Их не было...

БРСД РТ-1 (8К95)
По воспоминаниям И.Н.Садовского, в ОКБ-1 работы по созданию ракет на твердом
топливе начались в ОКБ с появления в 1958г. давнего соратника С.П. Королева
Ю.А.Победоносцева (работавшего в НИИ-125 у Б.П.Жукова). Основные технические проб-
лемы при создания стратегических твердотопливных ракет заключались в отсутствии
топливных зарядов, обеспечивавших требуемые энергетические характеристики и возмож-
ность изготовления зарядов диаметром более 1м. Кроме того необходимо было решить
проблемы защиты корпуса двигателя и неохлаждаемых сопловых блоков от воздействия
вылоких температур а для сопла и высокоскоростных газовых потоков в течении нес-
кольких десятков секунд, создания системы управления вектором тяги, систем запуска
и отсечки тяги крупногабаритных двигателей. В США решение «топливной» проблемы
было найдено путем использования принципиально новых в то время смесевых твердых
ракетных топлив (СТРТ), которые имели повышенные энергомассовые характеристики, а
также необходимые технологические и механические характеристики для возможности
изготовления крупногабаритных зарядов методом литья и прочного скрепления этих
зарядов с корпусом двигателя. Это позволило использовать заряд для защиты стенок
корпуса от воздействия продуктов сгорания, а создание новых высокоэффективных теп-
лозащитных и эрозионностойких материалов обеспечивало работоспособность соплового
тракта. В нашей стране широкомасштабные исследования по СТРТ начались со значи-
тельным опозданием, причем к рассматриваемому моменту времени практически отсут-
ствовали сырьевая и производственная базы по зарядам из таких топлив. Победоносцев
предложил начать работы по созданию стратегической твердотопливной ракеты на даль-
ность 2000-3000км, используя пороховые заряды, изготовляемые по технологии проход-
ного прессования разработанные к тому времени в НИИ-125. Тогда уже были изготов-
лены и нашли практическое применение шашки диаметром 300-400 мм и массой до 0.5 т.
Результаты работ НИИ-125 показывали возможность изготовления зарядов из баллист-
иных порохов диаметром до 1м. длиной 5-6м. и массой до 4-5т. прочное скрепление
шашки из баллиститного пороха с корпусом могло быть достигнуто путем намотки на
готовую шашку стеклоленты со связующим, которое полимеризовалось бы при нормальной
температуре (впоследствии эту идею не удалось реализовать из-за недостаточной элас-
тичности баллиститного пороха в эксплуатационном интервале температур. Толчком к
началу работ над твердотопливными ракетами стала поступившаяся в начале 1958г.
информация о работе американцев над новой трехступенчатой МБР на твердом топливе
- «Минитмен». Но в то время создать собственную ракету стартовой массой 30 т.
при массе головной части 0,5 т. и дальностью около 10 000км. как у «Минитмена»
было невозможно.
Было принято решение образовать инициативную группу специалистов, перед которой
была поставлена задача по изучению перспектив создания твердотопливных ракет
средней и межконтинентальной дальности полета с использованием баллиститных поро-
хов руководителем группы стал И.Н.Садовский. Проектные исследования показали, что
для дальности стрельбы 2000км. и более необходима разработка моноблочных двигате-
лей диаметром более 1м, что не представлялось возможным из-за технических ограниче-
ний по диаметру шашек, изготавливаемых из баллиститного пороха методом проходного
прессования. Максимально допустимый по технологии диаметр шашек не превышал 800мм.
Поэтому двигатели каждой ступени должны были иметь пакетную компоновку из 4-8 бло-
ков в зависимости от дальности полета ракеты.
В ноябре 1959г. вышло постановление правительства о разработке ракеты на даль-
ность 2500км. с использованием зарядов из баллистных порохов, массой ГЧ 800кг.
мощностью 0,3 Мт. отклонение от цели должно было составлять не более 5км. по даль-
ности и 4км. в боковом направлении стартовая масса не более 35т. Предусматри-
вались старт из шахты или с наземного пускового устройства, готовность к пуску -
15 мин, срок хранения - до 3 лет, начало лётно-конструкторских испытаний - первый
квартал 1961г. Ракета получила обозначение РТ-1(8К85). В этом же году вышло Пос-
тановление правительства об объединении КБ артиллерийских систем В.Г.Грабина с
ОКБ-1 С.П.Королева. В результате было образовано подразделение в ОКБ-1 по разра-
ботке твердотопливных ракет. К началу 1960г. над ракетой уж е работало около 600
человек. Общее руководство было возложено на заместителя Главного конструктора
И.Н.Садовского. РТ-1 была в необычайно короткие сроки проектирована и запущена в
производство. Эскизный проект был выпущен в августе 1960г.
Ракета имела три ступени, Первая ступень представляла из себя пакет из 4-х
блоков и имела тягу 100т. Вторая ступень состояла из двух блоуов тягой 51 т. Все
блоки одной ступени имели огневую связь для выравнивания рабочих давлений в РДТТ.
Третья ступень имела один блок тягой 25т. Давление в камерах сгорания -40 кг/см2,
время работы каждого двигателя - 30с. Цилиндрические корпуса двигателей изготовля-
лись из стеклопластика методом тканевой намотки и имели отъемные стальные днища,
сопловые блоки из титанового сплава ВТ-14 с напылением раструба покрытием трехо-
киси апюминия толщиной 1мм. Цилиндрическая обечайка и днища корпуса соединялись с
помощью ленточной резьбы. Двигатели первых двух ступеней работали до полного выго-
рания топлива. Разделение ступеней было "горячим", т.е. последующая ступень ракеты
запускалась при ещё работающей предыдущей. Ступени соединялись ферменными конструк-
циями. В переднем днище двигателя третьей ступени имелись четыре сопла противотяги,
которые с помощью детонирующих шнуров вскрывались в конце работы двигателя по
команде системы управления и обеспечивали обнуление тяги двигателя. Для уменьшения
разброса импульса последействия выключение двигателя 3-й ступени проводилось в два
этапа: сначала вскрывались два сопла, после чего двигатель переходил на пониженную
тягу, а затем, с некоторой временной задержкой еще два оставшихся. После этого
происходило отделение ГЧ. Такая схема обнуления РДТТ последней ступени оказалась
очень удачной и используется с тех пор на всех отечественных твёрдотопливных раке-
тах средней и межконтинентальной дальности. Сопла двигателей основных ДУ были
неподвижными, рулевые двигатели 1-ой и 3-й ступеней также были твёрдотопливными с
поворотом корпуса (на угол до 45град.) с помощью рулевых машин. Управление 2-й
ступенью осуществлялось с помощью складных воздушны х рулей, которые устанавлива-
лись в рабочее положение после старта ракеты. В двигателях планировалось использо-
вать баллиститный порох РСТ-4К, который в дальнейшем был заменен на порох НМФ-2.
Вкладной пороховой заряд горел по внутреннему цилиндрическому каналу, торцам и
поверхности 4-х продольных щелей, расположенных в передней части заряда. Диаметр
шашек составлял: у 1-й ступени — 800мм, у 2-й и 3-й — 700мм. При стартовой массе
около 34 т, относительная масса топлива составляла около 80% (у снарядов «Катюши»
-17%), что обеспечивало дальность 2400 км.
Стендовая отработка двигательной установки началась в марте 1961г. и была
завершена за очень короткий срок - к марту 1963г. За этот период было испытано
более 100 блоков всех трех ступеней. Успешная стендовая отработка двигателей поз-
волила уже в начале 1962г. приступить к этапу летно-конструкторских испытаний.
Первый и последующие два пуска аварийно прекращались по команде системы АПР. Она
подрывала детонирующие шнуры, которые вскрывали двигатели и «обнуляли» тягу. Выя-
вилась потребность в доработках зарядов и системы управления. ЛКИ возобновились
только в марте 1963г. 28 апреля 1962г. на полигоне Капустин Яр был проведен первый
пуск ракеты РТ-1 (с падением ГЧ в районе озера Балхаш). По воспоминаниям испытате-
лей работать с РТ-1 было намного приятнее чем с кислородными или тем более с кис-
лотными ракетами того времени. Из НИИ-125 прибывали готовые пороховые шашки, кото-
рые до закладки в корпуса каждого ракетного блока по инструкции полагалось тща-
тельно обтереть медицинским спиртом. Всего было испытано в полете девять ракет
только три выполнили свою задачу. Первый успешный пуск состоялся 18 марта 1963г.
последний - в июне 1963г. Головная часть достигла цели с отклонением вправо на 2,7
км. и с перелетом по дальности 12,4км. Результаты по точности были разочаровыва-
ющими но в целом заданные характеристики ракеты были достигнуты. Параллельно
велась разработка комплекса наземного оборудования. На первом этапе для обеспече-
ния лётно-конструкторских испытаний ракеты РТ-1 был создан приспособленный комп-
лекс средств наземного оборудования, в котором, в основном, использовались сущест-
вующие сооружения полигона и агрегаты и системы, разработанные ранее для ракет
Р-5М, Р-7, Р-9.
Было ясно, что в силу своего конструктивного несовершенства ракета РТ-1 не
будет рекомендована для принятия на вооружение. Но разработка ракеты РТ-1 стала
важным этапом в накоплении опыта проектирования, разработки технологических процес-
сов и лётной отработке ракет с РДТТ. Основные недостатки ракеты РТ-1 были связаны
с отсутствием зарядов твёрдых топлив с требуемыми конструктивными и технологичес-
кими характеристиками. К этому времени Королев и Садовский добились постановления
Совета Министров об организации широкомасштабных работ по твердому смесевому топ-
ливу. Головной организацией по разработке смесевых топлив был определен Государст-
венный институт прикладной химии (ГИПХ), возглавлявшийся директором и главным конс-
труктором В.С.Шпаком. Работали институты, КБ и заводы в Бийске, Перми, Москве,
Ленинграде, Воткинске и подмосковном Краснозаводске. В целях экспериментальной от-
работки отдельных элементов и систем перспективной твердотопливной МБР был спроек-
тирован и испытан вариант ракеты РТ-1-1963 (8К95-1963), в котором на 3-й ступени
устанавливался разработанный к тому времени моноблочный четырёхсопловый двигатель
- прототип двигателя 3-й ступени МБР РТ-2 с улучшенными лётно-техническими и экс-
плуатационными характеристиками. Были изготовлены три ракеты РТ-1-1963. Для обес-
печения ЛКИ ракеты 8К95-1963 был спроектирован, изготовлен и испытан при пусках
транспортно-пусковой контейнер СМ-162. Пуски ракет РТ-1-1963 были проведены на
полигоне Капустин Яр в сентябре-ноябре 1965г. на дальность около 1950км. Только
одна ракета из трёх выполнила свою задачу, после этого работы по ракете 8К95 были
прекращены.
МБР УР-200
Проектирование ракеты УР-200 началось в ОКБ-52 в 1960г. а Постановление пра-
вительства о создании ракеты вышло 16 марта 1961г. УР-200 представляла собой двух-
ступенчатую ракету с последовательным расположением ступеней. На обеих ступенях
ракеты были установлены жидкостные ракетные двигатели РД-0201, работавшие на высо-
кокипящих компонентах ракетного топлива- НДМГ и азотном тетраксиде. Тяга у земли
составляла 200т.
Система управления — автономная инерциальная с радиокоррекцией. Органами управ-
ления первой ступени служили поворотные маршевые ЖРД. Впервые в УР-200 была приме-
нена вафельная конструкция обечаек боков, что позволило снизить вес конструкции и
увеличить срок хранения заправленной ракеты. Старт УР-200 предполагался с наземных
стационарных позиций и шахтных ПУ типа «Шексна».

Недостатком УР-200 явилась невозможность дли-
тельного нахождения в заправленном состоянии.
Поэтому вывоз ракеты из хранилища, установка и
заправка входили в предстартовую подготовку что
значительно увеличивало время подготовки пуска.
В 1961—1963 годах на полигоне Байконур было
построено два открытых старта ракет УР-200 (пло-
щадка № 90). Первый старт УР-200 состоялся 5
ноября 1963г. Всего до октября 1964г. проведено
десять пусков УР-200, из них аварийным оказался
только первый пуск. К этому времени на вооруже-
ние была принята МБР Р-16, к тому же в 1964г.
Челомей лишился поддержки Н.С. Хрущева снятого с
поста генсека и в 1965г. работы по УР-200 были
прекращены.

Глобальная ракета ГР-1 (11А513)
Официально начало работ по созданию глобальной ракеты датируется 24 сентября
1962 г. когда было принято соответсвующее Постановление ЦК КПСС и Совета Министров
СССР. Фактически работы в ОКБ-1 под руководством С.П.Королева были начаты гораздо
раньше. Еще 15 марта 1962г. Первый секретарь ЦК КПСС, Н.С.Хрущев заявил, что «мы
можем запускать ракеты не только через северный полюс, но и в противоположном нап-
равлении». Ракета создавалась в в трех вариантах:
- МБР 8К713 с моноблочным термоядерным зарядом мощностью свыше 5мт. и дальностью
12000 км;
- глобальная ракета 11А513 для вывода на околоземную орбиту орбитального блока,
оснащенного боеголовкой мощностью до 2,2мт. который мог поразить цель в любой
(по траектории движения) точке земного шара;
- противоспутниковая ракета 8К513 для ничтожения спутников на рабочих орбитах.
В 1962 г. был готов эскизный проект изделия. Ракета проектировалась трехсту-
пенчатой и должна была иметь следующие габариты:
длина полная - 35,305 - 36,5 м.
длина без головной части - 33,9 м.
максимальный диаметр корпуса - 2,85 м.
стартовая масса - 117 т.
первая ступень - длина - 18 м.
- диаметр - 2,85 м.
-тяга двигателя у земли - 147 т.
вторая ступень - длина - 7,7 м.
- диаметр - 2,7 м.
-тяга двигателя в пустоте - 46 т.
третья ступень - длина - 6,4 м.
- диаметр - 2,35 м.
-тяга двигателя в пустоте - 6,8 т.
дальность - 40000км.
Точность- по дальности - 5000 м.
- по боковому отклонению- 3000 м.

Система управления проектировалась инерциальная.
На 1-ой ступени должен был быть установлен четырехкамерный ЖРД замкнутого
цикла НК-9 Н.Д.Кузнецова (ОКБ- 276 г.Куйбышев). 2-я ступень оснащалась однокамер-
ным ЖРД замкнутого цикла НК-19 того же разработчика. На 3-ей ступени устанавли-
вался разработанный в ОКБ-1 однокамерный ЖРД замкнутого цикла 8Д726. В двигателях
всех трех ступеней в качестве топлива был использован керосин, а в качестве окис-
лителя - кислород.
Третья ступень выводилась на околоземную орбиту вместе с термоядерной ГЧ, в
заданный момент осуществлялась ориентация ступени, включались тормозные двигатели,
после чего ГЧ сходила с орбиты и пикировала на цель. Настильная траектория сниже-
ния позволяла ГЧ быть практически невидимой для радиолокационных станций системы
ПРО противника.
В том же 1962г. были созданы стендовые макеты ракеты, а в 1963г. началась
отработка двигателя третьей ступени. Всего заводом № 88 было изготовлено 230 дви-
гателей 8Д726 и проведено около 500 их испытаний. Изготовление ГР-1 велось на
заводе «Прогресс» в г.Куйбышев.
Пуск ракеты предполагалось осуществлять из ШПУ, для чего на площадке 51 поли-
гона Байконур был создан специальный стартовый комплекс с полной автоматизацией
предстартовых операций. На позицию ракета должна была поставляться в транспортно-
пусковом контейнере.
Из-за трудностей, возникших в ОКБ-276 при отработке двигателей НК-9 для пер-
вой ступени, ракета ГР-1 не была доведена и в серию не пошла. Всего было изготов-
лено два экземпляра ракеты, которые предполагалось использовать для летных испы-
таний. Но на летные испытания ракета не передавалась. Работы по комплексу с
глобальной ракетой были прекращены в 1964 г. В связи с закрытием работ, оба
экземпляра сначала были продемонстрированы на военном параде в Москве 9 мая 1965г.
с официальным представлением как орбитальные ракеты, а в конце 60-х годов были
уничтожены. В дальнейшем наработки по глобальной ракете были использованы при
создании носителя Н-1.

МБР РТ-20П (8К99) по классификации НАТО SS-X-15 Scrooge».
Разработка мобильного грунтового ракетного комплекса с межконтинентальной
ракетой началась в КБ «Южное» в 1964г. Первый вариант МБР РТ-20(8К99) представ-
лял из себя трехступенчатую твердотопливную ракету. При проведении следующей
стадии проектных работ для уменьшения стартового веса (из-за ограниченной грузо-
подъемнрости шасси) ракеты было принято решение о разработке двухступенчатой
РТ-20П имевшей твердотопливную первую ступень а вторую с ЖРД (имела собственное
обозначение 8К94).
Официально разработка комплекса была начата после выхода постановления СМ
СССР от 24 августа 1965г. В 1966г. был выполнен эскизный проект подвижного комп-
лекса 15П699. Разработчик самоходной пусковой установки - КБСМ (гл. конструктор
Б.Г.Бочков), твердотопливный двигатель первой ступени разрабатывался в КБ машино-
строения (гл.конструктор Цирюльников М.Ю.), разработчик заряда - НИИ-130 (гл.
конструктор Л.Н.Козлов). Параллельно основному варианту размещения ракет в КБСМ
прорабатывалось несколько шахтных вариантов базирования МБР РТ-20П. Комплекс был
продемонстрирован на военном параде в Москве 7 ноября 1966г.
Летные испытания ракеты начались в октябре 1967г. в Плесецке. Начальный
период летных испытаний был отмечен целым рядом неудач, в связи с чем правитель-
ственным решением летные испытания были прекращены. Янгелю было разрешено достре-
лять оставшиеся ракеты, однако, несмотря на то что еще около 10 пусков прошли
успешно, судьба комплекса была предрешена. Было проведено уже 12 испытательных
пусков когда в октябре 1969г. вышло постановление СМ СССР о прекращении работ.
Причиной прекращения работ была сложность эксплуатации подвижного комплекса с
жидкостным ракетным двигателем на второй ступени, а также отсутствие государствен-
ной программы по его размещению на территории страны.
Головные части моноблочные, термоядерные двух типов «легкая» и «тяжелая».
Для отделения ГЧ использовались три двигателя обратной тяги. Система управления
ракетой 8К99 - инерциальная, автономная с гироприборами на воздушном подвесе и
быстродействующей цифровой вычислительной машиной. Основная часть приборов сис-
темы управления размещена в приборном отсеке.
На первой ступени ракеты установлен РДТТ РД-15Д15 вес топлива 16.7 т. двига-
тель работает примерно 58с. В качестве органов управления используются четыре
поворотных сопла твердотопливного двигателя. Поворот сопл осуществляется гидрав-
лическими рулевыми машинами. Для выработки газа используется пороховой аккуму-
лятор давления. К нижнему торцевому шпангоуту двигателя первой ступени крепится
хвостовой отсек, предохраняющий сопла двигателя и рулевой привод от воздействия
потока воздуха и газовых струй
Вторая ступень в ампулизированном исполнении. Топливный отсек представляет
собой емкость, разделенную промежуточным днищем на две полости: верхнюю для окис-
лителя и нижнюю для горючего. На 2-ой ступени установлен ЖРД 15Д12. В качестве
окислителя используется азотный тетраоксид в качестве горючего - НДМГ. Управле-
ние второй ступенью по углам тангажа и рысканья осуществляется вдувом турбогаза в
закритическую часть сопла двигателя. Для управления по крену служат две пары тан-
генцильно установленных управляющих сопла, также использующих турбогаз.
Разделение ступеней «горячее», срабатывание разрывных болтов происходит после
запуска двигательной установки второй ступени. В оболочке переходного отсека име-
ются окна, обеспечивающие выход газов на начальной стадии процесса разделения.
Переходной отсек с помощью болтов соединен с твердотопливным двигателем первой
ступени. В конце работы двигателя первой ступени ракета набирает высоту около 27
км. Разделение ступеней на такой малой высоте требует значительных усилий
(из-за больших аэродинамических сил, действующих на ракету). В связи с этим сту-
пени разделяются после достижения ракетой высоты ~ 40 км. подъем на которую обес-
печивается вспомогательным двигателем - пороховым ракетным двигателем конечной
ступени тяги. Он расположен на переднем днище двигателя первой ступени и запуска-
ется при падении давления в нем ниже установленного предела. Двигатель конечной
ступени работает до полного выгорания топлива. Через 11с. после его запуска
запускается двигатель второй ступени, при выходе которого на режим 90% тяги проис-
ходит разрыв связей между ступенями ракеты и их разделение. Сопло двигателя
конечной ступени выходит в полость основного двигателя.
При достижении требуемого сочетания параметров движения ракеты (скорости,
координат и др.), обеспечивающего заданную дальность стрельбы, система управления
подает команду на выключение двигателя второй ступени. Одновременно производится
отделение ГЧ. Сначала срабатывают три разрывных болта, при помощи которых ГЧ кре-
пится к приборному отсеку, а затем производится торможение второй ступени за счет
истечения газа наддува бака окислителя через два противосопла, расположенных на
переднем днище бака. Противосопла сообщаются с атмосферой через два люка в кор-
пусе приборного отсека и вскрываются с помощью удлиненных детонирующих зарядов.
Крышки люков приборного отсека вышибаются заглушками, вылетающими из сопел. Затем
срабатывает пироклапан, через который газ наддува истекает в направлении, перпен-
дикулярном продольной оси ракеты. В результате этого вторая ступень, выполняющая
также роль ложной цели, уводится с траектории головной части.
Вдоль корпусов обеих ступеней ракеты снаружи имеются короба в которых проло-
жены бортовая кабельная сеть, а с противоположной стороны вдоль корпуса второй
ступени проложены трубопроводы пневмогидравлической системы.
Старт ракеты производится из вертикально расположенного контейнера. Пуско-
вой контейнер - термостатирован. Перед стартом осуществляется азимутальное прице-
ливание ракеты, которое заключается в совмещении оси Х гиростабилизированной
платформы с плоскостью стрельбы. Грубое совмещение оси Х с плоскостью стрельбы
(±10°) производится путем разворота стартового агрегата, а точное - поворотом
гиростабилизированной платформы. Ввод полетного задания в СУ - дистанционный. По
команде «Пуск» начинаются операции, предшествующие старту ракете: проверка борто-
вых систем, переключение ракеты на бортовое питание и т.д. Примерно через 3мин,
после команды «Пуск» подрывается удлиненный кумулятивный заряд крышки ТПК, запус-
кается пороховой двигатель увода крышки и последняя отделяется от контейнера.
После разделения блока разъемов контейнера и разрыва болтов крепления ракеты к
ТПК запускается пороховой аккумулятор давления, расположенный в контейнере, и
ракета начинает движение. Форма порохового заряда аккумулятора давления выбрана
таким образом, чтобы давление в подракетном объеме в процессе движения ракеты в
контейнере поддерживается постоянным. В момент выхода из ТПК ракета достигает
скорости 30м/с. На высоте 10-20м над срезом контейнера происходит запуск РДТТ
первой ступени.
В состав комплекса 15П699 входило шесть самоходных ПУ СМ-СП21 (15У21) с
ракетами РТ-20П(8К99), машина боевого управления 15Н809, две машины подготовки
позиции 15Н1034, две дизель-электростанции 15П694, узел связи «Рельеф».

ТТХ с тяжелой с легкой ГЧ
Дальность км. 7000-8000 11000
КВО м. 2000-4000
Мощность заряда ГЧ мт. 1.5 0,55
Вес ГЧ кг. 1410 545
Длина полная м. 17.8 17,48
без ГЧ м. 16.2
Длина 1-ой ступени м. 6.12
с переходным отсеком м. 9.8
Длина 2-ой ступени м. 8.4
Диаметр м. 1.6
Стартовая масса т. 30-30.2
тяга 1-ой ступени
на земле т. 60
тяга 2-ой ступени
в пустоте т. 14,5

Пусковая установка СМ-СП21
длина ( с ТПК) м. 20
высота м. 3,15
ширина м. 4,4
вес т. 62.2

Наверх