Межконтинентальная баллистическая ракета 8К99 РТ-20 (СССР)

МБР РТ-20 (индекс ГРАУ - 8К99) - межконтинентальная баллистическая ракета в составе подвижного ракетного комплекса наземного базирования 15П699. 1-ая мобильная МБР, разработанная в СССР. Головной создатель - ОКБ-586. На вооружение не принималась. Разработка РТ-20 началась в ОКБ-586 под управлением М. К. Янгеля на основании постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 4 апреля 1961 года № 316-137сс. Научно-исследовательские работы (НИР) по ракете было предписано провести в 1961-1962 годах с следующим их переводом в опытно-конструкторскую разработку (ОКР). В базу НИР было положено тактико-техническое задание Министерства обороны СССР по созданию компактной твердотопливной МБР со стартовой массой 25 тонн. Проведенная НИР показала, что с учетом всех причин стартовая масса компактной МБР на жестком горючем быть может реализована только на уровне, в 1,5 раза превосходящем данный. В конечном итоге в ОКБ-586 предложили сделать двухступенчатую компактную МБР комбинированного типа - твердотопливный движок на 1-й ступени и жидкостный - на 2-й. Применение ампулизированной ступени с жидкостным ракетным движком позволяло сохранить главные эксплуатационные достоинства твердотопливного мотора и уложиться по стартовой массе в допустимые пределы. Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 565-197сс от 22 мая 1963 года НИР по этой теме была переведена в ОКР. При всем этом ОКБ-586 поручалась разработка предэскизного проекта комбинированной ракеты РТ-20П со стартовой массой менее 30 тонн. Ракете был присвоен индекс 8К99П, маршевому движку 1-й ступени - 15Д15, маршевому движку 2-й ступени - 15Д12. На основании положительных результатов проведенных проектных и экспериментальных работ управление ОКБ-586 в ноябре 1963 года вышло в правительство с предложением о разработке подвижного ракетного комплекса на гусеничном ходу с комбинированной двухступенчатой МБР. Предложение рассматривалось как 1-ый шаг сотворения комплекса, с следующей модернизацией и подменой ступени с жидкостным движком на ступень с твердотопливным движком. Эскизный проект ракеты РТ-20П был выпущен в декабре 1964 года. Согласно требованиям технического задания в КБ «Кировского завода» в Ленинграде под управлением Ж. Я. Котина была разработана самоходная пусковая установка на гусеничном ходу для запуска МБР. В первый раз комплекс был продемонстрирован на военном параде в Москве 7 ноября 1965 года. Летные тесты ракеты начались в октябре 1967 года в Плесецке. Было проведено 12 испытательных пусков, после этого в октябре 1969 года вышло постановление Совета Министров СССР о прекращении работ из-за трудности эксплуатации подвижного комплекса с жидкостным ракетным движком на 2-й ступени, также отсутствие гос программки по его размещению на местности страны. Головные части - моноблочные, термоядерные. "Легкая" головная часть имела корпус, выполненный в виде набора 3-х усеченных конусов со сферическим притуплением. Для уменьшения аэродинамического сопротивления на "легкой” головной части устанавливался конический обтекатель, сбрасываемый во время работы мотора 2-ой ступени, когда ракета достигнет разряженных слоев атмосферы. Головная часть крепилась к верхнему стыковочному шпангоуту приборного отсека при помощи 3-х разрывных болтов. Для отделения головной части от 2-ой ступени ракеты использовались три мотора оборотной тяги. Приборный отсек в случае использования "легкой" головной части имеет форму усеченного конуса, "тяжеленной" головной части - цилиндрическую форму. В приборном отсеке расположена главная часть устройств системы управления ракетой. Система управления ракетой 8К99 - инерциальная, автономная с гироприборами на воздушном подвесе ( вес СУ - 250кг) и быстродействующей цифровой вычислительной машиной. Связь бортовой аппаратуры с пусковой установкой осуществляется при помощи 2-ух блоков разъемов, один из которых размещен на боковой поверхности корпуса приборного отсека другой - на контейнере. До выхода ракеты из контейнера с помощью разрывных болтов и отталкивающих пружин происходит разделение блока разъемов контейнера. После выхода ракеты из контейнера аналогичным образом делится блок разъемов ракеты. Оставшаяся на ракете часть блока запирается крышкой. Приборный отсек крепится болтами к верхнему торцевому шпангоуту топливного отсека. Топливный отсек представляет собой емкость, разбитую промежным днищем на две полости: верхнюю для окислителя и нижнюю для горючего. В качестве окислителя употребляется азотный тетраоксид в качестве горючего - несимметричный диметилгидразин (НДМГ) К нижнему торцевому шпангоуту топливного отсека с помощью стержневой рамы крепится жидкостный ракетный движок 15Д12 2-ой ступени. Управление 2-ой ступенью по углам тангажа и рысканья осуществляется вдувом турбогаза в закритическую часть сопла мотора. Для управления по наклону служат две пары тангенцильно установленных управляющих сопла, также использующих турбогаз. Разделение ступеней "горячее", т.е. срабатывание разрывных болтов происходит после пуска двигательной установки 2-ой ступени. В оболочке переходного отсека имеются окна, обеспечивающие выход газов на исходной стадии процесса разделения. Соударение корпуса переходного отсека с движком 2-ой ступени при разделении, исключено специально принятыми конструктивными мерами. Переходной отсек при помощи болтов соединен с твердотопливным движком первой ступени. На фронтальном днище мотора первой ступени размещен пороховой ракетный движок конечной ступени, запускаемый после выгорания горючего в движке первой ступени и заканчивающий свою работу после разрыва связей меж ступенями ракеты. Сопло мотора конечной ступени выходит в полость главного мотора. К нижнему торцевому шпангоуту мотора первой ступени крепится хвостовой отсек, предохраняющий сопла мотора и управляющий привод от воздействия потока воздуха и газовых струй. Исполнительными органами системы управления первой ступени являются четыре поворотных сопла твердотопливного мотора. Вдоль корпусов обеих ступеней ракеты снаружи проложены и закреплена при помощи креплений бортовая кабельная сеть, с обратной стороны вдоль корпуса 2-ой ступени проложены трубопроводы пневмогидравлической системы. Крепление ракеты к опорным пятям контейнера делается при помощи восьми разрывных болтов, установленных на нижнем торцевом шпангоуте мотора первой ступени. Круговому передвижению ракеты и контейнера препятствуют четыре опорных кольца. Старт ракеты делается из вертикально размещенного контейнера. Пусковой контейнер - термостатирован. Перед стартом осуществляется азимутальное прицеливание ракеты, которое заключается в совмещении оси Х гиростабилизированной платформы с плоскостью стрельбы. Грубое совмещение оси Х с плоскостью стрельбы (±10°) делается методом разворота стартового агрегата, в четкое - поворотом гиростабилизированной платформы. Ввод полетного задания в СУ - удаленный. До выхода ракеты из ТПК, в случае необходимости, быть может произведено аварийное прекращение запуска. Предусмотрена также возможность аварийного подрыва ракеты в полете. Технические свойства МБР 8К99 РТ-20 Количество ступеней - 2 Длина, м: - с тяжеленной ГЧ - 17,8 - с легкой ГЧ - 17,48 Поперечник корпуса, м - 1,6 Стартовая масса, т - 30-30,2 Забрасываемый вес, т: - с тяжеленной ГЧ - 1,41 - с легкой ГЧ - 0,545 Наибольшая дальность, км: - с тяжеленной ГЧ - 7000-8000 - с легкой ГЧ - 11000 Точность (КВО), км - 2-4 Тип головной части - моноблочная, ядерная Количество боевых блоков - 1 Мощность заряда, Мт - 0,4 либо 1 создатели статьи: А.Б. Железняков первоисточник: «100 наилучших ракет СССР и России»

Источник: dogswar.ru