Баллистические ракеты в период развития РВСН
(1969-1976 годы)

В конце шестидесятых начале семидесятых годов группировка советских МБР росла высокими темпами и к 1973 году достигла своего апогея. Межконтинентальные баллистические ракеты были размещены в 1398 шахтных пусковых установках двадцати шести ракетных соединений, дислоцированных вблизи населенных пунктов Алейск Алтайского края (8К64У), Бершеть Пермской области (8К64У, 8К75), Нижний Тагил (Верхняя Салда) Свердловской области (8К64У), Бологое (Выползово) Тверской области (8К64У, 8К75), Домбаровский Оренбургской области (8К64У), Дровяная Читинской области (8К84), Итатка Томской области (8К64У), Йошкар-Ола Марийской АССР (8К64У, 8К98, 8К98П), Козельск Калужской области (8К84), Кострома (8К84), Новосибирск (8К64У), Ясная (Оловянная) Читинской области (8К84), Хмельницкий Украина (8К84) и другие.

Таблица 1. Индексы и наименования межконтинентальных баллистических ракет СССР

Политическое противостояние с вероятным противником, повышение защищённости его объектов и нестабильная ситуация в мире потребовали создания новых, более совершенных технических средств, способных обеспечить ядерный паритет двух “сверхдержав”. Общее число боеголовок, установленных на МБР, продолжало увеличиваться и к 1976 году составило 2500 единиц. Новым техническим прорывом стало появление ракет третьего поколения с улучшенными характеристиками и разделяющимися головными частями (РГЧ) индивидуального наведения. Начиная с 1976 года, количество ПУ МБР стало неуклонно сокращаться, хотя число боеголовок продолжало расти до 1991 года. Это связано с увеличением числа МБР, оснащенных РГЧ, а также возрастанием количества боевых блоков, размещаемых на каждой ракете.

Основные усилия при создании шахтных комплексов третьего поколения были направлены на создание одиночных командных пунктов контейнерного типа, которые устанавливались в шахты; на повышение защищенности ШПУ; на создание РГЧ индивидуального наведения с более эффективными средствами преодоления ПРО; на повышение боеготовности и точности попадания; на уменьшение времени подготовки к пуску и возможность дистанционного переприцеливания ракет перед пуском; на разработку звеньев автоматизированной системы боевого управления (СБУ).

В апреле 1972 года Главнокомандующим РВСН назначен Главный маршал артиллерии В.Ф.Толубко, который прослужил в этой должности с 1972 по 1985 годы и руководил развертыванием в РВСН ракетных комплексов третьего поколения.

Ракетные комплексы третьего поколения с улучшенными ТТХ принимаются на вооружение в 1975 -1980 гг. К ним относятся РК с ШПУ типа ОС с МБР Р-36М (РС-20) и с МР-УР-100 (РС-16), созданные в КБЮ, генеральный конструктор В.Ф. Уткин, с УР-100Н (РС-18), созданный в ЦКБМ (с 1983 года НПО машиностроения), генеральный конструктор В.Н. Челомей (после смерти В.Н. Челомея с декабря 1984 года генеральным конструктором НПО машиностроения был назначен Г.А. Ефремов), а также подвижные грунтовые РК "Темп-2С" с МБР и РК "Пионер" с БРСД.

Для шахтных комплексов третьего поколения были разработаны новая унифицированная система дистанционного управления и контроля (СДУК) "Паук", отличающаяся высокой степенью защиты от несанкционированных пусков (разработчик ОКБ ЛПИ, главный конструктор Т.Н. Соколов) с использованием радио- и проводных каналов связи; системы сохранения заданного азимута прицеливания ракет при возможных разворотах шахтных сооружений от ядерного воздействия, внедрены звенья системы боевого управления от центральных командных пунктов до командных пунктов БРК. С 1968 года в ОКБ ЛПИ были начаты работы по модернизации АСУ РВСН, в 1970 году началось изготовление промежуточных звеньев новой системы на заводе МЭМЗ в Минске и ПО имени В.И. Ленина. Ленинградский завод приступил к изготовлению аппаратуры КСА центральных КП и КП ракетных армий. Государственные испытания АСУ РВСН второго поколения начались в 1974 году и вскоре система была принята на вооружение. В связи с важностью решаемых задач ОКБ ЛПИ в 1975 году выделили из ЛПИ и подчинили напрямую Минвузу РСФСР, при этом ОКБ получило название "Импульс" (в дальнейшем преобразовано в НПО "Импульс"), а в 1977 году было переподчинено Министерству общего машиностроения.

Качественно новые шахтные ПУ повышенной и высокой степени защищенности от поражающих факторов ядерного взрыва создавались в НПО "Вымпел" для МБР УР-100Н и ее модификаций (главный конструктор В.М. Барышев), в КБ-1 КБСМ - для Р-36М и ее модификаций (главные конструкторы Е.Г. Рудяк, В.С. Степанов), в КБ-4 КБСМ - для МР-УР-100 и ее модификаций (главные конструкторы Б.Г. Бочков, А.Ф. Уткин). Ракетные комплексы третьего поколения с МБР МР-УР-100 и Р-36М, разработанные в КБ "Южное", для облегчения конструкции шахтных пусковых установок имели старт из транспортно-пускового контейнера пороховым аккумулятором давления ("минометный" старт). Из конструкции шахт были исключены газоходы, появилась возможность повысить защищенность ШПУ, при этом пусковая установка монтировалась в два-три раза быстрее, чем при традиционных способах строительства, качество работ было выше, а стоимость значительно меньше. При "минометном" старте запуск двигателя производился после выхода ракеты из шахты на высоте двадцать метров.

К 1980 году приняты на вооружение следующие МБР с РГЧ: РС-16 (15A15), РС-18 (15A30), РС-20 (15А14).

Рис. 5. Размещение Советских МБР в 70-80-х годах

Межконтинентальные баллистические жидкостные ракеты стационарного базирования РС-16, РС-18 и РС-20 разрабатывались с разделяющимися головными частями (РГЧ), обеспечивающими прицельное последовательное разведение неуправляемых ББ (РГЧ типа MIRV). Их создание в СССР в 70-х годах проводилось прежде всего как ответная мера на резкое увеличение числа ББ в группировках МБР и БРПЛ США.

Рис. 6. Схема действия МБР, оснащенной РГЧ.

Комплексы, оснащённые ракетами РС-16 и РС-20, были созданы кооперацией исполнителей, возглавляемой КБ под руководством В. Ф. Уткина, заменившего М. К. Янгеля. Головной организацией, разрабатывавшей ракету РС-18 и комплекс с этой МБР, было КБ под руководством В. Н. Челомея. Летные испытания первых модификаций всех трех типов ракет проводились в 1972-1975 гг. на полигоне Байконур. В 1975-1981 гг. ракетные комплексы принимались на вооружение и ставились на боевое дежурство. В 1977-1979 гг. была проведена модернизация ракет и комплексов, позволившая улучшить ряд их тактико-технических характеристик.

МБР РС-16, РС-18 и РС-20 относятся к двухступенчатым ракетам с ЖРД с последовательным расположением ступеней. При разработке ракет соответствующие КБ и организации использовали опыт создания предшествующего поколения ампулизированных жидкостных ракет на компонентах топлива НДМГ + АТ, размещенных в шахтных ПУ (в первую очередь, ракет РС-10 и Р-36). Наряду с принципиальным новшеством — применением РГЧ типа MIRV к новым техническим решениям комплексов этого поколения следует отнести: применение в ракетах автономной системы управления с БЦВМ, размещение ракет и пункта управления БРК в сооружениях высокой защищенности, возможность дистанционного переприцеливания перед пуском, наличие на ракетах более совершенных средств преодоления ПРО, более высокую боевую готовность, применение более совершенной системы боевого управления, повышенную живучесть комплексов. Были резко повышены характеристики боевой эффективности за счет увеличения точности ракет и общей мощности их боевого оснащения.

Каждая из ракет РС-16 и РС-18 имеет две модификации (А и Б), которые отличаются главным образом конструктивно-технологическими решениями и соответствующими характеристиками автономной системы управления. Для ракеты РС-20 различают три модификации: РС-20А, РС-20Б и РС-20В. Эти модификации отличаются типом и конструкцией головных частей, характеристиками системы управления, а для ракеты РС-20В — и рядом конструктивно-схемных решений по ракете в целом и по ее ТПК.

Основные характеристики последних модификаций ракет РС-16, РС-18 и РС-20 представлены в табл. 2 (значения дальности полета ББ, мощности их зарядов и точности попадания в цели приведены по открытым зарубежным источникам и являются приближенными).

Таблица 2. Основные характеристики ракет РС-16, РС-18 и РС-20

Для всех трех ракет характерны высокие значения коэффициента энергомассового совершенства (порядка 0.04), что свидетельствует прежде всего о рациональных конструктивно-схемных решениях и высоких удельных параметрах двигательных установок ракет. На всех ракетах в качестве компонентов топлива использовались несимметричный диметилгидразин (НДМГ) и азотный тетраксид (АТ), ставшие к этому моменту штатными компонентами для жидкостных МБР, размещаемых в ШПУ.

После принятия на вооружение МБР РС-16, РС-18 и РС-20 их число в группировке РВСН быстро росло. В 1991 г. оно составляло: 47 - для РС-16, 300 - для РС-18 и 308 - для РС-20. Эти ракеты на боевом дежурстве имели более 5000 боевых блоков, т.е. свыше 75% от общего числа боевых блоков в группировке МБР бывшего СССР.

Ракета РС–16А (15А15)

МБР РС-16 проектировалась под существовавшие ШПУ ракет РС-10, т.е. при ограничении на геометрические характеристики (диаметр и длину) ее транспортно-пускового контейнера, а следовательно, и ракеты в целом. Свой отпечаток на ракету наложили и ограниченные сроки разработки, не позволившие реализовать ряд первоначальных проектных решений, в частности, по двигательной установке первой ступени (не удалось обойтись без специального рулевого двигателя).

Двухступенчатая ракета РС-16 выполнена в двух диаметрах: корпус первой ступени имеет диаметр равный 2,25 м, второй – 2,1 м. Ступени соединяются между собой слабоконическим соединительным отсеком, который при разделении ступеней разрушается удлиненным кумулятивным зарядом, опоясывающим соединительный отсек в его средней части. В состав корпуса первой ступени ракеты входят также хвостовой и топливный отсеки. Топливный отсек состоит из верхней емкости (для окислителя) и нижней (для горючего), сварной конструкции из алюминиево-магниевого сплава. Емкости (баки) окислителя и горючего разделены сферическим промежуточным днищем. Нижнее сферическое днище бака горючего направлено выпуклостью вовнутрь бака, образуя вместе с хвостовым отсеком полость для размещения двигательной установки ступени.

Двигательная установка первой ступени ракеты РС-16 состоит из двух двигателей: основного (маршевого) и рулевого. Однокамерный маршевый ЖРД с турбонасосной системой подачи топлива выполнен по замкнутой схеме и закреплен на ступени неподвижно. В состав рулевого двигателя входят четыре поворотные (шарнирно закрепленные) камеры сгорания и один турбонасосный агрегат (ТНА). В рулевом двигателе реализована открытая схема процесса сгорания компонентов топлива.

Двигательная установка второй ступени ракеты РС-16 состоит из однокамерного, неподвижно закрепленного на корпусе ступени ЖРД с турбонасосной подачей компонентов топлива и замкнутой схемой. Этот двигатель имеет целый ряд оригинальных решений по рабочим процессам: по системе охлаждения камеры сгорания, по процессу газогенерации и другим, которые в конечном счете позволили получить рекордную величину удельного импульса тяги для ЖРД такого класса (3300 м/с в пустоте). Оригинален и способ создания управляющих сил и моментов при полете второй субракеты (ступени): управление по тангажу и рысканию обеспечивается вдувом газа в закритическую часть сопла ЖРД, а по крену - четырьмя небольшими соплами, рабочее тело для которых вырабатывается в газогенераторе ТНА двигателя.

К корпусу второй ступени ракеты РС-16 с помощью разрывных болтов крепится разделяющаяся головная часть типа MIRV с четырьмя боевыми блоками, прикрытая обтекателем с изменяемой геометрией. В состав РГЧ входит герметичный приборный отсек, в котором размещается система управления ракетой, и твердотопливная двигательная установка разведения боевых блоков. Применение РДТТ для разведения ББ на жидкостных ракетах является оригинальным, но труднообъяснимым решением.

Рис. 7. Ракета 15А30 в шахтной пусковой установке

Для ракеты РС-16 одной из первых в СССР была практически реализована так называемая “минометная” схема старта, при которой двигательная установка первой ступени запускается после выхода (выброса) ракеты из транспортно-пускового контейнера под давлением газов, вырабатываемых специальными пороховыми газогенераторами. Для обеспечения минометного старта на нижнюю часть ракеты РС-16 устанавливается поддон с опорно-обтюрирующим поясом, а на корпус ракеты - опорные пояса (бандажи), которые сбрасываются после выхода ракеты из ТПК. При минометном старте ракеты газы, вырабатываемые в пороховом аккумуляторе давления, поступают в объем между верхним и нижним днищами поддона. В момент старта принудительно разрывается механическая связь между днищами, и под давлением газов, действующих на верхнее днище поддона, ракета вместе с днищем выбрасывается из ТПК. Нижнее днище поддона с закрепленными на нем пороховыми аккумуляторами давления остается в контейнере.

Ракета РС–18 (15А30)

Жидкостная двухступенчатая ракета РС-18 может считаться классической по конструктивно-компоновочной схеме и весьма совершенной по основным техническим характеристикам для МБР этого типа. Выполнена ракета в одном диаметре (калибре). Ступени ракеты соединены между собой с помощью разрывных болтов. В систему разделения ступеней и отделения головной части входят тормозные пороховые ракетные двигатели (ПРД).

Корпус первой ступени РС-18 имеет в своем составе хвостовой отсек, топливный отсек и переходник, изготовленные из легких алюминиевых сплавов. Корпус второй ступени состоит из короткого хвостового отсека и топливного отсека. Топливные отсеки сварной конструкции, емкости (баки) горючего и окислителя разделены промежуточными днищами. Цилиндрическая обечайка бака горючего первой ступени выполнена из вафельных панелей. В верхней части бака окислителя первой ступени имеются продольные перегородки, демпфирующие колебания жидкости при полете ракеты.

Пневмогидравлические системы контейнера и ракеты, имеющие в своем составе соответствующие трубопроводы, заправочные, дренажно-предохранительные клапаны к другие элементы автоматики, позволяют производить заправку и слив компонентов топлива после установки ракеты с ТПК в шахтную ПУ с помощью подвижных заправочных средств (емкостей, насосных станций и т.д.).

Двигательная установка первой ступени ракеты РС-18 состоит из четырех поворотных однокамерных ЖРД, имеющих турбонасосную систему подачи компонентов топлива в камеру сгорания и газогенератор, и выполненных по замкнутой схеме (с дожиганием генераторного газа в камере сгорания). Каждый двигатель (камера сгорания, ТНА, газогенератор и т.д.) закреплен шарнирно на раме в хвостовом отсеке и может отклоняться от нейтрального положения в соответствующей плоскости по сигналам системы управления с помощью гидравлических рулевых машин, рабочим телом для которых служит один из компонентов топлива. Тем самым обеспечивается управление полетом ракеты по каналам тангажа, рыскания и крена (вращения).

Двигательная установка второй ступени ракеты РС-18 состоит из двух ЖРД: однокамерного основного (маршевого), неподвижно закрепленного на корпусе второй ступени, и четырехкамерного рулевого с поворотными камерами сгорания. Основной ЖРД имеет турбонасосную систему подачи компонентов топлива при замкнутой схеме организации рабочего процесса. Камеры сгорания рулевого двигателя закреплены шарнирно, компоненты топлива в них подаются одним ТНА, закрепленным на корпусе хвостового отсека ступени. Рулевой двигатель выполнен по открытой (разомкнутой) схеме с отводом генераторного газа после турбины за борт ракеты. Запускается рулевой двигатель до разделения ступеней ракеты. Для этих целей переходник первой ступени имеет специальные газоходы.

Ракета РС-18 отличается простотой конструкции и высокой надежностью целого ряда систем: системы разделения, системы наддува баков, подачи топлива и др. К верхней обечайке корпуса второй ступени ракеты РС-18 разрывными болтами крепится агрегатно-приборный блок разделяющейся головной части, в котором размещаются приборы автономной инерциальной системы управления (гиростабилизированная платформа, БЦВМ, преобразователи, ампульные батареи питания и др.) и жидкостная двигательная установка разведения шести боевых блоков с необходимым запасом компонентов топлива. Боевые блоки, прикрытые сбрасываемым обтекателем, размещаются на специальной платформе, стыкуемой с агрегатно-приборным блоком. Вся сборка образует РГЧ типа MIRV.

Ракета РС-18 имеет газодинамическую схему старта, при которой ракета выходит из ТПК, размещенного в ШПУ, под действием силы тяги ДУ первой ступени. Для реализации такой схемы внутри ТПК имеются направляющие, а на корпусе ракеты установлены сбрасываемые в полете бугели (башмаки). ШПУ имеет специальную систему отвода в атмосферу газов при старте ракеты.

Ракета РС–20 (15А14)

Последняя модификация ракеты РС-20 заканчивает многолетний период разработки и совершенствования тяжелых жидкостных МБР в СССР, начало которому было положено ракетами Р-16 и Р-36. На сегодняшний день ракета РС-20В является одной из самых мощных в мире МБР и вполне объективно отражает высокий уровень развития ракетостроения в бывшем СССР.

Конструктивно-компоновочная схема ракет РС-20А и РС-20В аналогична схеме ракеты РС-18, несмотря на то, что эти ракеты разрабатывались различными КБ. Две разгонные ступени ракеты РС-20 имеют одинаковый диаметр (3 м) и соединяются между собой разрывными болтами. В состав корпуса первой ступени входят (сверху вниз): переходной отсек, топливный отсек, боковая защита двигательной установки и поддон. Корпус второй ступени имеет в своем составе переходной отсек, топливный отсек и теплозащитный экран. Топливные отсеки ступеней изготовлены методом сварки из листов алюминиево-магниевого сплава, подвергнутых механической обработке и химическому травлению. Емкости (баки) окислителя и горючего разделены промежуточным совмещенным днищем. Вдоль корпуса ракеты проходят трубопроводы пневмогидравлической системы и бортовая кабельная сеть, защищенные желобом.

Пневмогидравлическая система (ПГС) ракеты обеспечивает заправку (слив) и хранение компонентов топлива в процессе боевого дежурства, а также подачу их к двигательным установкам при полете ракеты. Функционально ПГС состоит из систем окислителя и горючего, системы наддува, системы заправки и слива компонентов топлива, а также газо-реактивных систем торможения ступеней.

Для повышения эффективности использования запасов топлива на первой и второй ступенях ракеты РС-20 имеется система управления расходом топлива. Она обеспечивает одновременное расходование компонентов топлива путем изменения в заданных пределах коэффициента соотношения расходов окислителя и горючего через двигатели и полную выработку рабочих запасов топлива на обеих ступенях.

В состав двигательной установки первой ступени ракеты РС-20 входят четыре автономных однокамерных ЖРД, имеющих турбонасосную систему подачи топлива, выполненных по замкнутой схеме и шарнирно закрепленных на раме в хвостовой части ступени. Отклонение двигателей в соответствующих плоскостях по командам системы управления обеспечивает управляемый полет ракеты. Четыре ЖРД первой ступени развивают суммарную тягу при работе в пустоте около 5000 кН при удельном импульсе 3120 м/с. При этом общий массовый расход компонентов топлива через ДУ первой ступени составляет более 1500 кг/с.

Двигательную установку второй ступени образуют два ЖРД: основной и рулевой. Основной двигатель ракеты РС-20В (однокамерный с турбонасосной подачей компонентов топлива и замкнутой схемой рабочего процесса) размещен (“утоплен”) в емкости горючего второй ступени. Размещение основного двигателя в баке горючего относится к одному из способов повышения плотности заполнения объема ракеты топливом.

В состав рулевого двигателя второй ступени входят четыре поворотных камеры сгорания, один ТНА, система газогенерации и др. В рулевом двигателе реализована открытая схема рабочего процесса. Основные агрегаты рулевого двигателя (камеры сгорания, ТНА и т.д.) закреплены на нижнем днище бака горючего второй ступени. Запускается двигатель до разделения ступеней ракеты.

В ракете РС-20 практически реализован целый ряд оригинальных идей и новых технических решений: так называемый химический наддув баков (путем впрыска окислителя в бак горючего и горючего - в бак окислителя), торможение отделяемой ступени за счет истечения газов наддува и др.

Разделяющаяся головная часть ракет РС-20Б, -20В, на которой размещаются основные приборы автономной системы управления и двигательная установка, обеспечивает последовательное прицельное разведение десяти боевых блоков и стыкуется со второй ступенью разрывными болтами. Десять боевых блоков, прикрытые сбрасываемым в полете обтекателем, размещены на специальной раме в два яруса. Двигательная установка разведения представляет собой четырехкамерный ЖРД с поворотными камерами сгорания, которые выдвигаются в рабочее положение в полете. Вся сборка (агрегатно-приборный отсек, боевые блоки, рама и т.д.) образует РГЧ типа MIRV.

Ракета РС-20 снабжена транспортно-пусковым контейнером, который предназначен для длительного хранения, перегрузки, транспортировки, приведения ракеты в готовность к боевому применению, сохранения ее боеготового состояния на протяжении всего срока эксплуатации и проведения пуска из шахтной ПУ.

ТПК состоит из корпуса, переходника, верхней пленочной крышки и нижней крышки. Корпус и переходник выполнены из стеклопластика. В состав контейнера входит ряд технических систем, к которым относятся пневмогидравлическая система, система старта ракеты из ТПК, система газового контроля, отвода тепла и др. На ТПК устанавливаются также приборы и узлы системы прицеливания, управления и т.д.

Ракета РС-20 имеет “минометную” схему старта. Для этих целей снизу к первой ступени крепится специальный поддон, состоящий из цилиндрической обечайки и двух сферических днищ: верхнего и нижнего. На нижнем днище поддона закреплены пороховые аккумуляторы давления. При старте ракеты образующиеся в них газы, действуя через верхнее днище поддона, выбрасывают ракету из ТПК. После выхода ракеты из ПУ обечайка и верхнее днище поддона сбрасываются с помощью пружинных толкателей и уводятся в сторону от ПУ пороховыми ракетными двигателями. Для амортизации в поперечном направлении и безударного выхода ракеты из ТПК на ее корпусе устанавливаются поперечные опоры (кольца), сбрасываемые после выхода ракеты из ПУ.

Шахтная пусковая установка, внутри которой в системе амортизации размещается герметичный транспортно-пусковой контейнер с ракетой РС-20, представляет собой мощное инженерное подземное сооружение, железобетонный ствол которого имеет внутренний диаметр 5,9 м и глубину 39 м.

Рис. 8. Внешний вид ракеты РС–16А (15А15).

26 апреля 1975 года первый полк боевых ракетных комплексов с МБР 15А30 Нижнеднепровской дивизии был поставлен на боевое дежурство под городом Первомайск на Украине. 18 декабря 1976 года приступил к боевому дежурству возле города Татищево Саратовской области ракетный полк с МБР 15А30 в ШПУ повышенной защищенности, где ранее несли дежурство 8К84. Боевой стартовый комплекс включает 10 ракет 15А30 в ШПУ типа одиночный старт.

28 сентября 1977 года на полигоне Байконур начались испытания модификации ракеты 15А30. Завершились испытания 26 июня 1979 года, после чего 6 ноября 1979 года ракета была принята на вооружение. Конструкторы улучшили двигатель, поставили новую систему управления, увеличили степень защиты ШПУ, упростили эксплуатацию комплекса. Защитное устройство для ШПУ было разработано под руководством главного конструктора Центрального КБ тяжелого машиностроения Б. Аксютина. Максимальная дальность ракеты возросла до 10 000 км. К 1985 году все ракеты 15А30 заменены ракетами 15А35.

Рис. 9. Внешний вид МБР (сверху вниз соответственно): 15А16, 15А30 15А35.

В 1972 - 1976 гг. проводились также испытания мобильного грунтового комплекса с ракетой РС-14. Многие технические решения, осуществленные в процессе создания комплекса, были совершенно новыми и не имели аналогов в практике мирового ракетостроения.

Ракета РС-14 была трехступенчатой, твердотопливной с моноблочной головной частью.

Основные характеристики ракеты:

Все ступени ракеты были разных калибров и традиционно включали маршевый РДТТ и соединительный отсек (в состав первой ступени входил хвостовой отсек).

На наружной поверхности хвостового отсека размещались аэродинамические рули, используемые при управлении полетом ракеты в процессе работы двигателя первой ступени.

Головная часть с помощью соединительного отсека крепилась к третьей ступени ракеты и, помимо боевого блока, включала устройство его наведения на цель, двигательную установку и систему управления. В процессе эксплуатации ракета находилась в транспортно-пусковом контейнере, размещенном на мобильной грунтовой пусковой установке колесного типа. Старт ракеты осуществлялся из вертикального положения с помощью порохового аккумулятора давления (ПАД), размещенного в нижней части контейнера.

Во время переговоров по заключению Договора ОСВ-2 стороны пришли к соглашению о том, что СССР не будет:

производить, испытывать и развертывать МБР РС-14;

производить третью ступень этой ракеты, головную часть и соответствующее устройство для наведения головной части этой ракеты.

Договор ОСВ-2, несмотря на то, что он не был ратифицирован, соблюдался обеими сторонами. Однако США долгое время утверждали, что МБР РС-14 были развернуты в Плесецке. И только Договор по РСМД 1987 г. классифицирует МБР РС-14 как неразвернутую систему.

В соответствии с этим же договором между СССР и США была ликвидирована ракета средней дальности РСД-10, разработчиком которой также являлось конструкторское бюро А. Д. Надирадзе. Всего с 1977 г. было развернуто 405 таких ракет, и длительное время они составляли основу группировки ракет средней дальности СССР.

[Содержание | К началу страницы | Следующая глава]