД (порохового акумулятора давления), размещенного в придонном объеме ТПК. Разработка ПАД велась НИИ-125, генеральный конструктор — Б.П.Жуков. Отработка модели старта производилась на стендах КБ Спецмаш. Натурная отработка велась на Павлоградском механическом заводе.

Транспортно-установочный агрегат СМ-СП20 разработки КБ Специального Машиностроения на шасси «объект 820» на базе танка Т-10 разработки КБ-3 Ленинградского Кировского Завода.

Длина с ТПК — 20,0 м

Ширина — 4,4 м

Высота — 3,15 м

Масса СПУ — 78,9 т

Скорость:

— шоссе — 40 км/ч

— бездорожье — 20 км/ч

В состав дивизиона ПГРК (подвижного грунтового ракетного комплекса) 15П699 входило:

— 6 самоходных ПУ 15У51 (СМ-СП21) с ракетами РТ-20П (8К99);

— машина боевого управления 15Н809;

— 2 машины подготовки позиции 15Н1034;

— 2 дизель-электростанции 15П694;

— узел связи «Рельеф».

Ракета РТ-20П / 8К99

Конструкция ракеты — двухступенчатая.

Первая ступень 8С991 с РДТТ 15Д15, вторая ступень 8С992 (в некоторых источниках вероятно ошибочно называется 8К94) — жидкостная.

Конструкция ракеты РТ-20П

Приборный отсек расположен непосредственно за головной частью и стыкуется с боевым блоком при помощи разрывных болтов. В приборном отсеке смонтированы приборы автономной инерциальной системы управления, а также ампульная бортовая батарея.

Приборный отсек в случае использования легкой головной части имеет форму усеченного конуса, тяжелой головной части — цилиндрическую форму.

К нижнему торцевому шпангоуту двигателя первой ступени крепится хвостовой отсек, предохраняющий сопла двигателя и рулевой привод от потока воздуха и газовых струй. Крепление ракеты к опорной плите контейнера производится с помощью восьми разрывных болтов, установленных на нижнем торцевом шпангоуте двигателя первой ступени. Он имеет узлы продольного крепления ракеты к ТПК. В качестве узлов поперечного крепления ракеты в ТПК используются четыре кольцевые опоры, сбрасываемые после выброса ракеты из ТПК. Вдоль корпусов обеих ступеней ракеты снаружи имеются короба в которых проложены бортовая кабельная сеть, а с противоположной стороны вдоль корпуса второй ступени проложены трубопроводы пневмогидравлической системы.

Первая и вторая ступени соединены клёпанным переходным отсеком цилиндрической формы из алюминиевого сплава Д19АТ с 16 окнами общей площадью 1.2 кв.м. для обеспечения «горячего» старта второй ступени. Ко второй ступени переходное кольцо крепится разрывными болтами. Вторая ступень оснащена двумя тормозными соплами, расположенными в приборном отсеке. Сопла используют газ наддува топливных баков для увода ступени с траектории движения ГЧ. Топливный отсек второй ступени — сварной с промежуточным днищем вафельной конструкции. В полостях бака установлены сферические демпферы для уменьшения колебаний жидкости при транспортировке. Материалы ступени — алюминиевые сплавы.

КСП ПРО (комплекс средств преодоления ПРО):

— после отделения ГЧ вторая ступень выполняет роль ложной цели;

— использован КСП ПРО ракеты 8К67 включающий контейнеры с надувными легкими ложными целями, которые монтировались на заднем днище топливного отсека второй ступени. Это обеспечивало отстрел последних с требуемыми скоростями и направлением для обеспечения построения совместно с ББ эффективной боевой цепочки.

Система управления и наведение — система управления ракеты инерциальная с малогабаритной гиростабилизированной платформой с гироскопами на воздушном подвесе (разработка — НИИ-49, главный конструктор — В.П.Арефьев) и быстродействующей БЦВМ. Связь СУ с аппаратурой пусковой установки осуществляется с помощью двух блоков разъемов. Разработка систему управления ОКБ-692, главный конструктор — В.Г.Сергеев. Система управления выполнена в виде герметичного контейнера (впервые в ОКБ-586).

Масса приборов системы управления — 250 кг

Полетное задание вводилось дистанционно.

Управление ракетой осуществлялось по шести каналам управления:

1) канал стабилизации по углу крена;

2) канал боковой стабилизации;

3) канал управления нормальной скоростью;

4) канал управления продольной скоростью;

5) канал управления дальностью полёта (управление выключением двигателя второй ступени и отделением головной части);

6) канал управления разделением ступеней.

Каналы 1-4 представляли собой замкнутую систему автоматического регулирования, работающую по принципу устранения рассогласования между текущим значением регулируемого параметра и его программным значением. Работа каналов 5 и 6 осуществляется по разомкнутой схеме, т.е. при выполнении необходимых условий подаются команды на разделение ступеней, выключение двигателя второй ступени и отделение головной части.

Органы управления:

— 1 ступень — 4 поворотных сопла;

— 2 ступень — по углам тангажа и рыскания  — вдув турбогаза в закритическую область сопла из 4 специальных сопел, управления по крену — 2 пары тангенциально расположенных управляющих сопла, работающих на турбогазе. Источник турбогаза — турбина ТНА основного двигателя ступени.

Описание пуска и полета ракеты РТ-20П:

— наведение — перед стартом осуществляется азимутальное прицеливание ракеты — происходит совмещение оси X гиростабилизированной платформы с плоскостью стрельбы. Грубое совмещение оси X с плоскостью стрельбы (±10 град) производится путем разворота стартового агрегата, точное — поворотом гиростабилизированной платформы. Ввод полётного задания в систему управления — дистанционный.

— пуск — по команде «Пуск» начинаются операции, предшествующие старту — проверка бортовых систем, переключение ракеты на бортовое питание и т.д. Примерно через 3 мин, после команды «Пуск» подрывается удлинённый кумулятивный заряд крышки ТПК, запускается пороховой двигатель увода крышки и крышка отделяется от контейнера. После разделения блока разъёмов контейнера и разрыва болтов крепления ракеты в ТПК запускается ПАД и при достижении в подракетном объёме давления 600 кН/кв.м ракета начинает движение. Форма порохового заряда ПАД выбрана такой, что указанное давление в подракетном объёме в процессе движения ракеты в контейнере поддерживается постоянным. В момент выхода из ТПК ракета достигает скорости 30 м/с. На высоте 10-20 м над срезом контейнера происходит запуск маршевого РДТТ первой ступени. Одновременно осуществляется отделение опорных колец и разделение блока разъёмов ракеты.

— работа 1-й ступени — РДТТ первой ступени работает примерно 58 с. При падении давления в камере до 500 кН/кв.м запускается режим РДТТ конечной ступени, который работает до полного выгорания топлива. Через 11 с после запуска конечной ступени запускается двигатель второй ступени.

— работа 2-й ступени — при выходе ЖРД 2-й ступени на режим 90% номинальной тяги происходит разделение ступеней ракеты. В случае использования, «лёгкой» головной части на 56 с работы двигателя второй ступени производится сброс головного обтекателя. При достижении требуемого сочетания параметров движения ракеты (скорости, координат и др.), обеспечива¬ющего заданную дальность стрельбы, система управления подает команду на выключение двигателя с отдельением головной части.

Перед выходом ракеты из ТПК, может быть произведено аварийное прекращение пуска. Предусмотрена также возможность аварийного подрыва ракеты в полёте. В ракете реализовано «горячее» разделение ступеней, при котором отделение первой ступени происходит после запуска двигателя второй ступени. В конце работы двигателя первой ступени ракета набирает высоту около 27 км. Производить разделение ступеней на столь малой высоте невыгодно, поскольку из-за больших аэродинамических сил, действующих на ракету, потребовались бы значительные усилия для разведения ступеней на безопасное расстояние. В связи с этим ступени разделяются после достижения ракетой высоты около 40 км. В период подъёма до этой высоты управляемость ракета обеспечивается вспомогательным двигателем — пороховым ракетным двигателем конечной ступени тяги, который запускается после выгорания топлива в двигателе первой ступени.

Двигатели:

— 1 ступень 8С991 — РДТТ 15Д15, для разработки двигателя в январе 1964 г. в ОКБ-586 создан специализированный комплекс № 9 под руководством заместителя Главного конструктора комплекса М.Б.Двинина, главный конструктор двигателя — М.Ю.Цирульников, ведущий конструктор двигательной установки — С.В.Борисенко. Корпус РДТТ — сварной из стали СП28 — состоит из двух полукорпусов с клиновым соединением. В месте соединения полукорпусов устанавливается специальный узел на котором крепится бронированный вкладной заряд твердого топлива. Сопловой блок двигателя выполнен с использованием псевдосплава ВНДС и включает в себя 4 поворотных сопла, поворачиваемых гидравлическими рулевыми машинками. Рабочее тело рулевых машинок подается твердотопливным газогенератором. Смесевое топливо и заряд разработаны НИИ-125 под руководством Б.П.Жукова, ведущий конструктор Л.Н.Козлов. Топливо производилось заводом №98.

Тип топлива — твердое смесевое первого поколения

Тяга двигателя — 60 тонн

Масса заряда РДТТ — 16700 кг

Масса конструкции РДТТ — 2450 кг

Время работы РДТТ — 58 сек

— 2 ступень 8С992 — однокамерный ЖРД 15Д12 с ТНА, двигатель выполнен ампулизированным. Разработчик ЖРД — КБ-4 ОКБ-586, ведущий конструктор — А.Т.Животов. Двигатель двухрежимный — в созможностью глубокого дросселирования по тяге для обеспечения большей точности при отделении БЧ.

Тяга двигателя:

— маршевая — 14-15 тонн

— дросселированная — около 1.5 тонн

Компоненты топлива:

— окислитель — азотный тетроксид

— горючее — НДМГ

Время работы ЖРД — 56 сек (с легкой БЧ на максимальную дальность)

Двигатель 15Д12 ракеты РТ-20П и ТНА от этого двигателя. Музей РВСН, г.Первомайск 

ТТХ ракеты:

Длина:

— полная с легким боевым блоком — 17,8 м

— полная с тяжелым боевым блоком — 17,48 м

— без головной части — 16,2 м

Длина 1 ступени — 6,12 м

Длина 1 ступени с межступенчатым отсеком — 9,8 м

Длина 2 ступени — 8,4 м

Длина ГЧ — 1.65 м

Диаметр корпуса:

— максимальный — 1,8 м (1.6 м по др.данным)

— 1 ступени — 1.8 м (1.6 м по др.данным)

— 2 ступени — 1.8 м (1.6 м по др.данным)

— ГЧ — 1.05 м

Масса стартовая:

— по первоначальным ТТТ, 1961 г. — 25.000 кг

— по ТТТ 1963 г. — 30.000 кг

— реально — 30,0-30,2 т

Масса конструкции 1 ступени — 2.45 т

Масса топлива:

— общая — 25,4 т

— 1 ступени — 16,7 т

— 2 ступени — 8,9 т

Дальность действия:

— тяжелым боевым блоком — 7000-8000 км (5000-7000 км по др.данным)

— легким боевым блоком — 11000 км (9000-11000 км по др.данным)

КВО — 2000-4000 м

Высота окончания работы 1-й ступени — 27 км

Высота разделения ступеней ракеты — 40 км

Типы БЧ — термоядерная моноблочная БЧ двух вариантов исполнения — легкая и тяжелая. ГЧ крепится разрывными болтами к верхнему стыковочному шпангоуту приборного отсека.

Габариты ГЧ:

— длина — 1,65 м

— диаметр — 1,05 м

	легкая БЧ	тяжелая БЧ
Описание	корпус выполнен в виде набора трех усеченных конусов со сферическим притуплением с остроконечным обтекателем, сбрасываемым во время работы двигателя 2-й ступени
Мощность	400 кт по одним 550 кт по др.данным	1 Мт кт по одним 1.5 Мт по др.данным
Масса	545 кг	1410 кг

Модификации:

РТ-20 — первоначальный проект на этапе предварительной проработки.

РТ-20П — проект ракеты опытного подвижного грунтового ракетного комплекса.

Статус: СССР — ракета создана, испытывалась, на вооружение не принята.

Источники:

Карпенко А.В., Уткин А.Ф., Попов А.Д. Отечественные стратегические ракетные комплексы. С.-Пб, Невский бастион. 1999 г.

Призваны временем (КБ «Южное»)

Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро «Южное». г.Днепропетровск, ГКБ «Южное», 2000 г.