[ezup]

Базирование:
Шахтная ПУ
Система управления:
Программное управление
Боевая часть:
Спецбоеприпас
Применение:
Стратегические
Страна:
Россия
Дальность:
10450 км.
Год разработки:
1988 г.



Постановлением правительства СССР № 484-166 от 23 июня 1976 г. КБ "Южное" поручалось начать полномасштабную разработку стационарного ракетного комплекса 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. Созданию комплексов РТ-23 руководством страны придавалось очень большое значение. 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 БРПЛ 3М65, конструкция ракеты обеспечивала повышенную стойкость к воздействию ПФЯВ, 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, двигатели второй и третьей ступеней выполнялись со складывающимися сопловыми насадками для сокращения общей длины ракеты, боевое оснащение ракеты — моноблочная ГЧ, для построения боевых порядков применялась ступень разведения на базе твердотопливного двигателя "тянущей" схемы, разрабатывался надувной наконечник обтекателя и пр. Были уточнены массогабаритные характеристики разрабатываемой ракеты. Хотя разработчики понимали, что принятые характеристики ракеты были достаточно напряженными для выполнения, однако результаты первых проработок оказались неожиданными — от подразделений КБЮ и от смежных организаций стали поступать неутешительные результаты Реализуемая стартовая масса ракеты существенно превышала заданную, требовалось проведение очень большого числа стендовых испытаний. На переходных участках активного полета при разделении ступеней не обеспечивалась управляемость ракеты. Первоначально прорабатываемые варианты управления полетом ракеты не обеспечивали необходимой эффективности, приводили к существенному усложнению конструкции, увеличению габаритов и стартовой массы. Необходимо было искать новый способ управления. Незадолго до этого в одном из отделов КБЮ группа энтузиастов занималась исследованием принципиально нового способа управления ракетой путем поворота головного отсека в двухстепенном карданном шарнире. 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 обратилось к новой перспективной идее. 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 конструкцию ракеты 15Ж44 было внедрено много других оригинальных технических решений - надувной головной обтекатель, минометное разделение ступеней и пр.
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 ракеты MX. При этом отмечалось, что разрабатываемая ракета 15Ж44 существенно уступает ракете MX по ряду показателей, определяющих боевую эффективность комплекса (стойкость к ПФЯВ, 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, пониженные значения удельного импульса двигателей ракеты. 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". 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.
Тем временем, не снижая темпов, продолжалась разработка ракеты 15Ж44. Особенность этой разработки состояла в том, что в силу ее важности для страны, в руководящих органах возобладала тенденция по обеспечению постоянного внедрения в разработку всех наработанных новых технических решений и предъявлению все новых более высоких требований к характеристикам разрабатываемых ракет, что неизбежно вело к приостановке работ, возвращению к уже пройденным этапам и, как следствие, переносу конечных сроков выполнения работ. 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 боевых блоков (ББ) и средств преодоления ПРО, устанавливаемых вместо части ББ. Назначался новый срок начала летных испытаний — I квартал 1982 г. При разработке дополнения к эскизному проекту ракеты 15Ж44 в 1979-1980 гг. был проработан и внедрен ряд технических решений, обеспечивающих повышение характеристик разрабатываемой ракеты. Одним из основных было применение жидкостной двигательной установки для разведения боевых блоков. Результаты эскизного проектирования комплексов с ракетой 15Ж44 показали, что на том уровне развития отечественных техники и технологий не удается выполнить требования Заказчика в части обеспечения максимальной дальности стрельбы при установке на ракете 10 ББ заданной мощности.
Первый пуск (частично успешный) ракеты 15Ж44 состоялся 26 октября 1982 г. на полигоне Плесецк. Второй пуск, проведенный 28 декабря 1982 г., был полностью успешным. Из восьми пусков четыре были успешными, а четыре — аварийными. С учетом того, что в это время уже начали разворачиваться работы по созданию более перспективных комплексов на базе ракеты РТ-23УТТХ, работы по стационарному комплексу с ракетой 15Ж44 были остановлены (решение Совета Обороны от 10 февраля 1983 г.).
В конце 70-х — начале 80-х гг. разработка боевых ракетных комплексов на базе твердотопливных ракет складывалась так, что параллельно с созданием комплексов на базе ракеты РТ-23 (15Ж44 и 15Ж52) КБ "Южное" и организации-соисполнители получают задание (постановление правительства от 1 июня 1979 г. № 514-175) начать разработку ракеты РТ-23 с улучшенными тактико-техническими характеристиками (РТ-23УТТХ) и комплексов на ее основе. Этим же постановлением определяются головные разработчики комплексов: КБ "Южное" — по шахтному и железнодорожному комплексам, МИТ — по грунтовому комплексу. Для развертывания работ по ракете РТ-23УТТХ на Совете Главных конструкторов был согласован план работ по обеспечению дальнейшего улучшения ТТХ ракеты РТ-23. Предложенные на Совете мероприятия по улучшению характеристик ракеты РТ-23 легли в основу вышедшего 27 декабря 1979 г. решения ВПК № 339. Этим же решением определялись сроки разработки (выпуск эскизного проекта — IV квартал 1982 г., начало летных испытаний — IV квартал 1984 г.).
В апреле 1980 г. Минобороны выдало ТТТ на разработку ракеты для базирования в трех видах старта: шахтном, железнодорожном и грунтовом. Обобщая результаты проведенных в 1980-1982 гг. в обеспечение создания ракеты РТ-23 УТТХ проектно-конструкторских и экспериментальных работ, Совет Главных конструкторов (сентябрь 1982 г.) отметил, что полное выполнение предъявленных требований возможно только при условии увеличения энергетики базовой ракеты РТ-23 на ~30%, необходимых для повышения основных характеристик разрабатываемой ракеты. Однако реализация соответствующих мероприятий потребовала бы большого объема отработки и повторения в полном объеме всех этапов отработки двигателей и ракеты в целом. Обеспечение готовности к выходу на летные испытания не позднее чем в IV квартале 1985 г. представлялось возможным только путем последовательного наращивания уровня требуемых характеристик (в первую очередь по стойкости к ПФЯВ) при сохранении уже разработанных принципиальной и конструктивно-компоновочной схем ракеты РТ-23 и с использованием в двигателях второй и третьей ступеней новых, более эффективных топлив, а также при улучшении массовых характеристик ББ, СУ, корпусов двигателей и ракеты в целом. Эскизный проект по ракете РТ-23 УТТХ был выпущен в ноябре 1982 г. В его разработке принимал активное участие МИТ как головная организация по подвижному грунтовому комплексу с ракетой РТ-23 УТТХ.
Разработка термоядерного заряда для боевого оснащения РГЧ ИН МБР РТ-23 и РТ-23 УТТХ также отличалась сложным и противоречивым характером, связанным с трудностями работ по ракете в КБЮ и с жесткими требованиями заказчика. В соответствии с директивными документами ВПК и Минобороны, обязывающих Минсредмаш осуществить разработку боевого оснащения для МБР РТ-23, во ВНИИЭФ был в этих целях разработан термоядерный заряд, который был успешно испытан в 1979 году. В январе 1982 года на совместном совещании научно-технического руководства КБЮ и ВНИИЭФ было принято решение об улучшении компоновочных параметров заряда для МБР РТ-23 и снижении массы ББ за счет комплексной оптимизации заряда, корпуса ББ и уменьшении веса автоматики при обеспечении требуемого ограничения по миделю блока. Во ВНИИЭФ был разработан и в 1984 году успешно испытан заряд с узким миделем, принятый позднее в составе ракетного комплекса на вооружение.
Постановление правительства № 768-247 о создании ракетного комплекса РТ-23 УТТХ с единой ракетой для трех видов базирования (подвижного — железнодорожного и грунтового, стационарного—шахтного высокой защищенности) вышло 9 августа 1983 г., а в ноябре этого же года совместным решением Минобороны, Минобщемаша, Миноборонпрома и Минсредмаша уточняются сроки создания единой ракеты. В апреле 1984 г. Минобороны выдало разработчикам комплексов на базе ракет РТ-23УТТХ уточненные ТТТ, которые уже однозначно определили, что единая ракета разрабатывается с учетом отдельных конструктивных и схемных отличий, обусловленных особенностями эксплуатации и боевого применения в составе подвижных и стационарного комплексов.
Была принята стратегия разработки комплексов и ракет для них, которая предлагалась КБЮ:

• в первую очередь должны разрабатываться с учетом сжатых сроков — (начало серийного изготовления с 1986 г.) ракета для БЖРК 15Ж961 и ракета для грунтового комплекса 15Ж62. В ракетах используются основные технические решения, отработанные на ракете 15Ж52, стойкость конструкции ракеты к поражающим факторам ЯВ обеспечивается на уровне, оптимальном для подвижных стартов. Постановлением Правительства БЖРК с ракетой 15Ж961 был принят на вооружение Советской Армии в ноябре 1989 года. К этому времени значительная часть группировки уже была поставлена на боевое дежурство в позиционных районах. Что касается разрабатываемого МИТ грунтового подвижного комплекса с ракетой 15Ж62 (тема «Целина-2») и двенадцатиосным тягачом МЗКТ-7906, то его разработка была прекращена, так как стало очевидным, что такой комплекс не сможет обеспечить необходимых характеристик по боевой эффективности;
• ракета для стационарного старта 15Ж60 разрабатывается, исходя из срока начала серийного изготовления (с 1987 г.), должна обеспечивать верхний уровень характеристик стойкости к ПФЯВ.

Разработка ракеты для стационарного комплекса 15Ж60 проводилась вслед за ракетой для железнодорожного комплекса 15Ж961 и началась она выпуском в третьем квартале 1984 г. КБ "Южное" и смежными организациями дополнительных проектных материалов, представляющих собой эскизный проект по стационарному шахтному комплексу с ракетой, разрабатываемой применительно к требованиям, сформулированным Заказчиком для комплекса стационарного базирования высокой живучести. В конце 1984 г. проектные материалы были рассмотрены и одобрены Минобщемашем и Заказчиком. С 1985 г. кооперацией, возглавляемой КБЮ, началось развертывание полномасштабной ОКР по созданию комплекса 15П060. В процессе проектно-конструкторских работ был сформирован и пошел в дальнейшую разработку технический облик ракеты для шахтного базирования — твердотопливная МБР легкого класса со стартовой массой ~ 104,3 т, доставляющая десять ББ второго уровня стойкости к назначенным целям, имеющая повышенный уровень стойкости к ПФЯВ; боевой ракетный комплекс, обеспечивающий пуск ракеты без задержки на нормализацию внешней обстановки при многократном ядерном воздействии по соседним объектам БРК и при высотной ядерной блокировке позиционного района, а также с минимальной задержкой при непоражающем ядерном воздействии непосредственно по пусковой установке.
Высокие характеристики ракеты 15Ж60 по обеспечению повышенного уровня стойкости к ПФЯВ были достигнуты за счет:

• использования защитного покрытия новой разработки, наносимого на наружную поверхность корпуса ракеты и обеспечивающего комплексную защиту от ПФЯВ;
• применения СУ, разработанной на элементной базе с повышенной стойкостью и надежностью;
• нанесения на корпус герметичного приборного отсека, в котором размещалась аппаратура СУ, специального покрытия с высоким содержанием редкоземельных элементов;
• применения экранировки и специальных способов укладки бортовой кабельной сети ракеты;
• введения специального программного маневра ракеты при прохождении облака наземного ЯВ.

Летные испытания ракеты 15Ж60 проводились на полигоне Плесецк. Для проведения летных испытаний на полигоне были сооружены четыре пусковые установки ("Южная-1", "Южная-2", "Светлая-1" и "Светлая-2"). Расположение этих ПУ выбиралось таким образом, чтобы обеспечить использование выделенных районов падения для первых ступеней при стрельбе на любую дальность. Площадки "Южная-1" и "Южная-2" были введены в эксплуатацию в 1986 г., "Светлая-2" — в 1987 г. и "Светлая-1" — в 1988 г. Для проведения пусков ракет использовались ПУ площадок "Южная-1", "Южная-2" и "Светлая-2". Из ПУ площадки "Светлая-1" пуски не проводились, она использовалась для отработки отдельных элементов комплекса по специальным программам.
Первый пуск ракеты 31 июля 1986 г. с площадки "Южная-1" был успешным. Пуск ракеты 2Л был аварийным; причина аварии - отказ СУ на начальном участке движения. Пуск ракеты 5Л — также аварийный из-за отказа бортовой СУ. С целью исключения причин, вызвавших отказы СУ, разработчиком были проведены ее доработки, эффективность которых была полностью подтверждена дополнительной наземной отработкой на комплексном стенде и последующими пусками. Аварийным стал и пуск 4Л — разрушился вкладыш соплового блока двигательной установки первой ступени. В результате проведенного тщательного анализа была выявлена причина отказа и проведена доработка соплового блок. Большая работа, проделанная организациями-разработчиками принесла свои положительные результаты — больше аварийных исходов при пусках ракет 15Ж60 не было. Финальный запуск по программе испытаний проведен 26 сентября 1988 года. Всего в ходе государственных совместных летных испытаний было запущено 16 ракет. По результатам ГСЛИ был выпущен отчет Государственной комиссии с рекомендацией о принятии комплекса на вооружение. Последний пуск МБР 15Ж60 — ракеты 8Л, прошедшей транспортировочные испытания — был проведен 1 ноября 1989 г. в район "Акватория" с положительным результатом. В статистику он вошел как зачетный пуск партионной ракеты, проведенный с пусковой установки "Светлая-2".
На опытно-боевое дежурство первые МБР были поставлены с 19 августа 1988 года в 46-й Нижнеднепровской Краснознаменной ордена Октябрьской Революции ракетной дивизии (г. Первомайск, Николаевская область, УССР). Развертывание шло быстрыми темпами - к концу года на боевом дежурстве находилось уже 20 ракет. Можно считать выдающимся достижением тот факт, что при начальном отставании уровня разработок в 10 лет и более МБР 15Ж60 была поставлена на боевое дежурство менее чем с двухлетним отставанием от американской МБР MX (LGM-118A). В 1989 году развертывание в первом позиционном районе было продолжено, в том же году было начато развертывание новой МБР во втором позиционном районе - в 60-й Таманской Краснознаменной ордена Октябрьской Революции ракетной дивизии имени 60-летия СССР (г. Татищево, Саратовская область, РСФСР). Новая ракета сменяла в обоих районах развертывания МБР УР-100Н УТТХ (15А35). 28 ноября 1989 года комплекс был принят на вооружение Советской Армии. К концу 1989 года в обоих позиционных районах было развернуто уже 56 ракет (46 в 46-й и 10 в 60-й дивизиях). Однако, начиная с 1990 года, несмотря на то, что не менее 8 ракет были изготовлены на ПМЗ и подготовлены к отправке в позиционные районы, развертывание МБР было прекращено - руководством СССР была принята новая оборонная доктрина, которая наряду с государственной программой конверсии оборонной промышленности и консультативно-договорным процессом с США, наложившимся на политико-экономические трудности, делала нежелательным развертывание в больших количествах новых ракет даже взамен старых.
В июле 1991 года был подписан договор СНВ-1, а к ноябрю 1991 года процесс распада СССР фактически принял необратимый характер. После формального распада СССР в декабре 1991 года производство новых МБР на ПМЗ было полностью прекращено, ракеты, развернутые на территории Украины, подлежали снятию с боевого дежурства и уничтожению в рамках международных договоров. В 1993-1994 годах все МБР на территории Украины были сняты с боевого дежурства, а снятые с ракет ББ затем были вывезены в Россию для утилизации. В 1998-2001 годах был осуществлен второй этап - все 46 "украинских" МБР 15Ж60 были извлечены из ШПУ ОС. В 1999-2002 годах все МБР (включая те, что так и не были поставлены на боевое дежурство), были разобраны и утилизированы. ШПУ ОС были взорваны кроме одной, служащей для музейных целей.
Жизненный цикл МБР, развернутых на территории РФ, также был недолгим - от продления (по примеру МБР 15Ж961 ) гарантийного срока до 15 лет решено было отказаться и к концу 2001 года все 10 МБР были извлечены из ШПУ и отправлены на утилизацию. В ШПУ ОС после модернизации с присвоением обозначения 15П765-60 были развернуты новейшие МБР РТ-2ПМ2 "Тополь-М" (15Ж65). «Визави» МБР 15Ж60 - американская МБР MX - была в 2002-2005 годах также снята с вооружения.
Оценивая БРК 15П160, можно отметить, что впервые в отечественной практике был разработан высокоэффективный стационарный ракетный комплекс четвертого поколения с новейшей твердотопливной МБР, оснащенной РГЧ ИН с 10 ББ, обеспечивающий гарантированный ответно-встречный удар, в том числе и в условиях непосредственного ядерного воздействия по позиционному району.
На западе ракета 15Ж60 получила обозначение SS-24 "Sсаlреl" Моd 2. Наименование по СНВ-1 - РС-22Б.

Состав



Ракета 15Ж60 (см.схему) маршевых ступени и ступень разведения боевых блоков. Отделение головного обтекателя осуществлялось после прохождения зоны высотных блокирующих ЯВ. На ракете 15Ж60 были сохранены отработанные на ракетах 15Ж44 и 15Ж52 схемные и конструктивные решения по управлению полетом II и III ступеней отклонением головного отсека, минометному разделению ступеней, отделению боевой ступени и разведению элементов боевого оснащения. Минометное разделение ступеней обеспечивалось за счет наддува газом от порохового аккумулятора давления межступенного объема и поперечного деления соединительного отсека удлиненным кумулятивным зарядом. Такая конструкция гарантировала безударное разделение ступеней и обеспечивала максимальную плотность компоновки межступенной части ракеты. Двигательные установки (ДУ) ракеты разрабатывались, в основном, в рамках кооперации, сложившейся на этапе создания комплексов с ракетами 15Ж44 и 15Ж52. Маршевые РДТТ ракеты 15Ж60 (второй уровень стойкости) разработаны с учетом повышенных требований по энерговооруженности, величине управляющих усилий (15Д305, ДУ-I) и степени защиты от ПФЯВ (15Д339, ДУ-II; 15Д291, ДУ-III). Для двигателей МБР 15Ж60 и 15Ж961 созданы топлива третьего и четвертого поколений на основе нового бесхлорного окислителя АДНА. Комплекс фундаментальных работ по созданию и внедрению АДНА как одного из энергоемких и экологически чистых окислителей, проведенных в содружестве с институтами Академии наук, высшей школы и отраслевыми институтами, явился крупным отечественным научным и техническим достижением, более чем на 20 лет опередившим мировой уровень в области энергетики ракетных топлив. В рецептуре топлива в этих ракетах впервые применено принципиально новое высокоэффективное горючее – гидрид алюминия.
В ходе работ по созданию маршевых РДТТ МБР 15Ж60 и 15Ж961 были разработаны новые конструкционные, теплозащитные и эрозионностойкие материалы, в том числе высокопрочные органические и высокомодульные углеродные волокна, углеродные композиции с 2-х и 3-хмерной ориентированной матрицей, высокопрочные термостойкие клеи, отработаны технология изготовления и методы неразрушающего контроля качества, созданы новые топлива с уникальными энергетическими и эксплуатационными характеристиками и оптимальные формы зарядов на их основе. Впервые в отечественной практике разработаны корпуса ДУ из органоматериала СВМ, обладающего высокой удельной прочностью, что способствовало повышению энергомассового совершенства ракет.
Это позволило создать и внедрить к использованию:

• 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;
• сопловые насадки из углерод-углеродного материала;
• поворотное управляющее сопло на основе эластичного шарнира;
• хвостовой отсек из конструкционного углепластика.

Первая ступень состояла из маршевого РДТТ 15Д305, хвостового и соединительного отсеков. В принципиально новом двигателе I ступени разработки КБЮ и производства ПМЗ было применено более высокоэнергетическое (по сравнению с МБР 15Ж961) смесевое твердое топливо типа "ОПАЛ" - разработчик ЛНПО "Союз". заряд твердого топлива имел канал звездообразной формы и являлся прочноскрепленным с корпусом двигателя. Были форсированы на 30% расходно-тяговые характеристики по сравнению с двигателем 15Д206 первой ступени ракеты 15Ж961, что обусловило повышение давления в камере сгорания до 100 кгс/см2, а также применено в качестве органа управления вектором тяги центральное, частично утопленное в камеру сгорания, многопозиционное (круговая диаграмма создания управляющего усилия Рупр. по каналам тангажа и рыскания) качающееся управляющее сопло с разъемом в дозвуковой части, изготовленное из композиционных углерод-углеродных материалов, с использованием в качестве подвески поворотной части эластичного опорного шарнира. Корпус ступени - цельномотанный органопластиковый типа "кокон", изготовленный методом намотки нитей из композиционного материала, выбранного по тогдашнему состоянию отечественной производственной базы. С учетом обеспечения минимальной массы конструкции выбран следующий вариант: в основе жгут нитей из композиционного материала и специальное связующее вещество. На второй и третьей маршевых ступенях применен тот же вариант изготовления корпуса. Для управления по крену на участке работы ДУ-I использовались 4 аэродинамических руля, установленных на внешней поверхности головного обтекателя. Кроме того, в конце участка работы первой маршевой ступени управление ступенью осуществлялось и отклонением головной части ракеты.
Двигатели второй и третьей ступеней снабжались каждый центральным частично утопленным в камеру сгорания стационарным соплом с телескопическим сдвигаемым насадком раструба из углерод-углеродного материала, что позволяло увеличить степень расширения сопла и, соответственно, удельный импульс, без увеличения общих габаритов ракеты.




Вторая ступень состояла из маршевого РДТТ 15Д339 и соединительного отсека. Корпус второй ступени - цельномотанный органопластиковый типа "кокон". Топливо второй ступени - твердое смесевое типа "СТАРТ" (разработчик ЛНПО "Союз"). Заряд твердого топлива - прочноскрепленный с корпусом двигателя, с каналом цилиндро-конической формы с наклонной кольцевой проточкой типа "зонтик". На корпус ДУ-II разработки КБЮ и производства ПМЗ ракеты 15Ж60 (по сравнению с 15Ж961) дополнительно нанесено специальное многофункциональное покрытие. Управление второй ступенью осуществлялось отклонением головной части и аэродинамическими рулями (по крену), установленными на носовом обтекателе.
Третья ступень состояла из маршевого РДТТ 15Д291 и переходного отсека (см. фото). ДУ-III ракет 15Ж60 и 15Ж961 разработки КБ ПО "Искра" и производства Пермского завода химического оборудования практически идентичны (смесевое твердое топливо типа "АП-65", разработчик ЛНПО "Союз"). На корпус ДУ-III ракеты 15Ж60 (по сравнению с ДУ-III ракеты 15Ж961) дополнительно нанесено специальное многофункциональное покрытие. Корпус третьей ступени - цельномотанный органопластиковый типа "кокон". Управление третьей ступенью осуществлялось отклонением головной части и креновыми РДТТ ступени.
Для ракеты 15Ж60 был разработан новый боевой блок повышенной стойкости к ПФЯВ 15Ф14 с БЧ повышенной удельной мощности и имеющий характеристики, близкие к ББ Mk21 ракеты "MX". Головная часть - разделяющегося типа индивидуального наведения с десятью термоядерными ББ мощностью 0,43 Мт и комплексом средств преодоления ПРО разработки КБЮ. Первоначально КСП ПРО изготавливался на ПО "Южмаш", однако с мая 1986 года производство было передано на смежные предприятия РСФСР.
Ступень разведения боевых блоков - "толкающей" схемы, размещение боевых блоков в один ярус, двигатель ступени - ЖРД РД-866 (15Д264), созданный в КБ-4 КБЮ и производившийся на ПО "Южмаш", работавший на жидких высококипящих стабильных долгохранимых самовоспламеняющихся компонентах топлива: несимметричный диметилгидразин (НДМГ) и азотный тетраоксид (АТ). Двигатель РД-866 - многофункциональный, без дожигания генераторного газа, с многократным включением ЖРД БТ (большой тяги) и ЖРД МТ (малой тяги), обеспечивал многократный запуск и регулирование тяги. Двигатель работал по комбинированной схеме (вытеснительная и насосная подачи компонентов топлива). Обеспечивал широкий диапазон изменения расходов и давлений для механизмов-потребителей. РД-866 содержал: централизованный источник питания (состоящий из двух турбонасосных агрегатов с газогенераторами и двух питателей); однокамерный ЖРД БТ; 16 ЖРД МТ.
Для трехступенчатой твердотопливной ракеты 15Ж60 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%). Для уменьшения длины ракеты использовался головной аэродинамический обтекатель изменяемой геометрии, прикрывавший ГЧ, две створки которого закрывались после выхода ракеты из ТПК.
Конструкция ракеты была защищена специальным внешним многофункциональным покрытием по всей длине ракеты (включая головной обтекатель) для защиты от поражающих воздействий.
Очень важным моментом в процессе создания ракет 15Ж961 и 15Ж60 с необходимым уровнем основных характеристик была разработка для них систем управления, к которым Заказчиком были предъявлены очень жесткие требования в части уровня основных летно-технических характеристик — боеготовности, точности попадания, стойкости к воздействию ПФЯВ в условиях многократного воздействия по позиционному району и при его высотной блокировке ядерными взрывами, повышенному ресурсу непрерывной работы бортовой аппаратуры. Выполнение этих требований потребовало от разработчиков СУ создания командных гироскопических приборов с улучшенными точностными характеристиками, нового БЦВК "Бисер-3" повышенной производительности и стойкого к воздействию поражающих факторов ЯВ, обеспечения прицеливания за счет реализации автономного определения азимута контрольного элемента, установленного на гиростабилизированной платформе, с помощью наземного комплекта командных приборов, размещенного на ТПК. В рамках специальной программы для системы управления была разработана радиационностойкая элементная база и большие интегральные схемы для БЦВК.
Создание специальной радиационностойкой электроники для МБР в СССР представляло собой комплексный процесс, начавшийся еще в 60-е - решение за №149 Военно-промышленной комиссии по вопросам стойкости электро-радиоэлементов к поражающим факторам ядерного взрыва было принято в 1968-м году. В дальнейшем напряженная работа в данном направлении уже не прекращалась - например, только в течение 1977-1979 гг. было проведено по специальной программе 6 испытательных ЯВ на советских полигонах, которые позволили получить ценные данные по радиационной стойкости электронных компонентов систем основных советских МБР; позволили изучить воздействие жесткого гамма-излучения и нейтронных потоков на корпуса, боевые части и электронику советских МБР, в том числе и перспективных; дали возможность изучить эффекты воздействия мощных электромагнитных импульсов и радиационную стойкость различных электронных узлов систем управления советских МБР. Результаты проводимых в течение длительного времени испытаний и теоретических исследований позволили сделать вывод о том, что наиболее слабым звеном в конструкции МБР при воздействии на нее ПФЯВ являются собственно электронные системы, стойкость которых к поражающим факторам ядерных взрывов была признана неудовлетворительной в перспективе появления новых высокоточных средств доставки ядерных боеприпасов и ядерных боеприпасов нового поколения у стран-вероятных противников (прежде всего, США) в 80-е годы. Как результат, в 1982 году вышло специальное постановление ВПК о создании элементов электроники, стойких к ПФЯВ, - от сверхбольших интегральных схем до транзисторов и конденсаторов. К работе было привлечено свыше 600 организаций - НИИ, КБ, ВУЗы. В 1985 году на одном из совещаний ВПК было констатировано, что изделия электронной техники, стойкие к действию ПФЯВ, в СССР созданы.
Система управления второго уровня стойкости была разработана НПО "Хартрон" (главный конструктор В.Г. Сергеев, затем Я.Е. Айзенберг). В СУ введена схемно-алгоритмическая защита аппаратуры системы управления от гамма-излучения при ЯВ. КБ "Южное" в сотрудничестве с ЦНИИмаш, Институтом технической механики АН УССР, Днепропетровским государственным университетом 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. Новый способ управления - отклонение головной части - таил в себе большие потенциальные возможности, которые 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.
Особенностью СУ являлось решение ряда новых задач:

• восстановление информации в вычислителе после воздействия ПФЯВ путем ее перезаписи в оперативное ЗУ из хранителя информации на магнитном диске;
• реализация принципов терминального наведения;
• использование элементной базы повышенной стойкости к ПФЯВ (для 15Ж961 — I уровень, для 15Ж60 - II уровень);
• боевое дежурство ракет 15Ж60 с постоянно задействованными командными приборами;
• сопряжение с системой СБУ "Сигнал-А".

В состав боевого ракетного комплекса (БРК) 15П160 с МБР 15Ж60 входило 10 ШПУ ОС 15П760 и унифицированный шахтный командный пункт 15В52У, созданный ЦКБТМ (см.фото 1, фото 2, фото 3). Пусковая установка 15П760 - шахтная, одиночного старта, высокоавтоматизированная, с высокой защищенностью от ПФЯВ. Модифицированный стартовый комплекс мог гарантированно выдерживать избыточное давление во фронте ударной волны ядерного взрыва величиной не менее 100 атмосфер. ПУ 15П760 проектировалась с максимальным заимствованием защитного устройства, строительного сооружения, ранее разработанных для МБР 15А35 в ГНИП "Вымпел" (ШПУ ОС 15П735) (главные конструкторы В.М. Барышев, О.С. Баскаков). Ракета размещалась в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) и запускалась методом минометного старта. Для отделения ракеты от ТПК и поддона были применены детонирующие удлиненные заряды. ТПК был оснащен системой термостатирования и автоматикой пуска ракеты. Разработка и отработка опорных элементов ракеты в ТПК проведены КБЮ совместно с Днепропетровским институтом технологии эластомерных материалов (ДИНТЭМ).
На ПУ 15П760 внедрены системы и агрегаты, обеспечивающие постоянную боевую готовность и автономность в течение всего срока, заданного ТТТ. Боевое применение обеспечивалось в любых метеоусловиях при температуре воздуха от -50 до +50°С, до и в условиях ядерного воздействия по БРК. Реализованные для обеспечения ответно-встречного пуска уровни стойкости ракеты к ПФЯВ обеспечивают успешный пуск ее после непоражающего ЯВ непосредственно по ПУ и без снижения боевой готовности при воздействии по соседней ПУ. Первоначальный гарантийный срок эксплуатации БРК - 10 лет.

Тактико-технические характеристики

Дальность стрельбы,км 10450
Круговое вероятное отклонение, м 220
Обобщенный показатель надежности 0.94
Головная часть - мощность заряда, Мт 10 х 0.43 - вес головной части, кг 4050
Длина ракеты, м - полная ( в полете ) 23.0 - без головной части 19.0 - в ТПК 21.9 Максимальный диаметр корпуса ракеты, м 2.4
Стартовый вес , т 104.80
Первая ступень
- масса в снаряженном состоянии, т
- длина габаритная,м
- диаметр габаритный,м
- тяга ДУ (на земле/в пустоте),тс
53.7
8.4
2.4
280/310
Вторая ступень
- масса в снаряженном состоянии, т
- длина габаритная при сложенном раструбе, м
- длина габаритная при выдвинутом раструбе, м
- диаметр габаритный,м
- тяга ДУ (в пустоте),тс
25
5.9
6.7
2.4
150
Третья ступень
- масса в снаряженном состоянии, т
- длина габаритная при сложенном раструбе, м
- диаметр габаритный,м
- тяга ДУ (в пустоте),тс
15
3.6
2.4
44

Жидкостный ракетный двигатель РД-866 (боевая ступень)
Тяга двигателя в пустоте, кгс от -94.4 до +513.5
Удельный среднеинтегральный импульс тяги ЖРД большой тяги в пустоте, кгс·с/кг 305.5
Удельный импульс тяги в пустоте, кгс·с/кг
- камеры ЖРД большой тяги
- ЖРД малой тяги в непрерывном режиме
- ЖРД малой тяги в импульсном режиме с частотой 10 Гц
323.1
245
176
Масса двигателя, кг 125.4
Абсолютное давление газов в камере сгорания, кгс/см2:
- ЖРД большой тяги
- ЖРД малой тяги
41.5
5.67
Абсолютное давление газов на срезе сопла камеры, кгс/см2:
- ЖРД большой тяги
- ЖРД малой тяги
0.024
0.007
Массовое среднеинтегральное соотношение компонентов топлива при работе:
- ЖРД большой тяги
- камеры ЖРД большой тяги
- ЖРД малой тяги
2.03
2.3
1.85
Отклонение тяги от номинального значения, кгс
- для ЖРД большой тяги
- для ЖРД малой тяги при работе в непрерывном режиме
±41
±0,65
Минимальное абсолютное давление компонентов топлива на входе в двигатель, кгс/см2:
- окислителя (при температуре 45°С)
- горючего (при температуре 65°С)
6.0
3.5
Минимальное абсолютное давление компонентов топлива на входе в двигатель при температуре +35°С, кгс/см2:
- окислителя
- горючего
4.5
1.45
Максимальное суммарное время работы, с:
- ЖРД большой тяги
- ЖРД малой тяги
330
1200
Максимальное количество включений:
- ЖРД большой тяги
- ЖРД малой тяги
14
10000