Индекс ГРАУ - 15П961 и 15П060, код СНВ - РС-22Б и РС-22В, по классификации МО США и НАТО - SS-24 Mod 3 и Mod 2 Scalpel, англ. Скальпель (PL-4 - в период испытаний на полигоне)

Стратегические ракетные комплексы с твёрдотопливными трёхступенчатыми межконтинентальными баллистическими ракетами 15Ж61 и 15Ж60, подвижного железнодорожного и стационарного шахтного базирования соответственно. Является последующим развитием комплекса РТ-23.

Основной разработчик - Конструкторское бюро «Южное». Поступил на вооружение в 1987 году.

Ракетные комплексы

Постановление ЦК КПСС и СМ СССР № 768-247 (от 9.08.1983) предусматривало создание единой ракеты для трёх вариантов базирования: стационарного (в шахте) и мобильных (железнодорожного и грунтового). В апреле 1984 года разработчикам комплексов на базе ракет РТ-23УТТХ были выданы уточнённые ТТТ, определившие, что создание единой ракеты должно учитывать особенности эксплуатации и боевого применения в составе подвижных и стационарного комплексов. Также была определена очерёдность разработки - сначала мобильные комплексы, затем - стационарный.

Разработку грунтового подвижного комплекса с ракетой 15Ж62 (тема «Целина-2») производил МИТ. Для транспортировки ракеты был создан проект и собраны опытные образцы тягача МАЗ-7907. Однако дальнейшие работы по комплексу были прекращены, когда стало очевидным, что он не сможет обеспечить необходимых характеристик боевой эффективности.

Разработка Боевого железнодорожного ракетного комплекса (БЖРК) под руководством братьев Владимира и Алексея Уткиных стала дальнейшим развитием комплекса 15П952 на базе ракеты РТ-23 (15Ж52). Для нового комплекса была создана модификация ракеты Р-23 УТТХ 15Ж61 (обозн. НАТО: SS-24 «Sсаlреl» Моd 3 (РL-4), СНВ-1: РС-22В), а сам комплекс получил индекс 15П961. На вооружение комплекс поступил 28 ноября 1987 года. На протяжении 2003-2007 годов все комплексы были сняты с вооружения и разрезаны на металолом.

Стационарный шахтный комплекс также создавался на базе РТ-23 (комплекса 15П044 с ракетой 15Ж44). Комплекс получил обозначение 15П060 (БРК 15П161, обозн. НАТО: SS-24 «Sсаlреl» Моd 2, СНВ-1: РС-22Б). Пусковые установки 15П760 проекктировались как модернизация установок ракет УР-100Н УТТХ.

На вооружение комплекс был принят 28 ноября 1989 года. Всего было развёрнуто 56 ракет этого типа в позиционных районах на территории УССР и РСФСР. Однако в связи с изменением оборонной доктрины СССР и политико-экономическими трудностями дальнейшее развёртывание ракет было прекращено. После развала СССР ракеты, находившиеся на территории Украины, были сняты с боевого дежурства и утилизированы (в том числе задел из не менее 8 ракет) в период 1993-2002 годов. Пусковые установки были взорваны. В России ракеты были сняты с дежурства и отправлены на утилизацию по истечении гарантийного срока хранения в 2001 году. Пусковые установки были модернизированы для применения ракет РТ-2ПМ2 «Тополь-М».

В 2006 году Минобороны США согласилось выплачивать Украине согласованную стоимость за каждый пустой корпус двигателя. При этом НКАУ возьмёт на себя расходы на извлечение топлива из имеющихся 163 ракетных двигателей.

Конструкция ракеты

РТ-23 УТТХ сделана в одном калибре и по своей конструктивно-компоновочной схеме во многом схожа с американской ракетой «MX». Конструкция ракет 15Ж60 и 15Ж61 несколько различается. Ниже по умолчанию рассмотривается конструкция ракеты 15Ж61 (для БЖРК).

Конструкция первой ступени

Первая ступень МБР включает хвостовой и соединительный отсеки цилиндрической формы и маршевый РДТТ. Масса полностью снаряжённой ступени составляет 53,7 т. Длина ступени 9,7 м. Двигатель коконной конструкции с одним центрально расположенным неподвижным соплом.

Для 15Ж60 был создан совершенно новый РДТТ 15Д305 с корпусом коконной конструкции и центральным поворотным соплом, в самом теплонапряжённом критическом сечении которого был применён вкладыш из углерод-углеродного композиционного материала. Топливо типа ОПАЛ на основе октогена.

Конструкция второй ступени

Вторая ступень состоит из маршевого РДТТ 15Д290 и соединительного отсека. Маршевый РДТТ второй ступени имеет одно центрально расположенное сопло, которое снабжено выдвижным насадком, позволяющим сохранять исходные габариты и увеличить удельный импульс двигателя при работе на больших высотах. От двигателя 15Д207 второй ступени РТ-23 он отличался новым высокоэнергетическим смесевым топливом типа СТАРТ и повышенной стойкостью к ПФЯВ (поражающие факторы ядерного взрыва). Корпус РДТТ - коконной конструкции.

Конструкция третьей ступени

Третья ступень включает маршевый двигатель 15Д291 (заимствован с ракеты 15Ж52 без изменений), по своей конструкции аналогичный РДТТ второй ступени, и переходный отсек, состоящий из двух секций.

Головная часть

Ракета оснащается РГЧ ИН (разделяющаяся головная часть с блоками индивидуального наведения) с десятью ББ (боевой блок), расположенными в один ярус. Ступень разведения выполнена по стандартной схеме и включает ДУ и систему управления.

ГЧ прикрывается аэродинамическим обтекателем изменяемой геометрии (изначально надувной, позже - складывающийся). Такая конструкция обтекателя обусловлена наличием ограничений, накладываемых на габариты ракеты размерами железнодорожного вагона.

На внешней поверхности обтекателя располагаются аэродинамические рули, позволяющие управлять ракетой по крену на участках работы первой и второй ступеней. После прохождения плотных слоев атмосферы обтекатель сбрасывается.

Устройство БЖРК

В состав БЖРК входят: три тепловоза ДМ62, командный пункт в составе 7 вагонов, вагон-цистерна с запасами горюче-смазочных материалов и три пусковые установки (ПУ) с ракетами. Подвижной состав для БЖРК собирался на Калининском вагоностроительном заводе.

БЖРК выглядит как обычный состав из рефрижераторных, почтово-багажных и пассажирских вагонов. Четырнадцать вагонов имеют по восемь колёсных пар, а три - по четыре. Три вагона имеют маскировку под вагоны пассажирского парка, остальные, восьмиосные - «рефрижераторы». Благодаря имеющимся запасам на борту комплекс мог работать автономно до 28 суток.

Вагон-пусковая установка оборудован открывающейся крышей и устройством для отвода контактной сети. Вес ракеты составлял около 104 тонн, с пусковым контейнером - 126 т. Дальность стрельбы - 10100 км, длина ракеты - 23,0 м, длина пускового контейнера - 21 м, максимальный диаметр корпуса ракеты - 2,4 м. Для решения проблемы перегруза пускового вагона использованы специальные разгрузочные устройства, перераспределяющие часть веса на соседние вагоны.

Ракета имеет оригинальный раскладной обтекатель головной части. Такое решение применено для уменьшения длины ракеты и её размещения в вагоне. Длина ракеты составляет 22,6 метра.

Пуск ракет мог осуществляться из любой точки маршрута. Алгоритм запуска следующий: состав останавливается, специальное устройство отводит в сторону и закорачивает на землю контактную сеть, пусковой контейнер принимает вертикальное положение. После этого может быть осуществлён миномётный старт ракеты. Уже в воздухе ракета отклоняется с помощью порохового ускорителя и только после этого запускается маршевый двигатель. Отклонение ракеты позволяло отвести струю маршевого двигателя от пускового комплекса и железнодорожного пути, избежав их повреждений. Время на все эти операции от получения команды из Генштаба до пуска ракеты составляло до трёх минут.

Каждая из трёх пусковых установок, входящих в БЖРК, может осуществлять пуск как в составе поезда, так и автономно.

Себестоимость одной ракеты РТ-23 УТТХ «Молодец» в ценах 1985 года составляла около 22 млн руб. Всего на Павлоградском механическом заводе было произведено около 100 изделий.

ТТХ

Индекс ракетного комплекса
Пусковая установка	Шахтная типа «ОС» (отдельный старт), автоматизированная, индекс 15П760	Железнодорожная из трёх вагонов, стартовый комплекс 15П261, пусковой модуль 15П761
Индекс ракеты	15Ж60	15Ж61
Максимальная дальность, км	10 450	10 100
Стартовая масса, т	104,8	104,5
Забрасываемая масса ГЧ, кг	4050	4050
Длина ракеты (в ТПК/в полёте), м	21,9/23	22,6/23,3
Максимальный диаметр корпуса ракеты, м	2,4	2,4
Тип ГЧ		Разделяющаяся ГЧ индивидуального наведения
Количество ББ х мощность, Мт	10 х 0,43	10 х 0,43
Тип системы управления	Автономная, инерциальная	Автономная, инерциальная
Круговое вероятное отклонение, км	0,22	0,2-0,5
Топливо	Смесевое твердое (ОПАЛ на первой ступени, СТАРТ на второй)	Смесевое твердое (Т9-БК-8Э на первой ступени, СТАРТ на второй, АП-65 на третьей)
Тяга двигателя I ступени (на земле/в пустоте), тс	280/310	218/241
Удельный импульс тяги в пустоте, с	280	271,2
Органы управления		Клапаны вдува газа в закритическую часть сопла
Полётная надежность	н/д	0,98

Сохранившиеся экземпляры

Ракета 15Ж61 выставлена в филиале Центрального музея РВСН в Учебном центре Военной академии РВСН им. Петра Великого в Балабаново Калужской области.

Трехступенчатая МБР РТ-23УТТХ предназначена для поражения стратегических целей всех типов. Ракета РТ-23У среднего класса разработана в противовес американской MX, но в отличии от последней кроме стационарного, имела также и мобильный вариант базирования. Ракета под шахтную пусковую установку (РС-22А) снята с вооружения.
Тип пусковой установки для РТ-23УТТХ (РС-22В) - мобильный, железнодорожный. Этот способ базирования, несмотря на сложности и недостатки, позволял обеспечить высокую живучесть ракете, что было крайне важно для оружия ответного удара. Выследить пусковую установку, непрерывно курсирующую в составе поезда - ракетного комплекса на маршрутах по разветвленным, масштабным по размерам и забитым обычными составами железнодорожным магистралям страны, весьма непросто, даже для системы спутниковой разведки. Еще сложнее нанести по нему прицельный удар.
Ракета РТ-23УТТХ несет разделяющуюся головную часть индивидуального наведения типа «MIRV» с 10 боеголовками мощностью по 500 кт. Ступень разведения выполнена по стандартной схеме. Включает двигательную установку, систему управления и комплекс средств ПРО. Головная часть прикрывается обтекателям изменяемой геометрии.
Инерциальная система управления обеспечивает проведение проверок и непрерывный контроль технического состояния ракеты, предстартовую подготовку и старт ракеты, управление полетом и разведение боевых блоков с высокой точностью. КВО точек падения составляет не более 200 м при стрельбе на дальность порядка 10000 км. Пуск можно проводить с любой пригодной для этого точки маршрута боевого патрулирования.

Ракета РТ-23УТТХ выполнена трехступенчатой по схеме «тандем» с учетом новейших технологий (коконная конструкция корпусов) и по конструктивно-компоновочной схеме подобна американской «МХ». Первая ступень включает маршевый РДТТ снабженный одним неподвижным частично утопленным соплом, а также хвостовой и соединительные отсеки цилиндрической формы.
Вторая ступень состоит из маршевого РДТТ и соединительного отсека. Сопло двигателя снабжено выдвижным насадком, что позволяет увеличить удельный импульс при работе двигателя на больших высотах при сохранении исходных габаритов ступени. Третья ступень включает в себя маршевый РДТТ, по своей конструкции аналогичному двигателю на второй ступени, и переходной отсек.
РДДТ всех ступеней имеют цельномотанный корпус из композитного материала, заполненный смесевым топливом. Управление первой ступенью осуществляется вдувом горячих газов в закритическую часть сопла двигательной установки, второй - отклонением головной части и частично аэродинамическими рулями, установленными на носовом обтекателе.

Ступень разведения боевых блоков - "толкающей" схемы, размещение боевых блоков в один ярус, двигатель ступени - четырехкамерный ЖРД. Разделение ступеней производится детонирующими удлиненными зарядами и пороховым аккумулятором давления (ПАД).

На западе ракета РТ-23УТТХ получила обозначение SS-24 "Sсаlреl" Моd 2 (РL-4). Наименование по СНВ-1 - РС-22В, классификация по СНВ-1 - собранная МБР в пусковом контейнере (Класс А).

МБР РТ-23УТТХ п ринята на вооружение в 1989 году. На протяжении 2003-2007 годов все ракеты, как стационарного, так и подвижного базирования, были сняты с вооружения и утилизированы.

Основные характеристики Количество ступеней 3 Максимальная дальность стрельбы ракеты, км 10 100 Мощность заряда боевых блоков, Мт 10х(0.3-0.55) Максимальная стартовая масса, т 104,5 Масса головной части, т 4,05 Габариты, м: длина диаметр корпуса, м 23,3 2,4 | Первоначально установленный гарантийный срок хранения, лет | 10

Эскизный проект ракеты РТ-23 с улучшенными тактико-техническими характеристиками разработан в КБ "Южное" под руководством Владимира Уткина в ноябре 1982 года. 9 августа 1983 года вышло постановление правительства о начале разработки комплекса "Молодец" РТ-23 УТТХ с единой ракетой для трех видов базирования - шахтного, железнодорожного и грунтового.

В сентябре 1984 года разработан эскизный проект комплекса 15Ж60. В ноябре 1984 года начаты огневые стендовые испытания РДТТ 15Д305 с поворотным соплом, имеющим разъем в дозвуковой части. Для шахтного комплекса, в отличие от железнодорожного, был использован вариант двигателя первой ступени с одним поворотным управляющим соплом. Маршевый двигатель второй ступени имеет одно центрально расположенное сопло, снабженное выдвижным насадком. По конструкции маршевый РДТТ третьей ступени схож с двигателем второй ступени.

Автономная инерциальная система управления шахтного варианта ракеты разработана в НПО "Хартрон" под руководством Владимира Сергеева. Смесевое топливо и твердотопливные заряды двигателей разработаны в ЛНПО "Союз" под руководством Бориса Жукова. Десять боевых блоков размещены в головной части ракеты в один ярус.

Испытания шахтного варианта ракеты проходили на полигоне Плесецк с 31 июля 1986 по 26 сентября 1988 года. 19 августа 1988 года первый полк РТ-23УТТХ поставлен на боевое дежурство в шахтные пусковые установки под украинским городом Перво- майск. Комплекс РТ-23 УТТХ в ШПУ ОС принят на вооружение 28 ноября 1989 года.

Серийное производство ракет налажено на Павлоградском механическом заводе. С 1983 по 1991 год двигатели третьей ступени 15Д291 ракет 15Ж60 изготовлялись на Пермском заводе химического оборудования (ПЗХО). В мае 1986 года изготовление комплексов средств преодоления ПРО ракеты 15Ж60 передано с Украины смежным организациям России.

В 1980-е годы в ГНИП "ОКБ "Вымпел" под руководством Олега Баскакова начаты работы по переоборудованию ШПУ высокой защищенности снимаемых с дежурства ракет УР-100Н для размещения в них ракет РТ-23 (15Ж60). Всего было переоборудовано 56 шахтных пусковых установок. Из них 46 ШПУ переоборудованы под Первомайском, 10 ШПУ - под Татищеве. На вооружении полка шахтных РТ-23 находятся шесть или десять пусковых установок.

К 1997 году все 46 шахтных ракет, находившихся в ракетной дивизии под Первомайском на Украине, сняты с боевого дежурства. В 1999 году на вооружении российских РВСН находилось десять шахтных пусковых установок с ракетами РТ-23УТТХ. Все они расположены в ракетной дивизии, дислоцированной под Татищево.

"Молодец" РТ-23УТТХ. 15Ж60 (РС-22)

РТ-23 УТТХ - твердотопливная трехступенчатая межконтинентальная баллистическая ракета для трех видов базирования. Оснащена РГЧ ИН с десятью боевыми блоками. Разработка комплекса "Молодец" РТ-23 УТТХ начата в КБ "Южное" под руководством Владимира Уткина 9 августа 1983 года. Испытания шахтного варианта 15Ж60 на полигоне Плесецк проходили с 31 июля 1986 года по 26 сентября 1988 года. Комплекс в ШПУ ОС поставлен на боевое дежурство 19 августа 1988 года. Принят на вооружение 28 ноября 1989 года.

ШПУ разработана в ГНИП "ОКБ Вымпел" под руководством Олега Баскакова. Способ старта - минометный. Автономная система управления разработана в НПО "Хартрон" под руководством Владимира Сергеева. Смесевое топливо и твердотопливные заряды разработаны в ЛНПО "Союз" под руководством Бориса Жукова. Система температурно-влажностного режима и отвода тепла создана в Московском КБ транспортно-химического машиностроения. Ракета оснащена комплексом средств преодоления ПРО.

Серийное производство ракет было развернуто на Павлоградском механическом заводе. Производство прекращено в 1991 году. Максимальная дальность стрельбы - 10 450 км. Длина ракеты в ТПК - 22,4 м. Длина ракеты полная - 23,3 м. Максимальный диаметр корпуса - 2,4 м. Стартовая масса - 104,5 кг. Первоначально установленный гарантийный срок - 10 лет.

РТ-23 УТТХ

Межконтитентальная баллистическая ракета железнодорожного базирования "Молодец" РТ-23 УТТХ. 15Ж61 (РС-22)

В соответствии с договором ОСВ-2, требования которого соблюдались сторонами, СССР не мог создавать, испытывать или развертывать мобильные пусковые установки тяжелых МБР. При этом тяжелой считалась ракета, стартовый или забрасываемый вес которой превышает вес ракеты УР-100Н. То есть стартовый вес РТ-23 УТТХ не мог быть более 105,6 тонн, а забрасываемый - более 4,35 т. Конструкторам удалось уложиться в эти параметры.

Испытания ракеты проходили на полигоне Плесецк с 27 февраля 1985 по 22 декабря 1987 года. После ряда доработок по результатам испытаний, в декабре 1988 года БЖРК поставлен на боевое дежурство. 28 ноября 1989 года боевой железнодорожный ракетный комплекс РТ-23УТТХ был принят на вооружение. Ресурсные испытания поезда П-450 для БЖРК завершены в декабре 1991 года.

В 1983 году началось оборудование трех маршрутов движения БЖРК с местами стоянок. В короткие сроки было проведено обустройство пунктов постоянной дислокации. В головном позиционном районе началось оборудование и подготовка к эксплуатации маршрута протяженностью свыше 1 500 километров.

Серийное производство ракет было развернуто на Павлоградском механическом заводе. Железнодорожная пусковая установка выпускалась серийно Юргинским машиностроительным заводом и Волгоградским ПО "Баррикады". В мае 1986 года изготовление комплексов средств преодоления ПРО передано с Украины смежным организациям России. Производство ракет остановлено в 1991 году.

Конструкторам пришлось решать целый ряд проблем, связанных с созданием железнодорожного комплекса. Требовалось обеспечить устойчивость вагона, имеющего вместе с пусковой установкой и ракетой в контейнере массу более 200 тонн. Нагрузка от колесной пары пускового вагона в полтора раза превышала предельно допустимую нагрузку, установленную Министерством путей сообщения.

Для решения проблемы избыточной массы был сконструирован трехвагонный сцеп. При старте ракеты, когда нагрузки очень велики, соседние вагоны с помощью специальных устройств "поддерживают" пусковой, обеспечивая его устойчивость. После пуска ракеты, когда вагон в одно мгновение становится легче более чем на сто тонн, боковые вагоны также с помощью специального устройства "догружают" пусковой, прижимая его к железнодорожному полотну.

Ракета состоит из трех ступеней и головной части. Первая ступень имеет маршевый РДТТ, хвостовой и соединительный отсеки. Маршевый двигатель коконной конструкции с одним центрально расположенным неподвижным соплом.

Вторая ступень имеет маршевый РДТТ с одним центрально расположенным соплом, которое снабжено выдвижным насадком, позволяющим увеличить удельный импульс двигателя на больших высотах, а также соединительный отсек. Корпус РДТТ коконной конструкции.

Третья ступень имеет маршевый РДТТ, аналогичный второй ступени, и переходный отсек.

В головной части ракеты размещены десять боевых блоков индивидуального наведения на цель с ядерными зарядами. Блоки размещены в один ярус. Ступень разведения блоков имеет двигательную и силовую установки. Головная часть прикрыта аэродинамическим обтекателем изменяемой геометрии - такая конструкция обусловлена ограничением длины железнодорожного вагона.

Пуск ракеты осуществляется из вертикального положения после отвода контактных электропроводов (для этого создана специальная система), открытия крыши и выхода из вагона транс- портно-пускового контейнера.

Конструкторами была решена сложная задача отклонения вышедшей из контейнера ракеты перед запуском маршевого двигателя. Из контейнера ракету выбрасывает маломощный ракетный двигатель - пороховой аккумулятор давления (ПАД). ПАД обеспечивает подъем ракеты на двадцать- тридцать метров. После окончания действия ПАДа включается маршевый двигатель первой ступени. Для того, чтобы факел работающего двигателя первой ступени не повредил вагон и пусковую установку, была разработана система управления, позволяющая отклонять ракету после старта так, чтобы струя раскаленных газов не касалась жизненно важных систем пускового вагона, а прошла мимо него. Отклонение ракеты до включения маршевого двигателя осуществляется за счет отклонения головной части.

Для ракеты были созданы специальные пусковые вагоны с распашной крышей. В состав комплекса вошли три пусковых установки (боевых модуля), командный пункт, вагоны для систем жизнеобеспечения и личного состава ракетчиков. Всего 17 вагонов. Боевое дежурство в автономном режиме комплекс может нести в течение одного- двух месяцев. Маршруты боевого патрулирования железнодорожных комплексов простираются на 1 500 километров от мест базирования. Стрельба может производиться как с любой точки на маршруте патрулирования, так и непосредственно на станции базирования во время стоянки. Полк железнодорожных РТ-23УТТХ имеет три ракеты на пусковых установках в составе эшелона.

Повышенная выживаемость комплекса может быть достигнута не только за счет его мобильности, но и за счет укрытия состава в период опасности в одном из скальных железнодорожных тоннелей, расположенных на маршрутах боевого патрулирования.

По мнению специалистов, существование боевых железнодорожных ракетных комплексов, с местами стоянок и оборудованными маршрутами боевого патрулирования протяженностью в несколько тысяч километров по всей стране способствовало сохранению единой системы Министерства путей сообщения России после распада СССР.

Железнодорожная пусковая установка разработана в Ленинградском КБ Спецмаш под руководством Алексея Уткина. Система управления разработана в НИИ АП под руководством Владимира Лапыгина. Система температурно-влажиостного режима и отвода тепла создана в Московском КБ транс- портно-химического машиностроения (КБТХМ). Командный модуль для управления пусковой установкой БЖРК разработан в ЦКБТМ под руководством Бориса Аксютина и Александра Леон- тенкова.

Всего было выпущено более двухсот ракет РТ-23 всех модификаций. В 1999 году 36 ракетных комплексов на железнодорожных ПУ несли боевое дежурство в ракетных дивизиях на станции Василек под Костромой (12 ПУ), под Гладкой Красноярского края (12 ПУ) и Бершетью Пермской области (12 ПУ).

С 1991 года комплексы находятся в пределах станций на пристанционных путях на удалении 20 километров, однако периодически меняют пункты своих стоянок.

В соответствии с договором СНВ-2, в случае ратификации его российским парламентом, комплексы РТ-23 УТТХ подлежат ликвидации, а производство ракет не может быть возобновлено на Павлоградском механическом заводе, расположенном на территории Украины.

"Молодец" РТ-23УТТХ. 15Ж61 (РС-22)

РТ-23 УТТХ - твердотопливная трехступенчатая межконтинентальная баллистическая ракета для трех видов базирования. Оснащена РГЧ ИН с десятью боевыми блоками. Разработка боевого железнодорожного ракетного комплекса "Молодец" РТ-23 УТТХ начата в КБ "Южное" под руководством Владимира Уткина 9 августа 1983 года. Испытания ракеты 15Ж61 для БЖРК проходили с 27 февраля 1985 года по 22 декабря 1987 года на полигоне Плесецк. БЖРК поставлен на боевое дежурство в декабре 1988 года. Принят на вооружение 28 ноября 1989 года.

Пусковая установка разработана в Ленинградском КБ Спецмаш под руководством Алексея Уткина. Способ старта - минометный. Автономная система управления разработана в НИИ АП под руководством Владимира Лапыгина. Смесевое топливо и твердотопливные заряды разработаны в Л НПО "Союз" под руководством Бориса Жукова. Система темпера- турно-влажностного режима и отвода тепла создана в Московском КБ транспортно-химического машиностроения (КБТХМ). Командный модуль разработан в ЦКБ ТМ под руководством Бориса Аксютина и Александра Леонтенкова. Ракета оснащена комплексом средств преодоления ПРО.

Серийное производство ракет было развернуто на Павлоградском механическом заводе. Производство остановлено в 1991 году. Максимальная дальность стрельбы - 10 100 км. Длина ракеты в ТПК - 22,6 м. Длина ракеты полная - 23,3 м. Максимальный диаметр корпуса - 2,4 м. Стартовая масса ракеты - 104,5 кг. Масса ГЧ - 4,05 т. Масса ракеты с пусковым контейнером - 126 тонн. Масса первой ступени - 53,7 кг. Длина первой ступени - 9,7 м. Диаметр корпуса первой ступени - 2,4 м. Масса пускового вагона - более 200 тонн. Длина железнодорожной ПУ - 23,6 м. Ширина ПУ - 3,2 м. Высота ПУ - 5,0 м. Первоначально установленный гарантийный срок ракеты - 10 лет.

(Продолжение следует)

На Вашу книжную полку

РТ-23 УТТХ «Молодец» (шифр СНВ РС-22 , обозначение НАТО SS-24 Mod 2 и Mod 3 Scalpel , индекс ГРАУ 15П060 и 15П961) - Наземный ракетный комплекс стратегического назначения в вариантах стационарного шахтного (ракета 15Ж60 ) и мобильного железнодорожного (ракета 15Ж961 ) базирования. Оснащён трёхступенчатой твёрдотопливной межконтинентальной баллистической ракетой , доставляющей 10 боевых блоков к целям, находящимся на удалении св. 10 000 км с огромной точностью (КВО на предельной дальности около 200 м.) с обеспечением преодоления противоракетной обороны. Мощность каждого боевого блока составляет 550 кт. по заявленным в СНВ-1 данным (в отечественных источниках встречаются значения 430 - 500 кт) Является мощнейшим в мире твёрдотопливным ракетным комплексом и наиболее мощным в мире боевым ракетным комплексом после комплексов семейства Р-36. Обеспечивает нанесение гарантированного ответно-встречного удара, в том числе при многократном ядерном воздействии по позиционному району и при высотной ядерной блокировке района.

РТ-23 УТТХ был создан в качестве ответа США на постановку на вооружение МБР МХ (LGM-118 «Peacekeeper»). В конструкцию РТ-23 УТТХ были внедрены новейшие достижения в области твёрдотопливных технологий, конструкционных материалов, конструирования ядерных боевых блоков и системы наведения. Головной разработчик комплекса - КБ «Южное». Главный конструктор - В. Ф. Уткин. Стационарный вариант 15Ж60 был поставлен на боевое дежурство в августе 1988 года, менее чем с двухлетним отставанием от МБР МХ. При этом в начале разработки ракеты, в июне 1979 года, отставание уровня разработок СССР от США по твёрдотопливным БР составляло более 10 лет.

Ракета 15Ж961

РТ-23 УТТХ превосходит МХ по стартовой массе на 18 %, имея при этом на 80% более мощное ядерное снаряжение и почти на 1000 км - большую дальность полёта. Меньшая стартовая масса ракеты MX давала США теоретическое преимущество только в варианте мобильного базирования. Однако это преимущество не было реализовано, так как МХ состояла на вооружении только в варианте стационарного базирования, а планировавшийся американский БЖРК был вооружён лишь двумя ракетами МХ. Он не был поставлен на вооружение, так как разработчики и военные столкнулись с рядом труднопреодолимых препятствий как технического, так и организационного характера (в частности, нерешёнными остались проблемы ощутимого снижения точности попадания мобильного комплекса, уменьшавшей преимущество МХ перед Minitman-3 и перемещения БЖРК по железнодорожной сети США, контролируемой частными компаниями).

Постановлением правительства СССР № 484-166 от 23 июня 1976 г. КБ "Южное" поручалось начать полномасштабную разработку стационарного ракетного комплекса РТ-23 шахтного базирования с МБР легкого класса 15Ж44, оснащаемой моноблочной ГЧ, а также начать работы по БЖРК с МБР 15Ж52, разрабатываемой на базе ракеты 15Ж44. Созданию комплексов РТ-23 руководством страны придавалось очень большое значение. На Совете Главных конструкторов 28 июля 1976 г. были утверждены основные положения на разработку ракеты РТ-23, в соответствии с которыми в конструкцию ракеты закладывались следующие технические решения: двигатель первой ступени максимально унифицировался с двигателем первой ступени БРПЛ 3М65 , конструкция ракеты обеспечивала повышенную стойкость к воздействию ПФЯВ, управление полетом первой и второй ступеней ракеты обеспечивалось системой "вдува" горячего газа в закритическую часть сопла маршевых двигателей, а третьей ступени — разрезным управляющим соплом маршевого двигателя и креновыми РДТТ, применялись новые эффективные смесевые топлива, двигатели второй и третьей ступеней выполнялись со складывающимися сопловыми насадками для сокращения общей длины ракеты, боевое оснащение ракеты — моноблочная ГЧ, для построения боевых порядков применялась ступень разведения на базе твердотопливного двигателя "тянущей" схемы, разрабатывался надувной наконечник обтекателя и пр. Были уточнены массогабаритные характеристики разрабатываемой ракеты.

Хотя разработчики понимали, что принятые характеристики ракеты были достаточно напряженными для выполнения, однако результаты первых проработок оказались неожиданными — от подразделений КБЮ и от смежных организаций стали поступать неутешительные результаты Реализуемая стартовая масса ракеты существенно превышала заданную, требовалось проведение очень большого числа стендовых испытаний. На переходных участках активного полета при разделении ступеней не обеспечивалась управляемость ракеты. Первоначально прорабатываемые варианты управления полетом ракеты не обеспечивали необходимой эффективности, приводили к существенному усложнению конструкции, увеличению габаритов и стартовой массы. Необходимо было искать новый способ управления. Незадолго до этого в одном из отделов КБЮ группа энтузиастов занималась исследованием принципиально нового способа управления ракетой путем поворота головного отсека в двухстепенном карданном шарнире. При этом использовались две составляющие возникающего управляющего усилия: аэродинамическая — в плотных слоях атмосферы и массовая — на всем участке полета. Учитывая зашедшие в тупик работы по проблеме управляемости ракеты, руководство обратилось к новой перспективной идее. 1 июня 1977 г. был рассмотрен и одобрен Советом Главных конструкторов эскизный проект комплекса с ракетой 15Ж44, который утвердил применение на ракете нового способа управления полетом — отклонением головного отсека. В конструкцию ракеты 15Ж44 было внедрено много других оригинальных технических решений - надувной головной обтекатель, минометное разделение ступеней и пр.

В решении Совета ГК отмечалось, что ракета 15Ж44 по заявленным характеристикам двигателей, топлив, основных систем вполне отвечает прогнозируемому уровню отечественного ракетостроения и превосходит по техническим характеристикам ранее разработанные отечественные образцы ракет на твердом топливе, а по реализованной массе полезной нагрузки примерно находится на уровне ракеты . При этом отмечалось, что разрабатываемая ракета 15Ж44 существенно уступает ракете по ряду показателей, определяющих боевую эффективность комплекса (стойкость к ПФЯВ, точность стрельбы, боеготовность). Были названы и причины отставания в части энергомассовых показателей: использование на первой ступени ракеты унифицированного маршевого двигателя, низкое массовое совершенство маршевых двигателей ракеты, пониженные значения удельного импульса двигателей ракеты. Этим по сути дела были определены направления дальнейших работ по повышению энергомассовых характеристик ракеты. Решением Совета Главных конструкторов КБ "Южное" как головному разработчику было поручено разработать и направить организациям-соисполнителям для рассмотрения и согласования предложения по доведению уровня совершенства разрабатываемой ракеты 15Ж44 до уровня ракеты "MX". С целью координации всех работ, связанных с развитием твердотопливного направления в советском ракетостроении, решением ВПК от 28 марта 1979 г. был образован межведомственный координационный технический совет, возглавляемый Главными конструкторами В. П. Макеевым, А. Д. Надирадзе, В. Ф. Уткиным.

Тем временем, не снижая темпов, продолжалась разработка ракеты 15Ж44. Особенность этой разработки состояла в том, что в силу ее важности для страны, в руководящих органах возобладала тенденция по обеспечению постоянного внедрения в разработку всех наработанных новых технических решений и предъявлению все новых более высоких требований к характеристикам разрабатываемых ракет, что неизбежно вело к приостановке работ, возвращению к уже пройденным этапам и, как следствие, переносу конечных сроков выполнения работ. Постановлением правительства от 1 июня 1979 г. с целью повышения боевой эффективности комплекса РТ-23 моноблочная ГЧ заменялась разделяющейся головной частью в составе 8-10 боевых блоков (ББ) и средств преодоления ПРО, устанавливаемых вместо части ББ. Назначался новый срок начала летных испытаний — I квартал 1982 г. При разработке дополнения к эскизному проекту ракеты 15Ж44 в 1979-1980 гг. был проработан и внедрен ряд технических решений, обеспечивающих повышение характеристик разрабатываемой ракеты. Одним из основных было применение жидкостной двигательной установки для разведения боевых блоков. Результаты эскизного проектирования комплексов с ракетой 15Ж44 показали, что на том уровне развития отечественных техники и технологий не удается выполнить требования Заказчика в части обеспечения максимальной дальности стрельбы при установке на ракете 10 ББ заданной мощности.

Первый пуск (частично успешный) ракеты 15Ж44 состоялся 26 октября 1982 г. на полигоне Плесецк. Второй пуск, проведенный 28 декабря 1982 г., был полностью успешным. Из восьми пусков четыре были успешными, а четыре — аварийными. С учетом того, что в это время уже начали разворачиваться работы по созданию более перспективных комплексов на базе ракеты РТ-23УТТХ, работы по стационарному комплексу с ракетой 15Ж44 были остановлены (решение Совета Обороны от 10 февраля 1983 г.).

В конце 70-х — начале 80-х гг. разработка боевых ракетных комплексов на базе твердотопливных ракет складывалась так, что параллельно с созданием комплексов на базе ракеты РТ-23 (15Ж44 и 15Ж52) КБ "Южное" и организации-соисполнители получают задание (постановление правительства от 1 июня 1979 г. № 514-175) начать разработку ракеты РТ-23 с улучшенными тактико-техническими характеристиками (РТ-23УТТХ) и комплексов на ее основе. Этим же постановлением определяются головные разработчики комплексов: КБ "Южное" — по шахтному и железнодорожному комплексам, МИТ — по грунтовому комплексу. Для развертывания работ по ракете РТ-23УТТХ на Совете Главных конструкторов был согласован план работ по обеспечению дальнейшего улучшения ТТХ ракеты РТ-23. Предложенные на Совете мероприятия по улучшению характеристик ракеты РТ-23 легли в основу вышедшего 27 декабря 1979 г. решения ВПК № 339. Этим же решением определялись сроки разработки (выпуск эскизного проекта — IV квартал 1982 г., начало летных испытаний — IV квартал 1984 г.).

В апреле 1980 г. Минобороны выдало ТТТ на разработку ракеты для базирования в трех видах старта: шахтном, железнодорожном и грунтовом. Обобщая результаты проведенных в 1980-1982 гг. в обеспечение создания ракеты РТ-23 УТТХ проектно-конструкторских и экспериментальных работ, Совет Главных конструкторов (сентябрь 1982 г.) отметил, что полное выполнение предъявленных требований возможно только при условии увеличения энергетики базовой ракеты РТ-23 на ~30%, необходимых для повышения основных характеристик разрабатываемой ракеты. Однако реализация соответствующих мероприятий потребовала бы большого объема отработки и повторения в полном объеме всех этапов отработки двигателей и ракеты в целом. Обеспечение готовности к выходу на летные испытания не позднее чем в IV квартале 1985 г. представлялось возможным только путем последовательного наращивания уровня требуемых характеристик (в первую очередь по стойкости к ПФЯВ) при сохранении уже разработанных принципиальной и конструктивно-компоновочной схем ракеты РТ-23 и с использованием в двигателях второй и третьей ступеней новых, более эффективных топлив, а также при улучшении массовых характеристик ББ, СУ, корпусов двигателей и ракеты в целом. Эскизный проект по ракете РТ-23 УТТХ был выпущен в ноябре 1982 г. В его разработке принимал активное участие МИТ как головная организация по подвижному грунтовому комплексу с ракетой РТ-23 УТТХ.

Разработка термоядерного заряда для боевого оснащения РГЧ ИН МБР РТ-23 и РТ-23 УТТХ также отличалась сложным и противоречивым характером, связанным с трудностями работ по ракете в КБЮ и с жесткими требованиями заказчика. В соответствии с директивными документами ВПК и Минобороны, обязывающих Минсредмаш осуществить разработку боевого оснащения для МБР РТ-23, во ВНИИЭФ был в этих целях разработан термоядерный заряд, который был успешно испытан в 1979 году. В январе 1982 года на совместном совещании научно-технического руководства КБЮ и ВНИИЭФ было принято решение об улучшении компоновочных параметров заряда для МБР РТ-23 и снижении массы ББ за счет комплексной оптимизации заряда, корпуса ББ и уменьшении веса автоматики при обеспечении требуемого ограничения по миделю блока. Во ВНИИЭФ был разработан и в 1984 году успешно испытан заряд с узким миделем, принятый позднее в составе ракетного комплекса на вооружение.

Постановление правительства № 768-247 о создании ракетного комплекса РТ-23 УТТХ с единой ракетой для трех видов базирования (подвижного — железнодорожного и грунтового, стационарного—шахтного высокой защищенности) вышло 9 августа 1983 г., а в ноябре этого же года совместным решением Минобороны, Минобщемаша, Миноборонпрома и Минсредмаша уточняются сроки создания единой ракеты. В апреле 1984 г. Минобороны выдало разработчикам комплексов на базе ракет РТ-23УТТХ уточненные ТТТ, которые уже однозначно определили, что единая ракета разрабатывается с учетом отдельных конструктивных и схемных отличий, обусловленных особенностями эксплуатации и боевого применения в составе подвижных и стационарного комплексов.

Была принята стратегия разработки комплексов и ракет для них, которая предлагалась КБЮ:

в первую очередь должны разрабатываться с учетом сжатых сроков — (начало серийного изготовления с 1986 г.) ракета для БЖРК 15Ж961 и ракета для грунтового комплекса 15Ж62. В ракетах используются основные технические решения, отработанные на ракете 15Ж52, стойкость конструкции ракеты к поражающим факторам ЯВ обеспечивается на уровне, оптимальном для подвижных стартов. Постановлением Правительства БЖРК с ракетой 15Ж961 был принят на вооружение Советской Армии в ноябре 1989 года. К этому времени значительная часть группировки уже была поставлена на боевое дежурство в позиционных районах. Что касается разрабатываемого МИТ грунтового подвижного комплекса с ракетой 15Ж62 (тема «Целина-2») и двенадцатиосным тягачом МЗКТ-7906, то его разработка была прекращена, так как стало очевидным, что такой комплекс не сможет обеспечить необходимых характеристик по боевой эффективности;

ракета для стационарного старта 15Ж60 разрабатывается, исходя из срока начала серийного изготовления (с 1987 г.), должна обеспечивать верхний уровень характеристик стойкости к ПФЯВ.

Разработка ракеты для стационарного комплекса 15Ж60 проводилась вслед за ракетой для железнодорожного комплекса 15Ж961 и началась она выпуском в третьем квартале 1984 г. КБ "Южное" и смежными организациями дополнительных проектных материалов, представляющих собой эскизный проект по стационарному шахтному комплексу с ракетой, разрабатываемой применительно к требованиям, сформулированным Заказчиком для комплекса стационарного базирования высокой живучести. В конце 1984 г. проектные материалы были рассмотрены и одобрены Минобщемашем и Заказчиком. С 1985 г. кооперацией, возглавляемой КБЮ, началось развертывание полномасштабной ОКР по созданию комплекса 15П060. В процессе проектно-конструкторских работ был сформирован и пошел в дальнейшую разработку технический облик ракеты для шахтного базирования — твердотопливная МБР легкого класса со стартовой массой ~ 104,3 т, доставляющая десять ББ второго уровня стойкости к назначенным целям, имеющая повышенный уровень стойкости к ПФЯВ; боевой ракетный комплекс, обеспечивающий пуск ракеты без задержки на нормализацию внешней обстановки при многократном ядерном воздействии по соседним объектам БРК и при высотной ядерной блокировке позиционного района, а также с минимальной задержкой при непоражающем ядерном воздействии непосредственно по пусковой установке.

Высокие характеристики ракеты 15Ж60 по обеспечению повышенного уровня стойкости к ПФЯВ были достигнуты за счет:

• использования защитного покрытия новой разработки, наносимого на наружную поверхность корпуса ракеты и обеспечивающего комплексную защиту от ПФЯВ;
• применения СУ, разработанной на элементной базе с повышенной стойкостью и надежностью;
• нанесения на корпус герметичного приборного отсека, в котором размещалась аппаратура СУ, специального покрытия с высоким содержанием редкоземельных элементов;
• применения экранировки и специальных способов укладки бортовой кабельной сети ракеты;
• введения специального программного маневра ракеты при прохождении облака наземного ЯВ.

Летные испытания ракеты 15Ж60 проводились на полигоне Плесецк. Для проведения летных испытаний на полигоне были сооружены четыре пусковые установки ("Южная-1", "Южная-2", "Светлая-1" и "Светлая-2"). Расположение этих ПУ выбиралось таким образом, чтобы обеспечить использование выделенных районов падения для первых ступеней при стрельбе на любую дальность. Площадки "Южная-1" и "Южная-2" были введены в эксплуатацию в 1986 г., "Светлая-2" — в 1987 г. и "Светлая-1" — в 1988 г. Для проведения пусков ракет использовались ПУ площадок "Южная-1", "Южная-2" и "Светлая-2". Из ПУ площадки "Светлая-1" пуски не проводились, она использовалась для отработки отдельных элементов комплекса по специальным программам.

Первый пуск ракеты 31 июля 1986 г. с площадки "Южная-1" был успешным. Пуск ракеты 2Л был аварийным; причина аварии - отказ СУ на начальном участке движения. Пуск ракеты 5Л — также аварийный из-за отказа бортовой СУ. С целью исключения причин, вызвавших отказы СУ, разработчиком были проведены ее доработки, эффективность которых была полностью подтверждена дополнительной наземной отработкой на комплексном стенде и последующими пусками. Аварийным стал и пуск 4Л — разрушился вкладыш соплового блока двигательной установки первой ступени. В результате проведенного тщательного анализа была выявлена причина отказа и проведена доработка соплового блок. Большая работа, проделанная организациями-разработчиками принесла свои положительные результаты — больше аварийных исходов при пусках ракет 15Ж60 не было. Финальный запуск по программе испытаний проведен 26 сентября 1988 года. Всего в ходе государственных совместных летных испытаний было запущено 16 ракет. По результатам ГСЛИ был выпущен отчет Государственной комиссии с рекомендацией о принятии комплекса на вооружение. Последний пуск МБР 15Ж60 — ракеты 8Л, прошедшей транспортировочные испытания — был проведен 1 ноября 1989 г. в район "Акватория" с положительным результатом. В статистику он вошел как зачетный пуск партионной ракеты, проведенный с пусковой установки "Светлая-2".

На опытно-боевое дежурство первые МБР были поставлены с 19 августа 1988 года в 46-й Нижнеднепровской Краснознаменной ордена Октябрьской Революции ракетной дивизии (г. Первомайск, Николаевская область, УССР). Развертывание шло быстрыми темпами - к концу года на боевом дежурстве находилось уже 20 ракет. Можно считать выдающимся достижением тот факт, что при начальном отставании уровня разработок в 10 лет и более МБР 15Ж60 была поставлена на боевое дежурство менее чем с двухлетним отставанием от американской МБР MX (LGM-118A) . В 1989 году развертывание в первом позиционном районе было продолжено, в том же году было начато развертывание новой МБР во втором позиционном районе - в 60-й Таманской Краснознаменной ордена Октябрьской Революции ракетной дивизии имени 60-летия СССР (г. Татищево, Саратовская область, РСФСР). Новая ракета сменяла в обоих районах развертывания МБР УР-100Н УТТХ (15А35) . 28 ноября 1989 года комплекс был принят на вооружение Советской Армии. К концу 1989 года в обоих позиционных районах было развернуто уже 56 ракет (46 в 46-й и 10 в 60-й дивизиях). Однако, начиная с 1990 года, несмотря на то, что не менее 8 ракет были изготовлены на ПМЗ и подготовлены к отправке в позиционные районы, развертывание МБР было прекращено - руководством СССР была принята новая оборонная доктрина, которая наряду с государственной программой конверсии оборонной промышленности и консультативно-договорным процессом с США, наложившимся на политико-экономические трудности, делала нежелательным развертывание в больших количествах новых ракет даже взамен старых.

В июле 1991 года был подписан договор СНВ-1, а к ноябрю 1991 года процесс распада СССР фактически принял необратимый характер. После формального распада СССР в декабре 1991 года производство новых МБР на ПМЗ было полностью прекращено, ракеты, развернутые на территории Украины, подлежали снятию с боевого дежурства и уничтожению в рамках международных договоров. В 1993-1994 годах все МБР на территории Украины были сняты с боевого дежурства, а снятые с ракет ББ затем были вывезены в Россию для утилизации. В 1998-2001 годах был осуществлен второй этап - все 46 "украинских" МБР 15Ж60 были извлечены из ШПУ ОС. В 1999-2002 годах все МБР (включая те, что так и не были поставлены на боевое дежурство), были разобраны и утилизированы (см. фото1 , фото2 , фото3 ). ШПУ ОС были взорваны кроме одной, служащей для музейных целей.

Жизненный цикл МБР, развернутых на территории РФ, также был недолгим - от продления (по примеру МБР 15Ж961 ) гарантийного срока до 15 лет решено было отказаться и к концу 2001 года все 10 МБР были извлечены из ШПУ и отправлены на утилизацию. В ШПУ ОС после модернизации с присвоением обозначения 15П765-60 были развернуты новейшие МБР РТ-2ПМ2 "Тополь-М" (15Ж65). «Визави» МБР 15Ж60 - американская МБР - была в 2002-2005 годах также снята с вооружения.

Оценивая БРК 15П160, можно отметить, что впервые в отечественной практике был разработан высокоэффективный стационарный ракетный комплекс четвертого поколения с новейшей твердотопливной МБР, оснащенной РГЧ ИН с 10 ББ, обеспечивающий гарантированный ответно-встречный удар, в том числе и в условиях непосредственного ядерного воздействия по позиционному району.

На западе ракета 15Ж60 получила обозначение SS-24 "Sсаlреl" Моd 2. Наименование по СНВ-1 - РС-22Б.

Состав

Ракета 15Ж60 (см.схему ) маршевых ступени и ступень разведения боевых блоков. Отделение головного обтекателя осуществлялось после прохождения зоны высотных блокирующих ЯВ. На ракете 15Ж60 были сохранены отработанные на ракетах 15Ж44 и 15Ж52 схемные и конструктивные решения по управлению полетом II и III ступеней отклонением головного отсека, минометному разделению ступеней, отделению боевой ступени и разведению элементов боевого оснащения. Минометное разделение ступеней обеспечивалось за счет наддува газом от порохового аккумулятора давления межступенного объема и поперечного деления соединительного отсека удлиненным кумулятивным зарядом. Такая конструкция гарантировала безударное разделение ступеней и обеспечивала максимальную плотность компоновки межступенной части ракеты.

Двигательные установки (ДУ) ракеты разрабатывались, в основном, в рамках кооперации, сложившейся на этапе создания комплексов с ракетами 15Ж44 и 15Ж52. Маршевые РДТТ ракеты 15Ж60 (второй уровень стойкости) разработаны с учетом повышенных требований по энерговооруженности, величине управляющих усилий (15Д305, ДУ-I) и степени защиты от ПФЯВ (15Д339, ДУ-II; 15Д291, ДУ-III). Для двигателей МБР 15Ж60 и 15Ж961 созданы топлива третьего и четвертого поколений на основе нового бесхлорного окислителя АДНА. Комплекс фундаментальных работ по созданию и внедрению АДНА как одного из энергоемких и экологически чистых окислителей, проведенных в содружестве с институтами Академии наук, высшей школы и отраслевыми институтами, явился крупным отечественным научным и техническим достижением, более чем на 20 лет опередившим мировой уровень в области энергетики ракетных топлив. В рецептуре топлива в этих ракетах впервые применено принципиально новое высокоэффективное горючее - гидрид алюминия.

В ходе работ по созданию маршевых РДТТ МБР 15Ж60 и 15Ж961 были разработаны новые конструкционные, теплозащитные и эрозионностойкие материалы, в том числе высокопрочные органические и высокомодульные углеродные волокна, углеродные композиции с 2-х и 3-хмерной ориентированной матрицей, высокопрочные термостойкие клеи, отработаны технология изготовления и методы неразрушающего контроля качества, созданы новые топлива с уникальными энергетическими и эксплуатационными характеристиками и оптимальные формы зарядов на их основе. Впервые в отечественной практике разработаны корпуса ДУ из органоматериала СВМ, обладающего высокой удельной прочностью, что способствовало повышению энергомассового совершенства ракет.

Это позволило создать и внедрить к использованию:

• корпуса двигателей из органопластика "коконной" конструкции;
• детали критического сечения и раструбы сопловых блоков из углерод-углеродных материалов;
• крупногабаритный многоблочный вкладыш из трехмерноармированного углерод-углеродного материала;
• сопловые насадки из углерод-углеродного материала;
• поворотное управляющее сопло на основе эластичного шарнира;
• хвостовой отсек из конструкционного углепластика.

Первая ступень состояла из маршевого РДТТ 15Д305, хвостового и соединительного отсеков. В принципиально новом двигателе I ступени разработки КБЮ и производства ПМЗ было применено более высокоэнергетическое (по сравнению с МБР 15Ж961 ) смесевое твердое топливо типа "ОПАЛ" - разработчик ЛНПО "Союз". заряд твердого топлива имел канал звездообразной формы и являлся прочноскрепленным с корпусом двигателя. Были форсированы на 30% расходно-тяговые характеристики по сравнению с двигателем 15Д206 первой ступени ракеты 15Ж961 , что обусловило повышение давления в камере сгорания до 100 кгс/см2, а также применено в качестве органа управления вектором тяги центральное, частично утопленное в камеру сгорания, многопозиционное (круговая диаграмма создания управляющего усилия Рупр. по каналам тангажа и рыскания) качающееся управляющее сопло с разъемом в дозвуковой части, изготовленное из композиционных углерод-углеродных материалов, с использованием в качестве подвески поворотной части эластичного опорного шарнира. Корпус ступени - цельномотанный органопластиковый типа "кокон", изготовленный методом намотки нитей из композиционного материала, выбранного по тогдашнему состоянию отечественной производственной базы. С учетом обеспечения минимальной массы конструкции выбран следующий вариант: в основе жгут нитей из композиционного материала и специальное связующее вещество. На второй и третьей маршевых ступенях применен тот же вариант изготовления корпуса. Для управления по крену на участке работы ДУ-I использовались 4 аэродинамических руля, установленных на внешней поверхности головного обтекателя. Кроме того, в конце участка работы первой маршевой ступени управление ступенью осуществлялось и отклонением головной части ракеты.

Двигатели второй и третьей ступеней снабжались каждый центральным частично утопленным в камеру сгорания стационарным соплом с телескопическим сдвигаемым насадком раструба из углерод-углеродного материала, что позволяло увеличить степень расширения сопла и, соответственно, удельный импульс, без увеличения общих габаритов ракеты.

Вторая ступень состояла из маршевого РДТТ 15Д339 и соединительного отсека. Корпус второй ступени - цельномотанный органопластиковый типа "кокон". Топливо второй ступени - твердое смесевое типа "СТАРТ" (разработчик ЛНПО "Союз"). Заряд твердого топлива - прочноскрепленный с корпусом двигателя, с каналом цилиндро-конической формы с наклонной кольцевой проточкой типа "зонтик". На корпус ДУ-II разработки КБЮ и производства ПМЗ ракеты 15Ж60 (по сравнению с 15Ж961 ) дополнительно нанесено специальное многофункциональное покрытие. Управление второй ступенью осуществлялось отклонением головной части и аэродинамическими рулями (по крену), установленными на носовом обтекателе.

Третья ступень состояла из маршевого РДТТ 15Д291 и переходного отсека (см. фото ). ДУ-III ракет 15Ж60 и 15Ж961 разработки КБ ПО "Искра" и производства Пермского завода химического оборудования практически идентичны (смесевое твердое топливо типа "АП-65", разработчик ЛНПО "Союз"). На корпус ДУ-III ракеты 15Ж60 (по сравнению с ДУ-III ракеты 15Ж961 ) дополнительно нанесено специальное многофункциональное покрытие. Корпус третьей ступени - цельномотанный органопластиковый типа "кокон". Управление третьей ступенью осуществлялось отклонением головной части и креновыми РДТТ ступени.

Для ракеты 15Ж60 был разработан новый боевой блок повышенной стойкости к ПФЯВ 15Ф14 с БЧ повышенной удельной мощности и имеющий характеристики, близкие к ББ Mk21 ракеты "MX". Головная часть - разделяющегося типа индивидуального наведения с десятью термоядерными ББ мощностью 0,43 Мт и комплексом средств преодоления ПРО разработки КБЮ. Первоначально КСП ПРО изготавливался на ПО "Южмаш", однако с мая 1986 года производство было передано на смежные предприятия РСФСР.

Ступень разведения боевых блоков - "толкающей" схемы, размещение боевых блоков в один ярус, двигатель ступени - ЖРД РД-866 (15Д264), созданный в КБ-4 КБЮ и производившийся на ПО "Южмаш", работавший на жидких высококипящих стабильных долгохранимых самовоспламеняющихся компонентах топлива: несимметричный диметилгидразин (НДМГ) и азотный тетраоксид (АТ). Двигатель РД-866 - многофункциональный, без дожигания генераторного газа, с многократным включением ЖРД БТ (большой тяги) и ЖРД МТ (малой тяги), обеспечивал многократный запуск и регулирование тяги. Двигатель работал по комбинированной схеме (вытеснительная и насосная подачи компонентов топлива). Обеспечивал широкий диапазон изменения расходов и давлений для механизмов-потребителей. РД-866 содержал: централизованный источник питания (состоящий из двух турбонасосных агрегатов с газогенераторами и двух питателей); однокамерный ЖРД БТ; 16 ЖРД МТ.

Для трехступенчатой твердотопливной ракеты 15Ж60 от ступени разведения требовалось не только обеспечение построения боевых порядков из ББ и средств преодоления ПРО, но и использование для достижения заданной максимальной дальности стрельбы режима "эффективного доразгона" — обеспечение работы ступени разведения на активном участке траектории в качестве четвертой ступени ракеты, что обеспечивало существенный выигрыш в массе полезного груза (до 15%). Для уменьшения длины ракеты использовался головной аэродинамический обтекатель изменяемой геометрии, прикрывавший ГЧ, две створки которого закрывались после выхода ракеты из ТПК.

Конструкция ракеты была защищена специальным внешним многофункциональным покрытием по всей длине ракеты (включая головной обтекатель) для защиты от поражающих воздействий.

Очень важным моментом в процессе создания ракет 15Ж961 и 15Ж60 с необходимым уровнем основных характеристик была разработка для них систем управления, к которым Заказчиком были предъявлены очень жесткие требования в части уровня основных летно-технических характеристик — боеготовности, точности попадания, стойкости к воздействию ПФЯВ в условиях многократного воздействия по позиционному району и при его высотной блокировке ядерными взрывами, повышенному ресурсу непрерывной работы бортовой аппаратуры. Выполнение этих требований потребовало от разработчиков СУ создания командных гироскопических приборов с улучшенными точностными характеристиками, нового БЦВК "Бисер-3" повышенной производительности и стойкого к воздействию поражающих факторов ЯВ, обеспечения прицеливания за счет реализации автономного определения азимута контрольного элемента, установленного на гиростабилизированной платформе, с помощью наземного комплекта командных приборов, размещенного на ТПК. В рамках специальной программы для системы управления была разработана радиационностойкая элементная база и большие интегральные схемы для БЦВК.

Создание специальной радиационностойкой электроники для МБР в СССР представляло собой комплексный процесс, начавшийся еще в 60-е - решение за №149 Военно-промышленной комиссии по вопросам стойкости электро-радиоэлементов к поражающим факторам ядерного взрыва было принято в 1968-м году. В дальнейшем напряженная работа в данном направлении уже не прекращалась - например, только в течение 1977-1979 гг. было проведено по специальной программе 6 испытательных ЯВ на советских полигонах, которые позволили получить ценные данные по радиационной стойкости электронных компонентов систем основных советских МБР; позволили изучить воздействие жесткого гамма-излучения и нейтронных потоков на корпуса, боевые части и электронику советских МБР, в том числе и перспективных; дали возможность изучить эффекты воздействия мощных электромагнитных импульсов и радиационную стойкость различных электронных узлов систем управления советских МБР. Результаты проводимых в течение длительного времени испытаний и теоретических исследований позволили сделать вывод о том, что наиболее слабым звеном в конструкции МБР при воздействии на нее ПФЯВ являются собственно электронные системы, стойкость которых к поражающим факторам ядерных взрывов была признана неудовлетворительной в перспективе появления новых высокоточных средств доставки ядерных боеприпасов и ядерных боеприпасов нового поколения у стран-вероятных противников (прежде всего, США) в 80-е годы. Как результат, в 1982 году вышло специальное постановление ВПК о создании элементов электроники, стойких к ПФЯВ, - от сверхбольших интегральных схем до транзисторов и конденсаторов. К работе было привлечено свыше 600 организаций - НИИ, КБ, ВУЗы. В 1985 году на одном из совещаний ВПК было констатировано, что изделия электронной техники, стойкие к действию ПФЯВ, в СССР созданы.

Система управления второго уровня стойкости была разработана НПО "Хартрон" (главный конструктор В.Г. Сергеев, затем Я.Е. Айзенберг). В СУ введена схемно-алгоритмическая защита аппаратуры системы управления от гамма-излучения при ЯВ. КБ "Южное" в сотрудничестве с ЦНИИмаш, Институтом технической механики АН УССР, Днепропетровским государственным университетом была разработана динамическая схема системы с переменными массами и конфигурацией (в том числе скачкообразно изменяющимися), с учетом упругости корпуса и карданного узла, которая была положена в основу разработки системы управления. Новый способ управления - отклонение головной части - таил в себе большие потенциальные возможности, которые были реализованы в полной мере. Этот способ не требовал затрат энергетики ракеты из-за потерь тяги маршевого двигателя при создании собственно управляющих усилий. Благодаря этому возмущения в канале крена были минимальными, что давало реальную возможность упростить схему управления и управляющие органы.

Особенностью СУ являлось решение ряда новых задач:

восстановление информации в вычислителе после воздействия ПФЯВ путем ее перезаписи в оперативное ЗУ из хранителя информации на магнитном диске;

• реализация принципов терминального наведения;
• использование элементной базы повышенной стойкости к ПФЯВ (для 15Ж961 — I уровень, для 15Ж60 - II уровень);
• боевое дежурство ракет 15Ж60 с постоянно задействованными командными приборами;
• сопряжение с системой СБУ "Сигнал-А".

В состав боевого ракетного комплекса (БРК) 15П160 с МБР 15Ж60 входило 10 ШПУ ОС 15П760 и унифицированный шахтный командный пункт 15В52У, созданный ЦКБТМ (см.фото 1 , фото 2 , фото 3 ). Пусковая установка 15П760 - шахтная, одиночного старта, высокоавтоматизированная, с высокой защищенностью от ПФЯВ. Модифицированный стартовый комплекс мог гарантированно выдерживать избыточное давление во фронте ударной волны ядерного взрыва величиной не менее 100 атмосфер. ПУ 15П760 проектировалась с максимальным заимствованием защитного устройства, строительного сооружения, ранее разработанных для МБР 15А35 в ГНИП "Вымпел" (ШПУ ОС 15П735) (главные конструкторы В.М. Барышев, О.С. Баскаков). Ракета размещалась в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) и запускалась методом минометного старта. Для отделения ракеты от ТПК и поддона были применены детонирующие удлиненные заряды. ТПК был оснащен системой термостатирования и автоматикой пуска ракеты. Разработка и отработка опорных элементов ракеты в ТПК проведены КБЮ совместно с Днепропетровским институтом технологии эластомерных материалов (ДИНТЭМ).

На ПУ 15П760 внедрены системы и агрегаты, обеспечивающие постоянную боевую готовность и автономность в течение всего срока, заданного ТТТ. Боевое применение обеспечивалось в любых метеоусловиях при температуре воздуха от -50 до +50°С, до и в условиях ядерного воздействия по БРК. Реализованные для обеспечения ответно-встречного пуска уровни стойкости ракеты к ПФЯВ обеспечивают успешный пуск ее после непоражающего ЯВ непосредственно по ПУ и без снижения боевой готовности при воздействии по соседней ПУ. Первоначальный гарантийный срок эксплуатации БРК - 10 лет.

Тактико-технические характеристики

Дальность стрельбы,км	10450
Круговое вероятное отклонение, м	220
Обобщенный показатель надежности	0.94
Головная часть
- мощность заряда, Мт	10 х 0.43
- вес головной части, кг	4050
Длина ракеты, м
- полная (в полете)	23.0
- без головной части	19.0
- в ТПК	21.9
Максимальный диаметр корпуса ракеты, м	2.4
Стартовый вес, т	104.80
Первая ступень - длина габаритная,м - диаметр габаритный,м - тяга ДУ (на земле/в пустоте),тс	53.7 8.4 2.4 280/310
Вторая ступень - масса в снаряженном состоянии, т - длина габаритная при выдвинутом раструбе, м - диаметр габаритный,м - тяга ДУ (в пустоте),тс	25 5.9 6.7 2.4 150
Третья ступень - масса в снаряженном состоянии, т - длина габаритная при сложенном раструбе, м - диаметр габаритный,м - тяга ДУ (в пустоте),тс	15 3.6 2.4 44
Жидкостный ракетный двигатель РД-866 (боевая ступень)
Тяга двигателя в пустоте, кгс	от -94.4 до +513.5
Удельный среднеинтегральный импульс тяги ЖРД большой тяги в пустоте, кгс·с/кг	305.5
Удельный импульс тяги в пустоте, кгс·с/кг - камеры ЖРД большой тяги - ЖРД малой тяги в непрерывном режиме - ЖРД малой тяги в импульсном режиме с частотой 10 Гц	323.1 245 176
Масса двигателя, кг	125.4
Абсолютное давление газов в камере сгорания, кгс/см2: - ЖРД большой тяги - ЖРД малой тяги	41.5 5.67
Абсолютное давление газов на срезе сопла камеры, кгс/см2: - ЖРД большой тяги - ЖРД малой тяги	0.024 0.007
Массовое среднеинтегральное соотношение компонентов топлива при работе: - ЖРД большой тяги - камеры ЖРД большой тяги - ЖРД малой тяги	2.03 2.3 1.85
Отклонение тяги от номинального значения, кгс - для ЖРД большой тяги - для ЖРД малой тяги при работе в непрерывном режиме	±41 ±0,65
Минимальное абсолютное давление компонентов топлива на входе в двигатель, кгс/см2: - окислителя (при температуре 45°С) - горючего (при температуре 65°С)	6.0 3.5
Минимальное абсолютное давление компонентов топлива на входе в двигатель при температуре +35°С, кгс/см2: - окислителя - горючего	4.5 1.45
Максимальное суммарное время работы, с: - ЖРД большой тяги - ЖРД малой тяги	330 1200
Максимальное количество включений: - ЖРД большой тяги - ЖРД малой тяги	14 10000

Источники

1. "Призваны временем. Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро "Южное"./ Под общей редакцией С.Н.Конюхова/. Д.: Арт-Пресс, 2004,-232с.
2. Карпенко А.В., Уткин А.Ф., Попов А.Д. "Отечественные стратегические ракетные комплексы", -СПб.: Невский бастион-Гангут, 1999.-288с.
3. "КБ специального машиностроения: От артиллерийских систем до стартовых комплексов" (под редакцией Ушакова В.С.) .СПб, 2004.
4. Андрюшин И.А., Чернышев А.К., Юдин Ю.А. "Укрощение ядра. Страницы истории ядерного оружия и ядерной инфраструктуры СССР" / С., С.: Красный Октябрь, 2003.
5. Pavel Podvig, "The Window of Vulnerability That Wasn"t: Soviet Military Buildup in the 1970s--A Research Note", International Security, Summer 2008, Vol. 33, No. 1: 118-138
6. М.Первов. "Межконтинентальные баллистические ракеты СССР и России". Краткий исторический очерк. / М.: 1998.
7. www.fas.org
8. www.astronautix.com
9. www.iskra.perm.ru
10. www.oborona.ru
11. Жидкостный ракетный двигатель РД-866