История

Идея использования твердотопливных двигателей для ракет имеет многовековую историю. Рецепты твердого топлива постоянно совершенствовались, но в 50-х гг. ХХ в. характеристики топлива еще не дотягивали для использования их в боевых ракет и существенно уступали ракетам с жидкостными двигателями.

Однако, доработав рецептуру твердого топлива до соответствия нужным требованиям, можно было получить в перспективе огромные преимущества по сравнению с жидким топливом. Для ракет с твердотопливными двигателями намного проще обеспечить постоянную боеготовность ракет при длительном хранении благодаря отсутствию необходимости заправки топливом перед пуском. В связи с этим резко сокращалось наземное стартовое оборудование, снижались объем регламентных работ и численность состава стартовой команды.

В США первыми оценили преимущества твердотопливных ракет. Ракета «Титан-2» была первой и единственной жидкостной межконтинентальной боевой ракетой США и последней из боевых ракет с жидким топливом. Огромные ресурсы были привлечены для разработки новых рецептур твердого топлива и уже в скором времени были созданы крупногабаритные маршевые твердотопливные ракетные двигатели для морского комплекса «Поларис» и МБР наземного комплекса «Минитмен». В это время в Советском Союзе были достигнуты первые успехи в создании жидкостных межконтинентальных ракет. Однако необходимость развития твердотопливного направления также была очевидной.

Для создания твердого топлива, обладающего требуемыми характеристиками, необходима была всесторонняя поддержка государства. В 1957 г. Советское правительство приняло постановление об обеспечении развития твердотопливного направления в стране. Широкомасштабные работы по созданию твердого топлива возглавил Государственный институт прикладной химии. Были подключены Государственные комитеты СССР по химии, авиационной и оборонной технике, Академия наук СССР, институты, конструкторские бюро, заводы. Поиски рецептов и разработка технологии промышленного производства составных твердого топлива развернулись по всей территории СССР.

В КБ «Южное» первые проекты с использованием твердотопливных двигателей в боевых ракетах относятся к 1958 г. Для создания мало габаритной твердотопливной ракеты были организованы научно-исследовательские работы с экспериментальной отработкой. По техническому заданию Министерства обороны СССР требовалось создать ракету на твердом топливе со стартовой массой порядка 25 т. К работам были подключены смежные организации. Проведенные научно-исследовательские работы показали, что в заданные параметры по весу и дальности полета при достигнутой энергетике твердого топлива уложиться было невозможно. Однако проектанты предложили оригинальное решение — создать двухступенчатую малогабаритную МБР комбинированного типа с твердотельныем топливом на первой ступени и жилдким на второй ступни. Применение ампулизированной жидкостной второй ступени позволяло сохранить все основные преимущества твердотопливного двигателя и в то же время ввести стартовую массу ракеты в допу стимые пределы. Такую комбинированную ракету можно было использовать в составе подвижного комплекса на гусеничном ходу, а впоследствии, с усовершенствованием характеристик твердого топлива, можно было заменить жидкостную ступень на твердотопливную.

В декабре 1964 г. был выпущен эскизный проект мобильного ракетного комплекса РТ-20П на гусеничном ходу с комбинированной малогабаритной МБР 8К99, размещенной в транспортно-пусковом контейнере. Ракета была выполнена по тандемной схеме. Основу первой ступени составлял твердо топливный двигатель 15Д15, созданный в КБ «Южное». В двигателе была применена совершенно новая в то время конструкция четырех поворотных управляющих сопел и принят оригинальный способ создания стабильного и длительного режима малой тяги для обеспечения требуемых параметров разделения ступеней. Для улучшения аэродинамических характеристик на активном участке полета головная часть (ГЧ) оснащалась сбрасываемым наконечником, выполненным в виде острого кону са. Этот конструктивный прием создания аэроди намических обтекателей с изменяемой геометрией наконечника получил дальнейшее развитие и при менялся в последующих разработках КБ «Южное».

Разработка стратегических ракет на твердом топливе в начале 70-х гг. в США уже занимала приоритетное направление, в котором были достигнуты значительные успехи. Еще в 1965 г. была принята на вооружение твердотопливная МБР «Минитмен-2» с дальностью полета более 11 тыс. км. В 1970 г. введена в строй МБР «Минитмен-3», оснащенная трехблочной разделяющейся головной частью с блоками индивидуального наведения с дальностью стрельбы более 12 тыс. км. По программам Минобороны США к середине 1975 г. планировалось иметь на боевом дежурстве (БД) 450 ракет «Минитмен-2» и 550 ракет «Минитмен-3». 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 боевых блоков и точности стрельбы. Ракета получила претенциозное название Peacekeeper («Хранительница мира»), но обычно рекламировалась в печати под индексом. При создании этой ракеты учитывались все новейшие мировые разработки, все принимаемые технические решения тщательно анализировались и оптимизировались. В результате была создана лучшая из всех американских твердотопливных ракет.

Конечно, разработка такой ракеты и ее тактико-технические характеристики привлекли внимание советского руководства. Учитывая отставание советской твердотопливной технологии от американской, создать ракету аналогичного класса было очень трудной задачей. На государственном уровне были предприняты меры по развертыванию дополнительных производственных мощностей, развитию сырьевой базы и другие меры в обеспечение развития этого направления.

Тут СССР поняли что нужно что-то делать и решили сделать самую классную ракету в мире.  Конструкцию ракеты закладывались самые современные технические решения, применялись новые эффективные смесевые топлива, предусматривалась повышенная стойкость к поражающим факторам ядерного взрыва. Кроме того, с учетом ограничений по Договору, ограничения вводились и на массо-габаритные характеристики разрабатываемой ракеты. Так, стартовая масса ракеты должна быть до 106 т, а длина в транспортировочном положении не более 21,9 м. Результаты первых проработок были неудовлетворительными — реализуемая стартовая масса ракеты существенно превышала заданную, а для отработки двигателей требовалось большое количество испытаний. Но, пожалуй, основная проблема была в неустойчивости ракеты при разделении первой и второй ступеней. Даже кратковременный момент неустойчивости при разделении ступеней приводил к опрокидыванию второй ступени. Требовалось эффективное управление ракетой на протяжении всего полета, сложность которого усугублялась тем, что твердотопливные двигатели нерегулируемы и имеют большой разброс величины тяги, времени их работы, а отсюда — и разброс величин скоростного напора при разделении ступеней. Прорабатывались различные варианты, но в результате был применен принципиально новый способ управления полетом ракеты путем поворота головного отсека в двухстепенном карданном шарнире. Этот способ был запатентован группой изобретателей КБ «Южное». Первые испытания такой модели подтвердили многообещающие прогнозы.

В 1977 г. эскизный проект комплекса с ракетой 15Ж44 был одобрен Советом Главных конструкторов.