[ezup]

Комплекс 15П699, ракета РТ-20П / 8К99 - SS-XZ / SS-X-15 SCROOGE Комплекс 15П099, ракета РТ-20П / 8К99 (шахтный) 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. Особая благодарность "Практику" (http://military.tomsk.ru/forum) за помощь в подготовке материалов. СПУ на шасси "объект 821" МБР РТ-20П - SS-X-15 SCROOGE на параде в Москве, 07.11.1967 г. (http://militaryphotos.net). 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. 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 15У21 / 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 СПУ МБР РТ-20П в предстартовом положении (Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро "Южное". г.Днепропетровск, ГКБ "Южное", 2000 г.). Транспортно-пусковой контейнер из сплава АМг-6 с системой термостатирования. Длина ТПК - 18.9 м Диаметр ТПК - 2 м 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 15У21 (СМ-СП21) с ракетами РТ-20П (8К99); - машина боевого управления 15Н809; - 2 машины подготовки позиции 15Н1034; - 2 дизель-электростанции 15П694; - узел связи «Рельеф». Конструкция ракеты - двухступенчатая. Первая ступень 8С991 с РДТТ 15Д15, вторая ступень 8С992 (в некоторых источниках вероятно ошибочно называется 8К94) - жидкостная. Конструкция ракеты РТ-20П (Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро "Южное". г.Днепропетровск, ГКБ "Южное", 2000 г.). 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, Украина (фото из архива Salo, http://www.novosti-kosmonavtiki.ru). Камера и сопло двигателя 15Д12 ракеты РТ-20П. Музей РВСН, г.Первомайск, Украина (http://rvsn.com.ua). 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. Северный космодром России.