29 октября 1971 г. начальником и Главным конструктором КБ "Южное" приказом министра общего машиностроения назначен Владимир Федорович Уткин, с октября 1970 г. исполнявший обязанности Главного конструктора во время болезни М. К. Янгеля. Это назначение не было неожиданностью для коллектива предприятия. Придя на завод в 1952 г. уже немолодым человеком, фронтовиком, имевшим три боевые награды, В. Ф. Уткин "прошел в КБ "Южное" все ступеньки, не пропустив ни одной, — от инженера до Главного", — как он сам позже писал в своих воспоминаниях. Имея хорошую теоретическую подготовку — окончил ЛВМИ — и работоспособность, он отличался особой конструкторской "въедливостью", дотошностью, стремлением вникать во все мелочи. После гибели Л. А. Берлина он был назначен заместителем Главного конструктора, а с организацией конструкторского комплекса № 4 стал его начальником. На его плечи легла основная ответственность за выпуск конструкторской документации на разрабатываемые ОКБ-586 ракеты и ведение ее в производстве на днепропетровском заводе и, кроме того, на всех смежных заводах-изготовителях — в гг. Омске, Перми, Оренбурге, Красноярске.

К моменту своего назначения Главным конструктором он почти три с половиной года проработал первым заместителем Михаила Кузьмича, стал доктором технических наук, лауреатом Ленинской премии, Героем Социалистического Труда. Его кандидатура на Главного была безоговорочно поддержана руководством и парткомом Южмаша, он успел завоевать авторитет в ОКБ и смежных организациях, и назначение его на место Михаила Кузьмича расценивалось всеми как логичное и естественное.

А.М.Макаров, В.Ф.Уткин

Но эта замена не была и не могла быть равноценной. С одной стороны — уже состоявшийся и признанный корифей ракетной техники, имевший опыт руководства головным институтом отрасли, освоивший коридоры государственной и партийной власти, глубоко уважаемый военным Заказчиком и научным миром, увенчанный высочайшими званиями и наградами, с другой — 48-летний преемник, пусть энергичный, трудолюбивый, честолюбивый, для которого это назначение, как и смерть Михаила Кузьмича, стало неожиданным.

Наверное, острее и пронзительнее всех это понимал и чувствовал сам Уткин. Будучи зрелым и честным человеком, понимающим роль Янгеля в завоевании днепропетровским ракетным центром лидирующего положения в стране в области создания стратегических ракетных комплексов, он глубоко осознавал меру своей личной ответственности за работу не только КБ "Южное", но и огромной кооперации смежных организаций, институтов, министерств, военных ведомств, отчетливо понимал значимость этих работ для страны. А как личность, в достаточной степени честолюбивая, он был полон решимости не только сохранить лидирующее положение и авторитет предприятия, завоеванное под руководством своего выдающегося предшественника, но и приумножить его и выйти на новые рубежи.

50-летие В.Ф.Уткина

Это была, так сказать, программа-максимум. В ближайшее же время Уткину предстояло решение очень трудной, но необходимой задачи -органично "вписаться" в круг "мэтров" отечественной ракетной техники — Главных конструкторов основных смежных организаций: В. П. Глушко, Н. А. Пилюгина, В. И. Кузнецова, В. Г. Сергеева и других, а также руководителей ВПК, министерств, научных центров, заводов, — заменив собой Михаила Кузьмича Янгеля. И это можно было сделать только собственной деятельностью, компетентностью, работоспособностью.

К чести Владимира Федоровича, он блестяще справился с этими задачами. Наверное, никто, кроме его жены Валентины Павловны, не смог бы рассказать о том, чего это ему стоило. Он строил себя сам, по собственной программе. Став Главным, он несколько дистанцировался от тех, с кем еще недавно был на дружеской ноге, стал уделять больше внимания своему внешнему облику. Чувство величайшей ответственности за доверенный ему пост стало сильным стимулятором для занятий физкультурой и спортом. Уткин запретил себе болеть. А весь режим его работы — руководство огромным предприятием, разветвленной кооперацией смежных организаций, частые поездки в Москву, на полигоны — поражал даже молодых и крепких сотрудников.

Главным содержанием его жизни было и оставалось ДЕЛО, его результаты. И в этом коренилось его глубокое родство с М. К. Янгелем. Для дела Уткин "молотил" сам и заставлял своих сотрудников "молотить день и ночь" до победы. Ему не просто нравилось, когда КБ "Южное" оказывалось победителем в том или ином виде деятельности, — он негодовал, если этого не происходило, и это его чувство передавалось всем окружающим.

Забегая вперед, отметим, что в силу стремительного развития ракетной техники на долю Уткина выпала трудная задача по созданию более сложных и уникальных боевых ракетных комплексов и космических носителей. На его плечи ложатся заботы по расширению кооперации смежных организаций, развертывание целых отраслей производства, связанных с дальнейшим развитием твердотопливного направления в боевом ракетостроении, освоения новых технологических процессов. И во всех этих работах В. Ф. Уткин оказался достойным преемником М. К. Янгеля.

А сейчас, сразу после назначения Главным, основной и неотложной его задачей было успешно завершить начатые М. К. Янгелем работы по созданию первых ракет третьего поколения — 15А14 и 15А15.

Самое главное — ДЕЛО....

ОТРАБОТКА МИНОМЕТНОГО СТАРТА

В начале 1972 г. в КБ "Южное" был проведен ряд кадровых и структурных изменений.

В феврале приказом министра общего машиностроения первым заместителем начальника предприятия и Главного конструктора был назначен Б. И. Губанов, руководивший до этого КБ-2, главным конструктором КБ-2 — заместителем Главного конструктора КБ "Южное" становится М. И. Галась.

Организуется вновь проектный комплекс 1, куда переводятся из КБ-2 отделы 101, 103, 111, начальником комплекса назначается Ю. А. Сметанин. Начальником и главным конструктором КБ-6 назначается С. М. Солодников.

Создание БРК третьего поколения знаменательно для КБЮ стратегически важным достижением — внедрением минометного старта тяжелых жидкостных баллистических ракет из транспортно-пускового контейнера, установленного в шахтной пусковой установке.

Реализация идеи минометного старта тяжелой жидкостной ракеты как принципиально нового конструктивного решения потребовала не только создания совершенно новых узлов и агрегатов типа ТПК и поддона, но и нового подхода ко всему объему наземной экспериментальной отработки ракеты.

Стремление к экономии народных средств, которое постоянно прививал своим сотрудникам М. К. Янгель, вызвало к жизни появление нового типа наземных испытаний ракеты, названных бросковыми, при которых на начальном этапе используются не штатные ракеты, а их весовые груз-макеты.

Идея поэтапной отработки была рассмотрена М. К. Янгелем с привлечением руководителей КБ и комплексов и признана целесообразной. В отделе 101 (начальник С. Н. Конюхов) пришли к решению поэтапной отработки нового вида старта с последовательно возрастающей сложностью испытаний. Были созданы "Методический план экспериментальной отработки минометного старта ракеты 15А14 МП-1880" и аналогичный план для ракеты 15А15. При дальнейших разработках новых ракет этот план превратился в "Комплексный план экспериментальной отработки".

Весь цикл отработки минометного старта ракеты Р-36М был разделен на четыре этапа бросковых испытаний (БИ) с нарастающей сложностью задач:

— БИ-1 — бросковые испытания груз-макетов ракеты для отработки газодинамики старта и динамики выхода ракеты из ТПК под действием пороховых газов;

— БИ-2 — бросковые испытания опытных ракет, заправленных имитаторами топлива, для определения начальных параметров движения ракеты и условий запуска двигателей;

— БИ-3 — бросковые испытания опытных ракет для отработки запуска маршевого двигателя первой ступени;

— БИ-4 — завершающий этап отработки минометного старта в комплексе с пуском штатных ракет на небольшую дальность.

Этап БИ-1 проводился на площадке 3 Павлоградского механического завода.

Очень важным был именно первый этап испытаний — решалась кардинальная задача создания минометного старта — его реализуемость применительно к двухсоттонной жидкостной ракете. Учитывая важность положительного результата испытаний для достижения требуемых тактико-технических характеристик создаваемых БРК, ход работ контролировался лично Д. Ф. Устиновым, ответственными работниками ЦК партии и ВПК Б. А. Строгановым и К. Г. Осадчиевым, первым секретарем Днепропетровского обкома КПУ А. Ф. Ватченко.

К слову, участие в испытаниях столь ответственных лиц имело свои последствия в переоснащении площадки 3 ПМЗ, как в техническом, так и в бытовом планах, после чего она стала основной базой для проведения бросковых и функциональных испытаний не только для КБ "Южное", но и для всей отрасли.

Для этапа БИ-1 были в сжатые сроки спроектированы отделом 72 (начальник отдела С. И. Набутовский) и изготовлены Новокраматорским машиностроительным заводом им. В. И. Ленина (директор В. А. Масол) уникальные стенды, способные неоднократно выдерживать нагрузки от минометного броска груз-макета ракеты и фиксировать его в верхнем положении. Персональная ответственность за своевременную разработку, изготовление и монтаж стендов совместным приказом директора завода и Главного конструктора КБ "Южное" возлагалась на заместителей главных инженеров КБ "Южное" и ЮМЗ В. Н. Паппо-Корыстина и В. С. Соколова и директора ПМЗ В. М. Шкуренко. Для руководства испытаниями была создана межведомственная комиссия под руководством С. А. Матюшенкова. Его заместителем и техническим руководителем испытаний был С. Н. Конюхов. В комиссию были включены, кроме специалистов КБ "Южное", ЮМЗ, ПМЗ, НИХТИ, также представители ВП на этих предприятиях и испытатели НИИП-5 для получения опыта в преддверии дальнейших бросковых испытаний на полигоне.

Б.И.Губанов, первый заместитель Главного Генерального конструктора (1972-1981 гг.)

Л. Д. Кучма, первый заместитель Генерального конструктора (1982-1986 гг.)

С. Н. Конюхов, первый заместитель Генерального конструктора (1986-1990 гг.)

Ю. А Сметанин, первый заместитель Генерального конструктора по системным исследованиям и науке (1985-1999 гг.)

А Ф. Гришин, главный инженер (1985-1994 гг.)

М. И. Галась, заместитель Генерального конструктора -главный конструктор КБ-2 (1972-2001 гг.)

Н. Г. Леонченко, заместитель Генерального конструктора - начальник комплекса 6 (1986-1991 гг.)

В. В. Лазарян, заместитель Генерального конструктора по наземной экспериментальной отработке (1986-1992 гг.)

Б. Е. Хмыров, главный конструктор КБ-3 (1977-1984 гг.)

А В. Климов, главный конструктор КБ-4 (1979-1994 гг.)

С. М. Солодников, главный конструктор КБ-6 (1972-1991 гг.)

Н. В. Цуркан, начальник комплекса 1 (1986-1992 гг.)

Руководство КБ "Южное" с Главными конструкторами смежных предприятий

Испытания БИ-1 ракеты 15А14 проводились в два подэтапа — БИ-1 К (с укороченным ТПК) и БИ-1 Д (с ТПК штатной длины). В период с 30 января по 11 сентября 1971 г. было проведено 15 пусков по программе БИ-1 К и с 1 мая по 28 августа 1971 г. — 5 пусков по программе БИ-1 Д.

Для испытаний БИ-1 ракеты 15А15, проводившихся с 7 мая по 29 октября 1971 г., был предусмотрен только этап БИ-1 К. В результате успешного хода испытаний число пусков было сокращено с 15 до 12.

В процессе испытаний на обеих ракетах был проведен ряд конструктивных доработок (например, на ракете 15А14 был увеличен заряд основного ПАДа, а на 15А15 — установлен дополнительный ПГГ), но в целом испытания полностью подтвердили правильность конструктивных решений и работоспособность узлов и систем, обеспечивающих минометный старт ракет 15А14 и 15А15.

Последующие этапы бросковых испытаний — БИ-2, БИ-3, БИ-4 -проводились на НИИП-5 под руководством двух межведомственных комиссий. Председателем МВК по ракете 15А14 был М. И. Галась, его заместителями — С. А. Матюшенков и Б. Е. Алескин — начальник 2-го испытательного управления полигона. МВК по ракете 15А15 возглавлял В. В. Грачев, его заместителями были А. А. Братский и Н. Р. Ян — заместитель начальника 2-го испытательного управления.

На этапе БИ-2 объектами испытаний были натурные макеты ракет и ТПК. Основные узлы, агрегаты и системы (корпуса ракет и ТПК, топливные системы, опоры, поддоны, электрические и механические связи "ракета-ТПК" и "ракета-поддон", системы ПАД и др.) были выполнены в штатном варианте. Заправка ракет производилась имитаторами компонентов топлива, близкими по удельному весу штатным КРТ.

В наземный комплекс подготовки и проведения испытаний входили техническая позиция на площадке 42 в составе МИКа ракеты 8К67 с технологическим оборудованием и спецсистемами и стартовый комплекс на площадке 67, дооборудованный для бросковых испытаний. Стартовый комплекс состоял из двух пусковых установок наземного базирования со стационарными установщиками, между которыми размещался технологический блок с командным и необходимым оборудованием, доработанным для бросковых испытаний обеих ракет. Пусковые столы были доработаны для установки и закрепления на них ТПК. Для приема ракет в районах их падения были сооружены специальные площадки.

Наземное оборудование, необходимое для проведения бросковых испытаний, разрабатывалось КБТМ совместно с КБТХМ, ЦКБ ТМ MOM, ВНИИстройдормаш, ЦКБ ТМ Минтяжмаша, КБ "Мотор".

Испытания БИ-2 ракеты 15А14 проводились в период с октября по декабрь 1971 г. (три пуска), а ракеты 15А15 — с октября 1971 г. по март 1972 г. (четыре пуска). Были получены важнейшие опытные данные по значениям гидродинамических параметров компонентов топлива в трактах двигательной установки. Успешные результаты БИ-2 открывали путь "горячим" бросковым испытаниям с запуском ДУ.

На этапе БИ-3 использовались натурные макеты ТПК и ракеты, заправленные штатными компонентами топлива. При этом ТПК ракеты 15А14 был оборудован системой его принудительного "завала" после выброса ракеты, чтобы исключить риск повреждения ракеты при возможном разрушении контейнера газовой струей ДУ первой ступени.

Испытания БИ-3 включали в себя по три пуска ракет 15А14 и 15А15, которые были проведены в течение марта-июня 1972 г. Результаты этого этапа испытаний экспериментально подтвердили работоспособность систем запуска маршевых двигателей обеих ракет в условиях невесомости, поэтому было решено этап БИ-4 проводить практически на уровне ЛКИ.

БИ-4 проходили в сентябре-ноябре 1972 г. и включали в себя по два пуска каждой ракеты. Ракеты были укомплектованы по типу летных образцов, пуски проводились с применением штатного комплекса наземного оборудования, включая ШПУ, подъемно-транспортных, установочных и заправочных средств, с унифицированного командного пункта. На первом пуске ракеты 15А14 присутствовали Главком РВСН В. Ф. Толубко и министр MOM С. А. Афанасьев. Минометный старт и запуск двигателей прошли нормально. Во втором пуске из-за ненормального функционирования электроцепей произошел одновременный запуск всех стартовых ПАДов. Однако и при этом параметры выхода ракеты из ТПК остались в пределах расчетных значений.

Оба пуска ракеты 15А15 были успешными в целом.

Межведомственные комиссии по бросковым испытаниям БИ-2, БИ-3, БИ-4 ракет 15А14 и 15А15 констатировали успешное выполнение всех задач бросковых испытаний и рекомендовали перейти к совместным летным испытаниям обеих ракет.

Это была огромная победа коллективов КБ "Южное", Южного машиностроительного завода, всех смежных организаций. В первую очередь — это был триумф М. К. Янгеля, который, несмотря на огромное недоверие и зачастую противодействие многих руководителей, даже самого высокого ранга, поверил в идею минометного старта, увидел в ней огромные преимущества, заразил ею свое ОКБ, в возможностях которого он никогда не сомневался, и накануне кончины увидел торжество своей идеи. Это была и победа В. Ф. Уткина, на долю которого выпала непростая отработка революционного типа старта межконтинентальных ракет, значительно упрощавшего пусковую установку, позволявшего резко увеличить ее защищенность и в то же время сократить затраты на ее сооружение. Создание минометного старта стратегических ракет стало выдающимся достижением отечественного и мирового ракетостроения.

Схемно-конструктивные решения, разработанные для ракет 15А14 и 15А15, оказались настолько перспективными и настолько хорошо отработанными и проверенными в эксплуатации, что в дальнейшем были применены для всех последующих стратегических ракетных комплексов разработки КБ "Южное". Минометный старт безотказно находится в штатной эксплуатации уже более 30 лет.

Ведущую роль в разработке, проведении и анализе результатов испытаний выполнили сотрудники секторов С. Я. Козина, П. П. Логачева и отдела И. И. Щукина.

В целом, в отработке минометного старта ракет 15А14 и 15А15 активно участвовали:

— проектанты и расчетчики Ф. С. Гребенюк, Е. П. Гутров, Е. И. Дубинин, М. И. Каминский, А. А. Красовский, Ю. Ю. Лавров, В. В. Лазарян, Е. Л. Лапушанский, Г. А. Моруга, Ю. И. Мошненко, А. В. Нагорный, А. Д. Нагорный, В. А. Обуховский, В. В. Оглих, С. В. Олейник, Ю. П. Панкратов, Э. М. Паршкин, А. П. Прилипко, Ю. Т. Резниченко, В. В. Рыбалка, А. В. Селиванов, В. Д. Середа, В. И. Сидов, А. С. Слисаренко, Н. К. Сорокин, А. А. Спивак, А. Г. Стрыбиж;

— конструкторы М. И. Брехаря, Р. В. Варламов, Н. П. Воскобойник, Л. Н. Громов, А. Ф. Дзюба, Ю. П. Дымковец, В. В. Ерохин, Б. Т. Комаревский, И. Г. Кутахин, В. Л. Лаухин, А. Н. Лисовой, В. И. Лонский, Б. А. Лысенко, К. Ф. Миронов, С. М. Набутовский, Н. А. Некрасов, Л. Н. Нелюбин, И. А. Полторацкий, В. В. Сидоренко, В. Г. Ситало, В. И. Старчеус, О. Л. Толмачев, М. П. Щеглов;

— испытатели Ю. М. Алексеенко, С. С. Андрющенков, Т. Т. Артеменко, Г. А. Беликов, Г. П. Бочкарев, В. В. Генералов, В. И. Голубничий, И. И. Дегтяренко, А. Ф. Диденко, В. В. Заверуха, В. С. Затон, В. В. Калиновский, Е. И. Карастоянов, А. И. Качанов, С. Г. Кириченко, Н. А. Коновалов, И. Ф. Коротких, В. А. Крамаренко, В. Н. Лахно, Ю. И. Милинтейко, А. Н. Михайловский, А. А. Михальцов, К. Э. Нестеров, М. М. Новиков, Н. В. Очеретный, Ю. С. Палеев, Н. М. Патенко, С. И. Погорелый, Л. Н. Попова, Г. Н. Тагулов, Н. Б. Терентиенко, Е. А. Шрамко, С. М. Яковлев;

— специалисты ПМЗ Ф. П. Башкатов, В. 3. Бешта, В. В. Вышиванов, Г. В. Гасин, В. И. Дьяченко, Н. Г. Лукашов, В. И. Парицкий, Б. В. Субботин, Ю. П. Чепа, Р. Н. Чернышев, О. С. Шкуропат;

— специалисты ЮМЗ Н. И. Белых, Ю. Н. Гордиенко;

— ведущие конструкторы В. В. Войтович, В. И. Костенко, С. И. Ус, Е. Т. Шейко и многие, многие другие.

ТРЕТИЙ ОРДЕН НА ЗНАМЕНИ КБ "ЮЖНОЕ"

Разработку двух новых ракетных комплексов третьего поколения КБЮ интенсивно продолжало практически одновременно. Комплекс с ракетой МР-УР100 создавался примерно на год позже по срокам, и это дало возможность заимствовать новые, перспективные конструкторские решения из комплекса Р-36М и тем самым сократить сроки его отработки. На обоих комплексах были применены схемы минометного старта из ТПК, разделяющиеся ГЧ, системы управления на основе БЦВМ, единый унифицированный боевой блок РГЧ, аналогичные конструктивно-компоновочные схемы твердотопливных двигателей РГЧ. Однако в разработке ракеты МР-УР100 были свои сложности.

В октябре 1969 г. в соответствии с Решением Совета Главных конструкторов от 18 сентября КБ "Южное" выпустило "Проектные материалы по модифицированному РК УР-100" с повышенными, по сравнению с аванпроектом, энергетическими характеристиками ракеты, необходимыми для применения на ней РГЧ с четырьмя боевыми блоками индивидуального наведения. Увеличение энергетики достигалось за счет размещения маршевого двигателя в полости топливного отсека.

Это позволило существенно увеличить стартовую массу ракеты без изменения ее основных габаритов (диаметр 2 м, длина 21,15м). Однако руководство ЮМЗ встретило идею "утопленного" двигателя, мягко говоря, без энтузиазма. Поездка заводчан в г. Златоуст, где изготавливалась БРПЛ 4К75 с аналогичным расположением двигателя, окончательно убедила их в том, что изготовление ракеты с "утопленником" крайне трудоемко и нетехнологично. В поисках других, более приемлемых путей повышения энергетики ракеты пришлось принять старый "дедовский" прием, увеличив диаметр первой ступени до 2,25 м с одновременным увеличением внутреннего диаметра контейнера.

В апреле 1970 г. в КБ "Южное" прибыл председатель ВПК Л. В. Смирнов, который после ознакомления с состоянием дел на месте, дал "зеленую улицу" дальнейшим работам по комплексу с ракетой МР-УР100. Началась ее полномасштабная разработка, которая в дальнейшем была подкреплена постановлением правительства № 682-218 от 19 августа 1970 г. К этому времени работы по комплексу уже шли полным ходом.

В сентябре 1970 г. был выпущен эскизный проект комплекса с ракетой МР-УР100. Ракета проектировалась совместно с ШПУ, с учетом взаимных потребностей. КБ "Южное" при этом брало на себя не только роль головного разработчика ракеты, но и всего ракетного комплекса в целом.

Конструкция конкурсной ракеты МР-УР100 (15А15) имела целый ряд особенностей, кроме присущих новому типу старта. Она, как известно, проектировалась под существовавшие ШПУ для ракет УР-100, то есть при жестком ограничении на диаметр и длину ракеты. Свой отпечаток на ракету наложили также ограниченные сроки разработки.

Двухступенчатая МБР легкого класса тандемной схемы МР-УР100 была выполнена в двух диаметрах, увеличенных по сравнению с УР-100: диаметр первой ступени составлял 2,25 м, второй — 2,1 м. Ступени были соединены между собой коническим переходным отсеком, который при разделении ступеней разрушался удлиненным кумулятивным зарядом, опоясывающим переходный отсек в середине. Это было применено впервые в разработках КБ "Южное". На обеих ступенях баки горючего и окислителя были объединены в единые топливные емкости, промежуточные днища в которых выполнялись из триметаллического листа с вторичной герметизацией сварных швов. Это представляло собой сложную технологическую проблему, которая была успешно решена специалистами КБ "Южное" Н. Г. Вороновым, Ю. Е. Орленко, В. Г. Тихим и др., ЮМЗ и Института электросварки имени Патона. Уникальный способ сварки взрывом для получения заготовок из трех листов металлов АМг6+АД1+АМг6 был разработан впервые в отрасли на уровне технологий мирового уровня.

Для изготовления оболочек топливных баков использовались более прочные вафельные обечайки, технология изготовления которых впервые была освоена применительно к ракете Р-36М.

На ракете МР-УР100 использовался так называемый "химический" предварительный наддув топливных баков, а также заборные устройства оригинальной конструкции с дестратификаторами ("мешалками"), обеспечивавшими минимальные остатки незабора КРТ в баках. Топливная система ракеты была полностью ампулизирована, что исключало необходимость пневмоиспытаний в местах эксплуатации. Разработчиками этих систем были А. И. Алексеев, В. Н. Бичай, В. А. Барановский, А. В. Заварцев, С. Т. Закаблук, В. Д. Карпенко, В. Ф. Иванов, В. Н. Кудерский, А. И. Логвиненко, В. А. Мосейко, В. Н. Ошанин, Ю. Ф. Потапов, А. Г. Рафальский, Н. А. Резник, Н. П. Сытник, Б. А. Шевченко и др. Работы проводились под руководством и при непосредственном участии М. И. Галася, И. Г. Писарева, М. Л. Волошина, В. А. Антонова. Отработка наддува топливных отсеков проводилась на стендах № 6, 17, 18 отдела 76.

Торможение корпуса второй ступени при отделении ГЧ производилось газореактивной системой путем стравливания давления наддува из полостей топливного отсека. Вскрытие сопел противотяги производилось УКЗ. Система отрабатывалась на стенде № 23 отдела 76.

На ракете была применена новая система управления расходованием топлива (СУРТ) для обеспечения одновременного опорожнения топливных баков и оптимального использования запасов топлива, в результате чего была существенно повышена энергетика ракеты. Система была создана в КБ "Южное" с участием НИИ АП и ИПУ АН СССР. В разработке системы СУРТ деятельное участие приняли работники КБ-6 В. С. Андреев, В. М. Афанасьев, С. К. Дьяков, Н. Н. Железнова, Л. Н. Захарова, Ю. А. Пелипас и др.

На первой ступени устанавливался маршевый однокамерный двигатель разработки КБЭМ второй ступени ракеты Р-36М и управляющий четырехкамерный двигатель 15Д167, разработанный КБ-4 на базе серийных двигателей 8Д68 и 8Д612. ЖРД 15Д167, выполненный по открытой схеме без дожигания генераторного газа, обеспечивал для первой ступени, кроме своей основной функции также наддув бака горючего восстановительным газом, питание окислителем и горючим агрегата наддува бака окислителя и питание горючим системы гидроприводов, а для второй ступени — питание компонентами топлива систем предварительного наддува баков. Камера сгорания ЖРД 15Д167 с соплом трубчатой конструкции была спроектирована с максимальной степенью унификации с двигателем 8Д612 тормозной ДУ ОГЧ ракеты 8К69.

Для размещения маршевого двигателя бак горючего первой ступени был выполнен с вогнутым днищем.

Однокамерный маршевый ЖРД второй ступени 15Д169 замкнутой схемы размещался в тороидальной полости бака горючего. Управление вектором тяги осуществлялось путем вдува газа в закритическую часть сопла. Для управления по крену использовались четыре сопла, работающих от газогенератора ТНА. ЖРД 15Д169 обеспечивал также наддув бака окислителя второй ступени газом, вырабатываемым газогенератором наддува, и бака горючего — восстановительным генераторным газом, отбираемым после ТНА. Двигатель был разработан КБ-4 на базе ЖРД 15Д512 второй ступени ракеты 8К99 с некоторыми усовершенствованиями для повышения надежности и увеличения ресурса.

В результате многовариантных проектных поисков была разработана РГЧ с платформой под четыре новых боевых блока 15Ф158У, разработанных КБ "Южное". Анализ показал, что для разведения ББ наиболее целесообразно было бы применение ЖДУ с возможностями ее форсирования и дросселирования в нужное время. Однако ее создание и отработка требовали много времени и не вписывались в программу модернизации, поэтому обратились к менее эффективному, но наиболее простому двигателю — твердотопливному. Программирование тяги осуществлялось за счет выбора заряда твердого топлива торцевого горения в коническом корпусе. Уменьшение поперечного сечения горящей поверхности заряда по времени обеспечивало плавное снижение величины тяги.

В процессе разработки РГЧ пришли к выводу, что приборный отсек должен отделяться от ракеты и обеспечивать полет РГЧ. В поисках возможности минимизации массы пришли к идее герметичного приборного отсека. Это решение позволило отказаться от корпусов приборов, максимально сблизить их между собой, уменьшив их массу и массу кабельной сети, обеспечив лучшие условия для функционирования аппаратуры, и существенно уменьшить габариты и массу приборного отсека. Герметичный приборный отсек стал объектом двойного использования: сначала в составе ракеты при полете первых ступеней, а затем, отделившись от ракеты совместно с РГЧ, обеспечивал ее полет и разведение ББ. При этом улучшилась штатная эксплуатация ракеты — при отказе одного из приборов заменяли ГПО, взятый из ЗИПа, а неисправный отправляли на завод-изготовитель для ремонта.

Жесткие ограничения по длине ракеты привели к необходимости еще одного новшества — был разработан специальный головной обтекатель со складывающимся наконечником из двух полуоболочек, которые после выхода ракеты из ШПУ складывались под действием пружинных приводов и образовывали острый конус.

В результате разработанная РГЧ для ракеты МР-УР100 по уровню массового совершенства является непревзойденным образцом и поныне.

Летные испытания ракеты МР-УР 100 начались на НИИП-5 под руководством Госкомиссии, возглавляемой генерал-полковником Ф. П. Тонких и его заместителем, Главным конструктором КБ "Южное" В. Ф. Уткиным.

В целях скорейшего начала летных испытаний ракеты, первые пять ее летных образцов оснащались РГЧ, укомплектованной нештатным обтекателем и телеметрическими ББ, заимствованными из БРК разработки ЦКБМ.

Пуски ракет проводились по району "Кура", в район "Акватория", а один пуск был проведен на минимальную дальность по району "Кзыл-ТУ".

ЛКИ ракеты с РГЧ успешно завершились в декабре 1974 г.

Летные испытания комплекса Р-36М со всеми видами боевого оснащения проводились на НИИП-5 в период с 1973 по 1976 гг. Проведено 43 пуска, из них 36 были успешными.

Особый случай представлял собой пуск ракеты № 22Л. Сразу же после включения автомата стабилизации четвертый рулевой привод "ушел на упор". Остальные три не смогли компенсировать опрокидывающий момент, ракета потеряла управляемость и упала невдалеке от СП. На месте падения удалось найти неразрушенную рулевую машину с сохранившейся распайкой выводов датчика обратной связи на штепсельный разъем, которая оказалась неправильной.

После этого случая была введена 100%-ная пломбировка БТК и ВП всех разъемных соединений и очень остро встал вопрос обеспечения объективного контроля параметров рулевого агрегата с документированием результатов испытаний. Вновь образованному КБ "Орбита" (директор В. Д. Хазов, позднее А. А. Макаров) была поручена разработка АСУ ТП по автоматизированному контролю рулевого привода. Такая система под названием "Импульс" была разработана и внедрена в цехе главной сборки, на ПМЗ, в цехе-изготовителе рулевого привода. Система с некоторыми усовершенствованиями успешно применялась при изготовлении ракет нового поколения, а также в дальнейшем — при испытаниях РН "Зенит".

На основе положительных результатов летных испытаний ракетный комплекс был принят на вооружение — в составе с РГЧ и с тяжелым моноблоком в 1976 г., а в составе с легким моноблоком — в 1978 г.

У ракеты 15А14 оказалась долгая судьба.

Ракеты, находившиеся на боевом дежурстве, были переоснащены в 1980 г. без извлечения из ШПУ усовершенствованными разделяющимися головными частями с жидкостной ступенью наведения, созданными к этому времени для ракеты 15А18. Под новым обозначением 15А18-1 ракеты продолжили боевое дежурство в течение 10 и более лет сверх гарантийного срока.

В 1978-1980 гг. с помощью ракет 15А14, снятых с вооружения, проводились летно-конструкторские испытания экспериментальной самонаводящейся головной части 8Ф678, на которой проверялись два варианта визирования на цель — по радио-яркостным и рельефным картам местности.

Ракеты 15А18-1 после вывода из эксплуатации были использованы также в опытно-конструкторских работах для летных испытаний боевых блоков последующих поколений, для НИР с пусками экспериментальных блоков, поврежденных имитаторами ПРО, а также для пусков баллистических мишеней в интересах отработки отечественной ПРО, в частности системы залповой стрельбы стержневыми поражающими элементами (тема "Мозырь"). Для темы "Мозырь" были созданы инертный блок-мишень и, совместно с ВНИИЭФ, телеметрический блок-мишень.

Всего через несколько месяцев после принятия на вооружение комплексов с ракетами Р-36М (15А14) и МР-УР100 (15А15), 16 августа 1976 г. постановлением правительства КБ "Южное" была поручена разработка РК Р-36М и МР-УР-100 с улучшенными тактико-техническими характеристиками.

В декабре 1976 г. эскизные проекты этих комплексов с ракетами, получившими индексы 15А18 и 15А16, были разработаны и представлены Заказчику.

Модернизация обоих ракетных комплексов преследовала цель существенного повышения эффективности их боевого применения при минимальных доработках и касалась, главным образом, "верхушек" ракет — РГЧ и ступеней разведения. Первая и вторая ступени для обеих ракет использовались без доработки. Ступени разведения и РГЧ заменялись новыми на заправленных компонентами топлива ракетах, стоявших в ШПУ.

Для ракеты 15А18 (ведущий конструктор С. И. Ус) была разработана новая ступень разведения 15Б187 диаметром 3 м и высотой 1 м, снабженная ЖРД с качающимися камерами, работающим на основных компонентах топлива, и новая РГЧ 15Ф183 с десятью новыми скоростными блоками 15Ф162, снаряженными зарядами повышенной мощности. Новые ББ были унифицированы для обеих ракет.

Разработанный КБ-4 двигатель 15Д177 для ступени разведения был выполнен четырехкамерным, по открытой схеме без дожигания генераторного газа, двухрежимным (тягой 2000 кгс и 800 кгс) с многократным (до 25 раз) переключением с одного режима на другой для создания наиболее оптимальных условий при разведении ББ.

Одна из конструктивных особенностей двигателя — два фиксированных положения камер сгорания. При транспортировке и полете ракеты КС располагались внутри ступени разведения. После отделения ступени от ракеты специальные механизмы выводили камеры за наружный контур отсека, разворачивали их в рабочее положение для реализации "тянущей" схемы разведения ББ и закрепляли пневматическими фиксаторами. Разработчики: В. Ф. Смирнов, Р. А. Винокуров, В. И. Полишко, В. Н. Аксенов, В. Г. Михайлова и др. На этом двигателе впервые была введена проверка отсутствия засорения магистралей методом продувки воздухом с замером перепадов давления ротаметрами.

Двигатель 15Д177 отрабатывался на стенде № 4 комплекса 8. Там же проводились комплексные испытания ступени разведения в целом.

Новая РГЧ 15Ф183 была выполнена по двухъярусной схеме с единым аэродинамическим обтекателем. Впервые были разработаны и применены безымпульсные устройства отделения ББ и пружинные толкатели, закручивающие ББ вокруг оси в момент их отделения от платформы.

Модернизация системы управления (КБ Электроприборостроения) заключалась в реализации более полных законов управления со сведением практически к нулю методических ошибок, а также увеличением памяти БЦВМ. При этом точность стрельбы была улучшена в 2,5 раза, время готовности ракеты к пуску сократилось до 62 с.

Улучшение параметров системы прицеливания (КБ завода "Арсенал") достигалось за счет повышения точностных характеристик аппаратуры, повышения удароустойчивости, применения системы упреждающего запуска и квантового оптического гирометра с высоким быстродействием, позволяющим производить многократную коррекцию прицеливания.

РГЧ 16Ф161 ракеты 15А16 (ведущий конструктор В. В. Кошик) отличалась от РГЧ 15Ф154 ракеты 15А15 модифицированным твердотопливным двигателем разведения 15Д171-02 с уменьшенным разбросом тяги за счет индивидуального подбора критических сечений сопел. Как и на РГЧ 15Ф183, были внедрены новые безымпульсные устройства крепления ББ к платформе и механизмы отстыковки штепсельных разъемов между ББ и РГЧ.

Впервые в практике отечественного ракетостроения на ракете 15А16 была применена система "Меридиан", позволяющая определить направление истинного меридиана и обеспечивающая прицельный пуск ракеты после ядерного воздействия. С помощью системы "Меридиан" имелась возможность дистанционно измерять и уточнять поправку азимута базового элемента, определенную при постановке на боевое дежурство, с помощью визуальных гирокомплексов.

Летные испытания обоих ракетных комплексов начались на НИИП-5 в октябре 1977 г. и завершились в сентябре 1979 г. (15А16) и в ноябре 1979 г. (15А18). С учетом того, что первые ступени обеих ракет оставались без изменений, объем ЛКИ был сокращен.

На летных испытаниях этих ракет в качестве измерительных средств использовались новейшие варианты датчико-преобразующей аппаратуры, система телеметрических измерений "Сириус", бортовые приборы системы траекторных измерений "Вега-АП". Трассы испытаний были переоснащены высокоэффективными антеннами ("Изумруд", "Агат", "Орбита-У"), а между измерительными пунктами и вычислительным центром полигона были организованы линии связи для передачи измерительной информации. Значительную модернизацию претерпели корабли и измерительные средства океанографической экспедиции 5ТОГЭ, используемые при пусках в акваторию Тихого океана.

Летные испытания комплекса с ракетой 15А16 проводились Госкомиссией под председательством генерал-майора А. Ф. Дубовика. Техническим руководителем испытаний — заместителем председателя Госкомиссии был Главный конструктор КБ "Южное" В. Ф. Уткин, заместителем технического руководителя испытаний — В. В. Грачев.

В основном упор был сделан на отработку новой системы управления, нового боевого блока 15Ф162, на подтверждение точности стрельбы и отработку процесса переоснащения ракетного комплекса под измененную ракету.

В ходе летных испытаний было проведено 19 пусков (с учетом партионной ракеты 20Т), из них 16 были успешными. Причинами аварийных пусков были в основном случайные производственные дефекты — неправильное функционирование контуров обратной связи рулевых приводов тангажа и рыскания второй ступени из-за использования нештатной розетки-перемычки, непрохождение команды на разделение ступеней из-за разрушения штепсельных разъемов, установленных с отступлением от документации. Один из пусков был с самыми тяжелыми последствиями. В результате досадной ошибки при записи полетного задания не была выдана команда на запуск двигателя первой ступени. Ракета после минометного старта поднялась на 20 м и рухнула в пусковую установку, что привело к полному разрушению ШПУ.

Летные испытания подтвердили повышение боевой эффективности комплекса примерно в 2,5 раза по сравнению с комплексом 15А15 и позволили Госкомиссии рекомендовать его к принятию на вооружение. Постановлением правительства комплекс с ракетой 15А16 был принят на вооружение 17 декабря 1980 г.

Первый полк с ракетным комплексом 15А16 был поставлен на боевое дежурство 17 октября 1978 г. К 1983 г. все ракеты 15А15, стоявшие на БД в количестве 130 единиц, были заменены на ракеты 15А16. Кроме того, за счет сокращения ракет УР-100 было развернуто еще 20 ракет, что довело общее количество развернутых МБР 15А16 до 150.

В настоящее время все эти ракеты демонтированы и все ПУ ликвидированы, кроме одной, которая оставлена для музейных целей.

Ракеты уничтожались на арсенале в пос. Суроватиха (Нижегородская область).

Летными испытаниями ракеты 15А18 руководила Госкомиссия под председательством генерал-полковника Ф. П. Тонких. Из проведенных 19 пусков 17 были успешными. Причинами аварийных пусков явились потеря устойчивости первой ступени из-за выхода из строя рулевой машины, потеря устойчивости боевой ступени из-за ненормальности ее отделения от второй ступени (наличие механической связи после команды отделения). Причины были устранены, эффективность принятых мер подтверждена последующими пусками.

В процессе летных испытаний была проведена проверка и отработка возможности ввода в строй комплекса как путем постановки вновь изготовленных ракет 15А18, так и путем переоборудования ракет 15А14, поставленных в ПУ ранее, без слива из них компонентов топлива.

В результате летных испытаний было показано превышение заданных тактико-технических требований МО дальности стрельбы, района разведения ББ и повышения боевой эффективности ракетного комплекса.

Ракета 15А18 могла доставить РГЧ с индивидуальным наведением 10ББ с мощностью заряда 0,5-0,7 Мт, с точностью стрельбы +0,65 км, имея мощную систему преодоления противоракетной обороны потенциального противника. Гарантийный срок хранения ракеты в заправленном состоянии составлял 10 лет, время подготовки к пуску из полной боевой готовности — 62 с.

По рекомендации Госкомиссии ракетный комплекс с ракетой 15А18 постановлением правительства был принят на вооружение 17 декабря 1980 г. — в один и тот же день с принятием на вооружение комплекса с ракетой 15А16.

Развертывание ракеты началось в 1979 г. К 1980 г. было развернуто 120 ракет 15А18, которые заменили последние оставшиеся на вооружении ракеты Р-36. К 1983 г. была произведена замена на 15А18 всех ранее развернутых ракет 15А14, и общая численность развернутых ракет 15А18 достигла 308 единиц. То есть потолка, установленного Договором ОСВ-1.

Большой вклад в разработку внесли начальники проектного отдела Н. В. Гумилевский, Н. В. Цуркан, О. И. Дробахин.

Надежность и долговечность ракеты 15А18 превзошла все начальные прогнозы. Ракета находится в эксплуатации 25 лет, что на 15 лет больше заданного гарантийного срока. Это подтверждено в рамках ОКР "Зарядье" проведением дефектации восьми ракет и элементов комплекса и проведением шести пусков ракет после различных сроков эксплуатации. В дальнейшем ракета 15А18 оказалась востребованной для применения в качестве надежной конверсионной ракеты-носителя "Днепр", пуски которой начались в 1999 г. и имеют перспективу продолжения до 2012 г.

За разработку ракетных комплексов третьего поколения, которые явились не только большой творческой победой коллектива, но и материальной основой безопасности СССР, КБ и завод были награждены орденом Октябрьской Революции. Звание Героя Социалистического Труда было присвоено В. Ф. Уткину и А. М. Макарову (обоим второй раз), а также Б. И. Губанову и М. И. Галасю. Лауреатами Ленинской премии стали Ю. А. Сметанин и В. И. Кукушкин, Государственной премии СССР — С. Н. Конюхов, А. Ф. Владыко, А. М. Куншенко. Многие инженеры, рабочие, техники были награждены орденами и медалями.

КОМАНДНАЯ РАКЕТА

В начале 70-х годов, учитывая реальные возможности высокоэффективных методов радиоэлектронного подавления потенциальным противником средств боевого управления РВСН, стала весьма актуальной задача гарантированного доведения боевых приказов от высших звеньев управления (Генштаб ВС СССР, Управление РВСН) до командных пунктов и отдельных пусковых установок стратегических ракет, стоящих на боевом дежурстве, в случае чрезвычайного положения.

Возникла идея использовать для этих целей в дополнение к имеющимся каналам связи специальную командную ракету, оснащенную мощным радиопередающим устройством, запускаемую в особый период и подающую команды на пуск всех ракет, находящихся на боевом дежурстве по всей территории СССР.

Разработка специальной командной ракетной системы, получившей название "Периметр", была задана КБ "Южное" постановлением правительства № 695-227 от 30 августа 1974 г. В качестве базовой ракеты первоначально предполагалось использовать ракету МР-УР100 (15А15), впоследствии остановились на ракете МР-УР100 УТТХ (15А16). Доработанная в части системы управления ракета получила индекс 15А11. Ее ведущим конструктором стал В. В. Кошик.

В декабре 1975 г. был выполнен эскизный проект командной ракеты. На ракете устанавливалась специальная головная часть, имевшая индекс 15Б99, включавшая в себя оригинальную радиотехническую систему разработки ОКБ ЛПИ. Для обеспечения условий ее функционирования ГЧ во время полета должна была иметь постоянную ориентацию в пространстве. Специальная система ее успокоения, ориентации и стабилизации была разработана сотрудниками КБ-3 (отдел Е. И. Уварова) с использованием холодного сжатого газа (учитывая опыт разработки ДУ для СГЧ "Маяк"), что существенно сократило стоимость и сроки ее создания и отработки. Основные технические решения по конструкции СГЧ и ее системам разрабатывались В. А. Пащенко, И. Б. Лепескиным, Ю. И. Яцубой, В. А. Трудовым, В. И. Подзолковым, В. В. Поташовым, Л. П. Сидельниковым, А. А. Авдеевым, С. А. Агалаковым.

Из-за большой загрузки производства Южмаша изготовление СГЧ 15Б99 было размещено на НПО "Стрела" в г. Оренбурге. Освоение СГЧ на ОрМЗ происходило в сжатые сроки при большом содействии руководства завода и энтузиазме заводского коллектива.

После изготовления и испытаний на ОрМЗ СГЧ отправлялась не на ЮМЗ — изготовитель ракеты, а непосредственно на полигон. Так было на этапе ЛКИ, а в дальнейшем, после принятия РК на вооружение, СГЧ направлялась на объекты РВСН. Это сокращало сроки и снижало нерентабельные транспортные расходы.

После наземной отработки новых технических решений в 1979 г. начались летно-конструкторские испытания командной ракеты. На НИИП-5, на площадках 176 и 181, были введены в строй две экспериментальные шахтные ПУ. Кроме того, на площадке 71 был создан специальный командный пункт, оснащенный вновь разработанной уникальной аппаратурой боевого управления для обеспечения дистанционного контроля и пуска командной ракеты по приказам, поступающим от высших звеньев управления РВСН. На специальной технической позиции в корпусе сборки была сооружена экранированная безэховая камера, оборудованная аппаратурой для автономной проверки радиопередатчика.

Летные испытания ракеты 15А11 проводились под руководством Госкомиссии, возглавляемой генерал-лейтенантом В. В. Коробушиным, первым заместителем начальника Главного штаба РВСН. Техническим руководителем испытаний системы "Периметр" был назначен В. И. Мельник, Главный конструктор НПО "Импульс" (бывшее ОКБ ЛПИ). КБ "Южное" в Госкомиссии представлял первый заместитель Генерального конструктора Б. И. Губанов.

Первый пуск командной ракеты с эквивалентом передатчика был успешно проведен 26 декабря 1979 г. Были проверены разработанные и реализованные сложные алгоритмы сопряжения всех систем, участвовавших в пуске, возможность обеспечения ракетой заданной траектории полета ГЧ 15Б99 (вершина траектории на высоте около 4000 км, дальность 4500 км), работа всех служебных систем ГЧ в штатном режиме, подтверждена правильность принятых технических решений.

На летные испытания было отведено 10 ракет. В связи с успешными пусками и выполнением поставленных задач Госкомиссия сочла возможным удовлетвориться семью пусками.

В ходе испытаний системы "Периметр" были проведены реальные запуски ракет 15А14, 15А16, 15А35 с боевых объектов по приказам, переданным СГЧ 15Б99 в полете. Предварительно на ПУ этих ракет были смонтированы дополнительные антенны и установлены новые приемные устройства. Этим доработкам впоследствии подверглись все ПУ и командные пункты РВСН.

Наряду с летными испытаниями проводилась наземная проверка работоспособности всего комплекса в условиях воздействия поражающих факторов ядерного взрыва на полигоне Харьковского физико-технического института, в испытательных лабораториях ВНИИЭФ (г. Арзамас), на ядерном полигоне острова Новая Земля. Проведенные испытания подтвердили работоспособность аппаратуры СУ и СГЧ при уровнях воздействия ядерного взрыва, превышающих заданные в ТТТ МО.

Еще в ходе летных испытаний постановлением правительства была поставлена задача о расширении функций, решаемых комплексом командной ракеты, с доведением боевых приказов не только до объектов РВСН, но и ракетных подводных лодок стратегического назначения, самолетов дальней и морской ракетоносной авиации на аэродромах и в воздухе, пунктов управления РВСН, ВВС и ВМФ.

ЛКИ командной ракеты были завершены в марте 1982 г. В январе 1985 г. комплекс поставлен на боевое дежурство. В течение более 10 лет комплекс командных ракет успешно выполнял свою важную роль в деле обороноспособности государства.

В рамках соглашения СНВ-1 в июне 1995 г. комплекс командной ракеты был снят с боевого дежурства.

В создании комплекса командной ракеты принимали участие многие предприятия и организации различных министерств и ведомств. Основные из них: НПО "Импульс" (В. И. Мельник), НПО АП (Н. А. Пилюгин), КБСМ (А. Ф. Уткин), ЦКБТМ (Б. Р. Аксютин), МНИИРС (А. П. Биленко), ВНИИС (Б. Я. Осипов), ЦКБ "Геофизика" (Г. Ф. Игнатьев), НИИ-4 МО (Е. Б. Волков).

Особый вклад в разработку комплекса, его отработку, постановку на боевое дежурство и эксплуатацию внесли сотрудники КБ "Южное" В. Н. Автономов, Е. В. Аржанников, Б. И. Горин, Л. Т. Грипп, Л. А. Грибачев, Н. Г. Дьяченко, В. Н. Иванцов, А. С. Куценко, В. И. Пальцун, И. Я. Рябов, В. С. Салей, Г. Г. Северин, А. Г. Соборницкий, А. А. Уминский, А. М. Цуканов. Вклад работников предприятия в создание комплекса был отмечен правительственными наградами. Звание лауреата Государственной премии СССР было присвоено А. А. Братскому и Ю. И. Козинченко.

В ПОГОНЕ ЗА MX

Разработка стратегических ракет на твердом топливе в начале 70-х гг. в США уже занимала приоритетное направление, в котором были достигнуты большие успехи. Еще в 1965 г. была принята на вооружение твердотопливная МБР "Минитмен-2" с дальностью стрельбы более 11 тыс. км и мощной моноблочной ГЧ, обеспечивающая высокую точность стрельбы — 1,15 км. В 1970 г. введена в строй МБР "Минитмен-3", оснащенная трехблочной РГЧ ИН с дальностью стрельбы более 12 тыс. км и предельным отклонением точек падения ББ не более 0,65 км. По программам Минобороны США к середине 1975 г. планировалось иметь на БД 450 ракет "Минитмен-2" и 550 ракет "Минитмен-3", не считая БРПЛ. Кроме того, в начале 70-х гг. было принято решение о разработке МБР, значительно превосходящей по боевой эффективности все предыдущие за счет увеличения числа и мощности ББ и точности стрельбы. Ракета получила претенциозное название "Реасекеереr" ("Хранительница мира"), но обычно рекламировалась в печати под индексом MX. Ее разработка велась весьма тщательно, все принимаемые технические решения внимательно анализировались и оптимизировались с учетом реализованных ранее в серийных стратегических ракетах, а также новейших мировых разработок, что, в конечном счете, позволило создать МБР очень высокого класса, безусловно, лучшую из всех американских твердотопливных ракет.

Естественно, разработка такой ракеты у потенциального противника, ее высокие тактико-технические характеристики привлекли к себе пристальное внимание советского руководства. Необходимо было создать в качестве контрмеры ракету аналогичного класса, с близкими характеристиками. Учитывая отставание советской твердотопливной технологии от американской, которая начала интенсивно развиваться гораздо раньше, это было чрезвычайно трудной проблемой. Ряд правительственных постановлений в это время предусматривал проведение в ракетных ОКБ глубоких опытно-конструкторских работ, в обеспечение которых предусматривались меры по развертыванию дополнительных производственных мощностей, развитию сырьевой базы, созданию и приобретению необходимого оборудования и др.

Активное участие в этих ОКР приняло КБ "Южное" как один из основных разработчиков стратегических ракет. В течение 1966-1973 гг. были проведены проектные изыскания по ракетным комплексам РТ-21 и РТ-22 с твердотопливными ракетами 15Ж41 и 15Ж43. Эти работы проводились на конкурсной основе с Московским институтом теплотехники (МИТ, Генеральный директор А. Д. Надирадзе) — тема "Темп-2С".

В ноябре 1966 г. был разработан эскизный проект РК с ракетой РТ-21 (15Ж41). Трехступенчатая ракета со стартовой массой 36 т разрабатывалась для трех видов базирования — шахтного, грунтового и железнодорожного. Твердотопливные двигатели базировались на применении прочно скрепленных с корпусом зарядов из смесевого топлива разработки Алтайского НИИ химических технологий. Предусматривалась разработка цилиндрических частей корпусов двигателей из стеклопластика, а днищ и шпангоутов — из высокопрочных сталей и титановых сплавов. Был проведен анализ различных типов органов управления вектором тяги. СУ должна была создаваться на базе БЦВМ и гиростаби-лизированной платформы.

По результатам рассмотрения эскизных проектов КБЮ и МИТ в экспертной комиссии вышло решение ВПК от 17 мая 1967 г., которое обязывало разработчиков продолжить работы по темам РТ-21 и "Темп-2С" в направлении создания только подвижных комплексов — грунтового и железнодорожного базирования.

В декабре 1967 г. КБ "Южное" был разработан эскизный проект, учитывающий рекомендации экспертной комиссии и новые требования Министерства обороны, выданные в виде дополнений к ранее выпущенным ТТТ. В эскизном проекте были рассмотрены два варианта комплекса — грунтовый, с использованием самоходной пусковой установки на колесном шасси, и железнодорожный. МИТ разрабатывал подвижный грунтовый комплекс "Темп-2С" с трехступенчатой твердотопливной ракетой 15Ж42.

В процессе рассмотрения эскизных проектов экспертной комиссией предпочтение было отдано разработке МИТа ввиду меньшей заявляемой массы МБР 15Ж42. И хотя в дальнейшем фактическая стартовая масса ракеты 15Ж42 была существенно превышена, начиная с этого момента, грунтовые подвижные комплексы были переданы в разработку МИТа, а стационарные шахтные и подвижные железнодорожные -КБ "Южное".

Решением ВПК от 27 декабря 1968 г. КБ "Южное" поручается разработка аванпроекта комплекса РТ-22 с ракетой 15Ж43. При этом стартовая масса разрабатываемой ракеты должна была определяться, исходя из габаритов шахтных пусковых установок стоящих на вооружении ракет РТ-2 и УР-100, а также с учетом возможности создания подвижного комплекса железнодорожного базирования. Исходя из этой постановки, стартовая масса ракеты 15Ж43 составляла 70 т при дальности стрельбы 11 тыс. км. В заключениях НИИ-4 МО, НТК РВ, НТС MOM и ЦНИИмаш была дана положительная оценка разработанным материалам.

Для этой ракеты впервые в истории отечественного ракетостроения был разработан маршевый твердотопливный двигатель первой ступени с массой моноблочного заряда более 40 т (двигатель 15Д122).

В его конструкцию был заложен целый ряд прогрессивных технических решений, подтвержденных экспериментальной отработкой. Разработка такого двигателя коллективом КБ-5 КБ "Южное" свидетельствовала о зрелости его создателей. Результаты работ КБ "Южное" по комплексу РТ-22 с ракетой 15Ж43 были доложены руководству страны и получили одобрение. Решением ВПК от 31 декабря 1969 г. КБ "Южное" поручалось создание железнодорожного комплекса с ракетой 15Ж43 с целью проверки его эксплуатационных и боевых качеств. В обеспечение выполнения этих заданий на достаточно высоком уровне была проведена экспериментальная отработка двигателя 15Д122 (16 ОСИ), а также ставились эксперименты в обеспечение создания железнодорожного комплекса — Конструкторским бюро специального машиностроения (КБСМ) проводилась оценка воздействия на железнодорожное полотно нагрузок при старте ракеты и проверялись мероприятия по снятию контактного провода, а совместно с Научно-исследовательским институтом автоматики и приборостроения исследовалась работоспособность гирокомпаса в условиях воздействия вибраций от проходящих поездов.

Решением ВПК от 22 февраля 1973 г. предписывалось обеспечить в третьем квартале 1973 г. выпуск технического предложения на комплекс РТ-23 с новой ракетой 15Ж44 для стационарного типа старта, оснащаемой разделяющейся и моноблочной головными частями. При этом предполагалось использование двигателя первой ступени этой ракеты также в качестве двигателя первой ступени ракеты морского базирования 3М65, разрабатываемой КБ Машиностроения (Главный конструктор В. П. Макеев), что создавало дополнительные трудности.

В марте 1973 г. заказчиком были выданы требования на разработку технического предложения по комплексу. С этого момента начинается разработка комплекса РТ-23, превратившегося к концу 80-х годов в известный "Скальпель".

Разработка ракеты РТ-23 началась с выпуска технического предложения на стационарный комплекс с твердотопливной ракетой, оснащаемой моноблочной и разделяющейся ГЧ (ракета получила индекс 15Ж44). Требовалось проведение совместных проработок с разработчиками ракеты ЗМ65 для определения взаимоприемлемых параметров разрабатываемого маршевого двигателя. Проведенное в мае 1973 года совещание с представителями КБ Машиностроения определило направление работ — компромиссный выбор параметров, — которое и было принято для создания двигателей 3Д65 и 15Д206.

В ракету 15Ж44 закладывалось все лучшее, что было наработано кооперацией к этому времени: двигатели всех маршевых ступеней выполнялись со стационарными соплами и системой "вдува", разведение ББ и средств преодоления ПРО обеспечивалось с помощью твердотопливной ДУ "тянущей" схемы, бортовая СУ — на базе БЦВМ с обеспечением индивидуального наведения ББ на цели, разделение ступеней -"минометное", наконечник головного обтекателя — складной, выполняемый в виде двух откидных створок, старт ракеты — "минометный" из ТПК, а также ряд других технических решений.

В конце 1973 г. было разработано техническое предложение по ракете 15Ж44. Совет Главных конструкторов с участием представителей Минобороны (Ю. А. Яшин, В. Д. Русанов, А. С. Калашников, Е. Б. Волков), состоявшийся 7 февраля 1974 г., одобрил основные положения технического предложения, но вместе с тем высказал ряд замечаний по повышению уровня характеристик комплекса. В июле 1974 г. на совещании руководства КБ "Южное", ЛНПО "СОЮЗ", НПО "Алтай", КБ ПО "Искра", ЦНИИмаш, ГУРВО, НТК РВ и НИИ-4 МО руководством Ракетных войск были предъявлены новые, повышенные требования к комплексу РТ-23.

По результатам совещания было принято решение о разработке дополнения к техническому предложению. В материалах дополнения, разработанных в декабре 1974 г., для того, чтобы определиться с необходимым уровнем характеристик комплекса, были рассмотрены ракеты различной размерности и стартовой массы — 96 т (Æ2400 мм), 130 т (Æ2800 мм) и 155 т (Æ3000 мм). Повышение уровня энергетических характеристик обеспечивалось, кроме того, за счет применения ряда новых решений по маршевым ДУ — использование смесевого топлива типа "ОПАЛ" и высокопрочного органопластика для изготовления корпусов двигателей, применение конструкции корпусов маршевых двигателей типа "кокон", "утопленных" в камеры сгорания сопловых блоков двигателей и др. Совет Главных конструкторов 31 января 1975 г. рекомендовал для опытно-конструкторской разработки комплекс с ракетой массой ~100 т и массой полезного груза ~3 т как наиболее оптимальной.

НТС Минобщемаша, проведенный в июне 1975 г., одобрив материалы технического предложения и дополнения к нему, в свою очередь высказал ряд рекомендаций — эскизное проектирование ракеты вести с обеспечением стойкости конструкции ракеты к поражающим факторам ЯВ на активном участке траектории, проработать вариант ракеты с модульной боевой ступенью (индивидуальные СУ и ДУ для каждого ББ), рассмотреть с Заказчиком вопрос о создании ракеты многоцелевого назначения для использования в различных типах старта — стационарном шахтном и подвижных — грунтовом и железнодорожном.

Таким образом, со стороны руководящих органов и Заказчика шло постоянное наращивание требований к разрабатываемой твердотопливной ракете и комплексам на ее основе, что требовало от всех разработчиков и, в первую очередь, головного напряженной работы по поиску путей их реализации.

Постановлением правительства № 484-166 от 23 июня 1976 г. КБ "Южное" поручалось начать полномасштабную разработку стационарного РК 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. Предписывалось также создать на НИИП-53 испытательный комплекс с необходимой инфраструктурой в составе 10 пусковых установок и командного пункта, а также дооснастить измерительный комплекс полигона перспективными системами "Орбита" и "Вега".

Созданию комплексов РТ-23 руководством страны придавалось очень большое значение, так как это позволяло обеспечить ввод в эксплуатацию запланированного количества новых современных комплексов с ракетами, оснащенными моноблочными ГЧ, в связи с принятыми ограничениями на развертывание ракет с разделяющимися ГЧ, сокращением большой номенклатуры находящихся на вооружении в составе РВСН устаревших жидкостных комплексов за счет перехода на единый современный комплекс, который не должен был уступать по боевой эффективности перспективным комплексам США, а также создание подвижного железнодорожного комплекса, обеспечивающего требуемую живучесть группировки РВСН после 1983-1985 гг.

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 ракеты 3М65, конструкция ракеты обеспечивала повышенную стойкость к воздействию ПФ ЯВ, 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 — в двигателе первой ступени — типа Т9-БК (разработчик НПО "Алтай"), в двигателях второй и третьей ступеней — типа "ОПАЛ" (разработчик ЛНПО "Союз"), двигатели второй и третьей ступеней выполнялись со складывающимися сопловыми насадками, боевое оснащение ракеты — моноблочная ГЧ, для построения боевых порядков применялась ступень разведения на базе твердотопливного двигателя "тянущей" схемы, разрабатывался надувной наконечник обтекателя, и др.

Были уточнены также и массо-габаритные характеристики разрабатываемой ракеты — стартовая масса ~106 т (с учетом ограничений по договору ОСВ-2) и длина в транспортировочном положении — 21,9 м (для обеспечения размещения в пусковой установке БЖРК).

Хотя разработчики понимали, что принятые характеристики ракеты были достаточно напряженными для выполнения, однако результаты первых проработок оказались неожиданными — от подразделений КБ "Южное" и от смежных организаций стали поступать весьма неутешительные результаты проработок. Реализуемая стартовая масса ракеты существенно превышала заданную, так как маршевые двигатели с принятыми органами управления не обеспечивали необходимые массовые характеристики. При этом для экспериментальной отработки маршевых двигателей принятой схемы разработчики потребовали проведения по 70 ОСИ для двигателей первой и второй ступеней и 100 ОСИ для двигателя третьей ступени, что приводило к большим затратам и длительным срокам разработки, отодвигая создание комплексов на конец 80-х гг.

Кроме того, ко многим сложностям добавилась еще одна, ставшая едва ли не основной. Дело было в том, что на переходных участках активного полета ракеты, при разделении ступеней не обеспечивалась управляемость ракеты. При разделении первой и второй ступеней, происходившем в условиях большой величины скоростного напора и статической неустойчивости каждой ступени неуправляемый участок даже в течение 0,1 с оказался недопустимым. Вторая ступень мгновенно опрокидывалась. Аналогичная проблема была и при разделении второй и третьей ступеней, правда, не в такой острой форме. Требовалось эффективное управление ракетой на протяжении всего полета, сложность которого усугублялось тем, что твердотопливные двигатели нерегулируемы и имеют большой разброс величины тяги, времени их работы, а отсюда и разброс величин скоростного напора при разделении ступеней.

Ко всему этому добавлялась проблема разведения ББ в процессе полета третьей ступени ракеты.

Первоначально прорабатывался вариант управления полетом первой, второй и третьей ступеней с помощью вдува газа в закритическую часть сопла из КС двигателей. Эффективность такого варианта существенно уступала эффективности способа управления путем качания маршевого двигателя. Но в то время поворотных сопел РДТТ еще не существовало, а надежность системы вдува была под большим сомнением.

Прорабатывался вариант сделать все ступени статически устойчивыми путем установки на каждой ступени мощных стабилизаторов. Это приводило к существенному усложнению конструкции ракеты, увеличению ее габаритов (что в условиях минометного старта из контейнера представляло проблему) и стартовой массы, в то время, когда она уже превышала стартовую массу американской MX на 25 т. Необходимо было искать новый способ управления.

Незадолго до этого в отделе, руководимом И. М. Игдаловым, группа энтузиастов (Н. Е. Зыков, Л. Р. Козак, В. М. Морозов, Н. Н. Андреев и В. П. Романов) занималась исследованием принципиально нового способа управления ракетой путем поворота головного отсека в двухстепенном карданном шарнире. Этот способ был запатентован группой изобретателей КБ еще раньше по результатам проектно-конструкторских проработок по ракете 15Ж41. 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 предприятия обратилось к новой идее, которая могла стать перспективной. Были проведены продувки модели такой ракеты в ЦАРИ и ЦНИИмаш и подтверждены первоначальные многообещающие результаты, требующие дальнейшего осмысливания.

Датой рождения нового способа управления, который в просторечии стал называться "качанием головой", можно считать декабрь 1976 года, когда Главный конструктор В. Ф. Уткин утвердил отчет, содержащий результаты проектной оценки варианта ракеты, управляемой путем поворота головного отсека. В отчете был сделан вывод, что способ технически реализуем, большинство технических решений по узлу качания подтверждено экспериментально, аэродинамические характеристики ракеты изменяемой геометрии получены по продувкам близкой модели, а энергетические характеристики ракеты не уступают другим вариантам. Научно-технический Совет КБ "Южное" рекомендовал этот вариант ракеты для эскизного проектирования.

Для реализации этого способа управления В. Ф. Уткин сумел сплотить мощный и дружный коллектив энтузиастов. Основные направления разработки в КБ возглавляли пять докторов наук, в решении специальных вопросов принимали участие десять кандидатов наук и ведущие специалисты КБ. Особо следует отметить заместителей Главного конструктора Б. И. Губанова, Н. Ф. Герасюту, Ю. А. Сметанина. Душой и "локомотивами" коллектива были д-р техн. наук И. М. Игдалов и канд. техн. наук А. Д. Гордиенко — авторы идеи. Большой вклад внесли В. Н. Паппо-Корыстин, Н. Е. Зыков, В. М. Морозов, Н. Н. Андреев, Л. Р. Козак, В. Я. Гудыря, А. П. Матвиенко, Л. В. Копорулин, В. И. Усачев и др.

Новый способ управления не сразу получил признание и поддержку во внешнем мире. Самый первый вопрос в ЦНИИмаш, Министерстве общего машиностроения, в организациях Заказчика: почему такая экзотика, почему так не делают американцы? Владимир Федорович, уверенный в перспективности идеи, отстаивал ее со всей внутренней убежденностью на всех уровнях. Огромную поддержку этой идеи оказал Н. А. Пилюгин, Главный конструктор НИИ АП, хотя в этом варианте именно на систему управления переносилась вся тяжесть аппаратурного решения проблемы. В лице Ю. А. Мозжорина — директора ЦНИИмаш — В. Ф. Уткин получил второго надежного и верного союзника.

Естественно, у этого варианта были свои проблемные вопросы, которые были сведены в методический план в обеспечение реализации нового способа управления, с указанием сроков выполнения и ответственных. В. Ф. Уткин лично контролировал выполнение этого плана, и в повестке дня каждого заседания Совета Главных конструкторов стоял пункт о ходе его выполнения.

КБ "Южное" в сотрудничестве с ЦНИИмаш, Институтом технической механики АН УССР (академик В. В. Пилипенко), Днепропетровским госуниверситетом (кафедра профессора Ю. Д. Шептуна) 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.

Сложные вопросы пришлось решать разработчику системы управления НИИ АП. Ведь масса и моменты инерции управляющего органа — головного отсека, были несоизмеримы с традиционными, что в сочетании с реально достижимой жесткостью карданного узла обусловило его низкую собственную частоту (~6 Гц). Пришлось усложнять структуру алгоритмов управления и аппаратурный состав — кроме обычного датчика обратной связи для организации контура сервопривода ввести датчик угловой скорости на корпусе ракеты и датчик угла в карданном шарнире.

Принимая во внимание сложность динамической схемы ракеты и системы стабилизации, в КБ "Южное" был спроектирован, изготовлен на Южмаше и поставлен в НИИ АИ уникальный нагрузочный стенд, в котором установлен штатный карданный узел с массово-инерционным имитатором головного отсека, штатными рулевыми машинками и пневматическим имитатором шарнирных моментов. В сочетании с аналого-цифровым комплексом и реальной аппаратурой системы стабилизации это обеспечило почти натурное моделирование полёта с точностью до знания динамической схемы, которая могла быть подтверждена только лётными испытаниями.

В творческом коллективе НИИ АП необходимо отметить вклад д-ра техн. наук М. С. Хитрика, канд. техн. наук В. И. Асриева, И. В. Сифоровой, Ю. Н. Кузина.

Надо отдать должное мужеству В. Ф. Уткина в принятии решения по реализации принципиально нового способа управления в условиях острого дефицита времени на создание ракетного комплекса. Был ли риск? Конечно, технически оправданный риск был. Но была и твердая уверенность в правильности технической идеи и силе творческого коллектива, ее реализующего. Была уверенность, что именно этим вариантом цель достигается наиболее эффективным и экономичным способом, а риск минимален.

Новый способ управления таил в себе большие потенциальные возможности, которые и 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. Благодаря близости карданного узла к жидкостной двигательной установке ступени разведения удалось совместить источники гидравлического питания двигателей разведения и рулевых машин, обеспечивающих отклонения головного отсека, выполнив их в виде централизованного источника питания.

В результате этот вариант конструктивно стал более простым и более надежным, так как были исключены два БИМа, один комплект рулевых машин и двигатель управления креном второй и третьей ступеней. Но самое главное — направления создания твердотопливных двигателей второй и третьей ступеней и системы управления ракеты оказались развязаны между собой. При этом стала возможной любая модернизация двигателей без изменения системы управления, что и было осуществлено в ходе дальнейшей разработки ракет РТ-23 и РТ-23 УТТХ.

При разработке исполнительных органов, необходимых для реализации качания головного отсека в КБ-6 был создан уникальный рулевой агрегат с централизованным источником питания, не имеющий аналогов в мире до настоящего времени. Его создание обеспечили В. Я. Гудыря, С. X. Горбунов, П. С. Пашуба, А. В. Миткалев, Г. П. Шейнин, В. Н. Цыганов, Н. Н. Клевцур (КБ-6), Л. Р. Козак, Л. В. Копорулин, В. И. Усачев (отдел 125), В. Г. Курейчик, Е. П. Семенов, Г. Г. Мартюхин (КБ-4) и др.

В конструкцию ракеты 15Ж44 было внедрено много других оригинальных технических решений. К ним относится минометное разделение ступеней, альтернативное ранее применяемому "горячему" разделению, при реализации которого для твердотопливной ракеты встретились определенные трудности. Минометное разделение ступеней обеспечивалось за счет наддува газом от порохового аккумулятора давления межступенного объема и поперечного деления переходного отсека удлиненным кумулятивным зарядом. Такая конструкция гарантировала безударное разделение ступеней и обеспечивала максимальную плотность компоновки межступенной части ракеты.

Идея минометного разделения ступеней и ее конструктивное оформление были разработаны проектантом А. Г. Морозом, а экспериментальную отработку этого решения обеспечили И. Я. Киорчев, Ю. Н. Жедик, В. Н. Куринной.

В качестве обтекателя ракеты 15Ж44 впервые был применен надувной наконечник, позволивший заметно улучшить энергетические характеристики ракеты. Разработка этого оригинального решения была осуществлена А. П. Матвиенко и В. В. Филяевым (конструкция), Г. А. Моругой (теплодинамические расчеты) и А. В. Красюковым (технология изготовления).

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 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 перспективной ракеты США MX, имеющей стартовую массу ~ 88,5 т. При этом отмечалось, что разрабатываемая ракета 15Ж44 существенно уступает ракете MX по ряду показателей, определяющих боевую эффективность комплекса (стойкость к ПФ ЯВ, 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 из-за недостаточной удельной прочности органопластика и применения внутренней теплозащиты из материалов с большой удельной массой, пониженные значения удельного импульса двигателей ракеты из-за относительно невысоких степеней расширения сопловых блоков и применение сопловых блоков с низким массовым совершенством.

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.

В своем заключении на эскизный проект, утвержденном Главкомом РВСН В. Ф. Толубко, Заказчик отметил, что основные требования к создаваемому комплексу могут быть выполнены, и его разработка дает возможность отечественному ракетостроению подняться на новую ступень в области создания ракет на твердом топливе, но для достижения уровня ракеты MX еще предстоит долгий путь из-за общего отставания материальной базы твердотопливного ракетостроения. Рекомендовалось принять безотлагательные меры по обеспечению научно-технического задела для дальнейшего повышения уровня характеристик ракеты, обратив особое внимание на повышение удельной мощности боевых блоков, точности стрельбы, разработку и внедрение высокоэнергетических топлив, эффективных конструкционных и теплозащитных материалов.

Руководство ВПК, Заказчик и его головной институт НИИ-4, ЦНИИмаш непрерывно проводили сопоставление основных тактико-технических характеристик разрабатываемых ракет с ракетой MX. В ряде организаций, в том числе в КБ "Южное", были разработаны и непрерывно корректировались энергомассовые модели ракеты MX. На различных уровнях шла непрерывная работа по определению достоверных характеристик этой ракеты, что было очень важно для обеспечения объективности проводимого сравнительного анализа, результаты которого непосредственно влияли на формирование предъявляемых требований к разрабатываемым ракетам РТ-23. Это было тем более важно в связи с тем, что со стороны организаций Заказчика иногда проявлялись тенденции по явному завышению уровня характеристик ракеты MX, в частности, по обеспечиваемой стойкости конструкции к поражающим факторам ЯВ.

Руководство КБ "Южное" постоянно уделяло вопросу сравнения с ракетой MX должное внимание. Работы по анализу достигнутого уровня основных характеристик ракет РТ-23 в сопоставлении с американской ракетой MX велись в течение всей разработки практически до сдачи ракет на вооружение.

Надо отметить, что на этапе разработки ракеты РТ-23 результаты сравнения складывались явно не в нашу пользу.

Однако усилиями государственных органов, Заказчика, научных и промышленных организаций практически за 10 лет это отставание было преодолено. Более того, по ряду позиций мы даже превзошли показатели американцев.

Были созданы высокоэнергетические твердые топлива (типа "Т9-БК", "ОПАЛ-МС", "СТАРТ", "АП-65"), не только не уступающие, но и превосходящие лучшие мировые образцы, радиационностойкая элементная база, большие интегральные схемы для БЦВК "Бисер-3" и многие другие технические решения. Были разработаны высокопрочные органические и высокомодульные углеродные волокна, углеродные композиции с 2— и 3-мерной ориентированной матрицей, высокопрочные термостойкие клеи, отработаны технология изготовления и методы неразрушающего контроля качества. Это позволило создать:

— 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;

— сопловую насадку из углерод-углеродного материала;

— поворотное управляющее сопло на основе эластичного шарнира;

— хвостовой отсек из конструкционного углепластика. Существенный вклад в решение этих задач внесли В. Г. Ситало, A. Н. Подгорный, Ю. М. Перепилицын, Ф. С. Гребенюк, Ф. П. Санин, B. Г. Тихий, Ю. Г. Артеменко, В. В. Еремеева, Ф. М. Телевной, В. И. Мелешков, А. М. Потапов, М. Т. Плотник, Т. Н. Литвишко, В. Г. Миллер, Ю. В. Штефан, Е. Д. Платонов.

На базе разработанных в эскизном проекте материалов в январе 1978 г. были выпущены технические предложения по БЖРК.

Основные отличия ракеты 15Ж52 для железнодорожного старта от ракеты 15Ж44 состояли в применении разделяющейся ГЧ с твердотопливной ДУ ступени разведения, работающей по "толкающей" схеме, понижении уровня стойкости к поражающим факторам ЯВ на земле и в полете, обеспечении "заклона" ракеты после выброса из ТПК и др.

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. От КБ "Южное" в состав Совета вошли также Б. И. Губанов (первый заместитель Главного конструктора) и В. И. Кукушкин (главный конструктор КБ-5).

Тем временем, не снижая темпов, продолжается разработка ракеты 15Ж44. К концу 1978 г. выпускается конструкторская документация на телеметрический вариант ракеты 15Ж44, ПО "Южный машиностроительный завод" завершает изготовление и поставку первого комплекта технологической оснастки для изготовления и снаряжения корпусов маршевых двигателей ракеты (15Д206, 15Д207 и 15Д208), изготовлены и поставлены два комплекта стенда для отработки рулевых приводов системы отклонения головного отсека (один — для КБ "Южное", другой — для НИИ АП), начались бросковые испытания на ПМЗ. Разработка входила в этап наземной экспериментальной отработки.

Особенность этой разработки состояла в том, что в силу ее важности для страны, в руководящих органах возобладала тенденция по обеспечению постоянного внедрения в разработку ракет РТ-23 всех наработанных новых технических решений и предъявлению все новых более высоких требований к характеристикам разрабатываемых ракет. А изменение требований в процессе разработки неизбежно ведет к приостановке работ, возвращению к уже пройденным этапам и, как следствие, переносу конечных сроков выполнения работ.

Так случилось и в этот раз. 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 ББ и средств преодоления ПРО, устанавливаемых вместо части ББ. Назначался новый срок начала летных испытаний — I квартал 1982 г. В этом же постановлении кооперации разработчиков поручалось проведение полномасштабной ОКР по БЖРК с ракетой 15Ж52.

Основная тяжесть по развертыванию этих работ ложилась на головной проектный отдел 103, начальником которого с 1979 г. назначается Н. В. Цуркан, зарекомендовавший себя способным проектантом-конструктором жидкостных ракет.

В процессе дальнейшей разработки на ракете 15Ж44 был принят ряд принципиальных изменений. Одним из основных было применение жидкостной двигательной установки для разведения боевых блоков. К такому решению проектанты пришли через длительный анализ и противоборство технических и не совсем технических мнений — ведь все предыдущие ракеты легкого класса, как жидкие, так и твердые, рассматривались с твердотопливной ДУ разведения. Но для трехступенчатой твердотопливной ракеты 15Ж44, постоянно испытывающей дефицит энергетики, 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%).

Но у Заказчика применение жидкостной ступени разведения на межконтинентальной твердотопливной ракете вызывало опасение — ведь ракета, начиненная 100 тоннами твердого топлива, имела на борту 700 кг огнеопаснейшей жидкости и должна была в составе БЖРК преодолеть ~ 300 тысяч километров по железным дорогам страны. Заказчик серьезно опасался последствий возгорания компонентов жидкого топлива на маршрутах боевого патрулирования.

В сложном положении оказался Главный конструктор В. Ф. Уткин, отвечавший за важнейшую оборонную разработку. С одной стороны, сомнения Заказчика, да и не только Заказчика — руководство Министерства, поддерживаемое отдельными Главными конструкторами, также сомневалось в правильности такого решения, а с другой стороны — подлинный прорыв в разработке ракеты 15Ж44 в части обеспечения важнейших характеристик — максимальной дальности стрельбы, массы полезной нагрузки и района разведения боевых блоков.

В. Ф. Уткину постоянно приходилось принимать ответственные технические решения и затем на практике подтверждать правильность этого выбора. Так было и на этот раз — после всестороннего анализа опыта и возможностей КБ "Южное" Главный конструктор принял решение о применении жидкостной ступени разведения на ракете 15Ж44 и твердо отстаивал его на всех уровнях. Надо отметить, что это решение было без оговорок поддержано и директором ЦНИИмаш Ю. А. Мозжориным.

Формирование облика жидкостной ступени разведения и ее основных характеристик, определение требований по ее увязке с ракетой РТ-23 были осуществлены Ю. П. Брилевым, А. С. Морозовым, А. А. Карамяном, В. М. Седуновым, а разработка конструктивной схемы (мембранные баки, силовая конструкция и др.) — А. П. Матвиенко, В. В. Филяевым, В. Д. Буцом, В. Н. Куринным.

Двигательная установка разведения включала высокоэнергетичный многофункциональный жидкостной ракетный двигатель большой тяги с комбинированной системой подачи топлива (турбонасосной и вытеснительной) и многократным включением в полете, а также шестнадцатью жидкостными импульсными двигателями малой тяги. Удельный среднеинтегральный пустотный импульс тяги такой двигательной установки на участке доразгона и перенацеливания ББ составлял более 300 с, что позволило обеспечить высокую экономичность работы ступени разведения.

Разработка этой уникальной двигательной установки, удовлетворяющей всем предъявленным требованиям со стороны ракеты, была проведена коллективом КБ-4 под руководством Главного конструктора

A. В. Климова. Импульсные двигатели малой тяги, обеспечившие высокие маневренные возможности ступени при разведении ББ, были разработаны в НИИмаш (г. Нижняя Салда) под руководством Главного конструктора Е. Г. Ларина.

Разработка схемы многофункциональной двигательной установки была проведена В. Г. Курейчиком, Ю. П. Просвиряковым, Г. Г. Хохловым и В. В. Барышевым. Большой вклад в ее создание внесли Г. Г. Мартюхин, В. М. Передаренко, Д. С. Манягин, В. Н. Шнякин, В. Г. Переверзев,

B. С. Смирнов, Ю. П. Сальников, И. М. Кучма, Н. Г. Петренко, В. Я. Захаров, Н. А. Шмаков.

При разработке дополнения к эскизному проекту ракеты 15Ж44 в 1979-1980 гг. был проработан и внедрен ряд других технических решений, обеспечивающих повышение характеристик разрабатываемой ракеты, — разработка системы управления на базе новых комплекса командных приборов (ККП) и БЦВМ с использованием стойкой элементной базы, обеспечение сброса части приборов бортовой СУ после окончания работы маршевого двигателя второй ступени, улучшение энергетических характеристик маршевых двигателей (за счет увеличения степени расширения сопла, увеличения секундного расхода топлива, снижения коэффициента безопасности пластикового корпуса) и ряд других.

К моменту выпуска дополнения к эскизному проекту в подтверждение заложенных технических решений было обеспечено проведение трех ОСИ ДУ 15Д206 (первая ступень), двух ОСИ ДУ 15Д207 (вторая ступень) и трех ОСИ ДУ 15Д208 (третья ступень), завершение первого этапа бросковых испытаний ракеты и подтверждение на стендах КБ "Южное" и НИИ АП работоспособности схемы управления ракеты отклонением головного отсека.

Таким образом, после завершения этапа эскизного проектирования по стационарному комплексу (с учетом выпуска дополнения к ЭП) полученные характеристики разрабатываемой ракеты 15Ж44 были подкреплены солидным объемом экспериментальной отработки.

Эскизный проект по БЖРК с ракетой 15Ж52, разработанной на базе технических решений по ракете 15Ж44, был выпущен в июле 1980 г.

Результаты эскизного проектирования комплексов с ракетами 15Ж44 и 15Ж52 показали, что, несмотря на внедрение большого числа прогрессивных технических решений, все же не удается выполнить требования Заказчика в части обеспечения максимальной дальности стрельбы при установке на ракете 10 ББ заданной мощности. Эти требования не могли быть реализованы на том уровне развития. И только на этапе создания следующей модификации этих ракет — РТ-23 УТТХ — удалось их выполнить, обеспечив максимальную дальность стрельбы не менее 10 тыс. км при оснащении ракеты десятью боевыми блоками заданной мощности.

Необходимо отметить вклад разработчиков твердотопливных ракет, которые в условиях непрерывного изменения предъявляемых требований со стороны Заказчика организовывали поиск необходимых мероприятий по обеспечению заданных в ТТТ характеристик, тем самым продвигая вперед дело создания совершенных твердотопливных МБР. Такими самоотверженными специалистами являлись прежде всего проектанты-ракетчики головного проектного отдела — Ю. П. Брилев, А. Ф. Назаренко, В. И. Сорокин, Р. А. Усорова, В. А. Тихонский, A. В. Жженов и др., которые совместно с сотрудниками других подразделений выполняли поставленные перед ними задачи. Велик вклад в развитие твердотопливного направления ведущих конструкторов. Ведущими конструкторами-твердотопливниками в разные годы были Б. А. Ковтунов, В. П. Чеховский, Г. Д. Хорольский, В. В. Кошик, В. И. Иванов, В. Е. Маляревский, В. И. Резниченко, Е. Т. Шейко, А. П. Гаврилин,

B. К. Шестаков, Ю. Г. Пятин. Все они оставили свой след при создании твердотопливных ракетных комплексов разработки КБ "Южное".

Г. Д. Хорольский был Главным конструктором направления и с 1979 г. возглавлял группу ведущих конструкторов-твердотопливников.

Заслуживает высокой оценки работа В. П. Чеховского, который в 1978 г. был назначен ведущим конструктором комплекса и на протяжении более 15 лет оставался верен делу разработки стратегических твердотопливных комплексов.

Исключительно большое внимание было уделено экспериментальной отработке систем, узлов и агрегатов. Отделом 18, возглавляемым В. А. Шапошниковым, была разработана комплексная программа экспериментальной отработки. Учитывая, что ракета 15Ж44 отличалась от ранее разработанных ракет как способами управления полетом и разделения ступеней, так и по количеству примененных элементов пиротехники (не ради экзотики, а с целью упрощения конструкции и повышения энергетических характеристик за счет снижения веса), проектанты и конструкторы систем и узлов отнеслись к планированию отработки очень скрупулезно. Внесли тут свою лепту и аэродинамики, и тепловики, и баллистики, и, особенно, прочнисты.

Но эта скрупулезность имела и обратную сторону. По воспоминаниям ведущего конструктора В. П. Чеховского, когда вместе со специалистами завода В. М. Кульчевым, В. А. Туровым, Д. И. Подрезенко, П. В. Останиным, В. А. Ещенко были проанализированы представленные материалы и завод оценил свои возможности, то оказалось, что летные испытания ракеты можно будет начать в лучшем случае года через 2 после запланированного срока! Начались расчеты, подсчеты, сокращения, совмещения, деления на этапы (вместе с представителями Заказчика). И в конце концов все было увязано, представлено в соответствующих документах и можно было приступать к изготовлению материальной части.

При планировании наземной отработки учитывалось, что автономными испытаниями должны быть охвачены все вновь создаваемые, модернизируемые, дорабатываемые узлы и системы, а также заимствованные изделия, для которых изменены условия функционирования. О масштабах проведенной отработки говорят цифры — были проведены 29 видов статических, 25 функциональных, более десятка видов динамических и вибропрочностных испытаний узлов и агрегатов ракеты, плюс традиционные испытания элементов автоматики, жидкостной двигательной установки и твердотопливных двигателей первой и второй ступеней. А ведь каждое испытание — это своя документация, методики, инструкции со своими особенностями по подготовке и проведению испытаний на стендовых базах КБ "Южное", ПО ЮМЗ и ПМЗ.

Наиболее сложными с точки зрения подготовки и оценки проведенных испытаний явились функциональные испытания, в процессе которых проводилась отработка систем, обеспечивающих отделение, разделение, увод, преобразование геометрических форм узлов и изделий, происходящих на участках переходных процессов. С целью повышения качества, выработки единого методического подхода к постановке и оценке результатов экспериментов, в составе КБ-2 было организовано специальное подразделение — лаборатория 213 под руководством В. В. Лазаряна (с 1986 г. — зам. Генерального конструктора по наземной экспериментальной отработке), а затем В. А. Гонтаровского, в задачу которой входило расчетно-методическое и организационное обеспечение при проведении комплексных функциональных испытаний наиболее сложных технических решений, заложенных в конструкцию ракет РТ-23 и РТ-23 УТТХ.

Функциональные испытания, так называемые "ФИ", являющиеся завершающим этапом наземной экспериментальной отработки этих ракет, постоянно находились под контролем Генерального конструктора В. Ф. Уткина и руководства Минобщемаша, так как должны были обеспечить объективное подтверждение надежности работы сложнейших и потому потенциально аварийноопасных систем ракеты перед выходом ее на наиболее ответственный этап — летные испытания.

Большой вклад в проведение "ФИ" внесли: И. Я. Киорчев, А В. Нагорный, В. Н. Свиридов, В. Д. Середа, В. Ф. Водолазов, Е. И. Шевцов, Ю. Н. Жедик, В. Н. Куринной, А Л. Комиссарчик, С. В. Николаев, В. Б. Байда, А. А Макаренко, А. А. Олесиюк, С. И. Ерофеев, В. В. Нагаев, С. М. Онищенко и др.

На ракете 15Ж44 впервые в практике КБ "Южное" были применены детонирующие удлиненные заряды (ДУЗы) для разделения ступеней, отделения ракеты от ТПК и поддона. А все эти решения требовали наземной отработки.

По результатам испытаний в конструкцию ракеты были внесены изменения, способствующие повышению надежности.

Так, по результатам проведения испытаний:

"отделение обтекателя" (ФИ-4) — была изменена циклограмма, повышена энергетика ПАДов;

"надувной наконечник" (ФИ-10) — уточнена расходная характеристика ПАДа, изменена технология изготовления мембраны, ужесточены требования к материалу мембраны;

"отделение ББ" (ФИ-18) — изменена циклограмма отделения, полностью переделан стык блока с платформой.

Особенно сложными были функциональные испытания системы отклонения головного отсека (ФИ-24). Испытания проводились более года как в КБ "Южное", так и в НИИ АП с реальной аппаратурой СУ согласно методическому плану, разработанному под руководством начальника отдела 125 И. М. Игдалова. Постоянными участниками функциональных испытаний были разработчики электрических схем и приборов управления из отдела 53, возглавляемого В. А. Петровым — Л. Н. Попова, А. Г. Козлов, М. Ф. Журавлев, В. М. Рябова, З. Н. Сергачева, Л. И. Чеховская, Г. М. Давиденко и др.

Говоря о функциональных испытаниях, следует назвать тех, кто линии проектных чертежей воплощал в конструкторскую документацию, выхаживал в цехах детали, узлы, сборки, был непременным участником испытаний сконструированных изделий, кто обеспечивал испытания собранной в цехе главной сборки ракеты вплоть до момента ее старта.

Вот имена основных исполнителей из отделов КБ-2, давших путевку в жизнь оригинальным решениям, заложенным в конструкцию ракет 15Ж44, 15Ж52, 15Ж61 и 15Ж60:

— разработка пневмогидравлической схемы жидкостной ДУ разведения, ее конструктивная реализация и отработка — И. Г. Писарев, В. И. Бебешко, Б. А. Шевченко, Г. С. Кудрявцев, Л. А. Осташев, М. С. Алимамедов, В. Д. Огир, Л. Н. Громов, Т. К. Каримов, С. С. Киселев, И. В. Политико, И. Г. Кутахин и др;

— разработка конструкторской документации и участие в отработке карданного узла головного отсека — А. А. Романюта, А. А. Еременко, Н. Ф. Черкасов, А. Г. Машкин, В. Б. Заславский, В. И. Лонский, Г. С. Кудрявцев;

— разработка совместно с Днепропетровским институтом технологии эластомерных материалов (ДИНТЭМ) и отработка опорных элементов ракеты в ТПК — В. Н. Кулаков, Р. В. Варламов, В. В. Дзюба, А. В. Прокопенко, Ю. П. Дымковец, В. А Михайлов, А И. Алешко, Н. А Акаев, Л. М. Тылис;

— разработка и отработка узлов стыка ступеней с применением компенсационных элементов — Н. Г. Смертин, В. П. Бородатов;

— разработка конструкторской документации и отработка задонной части ракеты — О. В. Хатетовский, Ю. С. Ефремов, М. Е. Брехаря, А. А. Никитин, В. Ф. Протопопов, А. Д. Авельцев;

— разработка и отработка кассеты со сбрасываемым прибором СУ — В. И. Песоцкий, Г. Н. Аржанова, Ю. Р. Погребной, В. И. Ильченко, A. Л. Грищенко;

— проектирование, разработка конструкторской документации и отработка пироотсекателей и механических ножей для разрезки кабелей между ступенями, а также платы разделения электросоединителей — B. И. Титов, С. Н. Архангельский, Р. С. Архангельская, З. В. Стадниченко;

— разработка конструкторской документации и участие в отработке надувного наконечника обтекателя, механизма отделения тяг обтекателя и самоустанавливающихся узлов для крепления боевых блоков — А. С. Шулика, А. А. Романюта;

— разработка уникальных по плотности монтажа чертежей на установку аппаратуры систем управления и измерений в обтекателе и телеметрических фермах, а также монтажа кабельной сети — А. А. Вередченко, Л. Г. Боков, В. И. Сазонов, В. М. Валко, И. Д. Бураковский, М. П. Щеглов, А. В. Трошков, И. Г. Дашевский, Н. Г. Колесник, А. Г. Тамамшев, В. П. Кононов, О. Б. Иванова, Н. М. Бигун.

Особый груз ответственности лежал на отделе 201, возглавляемом Ю. Б. Ивановым, который, будучи председателем комиссии по проведению функциональных испытаний, исключительное внимание уделял организации и проведению испытаний на всех объектах, где они проводились, и, особенно, в ПМЗ, проведя там в общей сложности около 2-х лет. Специалисты отдела Г. И. Калинин, А. П. Литвин, Р. В. Варламов, А. Я. Стеценко, П. Г. Смертин и др., являясь непосредственными разработчиками конструкторской документации, в то же время были постоянными и полномочными представителями КБ "Южное" в сборочных цехах ЮМЗ и ПМЗ, участвовали в примерочно-отладочных, транспортировочных, летно-конструкторских испытаниях ракет.

Большую роль в успешной работе, выполняемой подразделениями КБ-2, играло четкое руководство со стороны Главного конструктора М. И. Галася, его ближайших помощников — Е. А. Ерофеева, И. Г. Писарева, С. Н. Конюхова. Этому способствовало сочетание опыта конструктора-практика Е. А. Ерофеева, глубоких теоретических знаний И. Г. Писарева и широкого научно-технического кругозора и умения работать с кооперацией С. Н. Конюхова.

Сегодня можно с гордостью сказать, что благодаря продуманной проектантами и конструкторами и тщательно проведенной испытателями наземной отработке в процессе проведения летно-конструкторских испытаний ракет 15Ж44, 15Ж52, 15Ж61, 15Ж60 не было аварий из-за отказа конструктивных узлов ракеты.

Учитывая результаты работ, постановлением правительства от 19.12.1981 г. создается Государственная комиссия по проведению Государственных совместных летных испытаний комплексов с ракетами 15Ж44 и 15Ж52 (председатель — заместитель Главкома РВСН генерал-полковник Г. Н. Малиновский, заместитель председателя, технический руководитель испытаний — Генеральный конструктор В. Ф. Уткин). В дальнейшем под руководством этой же Госкомиссии проводились летные испытания ракет 15Ж61 и 15Ж60.

Первый пуск ракеты 15Ж44 состоялся 26 октября 1982 г. на полигоне Плесецк. Его можно охарактеризовать как частично успешный — три ступени ракеты отработали нормально и подтвердили работоспособность системы отклонения головного отсека, отказ произошел из-за выхода из строя питателя "О" двигательной установки ступени разведения в начале участка разведения. Но задачи пуска были выполнены — были подтверждены работоспособность систем пусковой установки, решения по минометному старту, отделению поддона и минометному разделению всех ступеней ракеты. На "отлично" сработали все маршевые двигатели ракеты. Но самое главное — была не на бумаге и не на стенде, а в условиях реального пуска подтверждена работоспособность принятого способа управления полетом второй и третьей ступеней за счет отклонения головного отсека.

Это была победа! Победа тех, кто целых 6 лет, не обращая внимания на неверие и сомнения, преодолевал различные трудности, воплощал и воплотил в реальность разработку ракеты РТ-23.

Второй пуск, проведенный 28 декабря 1982 г., был полностью успешным. Далее пуски проводились с переменным успехом — из восьми пусков четыре были успешными, а четыре — аварийными. Хотя для оценки характеристик ракеты и комплекса было выделено 10 ракет, но, учитывая, что в это время уже начали разворачиваться работы по созданию более перспективных комплексов на базе ракеты РТ-23 УТТХ, работы по стационарному комплексу с ракетой 15Ж44 были остановлены (решение Совета Обороны от 10 февраля 1983 г.).

РДТТ ДЛЯ МОРСКОЙ РАКЕТЫ

16 сентября 1973 г. вышло постановление правительства № 692-222 о создании нового ракетного комплекса Д-19 системы "Тайфун" в составе тяжелого ракетного подводного крейсера, вооруженного двадцатью твердотопливными ракетами 3М65, оснащенными РГЧ с десятью боеголовками индивидуального наведения. Головным разработчиком ракеты являлось СКБ-385 (Главный конструктор В. П. Макеев). Разработка ДУ первой ступени ЗД65 поручалась КБ "Южное", учитывая его опыт в разработке двигателя 15Д15 для ракеты 8К99 и задел по твердотопливным двигателям, ранее разработанным совместно с НПО "Алтай" (директор Я. Ф. Савченко), а также мощную производственную базу — ЮМЗ и ПМЗ.

Постановлению о разработке ДУ 3Д65 предшествовало Решение ВПК от 22 февраля 1973 г., которым КБ "Южное" предписывалась разработка технического предложения на комплекс РТ-23 с ракетой 15Ж44 с унификацией двигателей первых ступеней ракет 15Ж44 и 3М65. Полной унификации добиться не удалось, но многие конструктивные решения по ДУ ЗД65 были использованы в создании двигателя 15Д206 для ракеты 15Ж44.

Двигатель 3Д65 был на тот период самым крупным из отечественных твердотопливных двигателей — диаметр 2,4 м, масса заряда — 48 т.

В разработку двигателя закладывались самые прогрессивные на то время решения. Прежде всего, это относилось к корпусу РДТТ. Использовавшаяся прежде технология изготовления корпусов маршевых РДТТ в виде пластиковой цилиндрической трубы с массивными металлическими днищами и узлами стыка не позволяла в полной мере использовать преимущества высокопрочных композитов. В разработку корпуса нового двигателя закладывалась технология типа "кокон" с вымываемой полимерно-песчаной оправкой. Разработку корпуса для двигателя 3Д65 вело КТБ (Главный конструктор В. Д. Протасов), серийное производство поручалось заводу "Пластмасс" (г. Сафоново). Силовая оболочка корпуса изготавливалась из высокопрочного органоволокна СВМ, для закладных элементов днища использовался титановый сплав ВТЗ-1.

Реальной конструкции поворотного сопла на тот момент не существовало, поэтому в конструкции двигателя была применена схема соплового блока — стационарное сопло с восемью попарно расположенными в плоскостях стабилизации клапанами вдува, обеспечивавшими управляемость по всем каналам управления (авторы Н. С. Голубенко, B. Т. Перехрест, Г. М. Галимов и др.). Система "вдува" могла обеспечить высокие динамические характеристики ракеты.

Заряд смесевого твердого топлива с внутренним каналом звездообразной формы разработки НПО "Алтай" обеспечивал программированный спад тяги в течение ~17 с, что позволяло успешно решить проблему управляемости ракеты перед разделением ступеней.

В ДУ 3Д65 были применены и другие конструкторские решения, обусловленные спецификой ее применения в составе ракеты морского базирования — полная герметизация ДУ для предотвращения попадания в нее морской воды, предстартовый наддув воздухом внутренней полости двигателя с целью компенсации действующих на наружную поверхность корпуса внешних гидродинамических нагрузок во время минометного старта ракеты из шахты ПЛ и др.

Для отработки основных решений был создан уменьшенный аналог двигателя — 3Д65Б, обеспечивавший все расходнотяговые характеристики штатного двигателя в первые восемь секунд работы, включавшие в себя старт из шахты ПЛ и всех операций, связанных с этим переходным участком движения ракеты.

Стендовая отработка этого двигателя началась в 1975 г., а с октября 1977 г. на полигоне ВМФ в г. Балаклаве проводились бросковые испытания ДУ 3Д65Б в составе макета ракеты с экспериментальной ПЛ в надводном и подводном положениях, в условиях, максимально приближенных к штатным. Эти испытания обеспечивала группа специалистов КБ "Южное" под руководством А. И. Остапенко: Н. А. Шмаков, Г. И. Шейнин,

C. К. Долгих, Н. М. Чигринец, В. В. Кондаков, В. В. Величко. Весь этап испытаний прошел без замечаний к ДУ.

Летные испытания ракеты начались 28 января 1980 г. пуском с наземного стенда на полигоне ВМФ в г. Северодвинске. Государственную комиссию возглавлял вице-адмирал Н. И. Баравенков, заместителем председателя и техническим руководителем испытаний был В. П. Макеев, техническим руководителем от КБ "Южное" — В. И. Кукушкин. Для летных испытаний было выделено 35 ракет — 20 для пусков с наземного стенда и 15 — из ПЛ.

Начало летных испытаний было драматичным: первые пять пусков подряд с аварийным исходом. Причины аварий не походили одна на другую — "перепут" цепей пиротехники, отказ бортовой кабельной сети, конструктивные недостатки БИМа второй ступени, разрушение седла клапана вдува 3Д65. В напряженной обстановке анализировались причины аварий, принимались необходимые меры. Наконец 27 декабря 1980 г. был произведен успешный пуск, и стало ясно, что ракета может летать.

В процессе летных испытаний продолжалась стендовая отработка двигателя ЗД65. В конструкцию ДУ вносились изменения, главным образом, связанные с работой клапанной группы системы вдува. КБ "Южное" с привлечением специалистов ЦНИИмаш, НИИТП, ЦНИИМ, ИПМ и ИПП АН УССР, УЗКТЖМ совершенствовало конструкцию и повышало надежность работы клапанной группы за счет уточнения методик расчета температурных полей, экспериментальной проверки различных вариантов, оценки влияния на работоспособность деталей неоднородности структуры материала и др. В результате был выбран новый, более надежный конструктивный вариант, внедрены мероприятия по стабилизации параметров исходного материала, отработана технология изготовления и контроля деталей, и, таким образом, проблема клапанной группы была решена.

Летные испытания комплекса продолжались до 1982 г. Всего было проведено 33 пуска, из них 8 — с аварийным исходом. Все пуски с экспериментальной ПЛ были успешными. Испытания закончились 12 декабря 1982 г. так называемым "квартетом" — четыре пуска одновременно — две ракеты по району "Акватория" и две — по району "Кура".

В 1983 г. ракета 3М65 была принята на вооружение ВМФ.

Большой вклад в создание уникального маршевого РДТТ 3Д65 внесли многие подразделения КБ "Южное" — КБ-5 (отделы, руководимые

B. А. Супруненко, В. М. Омельницким, В. И. Малиным, А. А. Чалым, А. С. Кириченко), КБ-4, КБ-6, комплексы № 2, 3, 9. Среди специалистов этих коллективов необходимо отметить В. М. Аверкина, В. С. Голикова, Н. С. Голубенко, В. Я. Гудырю, Н. Г. Деревянко, В. Г. Енотова, В. В. Еремееву, C. Г. Кабанова, В. С. Кабакова, В. Ф. Калева, Ю. М. Крамаренко, И. Ф. Ларионова, В. Г. Лисниченко, А. В. Миткалева, Н. Ф. Пономаренко, Г. В. Рябова, Е. П. Семенова, В. И. Сидова, А. Т. Скочко, Э. Ф. Соколова, Д. С. Тишина, А. М. Тонконоженко, Г. А. Усенко, Н. П. Ушкина, В. С. Фоменко, Ю. Н. Шевлякова, С. В. Ярлыкова и многих других.

Большая организационно-техническая работа проводилась главным конструктором КБ-5 В. И. Кукушкиным, его заместителями А. А. Макаровым, А. А. Спиваком, Н. Н. Перминовым, ведущими конструкторами КБ-5 И. П. Балицким, С. В. Бородиным, В. С. Каменчуком, В. Е. Мулявой, а также специалистами ПМЗ В. М. Шкуренко, О. С. Шкуропатом, М. И. Звягинцевым, Ю. И. Иваненко, В. Г. Калининым, Д. Б. Коганом, Н. Г Лукашовым, Н. В. Свириденко, А. К. Сербиным, Н. Г. Смык и др.