[ezup]

Базирование:
Шахтная ПУ
Система управления:
Программное управление
Боевая часть:
Спецбоеприпас
Применение:
Стратегические
Страна:
Россия
Дальность:
9600 км.
Год разработки:
1968 г.



Боевой ракетный комплекс (БРК) 15П098 - первый отечественный стратегический комплекс, оснащенный твердотопливной межконтинентальной баллистической ракетой РТ-2 (8К98). Разработка трехступенчатой твердотопливной МБР РТ-2 (8К98) была начата в ОКБ-1 под руководством С.П.Королева в соответствии с постановлением правительства СССР от 4 апреля 1961 года. Ведущий конструктор - заместитель главного конструктора ОКБ-1 И.Н.Садовский. Двигатели первой и третьей ступеней созданы в Пермском КБ машиностроения, двигатель второй ступени - в Ленинградском ЦКБ-7. Заряды двигателей первой и второй ступеней разработаны Алтайским НИИ ХТ, заряд двигателя третьей ступени - Пермским НИИ-130 (НИИ полимерных материалов). Шахтная пусковая установка одиночного старта (ШПУ "ОС") и командный пункт спроектированы в ЦКБ-34 (КБ Специального машиностроения г.Ленинград) под руководством В.В.Чернецкого и Е.Г.Рудяка. Автономная инерциальная система управления разработана в НИИ АП под руководством Николая Пилюгина. Система дистанционного управления пуском создана в ОКБ "Импульс" под руководством Тараса Соколова. Серийное производство развернуто в 1966 году на Пермском машиностроительном заводе имени В.И.Ленина, в 1967 году выпуск продолжен на Пермском заводе химического оборудования (ПЗХО).
Испытания проходили с 5 февраля 1966 года по 3 октября 1968 года на полигонах Капустин Яр и Плесецк. В процессе проведения Государственных летных испытаний проведено 17 одиночных пусков с КП БРК, а также впервые произведены 3 одиночных и один трехракетный залп (28 августа 1968 г.) с УКП ГШ. Первоначально отработка режима боевого дежурства началась с одним командным пунктом (КП) и тремя пусковыми установками, в дальнейшем число пусковых установок было доведено до 10. Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР №1004-3 от 13 декабря 1968 года БРК 15П098 был принят на вооружение Советской Армии. К 1971 году под Йошкар-Олой было построено 60 серийных пусковых установок в составе 6 БРК 15П098.
Эта ракета была первой МБР на твердом топливе, принятой на вооружение РВСН, и являлась по сути переходной от ракет второго к третьему поколению. Важными особенностями комплекса 15П098 явились простота эксплуатации, высокая техническая готовность ракет, сравнительно небольшое количество обслуживающих агрегатов и отсутствие средств заправки. В тоже время МБР РТ-2 существенно уступала по ряду параметров американской "Минитмен-2", созданной приблизительно в те же годы.
Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 18 декабря 1968 года задана модернизация ракеты 8К98 в составе комплекса 15П098. Модернизируемый комплекс получил индекс 15ПО98П, ракета - 8К98П . Ракета разрабатывалась в ЦКБ-7 под руководством Петра Тюрина. Государственные испытания этого комплекса начались в декабре 1969 года и завершились 14 января 1972 года производством 15 пусков (из них 13 - было успешных). В период с 1974 по 1982 годы было налажено серийное производство ракет 8К98П.
С момента принятия на вооружение и до 1987 года включительно ракеты проходили послегарантийную эксплуатацию по различным исследовательским программам Министерства обороны СССР. Программы завершались летными пусками ракет с полигона Плесецк. Пуски неизменно подтверждали высокую надежность ракеты, в том числе при сроках эксплуатации от 15 до 17 лет.
К моменту подписания в 1991году Договора СНВ-1 (по этому договору ракета имеет обозначение РС-12) на боевом дежурстве находилось 40 РТ-2П. Во исполнение обязательств Советского Союза по реализации договора боевой ракетный комплекс 15ПО98П был включен в перечень снимаемых с вооружения и в период с 1992 года по 1995 год был полностью ликвидирован.
Комплексы 15П098 и 15П098П получили обозначение НАТО SS-13 "Savage" mod1 и mod2, соответственно.
Состав

Ракета РТ-2 (см.компоновочную схему) имела три маршевые ступени. На схеме: 1 - головная часть; 2 - соединительный отсек; 3 - приборный отсек; 4, 9, 15 - кабельный желоб; 5 - маршевый двигатель III ступени; 6 - III ступень; 7 - хвостовой отсек III ступени; 8, 13 - соединительные фермы; 10 - маршевый двигатель II ступени; 11 - II ступень; 12 - хвостовой отсек II ступени; 14 - опорно-ведущий пояс; 16 - маршевый двигатель I ступени; 17 - I ступень; 18 - хвостовой отсек I ступени; 19 - аэродинамические стабилизаторы; 20 - поддон с опорно-ведущим поясом. Для стыковки ступеней между собой применены соединительные отсеки ферменной конструкции, позволявшие свободно выходить газам от работающих двигателей при "огневом" разделении ступеней. Между третьей ступенью ракеты и головной частью располагались приборный отсек и переходник, предназначенный для крепления ГЧ. Все РДТТ были выполнены в разных диаметрах, сопловые блоки ракетных двигателей имели по четыре разрезных управляющих сопла, состоящих из неподвижной и подвижной частей. Предусматривалась возможность путем комбинации ступеней ракеты РТ-2 создавать ракеты на промежуточные дальности. Ракета оснащалась моноблочной ядерной отделяемой в полёте головной частью с термоядерным зарядом мощностью 600кт.
Маршевые двигательные установки РДТТ первой (15Д23) и второй (15Д24) имели одинаковую конструктивную схему и состояли из стальных цилиндрических корпусов с эллиптическими задними и передними днищами. На передних днищах размещались воспламенители зарядов твердого топлива. Заряды РДТТ изготовлялись из смесевого топлива на основе бутилкаучука и перхлората аммония с добавлением порошкообразного алюминия. Сопловые блоки, рулевые приводы и часть приборов системы управления размещались в хвостовых отсеках ступеней, имевших форму усеченного конуса. Для повышения устойчивости ракеты на начальном этапе полета, на хвостовом отсеке первой ступени устанавливались четыре решетчатых стабилизатора.
Третья ступень по компоновочной схеме была аналогична первым двум, но имела отличия в конструкции корпуса и заряда РДТТ, хвостового отсека. Кроме того двигатель этой ступени - 15Д25 имел устройства отсечки тяги. На ракете устанавливалась инерциальная система управления, осуществлявшая управление полетом ракеты с момента пуска и до перехода к неуправляемому полету головной части. В системе управления были применены счетно-решающие приборы. Большая часть устройств СУ размещалась в приборном отсеке.
Все параметры ракеты РТ-2 (распределение топлива между ступенями, диаметр двигателей, время их работы, давление в камерах сгорания и на срезе сопла и др.) были выбраны близкими к оптимальным. И все же ракета РТ-2 требовала дальнейшего совершенствования. Так, смесевое топливо формировалось в отдельных пресс-формах, затем заряд вкладывался в корпус, а зазор между зарядом и корпусом заливался связующим веществом - это создавало определенные трудности при изготовлении РДТТ ракеты.
Ракеты размещались в ШПУ типа «ОС», связанных между собой линиями энергоснабжения, боевого управления, передачи данных и связи. Контроль технического состояния и пуск проводились дистанционно по командам с унифицированного командного пункта 15У52, разработанного в КБСМ под руководством главного конструктора Е.Г.Рудяка. На командном пункте для боевых расчетов, несущих дежурство, были созданы довольно комфортные условия с учетом последних требований эргономики. В состав БРК входили 10 пусковых установок.
Пусковая установка 15П798 (см.компоновочную схему) в составе: оборудования специального сооружения 15У7, защитного устройства 15У9 и устройства амортизации гидростабилизатора системы прицеливания (хранителя направления) 15У43 были разработаны в КБСМ. Ракета, имеющая обтюрирующие пояса, опиралась без зазора на пусковой стакан с глухим днищем и стартовала на собственном маршевом двигателе. На боевую стартовую позицию доставлялись в контейнере отдельно первая ступень и отдельно пристыкованные вторая и третья ступени ракеты.
В состав наземного оборудования комплекса также входили (разработчик КБ "Мотор", главный конструктор В.А.Рождов):

• транспортно-загрузочные машины (ТЗМ) 15У39 и 15У40 для приема (выдачи) блоков ракеты из изотермического железнодорожного вагона или стыковочных тележек, транспортировки блоков в пределах позиционного района и поблочной погрузки (выгрузки) ракеты в пусковую установку (ТЗМ выполнены на базе тягача МАЗ-537Е с полуприцепом на активизированном ходу);
• изотермическая стыковочная машина 15Т21, предназначенная для транспортировки головных частей в пределах позиционного района и пристыковке их к ракете, находящейся в пусковой установке;
• стыковочные тележки для работы с ракетой в корпусе проверок ;
• железнодорожный изотермический вагон с выдвижной рамой для поблочной транспортировки ракеты с завода-изготовителя в позиционный район (разработчик СКБ Калининского вагоностроительного завода, главный конструктор Л.Д.Новиков).
• регламентные машины для различных систем комплекса на базе автотранспортного средства высокой проходимости "Урал 375".

В этом комплексе впервые был принят и воплощен в жизнь способ беcкрановой перегрузки ракеты на всех операциях, проводимых с ней в войсковых частях и на испытательном полигоне, который вполне оправдал себя, обеспечив безопасность перегрузочных работ. В конструкции пусковой установки 15П798 было внедрено много новых перспективных технических решений. Одной из сложнейших технологических задач была задача создания пускового стакана для серийного производства. Так как ракета опиралась своими обтюрирующими поверхностями на внутреннюю поверхность стакана, необходимо было обеспечить точность внутреннего диаметра стакана не ниже 5 класса (на стакане длиной 22400 мм и диаметром 2208 мм надо было обеспечить допуск по внутреннему диаметру равный 2,5 мм). При изготовлении стального стакана для экспериментальной пусковой установки СМ-170А и 3-х стаканов 15У7 стало ясно, что обеспечить эти требования на стальных стаканах можно только за счет трудоемких ручных доводочных операций внутренней поверхности стакана в местах сварных стыков. Поэтому в качестве конструкционного материала для стакана был выбран стеклопластик. Стакан изготавливался методом намотки, что сразу решило проблему обеспечения точности его внутренней поверхности. Для решения технологических вопросов по стеклопластику и изготовления опытных образцов была привлечена специализированная организация - СПКБ (г. Хотьково Московской области). Серийное производство пусковых стаканов было организовано на заводе "Пластмасс" в г. Сафоново Смоленской области. На заводе был построен специальный цех площадью 40га, где разместили намоточное производство, печи для полимеризации изделий, а также производство для обработки готовых изделий из стеклопластика (обработка торцов и стыков, отверстий и других операций). Отдельно был построен цех для подготовительных операций - пропитки тканей эпоксидной смолой перед намоткой. С вводом завода в эксплуатацию вопрос о поставке стеклопластиковых стаканов был решен кардинально. Впоследствии на этом производстве производилась намотка корпусов двигателей, изготовление ТПК для других комплексов, в том числе для корабельных пусковых установок. Созданием стеклопластикового стакана удалось разгрузить машиностроительные заводы, за счет передачи заказов в химическую промышленность, уменьшить трудоемкость и металлоемкость производства, уменьшить вес конструкции почти в 2 раза, а также исключить температурные напряжения, влияющие на прочность стакана.
В соответствии с ТТТ, по которым создавался комплекс 15П098, предусматривалось сокращение на порядок времени его боеготовности по сравнению с комплексами первого поколения. Из всего наземного оборудования, участвующего в пуске, критичным было время открывания защитного устройства (защитной крыши пусковой установки). Защитные устройства пусковых установок, применявшиеся на комплексах первого поколения, имели двухтактные электрические или электрогидравлические привода и не могли обеспечить выполнение ТТТ по времени из-за отсутствия потребных мощностей (в режиме автономии ПУ питалась от аккумуляторов). Кроме того, размещение приводов крыши требовало увеличения площадей оголовка строительного сооружения, что увеличивало нагрузки на ствол от ядерного взрыва и создавало дополнительные проблемы для амортизации ракеты

Решение было предложено и затем и реализовано В.С.Ушаковым, предложившим создать принципиально новое защитное устройство инерционного типа с однотактным пороховым двигателем, с минимальным потреблением электроэнергии, идущей только на задействование пиросредств. Подъем крыши, необходимый для отрыва уплотнений осуществлялся на начальном участке перемещения крыши копирными участками рельсового пути. Эффективность созданного защитного устройства такова: семи килограммовый заряд пороха НМФ-2 обеспечивал открывание крыши весом 40 тонн за 0.3 секунды. Гарантированная надежность работы защитного устройства обеспечена путем троирования средств инициирования порохового заряда. Была проведена тщательная стендовая отработка защитной крыши. При испытаниях воспроизводились навалы грунта и деревьев, замораживание и снежные заносы, которые защитное устройство без труда преодолевало. В процессе ЛКИ и более чем двадцатилетней эксплуатации комплекса отказов защитного устройства не наблюдалось.
Для обеспечения сохранности ракеты от воздействия ядерного взрыва на пусковой установке впервые применена маятниковая амортизация с пружинами и гидравлическими демпферами. При пусках вертикальная амортизация стопорилась специальными устройствами в гидравлических демпферах, горизонтальная амортизация не стопорилась. В пусковой установке впервые была применена автоматическая система прицеливания с гироскопическим хранителем направления. Для обеспечения его сохранности была создана маятниковая система амортизации с воздушным демпфированием, обеспечивающая очень малые перегрузки хранителя направления, высокую точность его возврата после колебаний в исходное положение и малое время затухания колебаний.

• При создании усовершенствованного БРК 15П098П объектом модернизации стали ракета и оборудование комплекса в части:
• перевода всех двигателей ракеты на единое смесевое твердое топливо;
• внедрения комплекса средств преодоления ПРО;
• модернизации системы управления, обеспечившей хранение в памяти двух полетных заданий с дистанционным выбором одного из них;
• расширения сектора стрельбы без увеличения времени предстартовой подготовки;
• увеличение дальности и точности стрельбы;
• принятия технических решений по исключению несанкционированного пуска ракет;
• доработки пусковой установки 15У7М.

По своим габаритно-массовым и геометрическим характеристикам ракета РТ-2П аналогична ракете РТ-2, но по тактико-техническим данным значительно превосходит последнюю.
Модернизированная РТ-2П (см. схему) несла моноблочную головную часть с термоядерным зарядом мощностью 750кт. Была предусмотрена также возможность установки разделяющихся (до восьми) головных частей. Комплекс средств преодоления ПРО противника "Береза", обеспечивающий в полёте радиомаскировку и искажение радиолокационных характеристик, программированный увод отработанной третьей ступени ракеты, выброс многочисленных комбинированных ложных целей, был разработан в ЦНИРТИ под руководством Виталия Герасименко.
Ракета РТ-2П снаряжалась смесевым твердым топливом на основе бутилкаучука, обладающим высокой пластичностью, не имеющим заметного старения и растрескивания в процессе хранения. Это топливо заливалось сразу в корпус двигателя, затем производились полимеризация и формирование необходимых поверхностей горения заряда.



Тактико-технические характеристики

Общие характеристики БР
Параметр	8К98	8К98П
Дальность стрельбы,км	9600	10000-10200
Точность стрельбы (КВО), м	1800-2000	1500
Мощность заряда ГЧ, кт	600	750
Вес головной части, кг	500-600	466-470
Длина ракеты, м	21.27	21.265
Длина ракеты без головной части, м	18.2	19.66-19.7
Максимальный диаметр корпуса, м	1.84	1.84
Диаметр стабилизаторов, м	3.618	3.618
Стартовая масса, т	46.1-51.0	51.9
Максимальная скорость, м/с	7030	-
Максимальная высота траектории, км	1310	-
Первая ступень
длина, м	8.7	9.2
диаметр, м	1.8	1.84
вес ступени, т	34.5	34.55
вес топлива, т	-	30.67-30.8
Время работы, с	75	75.4
Тяга,тс	91	100
Давление в камере сгорания, кгс/см2	40	56
Вторая ступень
длина, м	4.74	5.08
диаметр, м	1.48	1.49
вес ступени, т	9.6	11.28
вес заряда, т	-	9.78
Время работы, с	60	60.6
Тяга,тс	44	44-44.6
Давление в камере сгорания, кгс/см2	40	48
Третья ступень
длина, м	3.827	5.45
диаметр, м	0.98/1.06	1.0
вес ступени, т	3.5	4.64
вес топлива, т	-	3.6
Время работы, с	45-46	49
Тяга, тс	22	18
Давление в камере сгорания, кгс/см2	-	48