РТ-2 (8К98), РТ-2П (8К98П) - межконтинентальная баллистическая ракета

Комплекс РТ-2 стал первым разработанным в СССР боевым ракетным комплексом с твердотопливной межконтинентальной ракетой. Задача создания твердотопливных ракет с дальностью 10-12 тысяч километров была впервые поставлена в постановлении Совета Министров от 20 ноября 1959 г. Головным разработчиком этих ракет было определено ОКБ-1. Работы по созданию межконтинентальной ракеты предполагалось провести в два этапа. На первом этапе перед разработчиками была поставлена задача создания ракеты РТ-1 на баллиститном твердом топливе с дальностью полета 2500-3000 км. Ракета РТ-1 была разработана и прошла летные испытания, но на вооружение не принималась. При стартовой массе 35.5 т и массе полезной нагрузки 800 кг она обеспечивала дальность всего 2000 км, т.е. такую же, как Р-12.

По мере работ по созданию ракеты РТ-1 уточнялись тактико-технические требования к РТ-2 и сроки работ по ее созданию. Эти изменения были отражены в правительственных постановлениях от 4 апреля 1961 г., 29 июля 1962 г. и 16 июля 1963 г.ь Эскизный проект ракеты РТ-2, получившей индекс 8К98, был разработан в 1963 г. Прорабатывался также вариант железнодорожного ракетного комплекса с ракетами РТ-2, однако эти работы не продвинулись дальше стадии эскизного проекта.
РТ-2 представляла собой трехступенчатую ракету с поперечным делением ступеней и моноблочной головной частью. Ступени, представлявшие собой моноблочные твердотопливные двигатели, соединялись решетчатыми фермами, благодаря чему обеспечивалось разделение ступеней по горячей схеме. Для стабилизации ракеты на участке полета первой ступени использовались 4 решетчатых аэродинамических стабилизатора. Управление полетом осуществлялось с помощью 4 разрезных сопел. При массе головной части 500 кг дальность полета ракеты составляла 10000-12000 км, а при установке более тяжелой ГЧ массой 1400 кг —4000-5000 км.
Ракета размещалась в защищенной шахтной пусковой установке. Из-за большой массы снаряженной ракеты ее приходилось транспортировать по частям—отдельно первая ступень и блок второй и третьей ступеней. Сборка ракеты осуществлялась непосредственно в пусковом стакане ШПУ. После сборки и пристыковки ГЧ пусковой стакан герметизировался и в нем поддерживался температурно-влажностный режим, обеспечивающий длительное хранение зарядов твердого топлива и ракеты в целом.

Головная часть МБР РТ-2П - вид при открытой крышке шахты

Пуск ракеты производился с использованием оригинальной методики, являвшейся по существу прототипом использовавшегося впоследствии метода "минометного старта”. На дно стартового сооружения наливалось некоторое количество воды, а в хвостовой части ракеты были смонтированы поддон и бандаж, обеспечивающие замкнутость подракетного пространства шахты. При запуске маршевого двигателя образующаяся в подракетном пространстве парогазовая смесь выталкивала ракету из шахты, как поршень. Готовность к пуску ракеты составляла 3-5 минут.
Летно-конструкторские испытания РТ-2 проводились с февраля 1966 г. по октябрь 1968 г. и проходили в два этапа. На первом этапе с февраля по июль 1966 г. было проведено 7 пусков с 4-го Государственного центрального полигона (Капустин Яр). При этом пуски осуществлялись из приспособленной ШПУ, ранее построенной для одной из ракет разработки ОКБ-586, а головные части падали в районе озера Балхаш. Из 7 пусков первого этапа 6 были успешными.
На втором этапе (для обеспечения полета на полную дальность) пуски были перенесены на испытательный полигон ракетного и космического вооружения в Плесецке (53-й НИИП). С 4 ноября 1966 г. по 3 октября 1968 г. с этого полигона было проведено 25 пусков ракет РТ-2, из которых 16 прошли успешно. При этом 21 из 25 ракет запускалась на промежуточную дальность (с падением ГЧ на полигоне "Кура" на Камчатке) и 4 — на максимальную дальность (в акваторию Тихого океана). 18 декабря 1968 г. комплекс РТ-2 был принят на вооружение.

Третья ступень МБР РТ-2П

Позиционные районы ракет РТ-2 были развернуты в районе г. Йошкар-Ола. Несмотря на высокую защищенность ШПУ и относительную простоту эксплуатации, боевые возможности комплекса были ограничены малым забрасываемым весом, а также долговечностью твердотопливного заряда. В связи со всеми этими обстоятельствами развертывание комплекса РТ-2 было ограничено 60 единицами.
В 1968 г. началась разработка модернизированного варианта ракеты, оснащенного комплексом средств преодоления систем ПРО, а также усовершенствованной системой управления. На ракете, получившей обозначение РТ-2П, было также применено новое топливо ПАЛ-17/7 на основе бутилкаучука, которое отличалось высокой пластичностью и не растрескивалось в процессе длительного хранения.
Работы по модернизации ракеты РТ-2 проводились в КБ "Арсенал".5 Модернизированная ракета получила обозначение РТ-2П. Летные испытания РТ-2П проходили с января 1970 г. по январь 1972 г., а 28 декабря 1972 г. комплекс был принят на вооружение.
Срок службы комплексов РТ-2 и РТ-2П, предписывавшийся тактико-техническими требованиями, составлял 10 лет. Периодические прожиги двигателей на огневых стендах, проводившиеся после длительного хранения, позволили подтвердить выполнение этого требования, а впоследствии и продлить срок хранения.
Комплексы находились на вооружении в общей сложности свыше 20 лет и были демонтированы в начале 90-х годов в рамках реализации Договора СНВ-1. К середине 1996 г. все ракеты РТ-2П были сняты с вооружения и частично заменены на ПГРК "Тополь".

Тактико-технические характеристики ракеты РТ-2П

Количество ступеней	3
Топливо	смесевое твердое
Тип пусковой установки	шахтная ПУ с минометным стартом
Количество и мощность боевых блоков	1x750 кт
Масса головной части/ забрасываемый вес	470 кг (ГЧ); 600 кг (забрасываемый вес)
Максимальная дальность	9500 км
Система управления	автономная инерциальная
Точность	ПО 4 км; КВО 1500 м (соотв. ПО 3.4 KM)
Длина	21.1 м; 21.35 м
Максимальный диаметр	1.84 (первая ступень), 1.5 м (вторая ступень), 1.0 м (третья ступень)
Стартовая масса	51 т
Масса топлива	43.9 т
Тяга ДУ (ур. моря/вакуум)	97 тс (первая ступень), 44 тс (вторая ступень), 22 тс (третья ступень)
Удельный импульс (ур. моря/вакуум)	2587 / 2705 м/с (первая ступень)
Время подготовки к пуску	3-5 минут