Блоги / Техника и вооружение

5:02 / 31.03.16
РВСН: подвижный стратегический ракетный комплекс 15П699 с МБР РТ-20П (8К99)

РТ-20 (РТ-20П) (индекс ГРАУ — 8К99, по классификации МО США и НАТО — SS-Х-15 Scrooge (рус. Скряга)) — советская межконтинентальная баллистическая ракета в составе подвижного ракетного комплекса наземного базирования 15П699. Первая мобильная МБР разработанная в СССР. На вооружение не принималась. Система управления разработана харьковским НПО "Электроприбор". [1].


 


Разработка подвижного грунтового ракетного комплекса, оснащенного межконтинентальной баллистической ракетой (МБР), началась в КБ «Южное» (г.Днепропетровск) в 1964 году. Первый вариант МБР РТ-20 (8К99) представлял из себя трехступенчатую твердотопливную ракету. При проведении следующей стадии проектных работ для уменьшения стартового веса ракеты было принято решение о разработке двухступенчатой РТ-20П с первой ступенью, оснащенной твердотопливным ракетным двигателем, и второй ступенью с ЖРД. Такое решение было принято вследствие того, что ракета размещалась на подвижной гусеничной самоходной установке на базе танка Т-10М (обьект 821), которая не могла транспортировать ракету массой более 30т.

0-1.jpg

СПУ 15У51 на шасси "объект 821" МБР РТ-20П - SS-X-15 SCROOGE на параде в Москве, 07.11.1967 г. / Фото: militaryphotos.net


Комплекс получил обозначение НАТО SS-X-15 «Scrooge».[2]

Разработка комплекса велась ОКБ-586 (ныне - КБ "Южное", г.Днепропетровск, генеральный конструктор - М.К.Янгель), ведущий конструктор комплекса - Б.А.Ковтунов (с 1964 г.). Постановлением СМ СССР №316-137 от 4 апреля 1961 г. ОКБ-586 на конкурсной основе с ОКБ-1 предлагалось в течение 1961-1962 г.г. совместно со смежными организациями выполнить соответствующую НИР с последующим ее переводом в ОКР. В основу НИР положено ТТЗ МО СССР по созданию малогабаритной твердотопливной МБР со стартовой массой 25 тонн.

0-2 янгель(1).jpg

Михаил Янгель / Фото: m.m.daily_hero.idefa.ru


Для работы над НИР ОКБ-586 привлечена широкая кооперация КБ и предприятий по различным направлениям:
  • разработка высокоэнергетических смесевых твердых топлив, зарядов и их технологии - НИИ-6, НИИ-130, ГИПХ, завод №55 Днепропетровского совнархоза
  • разработка конструкционных, жаростойких и теплозащитных материалов и технологии изготовления корпусов и узлов РДТТ - НИИ-13, НИИ-88, ВИАМ, институты АН УССР, НИИГрафит и ВНИИТС Московского совнархоза, НИТИ-40, УкрНИТИ
  • разработка бортовой и наземной аппаратуры системы управления, электрооборудования, источников питания и кабельной сети - ОКБ-692, НИИ-944, ВНИИЭМ, ВНИИТ, НИАИ, ОКБ-686
  • разработка боевого снаряжения - КБ-11 Минсредмаша СССР
  • комплексная проработка вариантов старта - ЦКБ-34
  • проведение теоретических и экспериментальных исследований, составлению методик расчета РДТТ - НИИ-1, ЦАГИ, НИИ-88, НИИ-6, НИИ-130, ГИПХ, МВССО СССР, МВССО РСФСР, ИСМ АН УССР.[3]

Для проведения ОКР по ракетам с РДТТ приказом ГКОТ №148 от 15 апреля 1961 г. на базе СКБ-10 организован филиал № 2 ОКБ-586, начальник - С.Д.Бадоев, бывший начальник СКБ-10. Главным конструктором филиала был назначен Б.Е.Андреев, главным инженером - Н.Ф.Куриленко. В составе филиала оганизованы два отдела: конструкторский - отдел 10, возглавляемый Н.Д.Модестовым, и испытательный - отдел 7, возглавляемый П.Ф.Божковым.

Распределение работ по тематике ракет дальнего действия с РДТТ было следующим:
  • ОКБ-586 - разработка ракетного комплекса в целом
  • филиал № 2 ОКБ-586 - разработка и экспериментальная отработка двигателей ракеты
  • НИИ-6 - разработка топлива, технологии изготовления и снаряжения зарядов твердого топлива
Этим же приказом ГКОТ поручалось Главному конструктору ОКБ-1, директорам НИИ-1, НИИ-6, НИИ-130, НИИ-125 и начальнику ЦКБ-7 с целью использования накопленного опыта в разработке ракет на твердом топливе ознакомить ОКБ-586 и его филиал № 2 с опытом работ по ракетам в РДТТ с передачей, в случае необходимости, требуемой технической документации.

319be2c775fc.jpg

Изображение: f-picture.net

НИР по теме РТ-20П продолжалась в 1961-1962 г.г. Выполнен большой объем расчетно-теоретических исследований, проектно-конструкторских проработок, освоен и обобщен опыт организаций отрасли по проектированию и экспериментальной отработке РДТТ. Изготовлено два опытных модельных двигателя и проведена серия экспериментов по проверке огневой стойкости ряда материалов. В результате проведенных НИР стали ясны многие вопросы проектирования РДТТ, налажена связь с НИИ-9 (будущее НПО "Алтай"), НИИ-125 (будущее ЛНПО "Союз") и др. смежниками. Сотрудниками филиала № 2 ОКБ-586 освоена специфика экспериментальной отработки РДТТ.

В ходе НИР филиалом №2 обеспечивалось изготовление и стендовые испытания модельных двигателей, на которых отрабатывались рецептуры топлив, материалы и конструкции элементов РДТТ. Именно в это время коллективами проектного отдела 31 и филиала № 2 ОКБ-586 закладывались основы новой для КБ, твердотопливной тематики.

Проведенная НИР показала, что с учетом всех факторов стартовая масса малогабаритной МБР на твердом топливе может быть реализована лишь на уровне, в 1,5 раза превышающем заданный. В итоге в ОКБ-586 предложили создать двухступенчатую малогабаритную МБР комбинированного типа - РДТТ на первой ступени и ЖРД на второй. Применение ампулизированной ступени с ЖРД позволяло сохранить основные эксплуатационные преимущества РДТТ и уложиться по стартовой массе в допустимые пределы.

ac515cd652f5.jpg

Компановка рекеты 8К99 / Изображение: f-picture.net


Постановлением СМ СССР №565-197 от 22 мая 1963 г. НИР по теме РТ-20П была переведена в ОКР. ОКБ-586 поручалась разработка предэскизного проекта комбинированной ракеты со стартовой массой не более 30 т. Ракете присвоен индекс 8К99, маршевому РДТТ первой ступени - 15Д15, маршевому ЖРД второй ступени - 15Д12.

На основании положительных результатов проведенных проектных и экспериментальных работ руководство ОКБ и завода в ноябре 1963 г. вышло в правительство с предложением о создании подвижного ракетного комплекса на гусеничном ходу с комбинированной двухступенчатой МБР. Предложение рассматривалось как первый этап создания комплекса, с последующей модернизацией и заменой ступени с ЖРД на ступень с РДТТ.

mAWNF.jpg

cMDDZ.jpg

Двигатель 15Д12 ракеты РТ-20П и ТНА от этого двигателя. Музей РВСН, г.Первомайск, Украина / Фото: www.novosti-kosmonavtiki.ru.

wKBXj.jpg


Камера и сопло двигателя 15Д12 ракеты РТ-20П. Музей РВСН, г.Первомайск, Украина / Фото: rvsn.com.ua


В декабре 1963 г. приказом №778 ГКОТ на базе филиала № 2 ОКБ-586 образован специализированный производственный объект завода №586 по изготовлению двигателей на твердом топливе, огневым стендовым испытаниям РДТТ. Конструкторские подразделения бывшего филиала оставались в составе ОКБ-586.

Приказом №2 Главного конструктора ОКБ-586 от 24 января 1964 г. производится реорганизация проектно-конструкторских подразделений, работающих по твердотопливной тематике. Для разработки РДТТ 1-й ступени создается специализированный комплекс № 9 под руководством заместителя Главного конструктора М.Б.Двинина. В состав комплекса вошел проектный отдел №31 (начальник - Б.Е.Андреев, одновременно заместитель начальника комплекса) и конструкторское бюро №5 (КБ-5), организованное на базе конструкторского отдела бывшего филиала №2. Начальником КБ-5 назначался Г.Д.Хорольский. На базе конструкторского отдела, находящегося на павлоградской территории, были организованы два отдела - №551 - по конструкции двигателей (Н.Д.Модестов) и №552 - по стендовым испытаниям (А.А.Спивак). Общая численность КБ-5 на момент создания составляла 130 человек.

В январе 1964 г. разработан предэскизный проект комплекса РТ-20П - 8К99. Устное одобрение ВПК подкреплено решением ВПК №113 от 15 апреля 1964 г. о проведении работ первого этапа по комплексу 8К99 с двигателем первой ступени на твердом смесевом топливе и ЖРД на второй ступени, на реально достигнутом уровне характеристик по твердому топливу, системе управления и спецзаряду.

Были установлены сроки разработки:
  • эскизный проект - 4-й квартал 1964 г.;
  • проведение огневых стендовых испытаний двигателей - июль 1964 г. - 2-й квартал 1965 г.
  • подготовка полигона - 3-й квартал 1965 г.
  • начало совместных летных испытаний - 4-й квартал 1965 г.
0-3.jpg

0-4.jpg

Модель проекта СПУ 15У51 с ракетой РТ-20, Музей истории и техники ОАО "Кировский завод", 2001 г. / Фото: bastion-karpenko.narod.ru

В состав комплекса 15П699 входило:
  • шесть самоходных ПУ СМ-СП21 с ракетами РТ-20П(8К99)
  • машина боевого управления 15Н809
  • две машины подготовки позиции 15Н1034
  • две дизель-электростанции 15П694
  • узел связи "Рельеф"
Ракета 8К99 предполагалось использовать в двух вариантах: с легкой (см.схему 1) и тяжелой (см.схему 2) головными частями.

8k99-2.jpg

Схема 1. Ракета 8К99 с легкой ГЧ / Изображение: rbase.new-factoria.ru

8k99.jpg

Схема 2 Ракета 8К99 с тяжолой ГЧ / Изображение: rbase.new-factoria.ru


Головные части - моноблочные, термоядерные. "Легкая" головная часть имела корпус, выполненный в виде набора трех усеченных конусов со сферическим притуплением. Для уменьшения аэродинамического сопротивления на "легкой” головной части устанавливался конический обтекатель, сбрасываемый во время работы двигателя второй ступени, когда ракета достигнет разряженных слоев атмосферы. Головная часть крепилась к верхнему стыковочному шпангоуту приборного отсека с помощью трех разрывных болтов. Для отделения головной части от второй ступени ракеты использовались три двигателя обратной тяги. [4]

Приборный отсек в случае использования "легкой" головной части имеет форму усеченного конуса, "тяжелой" головной части - цилиндрическую форму. В приборном отсеке размещена основная часть приборов системы управления ракетой. Система управления ракетой 8К99 - инерциальная, автономная с гироприборами на воздушном подвесе ( вес СУ- 250кг) и быстродействующей цифровой вычислительной машиной. Связь бортовой аппаратуры с пусковой установкой осуществляется с помощью двух блоков разъемов, один из которых расположен на боковой поверхности корпуса приборного отсека другой - на контейнере.

Перед выходом ракеты из контейнера при помощи разрывных болтов и отталкивающих пружин происходит разделение блока разъемов контейнера. После выхода ракеты из контейнера аналогичным образом разделяется блок разъемов ракеты. Оставшаяся на ракете часть блока закрывается крышкой. Приборный отсек крепится болтами к верхнему торцевому шпангоуту топливного отсека.

Топливный отсек представляет собой емкость, разделенную промежуточным днищем на две полости: верхнюю для окислителя и нижнюю для горючего. В качестве окислителя используется азотный тетраоксид в качестве горючего - несимметричный диметилгидразин (НДМГ) К нижнему торцевому шпангоуту топливного отсека при помощи стержневой рамы крепится жидкостный ракетный двигатель 15Д12 второй ступени.

Управление второй ступенью по углам тангажа и рысканья осуществляется вдувом турбогаза в закритическую часть сопла двигателя. Для управления по крену служат две пары тангенцильно установленных управляющих сопла, также использующих турбогаз.

Разделение ступеней "горячее", т.е. срабатывание разрывных болтов происходит после запуска двигательной установки второй ступени. В оболочке переходного отсека имеются окна, обеспечивающие выход газов на начальной стадии процесса разделения. Соударение корпуса переходного отсека с двигателем второй ступени при разделении, исключено специально принятыми конструктивными мерами.

Переходной отсек с помощью болтов соединен с твердотопливным двигателем первой ступени. На переднем днище двигателя первой ступени расположен пороховой ракетный двигатель конечной ступени, запускаемый после выгорания топлива в двигателе первой ступени и заканчивающий свою работу после разрыва связей между ступенями ракеты. Сопло двигателя конечной ступени выходит в полость основного двигателя.

К нижнему торцевому шпангоуту двигателя первой ступени крепится хвостовой отсек, предохраняющий сопла двигателя и рулевой привод от воздействия потока воздуха и газовых струй. Исполнительными органами системы управления первой ступени являются четыре поворотных сопла твердотопливного двигателя. Вдоль корпусов обеих ступеней ракеты снаружи проложены и закреплена с помощью кронштейнов бортовая кабельная сеть, с противоположной стороны вдоль корпуса второй ступени проложены трубопроводы пневмогидравлической системы.

Крепление ракеты к опорным пятям контейнера производится с помощью восьми разрывных болтов, установленных на нижнем торцевом шпангоуте двигателя первой ступени. Радиальному перемещению ракеты и контейнера препятствуют четыре опорных кольца.

DHzzp.jpg

mrri9.jpg

Схема СПУ СМ-СП21 с ракетой РТ-20П / Фото: rbase.new-factoria.ru

Старт ракеты производится из вертикально расположенного контейнера. Пусковой контейнер - термостатирован. Перед стартом осуществляется азимутальное прицеливание ракеты, которое заключается в совмещении оси Х гиростабилизированной платформы с плоскостью стрельбы. Грубое совмещение оси Х с плоскостью стрельбы (±10°) производится путем разворота стартового агрегата , в точное - поворотом гиростабилизированной платформы. Ввод полетного задания в СУ - дистанционный.

По команде "Пуск" начинаются операции, предшествующие старту ракете: проверка бортовых систем, переключение ракеты на бортовое питание и т.д. Примерно через 3мин, после команды "Пуск" подрывается удлиненный кумулятивный заряд крышки ТПК, запускается пороховой двигатель увода крышки и последняя отделяется от контейнера. После разделения блока разъемов контейнера и разрыва болтов крепления ракеты к ТПК запускается пороховой аккумулятор давления, расположенный в контейнере, и при достижении в подракетном объема давления 6х105Н/м2 ракета начинает движение.

Форма порохового заряда аккумулятора давления выбрана таким образом, что указанное давление в подракетном объеме в процессе движения ракеты в контейнере поддерживается постоянным. В момент выхода из ТПК ракета достигает скорости 30м/с. На высоте 10-20м над срезом контейнера происходит запуск РДТТ первой ступени. Одновременно осуществляется отделение опорных колец и разделение блока разъемов ракеты. Двигатель первой ступени работает примерно 58с. При падении давления в камере до 5х105Н/м2 запускается пороховой двигатель конечной ступени, который, работает до полного выгорания топлива. Через 11с после запуска двигателя конечной ступени запускается двигатель второй ступени, при выходе которого на режим 90% номинальной тяги происходит разделение ступеней ракеты.

В случае использования, "легкой" головной части на 56с работы двигателя второй ступени производится сброс головного обтекателя. При достижении требуемого сочетания параметров движения ракеты (скорости, координат и др.), обеспечивающего заданную дальность стрельбы, система управления подает команду на выключение двигателя. Одновременно производится отделение головной части.

Перед выходом ракеты из ТПК. в случае необходимости, мояет быть произведено аварийное прекращение пуска. Предусмотрена также возможность аварийного подрыва ракеты в полете.

На первой ступени ракета в качестве органов управления используются четыре поворотных сопла твердотопливного двигателя. Поворот сопл осуществляется гидравлическими рулевыми машинами. Для выработки газа используется пороховой аккумулятор давления. Управление второй ступенью ракеты по углам тангажа и рыскания осуществляется посредством вдува газа в закритическую часть сопла ЖРД.

Вторая ступень проектировалась и выпускалась в ампулизированном исполнении. Управление второй ступенью по углу крена осуществляется двумя парами тангенциально установленных управляющих сопл. Для работы управляющих сопл и вдува используется газ, отбираемый после турбины турбонасосного агрегата двигательной установки второй ступени (турбогаз). Подача газа на вдув и в управляющие сопла осуществляется газораспределителями, которые приводятся в действие электродвигателями.

Управление ракетой осуществляется посредством шести каналов управления:
  • канала стабилизации по углу крена
  • канала боковой стабилизации
  • канала управления нормальной скоростью
  • канала управления продольной скоростью
  • канала управления дальностью полета (канала управления выключением двигателя второй ступени и отделением головной части)
  • канала управления разделением ступеней
Каждый из первых четырех каналов управления представляет собой замкнутую систему автоматического регулирования, работающую по принципу устранения рассогласования между текущим значением регулируемого параметра и его программным значением. Работа пятого и шестого каналов осуществляется по разомкнутой схеме, т.е. при выполнении необходимых условий подаются команды на разделение ступеней, выключение двигателя второй ступени и отделение головной частя.

В ракете реализовано так называемое "горячее" разделение ступеней, при котором отделение первой ступени происходит после запуска двигателя второй ступени. В конце работы двигателя первой ступени ракета набирает высоту около 27км. Производить разделение ступеней на столь малой высоте невыгодно, поскольку из-за больших аэродинамических сил, действующих на ракету, потребовались бы значительные усилия для разведения ступеней на безопасное расстояние. В связи с этим ступени разделяются после достижения ракетой высоты ~ 40 км. В период подъема до этой высоты управляемость ракета обеспечивается вспомогательным двигателем - пороховым ракетным двигателем конечной ступени тяги, который запускается после выгорания топлива в двигателе первой ступени.

Отделение головной части производится в конце активного участка траектории в период последействия тяги двигателя второй ступени. Сначала срабатывают три разрывных болта, при помощи которых головная часть крепится к приборному отсеку, а затем производится торможение ракетной части второй ступени за счет истечения газа наддува бака окислителя через два противосопла, расположенных на переднем днище бака.

Противосопла сообщаются с атмосферой через два люка в корпусе приборного отсека. Вскрытие сопл происходит в результате срабатывания удлиненных детонирующих зарядов, приводимых в действие электродетонаторами. Крышки люков приборного отсека вышибаются заглушками, вылетающими из сопл. После вскрытия сопл срабатывает пироклапан, через который газ наддува истекает в направлении, перпендикулярном продольной оси ракеты. В результате этого вторая ступень, выполняющая также роль ложной цели, уводится с траектории головной части.

Испытания

Для проведения испытаний ракеты РТ-20П на 53 НИИ-полигоне в Плесецке началось строительство стартовых площадок №157 и №158, технической позиции (площадка №171А), заправочно-сливной станции для заправки топливом второй ступени, полигонного измерительного комплекса, дорог и мостов. В марте 1966 г. было сформировано новое испытательное управление под командованием полковника П.П.Щербакова и отдельная инженерно-испытательная часть под командованием подполковника Ю.А.Яшина. Первый отдел управления руководил испытаниями твердотопливной ракеты РТ-2 (8К98) разработки ОКБ-1, второй отдел - испытаниями ракеты 8К99 (командир - майор Г.А.Ясинский).

В 1965 г. руководством СССР принято решение продемонстрировать транспортно-установочные агрегаты РСД РТ-15 и МБР РТ-20П советской и международной общественности. 7 ноября 1965 года в Москве по Красной площади прошли установки только еще разрабатываемых ракет. ПУ РТ-20П получила на Западе поэтическое название «Железная дева», а ракета - индекс SS-X-15 SCROOGE. На параде 7 ноября 1967 г. показаны СПУ "объект 821".

004f3b8650e7.jpg

0-1.png

Фото: f-picture.net


Официально разработка комплексов с ракетой РТ-20П / 8К99 задана постановлением СМ СССР от 24 августа 1965 г. В 1966 г. выполнены эскизные проекты подвижного комплекса 15П699 и шахтного 15П099 в двух вариантах - с люлькой и с опорным кольцом.

По программе совместных летных испытаний планировалось испытать 35 ракет, причем начиная с образца 9Л - в полном штатном исполнении как ракеты, так и комплекса в целом. Летные испытания ракеты РТ-20П начались с более чем годичным отставанием от сроков, установленных правительством (второй квартал 1966 г.). первые пуски были неудачными - сказалась недостаточная проработка проектных и конструкторских решений, изменения конструкции в процессе наземной отработки и, как следствие, выход на СЛИ с недостаточно отработанной в наземных условиях конструкцией.

Например, до начала СЛИ было проведено 48 огневых стендовых испытаний двигателя 15Д15 и из них только 28 с положительными результатами, что сказалось на результатах первых пусков. Первые летные образцы - ракеты 1Л и 2Л - отправлены на полигон 11 марта и 28 апреля 1967 г. Обе ракеты использованы для проверки испытательно-пусковой аппаратуры технической позиции и самоходной пусковой установки. Летные испытания начались 27 сентября 1967 г. пуском ракеты ЗЛ.

Хронология летных испытаний ракеты РТ-20П

№ пуска Дата пуска Полигон Ракета Описание
01 27.09.1967 г. Плесецк, площадка №157
после подачи команды Пуск прошла команда аварийного прекращения пуска по причине разрушения фильтра в системе воздушного питания гиростабилизированной платформы
02 24.10.1967 г. Плесецк пуск аварийный из-за прогара диафрагмы соплового блока ДУ первой ступени и его разрушения
03 01.11.1967 г. Плесецк пуск аварийный из-за прогара диафрагмы соплового блока ДУ первой ступени и его разрушения
04 12 февраля 1968 г.
Плесецк пуск неудачный
05 Плесецк из-за ошибки в установке механизма контакта выхода двигатель РДТТ 1-й ступени 15Д15 запустился внутри ТПК. Ракета после выхода из ТПК развалилась, при этом вторая ступень упала на стартовую позицию, вызвав взрыв и пожар. Неуправляемый двигатель 1-й ступени продолжил полет в противоположную направлению пуска сторону. Кадры сохранены в кинохронике.
06 Плесецк 10Л три пуска из числа пусков 06-10 были условно успешными
07 Плесецк три пуска из числа пусков 06-10 были условно успешными
08 Плесецк 11Л три пуска из числа пусков 06-10 были условно успешными
09 Плесецк 15Л три пуска из числа пусков 06-10 были условно успешными
10 октябрь 1968 г. Плесецк 14Л три пуска из числа пусков 06-10 были условно успешными
11 июль 1969 г. Капустин Яр 16Л успешный пуск
12 июль-август 1969 г. Капустин Яр 12Л успешный пуск
13 август 1969 г. Капустин Яр 13Л успешный пуск

Летные испытания ракеты начались в октябре 1967г. в Плесецке. Начальный период летных испытаний был отмечен целым рядом неудач, в связи с чем правительственным решением летные испытания были прекращены. М. Янгелю было разрешено дострелять оставшиеся ракеты, однако, несмотря на то что еще около 10 пусков прошли успешно, судьба комплекса была предрешена. Было проведено уже 12 испытательных пусков когда в октябре 1969г. вышло постановление СМ СССР о прекращении работ.Причиной прекращения работ была сложность эксплуатации подвижного комплекса с жидкостным ракетным двигателем на второй ступени, а также отсутствие государственной программы по его размещению на территории страны. [5]

R5rii.jpg

Схема СПУ 15У51 с ракетой РТ-20 / Изображение: f-picture.net

Тактико-технические показатели

Общие характеристики БР
Параметр с тяжелой ГЧ с легкой ГЧ
Дальность стрельбы,км 7000-8000 11000
Точность стрельбы (КВО), м 2000-4000
Мощность заряда ГЧ, Мт 1.5 0.55
Вес ГЧ, кг 1410 545
Длина ракеты, м 17.8 17.48
Длина ракеты без головной части, м 16.2
Диаметр корпуса, м 1.6
Стартовая масса, т 30-30.2
Первая ступень
длина, м 6.12
длина с переходным отсеком, м 9.8
диаметр, м 1.8
Двигатель РДТТ РД-15Д15
тяга на земле, тс 60
вес топлива,т 16.7
вес конструкции, т 2.45
Вторая ступень 8К94
длина, м 8.4
диаметр, м 1.8
Двигатель ЖРД 15Д12
тяга в пустоте, тс 14-15
вес топлива, т 8.9
Головная часть
длина ( с обтекателем), м 2.435
диаметр у основания, м 1.06
Пусковая установка СМ-СП21
длина ( с ТПК), м 20
высота, м 3.15
ширина, м 4.4
вес, т 62.2


При написании материала использовались данные открытых интернет-источников:

1. Материал сайта Википедии — свободной энциклопедии. 

2. Материал сайта SNARIAD.RU. Энциклопедия. 

3. Материал сайта MILITARYRUSSIA.RU. Отечественная военная техника .

4. Материал сайта ИНС «Ракетная техника» 

5. Материал сайта 44 ракетного полка в/ч89503.

Теги: РВСН, СРК, ПГРК, 15П699, МБР РТ-20П, 8К99

В рамках исполнения ст. 4 закона РФ «О средствах массовой информации» редакция ИА «Оружие России» информирует о том, что организации, информация о которых может быть указана в опубликованной статье, являются организациями, деятельность которых в Российской Федерации запрещена, согласно перечню общественных и религиозных объединений, иных организаций, в отношении которых судом принято вступившее в законную силу решение о ликвидации или запрете деятельности по основаниям, предусмотренным Федеральным законом от 25 июля 2002 года N 114-ФЗ "О противодействии экстремистской деятельности" (официальные источники: сайт "Российской газеты" (соответствующие разделы сайта https://rg.ru/ или https://rg.ru/2018/12/05/spisok-dok.html) и сайт Минюста России (соответствующие разделы сайта https://minjust.ru/ или https://minjust.ru/nko/perechen_zapret).