РТ-2 (Индекс комплекса/ракеты — 15П098/8К98, обозначение по договору СНВ РС-12, по классификации НАТО — SS-13 mod.1 Savage) — советская межконтинентальная баллистическая ракета состоявшая на вооружении РВСН с 1969 года по 1994 год. Это первая советская серийная твердотопливная МБР, дальнейшее развитие РТ-1.
Разработка
Разработка твердотопливной ракеты и ракетного комплекса задана Постановлением СМ от 4 апреля 1961 года №316-137.
Общее руководство созданием семейства твердотопливных ракет РТ-2, РТ-15 и РТ-25 было возложено на ОКБ-1, где был организован Совет главных конструкторов. Головной организацией по смесевым топливам был определен ГИПХ .
Работы по ракете велись в трех направлениях с частичным дублированием работ. I и III ступени ракеты проектировали в КБМаш в г.Пермь под руководством главного конструктора М.Ю. Цирульникова , топливо создавали в НИИ-130 (г. Пермь), завод изготовитель - Пермский пороховой завод №98. II и III ступени ракеты разрабатывались в ленинградском ЦКБ-7 под руководством главного конструктора П.А. Тюрина , топливо в ГИПХ (директор B.C. Шпак) , изготовитель заряда - завод им. Морозова (Ленинградская обл.). III ступень создавалась также в НИИ-125, главный конструктор - Б.П. Жуков.
В дальнейшем, хотя III ступень была отработана и испытана у всех разработчиков, в серийную ракету пошла ступень КБМаш, II ступень ЦКБ-7 и I ступень КБМаш. Все РДТТ серийной ракеты снаряжались топливом на основе «бутилкаучука» и перхлората аммония с добавлением порошкового алюминия, созданным в Алтайском НИИХТ, под руководством Я.Ф. Савченко.
К 1963 году в ГИПХ было создано топливо на основе связующего полиуретана, в Пермском НИИ-130 - топливо на основе связующего полифурита. Эти топлива не обладали требуемой эластичностью, но позволяли провести стендовую отработку двигателей всех трех ступеней ракеты РТ-2.
Люберецкое НПО "Союз" к 1965 году разработало смесевое твердое топливо со связующим низкомолекулярным полибутадиеном. Заряд этого топлива из-за низкой эластичности мог быть выполнен только в виде вкладной конструкции, что утяжеляло двигатель и снижало надежность работы, в связи с чем работы с этим топливом были прекращены на этапе стендовой отработки. К середине 1965 года Алтайским НИИ химической технологии была решена крупнейшая научно-техническая задача - впервые отработано высокоэнергетическое отечественное смесевое твердое топливо на основе связующего бутилкаучука. Это топливо позволяло создавать эффективные и надежные твердотопливные двигатели со скрепленным зарядом и было принято в качестве окончательного варианта для первой и второй ступеней ракеты РТ-2.
Постановлением от 29 июня 1962 года уточнялись тактико-технические требования к ракете РТ-2 и переносились сроки разработки, при этом предусматривалась установка двух типов более легких головных частей. До этого предполагалось устанавливать тяжелую головную часть с боевым зарядом мощностью 1,65 Мт. Эскизный проект комплекса был разработан в 1963 году. Первоначально для ракеты проектировалось два типа ШПУ - группового и одиночного старта (типа ОС), а также железнодорожный стартовый комплекс. Вероятно, первоначально предполагались варианты базирования МБР РТ-2 и на мобильных грунтовых пусковых установках, но реально развернуты были только ШПУ типа ОС. На боевую стартовую позицию ракета доставлялась в контейнерах транспортно-загрузочных машин - отдельно первая ступень и состыкованные между собой вторая и третья ступени. Старт ракеты производился из глухого герметизированного стеклопластикового пускового стакана на маршевом двигателе, с частичным отводом газов через решетчатые окна. Для охлаждения газовой струи РДТТ в нижней части пускового стакана размещалась емкость с водой. Защищенность ПУ при взрыве ядерных боеголовок баллистических ракет противника повышалась за счет применения системы амортизации.
Для разработки агрегатов наземного комплекса ракеты РТ-2 были привлечены КБ «Мотор», ЦКБ-34 (КБСМ) и Ленинградский филиал ЦПИ-201. В состав комплекса входил подземный защищенный командный пункт 15В52 купольного типа с системой амортизации 15У50 (главный конструктор Е.Г. Рудяк, КБСМ). Главный инженер проекта строительного сооружения - С.Г. Бочаров (ЦПИ-31).
Испытания
Отработка III ступени ракеты РТ-2 проводилась на ГЦП с наземного старта на опытной ракете РТ-1-63 в сентябре-ноябре 1965 года. Программой ЛКИ предусматривалось 32 пуска, из них семь с ГЦП и 25 с полигона под Плесецком.
Испытания ракеты РТ-2 с 87-й площадки4 на ГЦП-4 (Капустин Яр) проводились с февраля по июль 1966 года. Для проведения испытаний ракеты 8К98 была переоборудована ШПУ ракеты Р-14.
Первый успешный пуск ракеты РТ-2 состоялся 26 февраля 1966 года с ГПЦ-4 из ШПУ. Из-за невозможности стрельбы ракетами РТ-2 на полную дальность с ГПЦ дальнейшие испытания были перенесены на "Северный" полигон под Плесецком. Испытания начались 4 ноября 1966 года и завершились 3 октября 1968 года. За первый год было произведено 15 пусков. Всего планировалось на госиспытаниях выполнить 25 пусков, из произведенных пусков 16 были успешными.
Конструкция
Ракета РТ-2 имела три маршевые ступени. 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 630 кт.
Компоновочная схема ракеты РТ-2
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.
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.
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.
История службы
Первоначально отработка режима боевого дежурства РК с РТ-2 началась с одним КП и тремя ШПУ, в дальнейшем число ШПУ было доведено до 102 . 28 августа 1968 года впервые был произведен трехракетный залп.
К 1971 году было развернуто 60 ШПУ - все под Йошкар-Олой. С 1972 года ракеты РТ-2 стали заменяться усовершенствованным вариантом МБР - РТ-2П. К 1974 году было произведено 19 испытательных пусков, в том числе 5 пусков произведено с боевых позиций. Развертывание ШПУ с ракетами РТ-2 было начато в 1967 году. На базе МБР РТ-2 создавались ракеты средней дальности РТ-25 (I и III ступени ракеты РТ-2) и РТ-15 (II и III ступени РТ-2).
Несмотря на высокую защищенность ШПУ и относительную простоту эксплуатации, боевые возможности комплекса были ограничены малым забрасываемым весом, а также долговечностью твердотопливного заряда. В связи со всеми этими обстоятельствами развертывание комплекса РТ-2 было ограничено 60 единицами.
В середине 1970-х годов началась замена комплексов РТ-2 модернизированными комплексами РТ-2П. В период с 1976 г. по 1981 г. в позиционном районе в районе Йошкар-Олы устаревшие ракеты РТ-2 были заменены на более совершенные РТ-2П. Работы проводились на шести БРК (по 10 пусковых установок в каждом), и предусматривали доработки оборудования ШПУ и КП и создание, таким образом, модернизированного БРК типа 15ПО98П.
Характеристики:
Код НАТО SS-13 Mod 1 Savage
Наименование по ОСВ: PC-12
Тип комплекса: ракетный комплекс с твердотопливной МБР с ШПУ типа ОС, второго поколения.
Принят на вооружение 18 декабря 1968 года. Снят с вооружения в 1976 году.
Ракета: РТ-2 (8К98)
Дальность стрельбы, км:
- с легкой ГЧ: 9600
- с тяжелой ГЧ: 4000 - 5000
Точность стрельбы (КВО): 1800-2000 м (предельное отклонение - 10000 м).
Тип головной части - моноблочная 15Ф1
Мощность заряда - 0,65 Мт.
Масса головной части, кг:
- легкой 500-600
- тяжелой 1400
Система управления: инерциальная с гиростабилизированной платформой на поплавковых гироприборах и с маятниковым акселерометром.
Органы управления : разрезные сопла двигателей всех ступеней.
Разделение ступеней - огневое.
Управление дальностью - обнуление тяги двигателя III ступени.
Тип старта "горячий" - за счет собственных двигателей из глухого пускового стакана ШПУ.
Число ступеней ракеты - 3
Размеры ракеты:
- длина полная 21,271 м
- длина без головной части 18,2 м
- макс, диаметр корпуса 1,84 м
- диаметр "юбки" - 2,0 м
- размах стабилизаторов - 3,6181 м
Стартовый вес: 46,1 -51,0 т.
Тип топлива: смесевое твердое.
Первая ступень:
Размеры:
- длина 8,7 м
- диаметр 1,8 м
Вес ступени - 34,5 т
Двигатель РДТТ 15Д23:
- тяга - 91 тс
- время работы - 75 с.
- давл. в камере сгорания - 40 кгс/см2
Вторая ступень:
Размеры:
- длина 4,74 м.
- диаметр 1,48 м.
Двигатель РДТТ 15Д24:
- тяга - 44 тс
- время работы - 60 с
- давл. в камере сгорания - 40 кгс/ см2
Третья ступень:
Размеры:
- длина 3,827 м
-диаметр 0,98/1,06 м
Двигатель РДТТ 15Д25.
Пусковая установка:
Тип установки: шахтная типа ОС (ОС-98) 15П798 с амортизированным стаканом
Защитное устройство:
- тип сдвижная плоская крыша 15У9
- способ открытия принудительно-инерционный пороховыми газами
Размеры:
- глубина шахты 29,95 м
- внутренний диаметр оголовка 8,7 м
- высота оголовка 6,2 м
- внутренний диаметр ствола 3,6 м
Число ракет в ШПУ - 1
Число ШПУ в комплексе - 10
Расстояние между ШПУ: 10-12 км.
Готовность к пуску: 3-5 мин.
Гарантийный срок хранения ракеты - 20 лет.
Источники:
1. А.В. Карпенко, А.Д. Попов, А.Ф. Уткин. Отечественные стратегические ракетные комплексы. Санкт-Петербург, 1999.
Комментариев нет:
Отправить комментарий