CC BY
17Титов А.А.
Заместитель начальника, Михайловская военная артиллерийская академия.
новые подходы и технические решения, положенные в основу создания в 1960-х годах советских крылатых и управляемых баллистических твердотопливных ракет оперативно-тактического назначения*
К началу 1960-х в СССР была успешно решена сложнейшая проблема военного строительства — завершён перевод Вооружённых Сил на качественно новую материально-техническую основу. Создание в составе советских Вооружённых Сил в 1959 г. Ракетных войск стратегического назначения позволило заложить прочный фундамент складывающегося военно-технического паритета.
Новым и наиболее существенным элементом переоснащения Сухопутных войск явилось поступление на их вооружение ракетно-ядерного вооружения. Соединения и части ракет оперативно-тактического и тактического назначения органично влились в состав артиллерии Сухопутных войск, образовав в 1961 г. обновлённый род войск — ракетные войска и артиллерию Сухопутных войск1. Выравнивание стратегических потенциалов двух систем было достигнуто благодаря титаническим усилиям советского военно-промышленного комплекса, которое выражалось качественными показателями технической оснащённости советских Вооружённых Сил.
Утрата США превосходства в области создания ракетно-ядерного вооружения предопределила провал стратегической концепции «массированного возмездия». Пришедшая к власти в 1960 г. новая американская администрация продолжила военное строительство, опираясь на стратегию «гибкого реагирования». Стратегия «гибкого реагирования» исходила из возможности ведения Соединёнными Штатами нескольких войн, двух больших - в Европе и Азии и одной локальной в любом регионе земного шара2. При этом главным театром войны признавалась Европа. Пытаясь
1 Мильбах В.С., Постников А.Г. Исторические вехи формирования ракетных войск Сухопутных войск // Иркутский национальный исследовательский технический университет «Известия Лаборатории древних технологий». 2018. № 1. С. 198-204.
2 Бабаков А.А. Вооруженные Силы СССР после войны. М.: Воениздат, 1987. С. 142-143.
*
© Титов А.А., 2022.
сохранить своих позиций, США активно стали размещать ракетно-ядерное вооружение на территории и Западной Европы.
В конце 1961 г. на территории ФРГ были развёрнуты отдельных ракетных групп, входившие в состав 38-го и 58-го тактических авиационных крыльев, вооружённые крылатыми ракетами MGM-13 «Mace». Всего в Европе было развёрнуто порядка 300 ракет таких ракет. В 1959 г. в Италии, а в 1961 г. на территории Турции, было развёрнуто 30 баллистических ракет PGM-19 «Jupiter» с радиусом действия 2400 км.
В этот период основные усилия научно-исследовательских учреждений Министерства обороны СССР, а также научных, научно-производственных и промышленных предприятий отечественного промышленного комплекса были направлены на разработку новых систем вооружения, способных противостоять американским средствам ядерного нападения.
Первой крылатой ракетой, принятой на вооружение Сухопутных войск, стала ракета 4К95 входившая в состав системы С-5 (2К17). Ракета являлась глубокой модернизацией противокорабельной ракеты П-5С, созданной ОКБ-52 под руководством В.Н. Челомея и принятой на вооружение Военно-Морского Флота в соответствии с Постановлением Совета министров СССР № 585-313 от 19 июня 1959 г.
Возможность использования противокорабельной ракеты в качестве оперативно-тактической привлекла внимание Главного командования Сухопутных войск в ходе показа новой ракетной техники руководителям партии и правительства (операция «Тополь»), проходившего 8 сентября 1958 г. Предварительное рассмотрение материалов показало, что усовершенствование отдельных узлов и агрегатов ракеты, а также создание для нее комплекса подвижного наземного оборудования, позволит успешно использовать П-5С в интересах Сухопутных войск.
31 марта 1959 г. состоялась встреча Главнокомандующего Сухопутными войсками Маршала Советского Союза А.А. Гречко с главным конструктором ОКБ-52 Государственного комитета по авиационной технике (ГКАТ) В.Н. Челомеем и коллективом инженеров конструкторского бюро, на которой обсуждались вопросы использования крылатой ракеты П-5С в интересах Сухопутных войск. В качестве основных направлений модернизации ракеты П-5С, было предложено: обеспечить полёт ракеты в условиях изменяющегося рельефа местности, уменьшить высоту полёта, улучшить точность стрельбы и увеличить скорость полёта. Кроме того, в ходе совещания обсуждались вопросы по хранению, транспортировке и боевому применению системы в сложных метеорологических условиях. Отдельно оговаривались вопросы создания стартового и подъёмно-транспортного оборудования на колёсном шасси высокой проходимости3.
Следует подчеркнуть, что ещё на этапе создания крылатой ракеты П-5С в её конструкцию были заложены самые передовые достижения в области создания авиационной техники и приборостроения, а также новые технические решения. Среди наиболее ярких необходимо отметить идеи разработанные и внедрённые в конструкцию ракеты лично В.Н. Челомеем, а именно: совмещение функций контейнера и пусковой установки, а также автоматическое раскрытие консолей крыла ракеты после выхода её из контейнера4.
В проекте ТТЗ на модернизированную ракету П-5М, направленного на согласование в ОКБ-52 В.Н. Челомею, большая часть технических характеристик соответствовала ТТХ серийной ракеты П-5С. Однако с учётом требований ГАУ некоторые параметры были изменены. Была увеличена скорость до 1600-1800 км/ч, отклонения от цели при стрельбе на максимальную дальность не должны были превышать ±3 км, по дальности и по направлению, был определён новый высотный диапазон полета ракеты от 200 до 1200 м.5. Ракета должна была иметь автономную систему управления, использующую эффект Доплера и радиовысотомер, за счет которой планировалось обеспечить управление полётом и наведение ракеты на цель с установленной точностью. Также предусматривалось оснастить ракету специальной боевой частью с зарядом № 49 и боевой частью в обычном снаряжении.
Опытно-конструкторские работы по созданию полевой подвижной системы «С-5» для Сухопутных войск были начаты после выхода Постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 19 июня 1959 г. № 695-319. Головным исполнителем по системе был назначен ОКБ-52 ГКАТ, главный конструктор В.Н. Челомей. Ведущий конструктор изделия Б.М. Денисов, позднее его сменил В.А. Тарутин.
Проект курировало 1-е Управление АНТК ГАУ, ведущими инженерами проекта были назначены инженер-полковник В.В. Шарков, инженер-подполковники М.М. Петров и А.И. Ларин. В связи с тем, что в ОКБ-52 было развёрнуто только военное представительство ВМФ, то контроль за ОКР проводимыми в интересах Сухопутных войск был поручен инженер-подполковнику И.П. Павлову, а также были приняты меры по введению в штат ОКБ военного представительства инженеров ГАУ6.
Так как ракета для системы С-5 разрабатывалась на базе серийного изделия П-5С, то этапы эскизного и технического проектирования, а также макетирование изделия не проводились7. Согласование технической доку-
4 Бодрихин Н.Г. Челомей / Николай Бодрихин; вступ. Ст. С.К. Шойгу; В.Е. Фортова. М.: Молодая Гвардия, 2014. С. 102-103.
5 ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 498. Л. 21.
6 Там же. Л. 38.
7 ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 498. Л. 4-5.
ментации по головному образцу первой серии осуществлялось совместными комиссиями представителей института № 4 ВМФ и АНТК ГРАУ.
Крылатая ракета 4К95 по своей аэродинамической схеме являлась свободнонесущим монопланом с высоко расположенным стреловидным крылом малого удлинения, поворотным стреловидным вертикальным оперением и двумя гребнями на верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа. Ракета состояла из планера, гидросистемы, силовой установки, воздушной системы охлаждения, автономной системы управления и электрооборудования, боевой части, оснащённой специальным зарядом с системой контактных датчиков.
Планер состоял из фюзеляжа, крыла и хвостового оперения. Фюзеляж ракеты имел сигарообразную форму с заострённой носовой частью и подфюзеляжной надстройкой воздухозаборника. На фюзеляже ракеты располагался центроплан с двумя поворачивающимися консолями, образующими складывающееся крыло. При нахождении ракеты в пусковом или транспортном контейнере консоли крыла были опущены. При старте консоли с помощью гидравлического агрегата раскрытия крыла (АРК-1) поднимались в полётное положение и закреплялись автоматически специальным замком конструкции В.Н. Челомея. Размах крыльев в раскрытом состоянии составлял 3,032 м.8.
Силовая установка состояла из маршевого двигателя 4Д95, топливной системы, стартового двигателя 4Л48. В процессе создания ракеты В.Н. Че-ломей отказался от применения пульсирующего воздушно-реактивного двигателя в пользу турбореактивного, имевшего более высокий удельный импульс и эффективную скорость истечения. Установленный на ракете маршевый краткоресурсный турбореактивный двигатель (КРДД-26), разработанный ОКБ завода № 26, главный конструктор В.Н. Сорокин, ведущий конструктор С.А. Гаврилов9, на максимальных оборотах достигал тяги до 2450 кг, что позволяло развить скорость, предусмотренную ТТЗ10.
Вместе с тем, для эффективной работы двигателю был необходим сильный напор воздуха, что ограничивало диапазон высот и скорость полёта. Кроме того, по мере возрастания скорости, росла и температура в двигателе. Так как теплостойкость применяемых в авиа и ракетостроении материалов во второй половине 1950-х годов была ограниченной, то инженерам пришлось решать проблему создания в отсеках температурных условий,
8 Основы устройства и особенности эксплуатации ракеты 4К95 системы 2К17 / сост. Ю.М. Андриянов, А.П. Пискунов, Н.М. Бутаков, М.М. Петров. М.: Воениздат, 1962. С. 8.
9 Тихонов С.Г. Оборонные предприятия СССР и России. М.: Издательство «ТОМ», 2010. С. 254-256.
10 Основы устройства и особенности эксплуатации ракеты 4К95 системы 2К17 / сост. Ю.М. Андриянов, А.П. Пискунов, Н.М. Бутаков, М.М. Петров. М.: Воениздат, 1962. С. 8.
обеспечивающих надёжную работу аппаратуры ракеты. Созданная воздушная система осуществляла охлаждение отдельных агрегатов и блоков, с использованием индивидуального обдува, а также за счёт специально спроектированного турбохолодильника.
Подфюзеляжное размещение воздухозаборника с тоннелем, подводящим воздух к маршевому двигателю, было выгодным с точки зрения компоновки ракеты в отличие от воздухозаборника центрального расположения. Такое техническое решение давало возможность, разместит блоки автономной системы управления перед боевым отделением, что положительно отражалось на её эффективной работе.
Ракета оснащалась стартовым агрегатом 4Л48, предназначенным для разгона ракеты до скорости 160 м/сек при выходе её из контейнерно-пуско-вой установки. Стартовый агрегат состоял из двух стартовых пороховых реактивных двигателей ПРД-34 и двух пороховых реактивных двигателей отброса ПРД-43А, применение которых позволяло после окончания работы стартового агрегата отделить его от ракеты.
Автономная бортовая система управления ракетой являлась основным элементом системы «С-5» и в свой состав включала: автопилот 4А95, измеритель пути сноса 4А96 и радиовысотомер 4А97, который совместно с корректором высоты позволял осуществлять полёт ракеты на высотах 200, 350 и 800 м.
На серийной противокорабельной ракете П-5С применялась гироинер-циальная система управления, обеспечивавшая точность нанесения удара ± 5 км по дальности и направлению. Для решения задачи по улучшению точности на ракету установили автопилот АП-70А, разработанный КБ завода № 923, главный конструктор Е.Ф. Антипов. Однако улучшить показатели не удалось, точность ухудшилась и стала составлять ±10 км. Лишь дополнение аппаратуры автопилота измерителем пути сноса (доплеровским измерителем) «Берег», произведённым на заводе № 664 (г. Рыбинск), позволило улучшить показатель точности до ±4 км.11.
Термоядерный заряд «проект 49» применявшийся для снаряжения специальной боевой части был разработан совместно инженерами-физиками КБ-11, Ю.А. Трутневым и Ю.Н. Бабаевым. В ходе проектирования заряда им удалось сформулировать идею усовершенствования радиационной имплозии и практически реализовать свои изыскания в «проекте 49». Доработка заряда (боевая часть А49) под условия применения в Сухопутных войсках проводилась КБ-25 министерства среднего машиностроения (МСМ) под руководством Н.Л. Духова. Мощность боевой части составляла 650 кт,
11 Бодрихин Н.Г. Челомей / Николай Бодрихин; вступ. Ст. С.К. Шойгу; В.Е. Фортова. М.: Молодая Гвардия, 2014. С. 105-106.
что делало крылатую ракету самым эффективным и сильным средством ядерного поражения в Сухопутных войсках и открывало новые возможности по применению ракетных частей, оснащённых этими ракетами.
Успешная разработка и внедрение систем С-5 (2К17) в Сухопутных войсках во многом зависела от состава и качества наземного оборудования. Состав наземного оборудования был определён ещё на стадии эскизного проектирования в ОКБ-52 ГКАТ и ОКБ-232 Ленинградского Совета народного хозяйства (СНХ), главный конструктор Т.Д. Вылкост. При этом тактико-техническим заданием, выданным ГАУ, предусматривалось уменьшение состава оборудования, а также заимствование агрегатов и целых элементов от созданных ранее или находящихся на стадии разработки ракетных комплексов12.
Из всего состава элементов комплекса наибольший интерес представляют пусковая установка и транспортная тележка. Пусковая установка имела оригинальную компоновку в целом и уникальные конструктивные решения в отношении отдельных узлов и агрегатов.
Головным исполнителем по автомобильному шасси являлось СКБ завода им Лихачёва, директор А.Г. Крылов, главный конструктор В.А. Грачёв. Концепция создания автомобиля была продиктована необходимостью размещения на шасси пусковой установки, длинна которой с контейнером, составляла 12 м. Уникальность заключалась в том, что шасси не имело единого блока трансмиссии и мостов. Крутящий момент от двигателей передавался через систему карданных валов на редукторы, расположенные вдоль рамы и осуществлявшие привод каждого колеса.
Артиллерийская часть создавалась заводом № 476 ГКАТ, главный конструктор А.Ф. Федосеев. Функции пусковой установки выполнял двухтонный контейнер и из которого происходил пуск ракеты. В кабине был установлен гирокомпас, с помощью которого осуществлялось ориентирование пусковой установки в основном направлении стрельбы. Точное наведение на заданный курс проводилось механизмом поворота, действовавшим в секторе ±15°. Для горизонтирования установки была разработана специальная система гидроавтоматики. Предстартовый контроль ракеты проводился из кабины с помощью одного пульта и занимал 35 минут. Все операции предстартового контроля были автоматизированы.
Универсальный прицеп Т-12 (9Т11), созданный в ЦКБ Свердловского СНХ (главный конструктор Е. Карькин, ведущий конструктор М.М. Грибов), позволял осуществить заряжание установки без применения крана, загрузочной фермы или транспортно-заряжающей машины. Перегрузка изделия в контейнер пусковой установки осуществлялось самой установ-
кой лишь с помощью ложементов и лебёдки. Операция по подъёму и выравниванию прицепа, для перегрузки ракеты проводилась с помощью разработанного сцепного устройства.
Следует подчеркнуть, что впервые в практике ракетных войск Сухопутных войск для обеспечения высокой оперативности и маневренности боевого применения ракетных соединений и частей, заводом № 614 Саратовского СНХ, директор А.А. Фетюхин, была создана унифицированная машина ускоренной топогеодезической привязки точки старта и подготовки исходных данных для стрельбы крылатыми и баллистическими ракетами. На машину был установлен счётно-решающий прибор подготовки исходных данных, «Веха» разработанный ОКБ завода № 357 Ленинградского СНХ, главный конструктор В.Э. Пиккель.
Государственные испытания системы С-5 были закончены в октябре 1961 г., а 30 декабря 1961 г. в соответствии с Постановлением Совета Министров СССР № 1182 - 52, комплекс был принят на вооружение РВиА Сухопутных войск. В соответствии с Постановлением Совета Министров СССР № 55-22 от 9 января 1962 г., начались работы по его модернизации. В результате усовершенствованная ракета могла огибать пересечённый рельеф, что повышало её неуязвимость от средств ПВО и ПРО противника. Модернизированная пусковая установка имела более высокую надёжность, время на предстартовую подготовку ракеты, сократилось в 1,5 раза. Однако в связи с работами по усовершенствованию ракеты Р-17 для комплекса 9К72, дальнейшие работы по модернизации системы 2К17 были прекращены13.
В целом система С-5 была мощным средством ядерного поражения и могла успешно выполнять широкий спектр задач по огневому и ядерному поражению противника в оперативно-тактической глубине. В процессе доработки, создававшейся на элементной базе ракеты П-5С, отдельные узлы и агрегаты ракеты были подвержены модернизации, что улучшило надёжность и безотказность ракеты. Созданные советскими конструкторами устройства (транспортно-пусковой контейнер, автомат выдвижения крыла и др.) на десятилетия опередили зарубежные разработки. В ходе адаптации ракеты к условиям эксплуатации в Сухопутных войсках было создано высокотехнологичное и надёжное наземное стартовое оборудование, значительно отличавшееся от агрегатов аналогичного назначения для баллистических ракет (БР) дальнего действия (ДД). Впервые в практике Сухопутных войск, для улучшения мобильности и оперативности системы была разработана специальная машина, в состав которой был включён счётно-решающий прибор подготовки исходных данных.
13 Мильбах В.С., Постников А.Г. Советская крылатая ракета на службе ракетных войск и артиллерии // Защита и безопасность. 2017. № 1 (80). С. 13-15.
Вопреки сложившемуся в отечественной историографии мнению, это был первый положительный опыт адаптации крылатых ракет ВМФ под цели и задачи Сухопутных войск. Однако неоправданное решение военно-политического руководства страны, ошибочно сосредоточившего силы и средства оборонно-промышленного комплекса на создании только БР, не позволило развиваться этому классу оружия14.
Вместе с тем, принятые на вооружение и разрабатываемые в период с 1960 г. по 1962 г. ракетные комплексы баллистических и крылатых ракет оперативно-тактического назначения не охватывали предельный диапазон дальностей, включаемый в зону оперативно-тактической обороны вероятного противника. Следует отметить, что НИР и ОКР по созданию ракет дальнего действия, велись в СССР с 1958 г.15 Попытки создать для Сухопутных войск ракету Р-18 (аналог морской ракеты Р-13)16, ввиду её технической сложности и громоздкости, были признаны бесперспективными и работы прекращены. После исследований, проведённых НИИ № 4 МО СССР, НИИ-1 (А.Д. Надирадзе) приступило к разработке ракеты 9М71 «Темп» с РДТТ и дальностью пуска до 1000 км.17 Однако советская промышленность оказалась не готова к решению сложных технических проблем, и опытно-конструкторские работы затянулись до 1963 г.
В 1962 г. в США уже была завершена разработка системы Першинг-1, которой командование американской армии планировало заменить крылатые ракеты MGM-13 «Mace», разместив их на территории ФРГ. В сложившихся условиях советским Сухопутным войскам остро недоставало средства ядерного поражения противника, имевшего дальность пуска до 1000 км.18.
Полномасштабная разработка оперативно-тактического комплекса для Сухопутных войск, с ракетой на твёрдом смесевом топливе и дальностью стрельбы до 900 км, была начата в соответствии с Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 934-405 от 5 сентября 1962 г. Головным исполнителем по комплексу и по ракете являлось НИИ-1, главный конструктор А.Д. Надирадзе. Твердотопливный заряд для ракетного двигателя создавало НИИ-125, главный конструктор заряда М.И. Русин.
14 ЦАМО РФ. Ф. 7. Оп. 944347. Д. 202. Л. 249-251.
15 Тактико-техническое задание на выполнение НИР «Исследование возможностей создания порохового управляемого реактивного снаряда с дальностью 1200 км» было выдано 4-м Управлением НРВ 3 марта 1958 г. // ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 496. Л. 7, 107-114.
16 В соответствии с Постановлением Совета министров СССР № 1006-479 от 28 августа 1958 г. «О разработке ракеты Р-18».
17 В соответствии с Постановлением Совета министров СССР №839-379 от 21 июля 1959 г.
18 Их доклада маршала артиллерии С.С. Варенцова и генерал-полковника Н.Н. Жданова от 16 июня 1959 г. // ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 497. Л. 141-144.
Создание системы управления было возложено на НИИ-592, главный конструктор Н.А. Семихатов, совместно с Миасским электромеханическим институтом, главный конструктор Ю.А. Буйнов. Проектированием самоходной пусковой установки и наземного оборудования занималось КБ завода «Баррикады», главный конструктор Г.И. Сергеев. Специальная боевая часть разрабатывалась КБ-11 МСМ, главные конструкторы Е.Н. Негин и С.Г. Кочарянц. При разработке ракеты и комплекса в целом максимально использовался опыт, полученный в ходе разработки ракетного комплекса 9К71 «Темп». В качестве базового шасси был выбран МАЗ-543 конструкции СКБ-1 Минского автозавода под руководством Б.Л. Шапошника19.
Эскизный проект на ракету и комплекс в целом был представлен в ГРАУ в мае 1963 г. Однако ещё в процессе его разработки, совет главных конструкторов обратился в курирующие профильные комитеты и министерства с инициативой, о применении в ракете специального заряда типа «910», вместо «906». Использование новой головной части позволяло уменьшить вес создаваемой ракеты, вследствие уменьшения веса боевой части на 105 кг, без изменения эффективности действия у цели, а также сократить её длину с 13,5 до 12,5 метров и, таким образом, улучшить размещение ракеты на пусковой установке20.
В результате совместного предложения ГКОТ, Государственного комитета по радиоэлектронике (ГКРЭ), МСМ и ГРАУ, в дополнение к Постановлению от 5 сентября 1962 г., вышло новое Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 517-180 от 8 мая 1963 г. на разработку головной части к ракете «Темп-С» со специальным зарядом типа «910», вместо «906», который планировали устанавливать на ракете «Темп». В тоже время в НИИ-1 были проведены исследования по расширению температурного интервала боевого применения ракеты в диапазоне от -10°С до +40°С, вместо принятого в начале разработки 25°С±10°С. Предприятием разработчиком было принято обязательство по проведению исследований в целях увеличения этого интервала до -30°С. В связи с изменением условий потребовалась корректировка проекта и он был возвращён на доработку.
Рассмотрение эскизного проекта состоялось на заседании пленума Научно-технического совета в декабре 1963 г. Были заслушаны доклады о ходе отработки комплекса 9К76, главного конструктора - А.Д. Надирадзе, а также представителей ОКБ-221 Нижне-Волжского СНХ, Г.В. Григорьева, НИИ-125, М.И. Русина, НИИ-592 ГКОТ, С.В. Полякова и Миасского электротехнического института, В.И. Евстигнеева.
С увеличением дальности пуска и габаритов ракеты, сложность задач,
19 Качур Н., Архипов А. Крепя ракетно-ядерный щит Отечества // Армия. № 2. 2007. С. 53.
20 ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 70. Л. 68-69.
решаемых при её разработке, существенно возросла. Всё это существенно задерживало разработку и принятие на вооружение ракеты с указанным диапазоном дальностей, крайне необходимой для ликвидации пробела в системе ракетного вооружения21. Вместе с тем, переход на головную часть типа «910» вместо «906» позволил качественно провести перекомпоновку ракеты. Были создана новая аэродинамическая схема, работоспособность которой была подтверждена в ходе экспериментальных испытаний моделей изделия, проводившихся в НИИ-88, ЦАГИ, ВВИА им. Жуковского, НИИ-58 и МГУ, а также на аэробаллистической трассе НИИ-2 ГКАТ.
Общая компоновка ракеты была выполнена по моноблочной схеме с двумя последовательно расположенными двигательными установками, работавшими на твёрдом смесевом порохе. Ракета состояла из двух частей, боевой и ракетной. Боевая часть в специальном снаряжении (АА19) была разработана КБ-11 МСМ и состояла из корпуса, специального заряда мощностью 300 кт, с системой датчиков. Боевая часть пристыковывалась к ракетной части с помощью разъёмного кольца, подрываемого по команде системы управления двумя зарядами, вмонтированными в болтовые соединения, что позволяло при достижении заданной скорости ракеты, отделить головную часть в конце активного участка траектории полёта. По сравнению с боевой частью которую создавали для ракеты «Темп», новая имела улучшенные характеристики, но также ряд недостатков. Минимальная дальность, на которой обеспечивалась необходимая надёжность работы БЧ (350 км), не соответствовала минимальной дальности стрельбы ракетой (270 км). Скорость транспортировки ракеты с ЯБЧ по шоссейным дорогам была ограничена до 40 км/ч, в то время как ракету можно было транспортировать со скоростью 70 км/ч.
Ракета часть состояла из приборного отсека, двигательной установки второй ступени (ДУ-2) с двумя тормозными двигателями, аэродинамических решетчатых стабилизаторов, управлявшихся центральным гидроприводом и двигательной установки первой ступени (ДУ-1). Выбор такой компоновки ракеты был обусловлен особенностями размещения элементов системы стабилизации.
Соединение ДУ-1 и ДУ-2 осуществлялось посредством открытой фермы, состоявшей из 50 алюминиевых труб, что позволяло, обеспечит свободный выход газов после включения двигателя второй ступени. Соединение создавало жёсткую конструкцию из двух двигателей, но требовало много времени для проведения стыковки. Кроме того, при состыкованных двигателях первой и второй ступени доступ к центральному гидроприводу и тормозным двигателям был невозможен, что затрудняло эксплуатацию
ракеты. Соединительная рама и агрегаты, располагавшиеся между ДУ-1 и ДУ-2 не были защищены от возможного попадания пыли и влаги, что могло вызвать нарушения в работе ракеты. Разделение ступеней ракеты происходило огневым способом, при снижении давления в ДУ-1 до 20-25 кг/см2, либо при выполнении программного разворота ракеты кольцевыми рулями первой ступени, создающими управляющие усилия.
Электрическая кабельная сеть (ЭКС) ДУ-1 и ДУ-2 на начальном этапе проектировалась с отрывными разъёмами, которые размещались на заднем торце ДУ-2. Это значительно усложняло работы с ЭКС, снижалась ее надежность, увеличивался вес изделия. В ходе доработки эскизного проекта ЭКС была дополнена кабель-мачтой.
Решетчатые стабилизаторы имели хорошие моментные аэродинамические характеристики. Вместе с тем, установка стабилизаторов усложняла компоновку ракеты, ухудшало характеристики изделия по дальности из-за значительного веса и аэродинамического сопротивления.
К началу работ, широкого опыта создания двигательных установок с дальностью действия до 1000 км не имелось. Это накладывало особенно высокие требования к теоретическим и экспериментальным исследованиям всех узлов и элементов ДУ. Двигатели первой и второй ступени ракеты 9М76Б были одинаковыми по габаритам и имели идентичные внутрибал-листические параметры. Отличались они тем, что на ДУ-2 монтировались тормозные двигатели и механизм отсечки (обнуления) тяги. Такая унификация позволяла вместо двух различных двигателей отрабатывать один, что требовало меньше затрат и времени на его создание.
Впервые в практике создания баллистических ракет для Сухопутных войск корпус двигателя был создан из стеклопластиковых труб, что существенно снижало его вес. Двигатель состоял из стеклопластиковой трубы, стального переходного дна и стальной сопловой крышки, на которой монтировался сопловый блок. Трубы для корпуса изготавливались из высокопрочной стеклоткани марки ТС 8/3-250, производство которой осуществлялось методом продольно-поперечной намотки на специализированном станке «СИТ 1500х400». Созданные таким способом заготовки имели высокие пределы прочности в тангенциальном и осевом направлениях, а также на изгиб. Каждая труба имела диаметр 950 мм, длину около 2985 мм и толщину стенки 8,85-8,87мм. Для её создания требовалось склеить 37 слоёв стеклоткани.
В процессе проектирования двигателя особое внимание уделялось расчёту резьбовых соединений стеклопластикового корпуса с переходным дном и сопловым блоком («законцовок»). В целях качественной сборки предусматривался 100% контроль материала труб в зоне резьбовых участков на сдвиг. Впоследствии применение в схеме штифто-болтовых соеди-
нений позволило разрешить серьёзную техническую проблему «законцо-вок», отпала необходимость проведения строгого контроля прочности материалов на сдвиг22. Внутренняя поверхность трубы покрывалась теплозащитным составом В-2.
Дно изготавливалось из стали ВП-30 с теплозащитным покрытием. Со-пловый блок компоновался на сопловой крышке, покрытой теплозащитой. На патрубках сопловой крышки монтировались 4 сопла с кольцевыми рулями. Сопловые вкладыши изготавливались из сырого графита (позднее из силицированного ПРОГ-2400) с вольфрамовым напылением. Раструбы изготавливались из титанового сплава ВТ-14 с ТЗП-АГ-1/63 облицованного внутри молибденом. Диаметр выходного сечения раструба - 283,85 мм.
Для выбора оптимальной теплозащиты был исследован большой ассортимент специальных материалов. Для теплозащитного покрытия трубы двигателя применялись покрытия типа АР-100 и БКМ-75 (позднее БКМ-75 был заменен на ФКМ-24). Дно покрывалось полотном из ФКМ-24 толщиной от 3 до 10 мм, а сопловая крышка - ТК-1 толщиной от 16 до 34 мм.
Заряд твёрдого топлива для ракеты 9М76 был разработан в НИИ-125, директор Б.П. Жуков, главный конструктор заряда М.И. Русин. В ходе научно-исследовательских работ, а также стендовых испытаний из нескольких рецептур был выбран состав смесевого пороха ПЭУ-7Ф23, как наиболее полно обеспечивавший выполнение требований ТТЗ по внутрибаллисти-ческим и эксплуатационным характеристикам. Заряд 9Х118 представлял собой вкладной моноблок с внутренним каналом, с концентрическими торцевыми прорезями и забронированной поверхностью. Заряд состоял из двух шашек, соединённых путём склеивания составом ЭПМС-524. Использование вкладного заряда по сравнению с прочно-скреплённым с камерой позволяло значительно расширить температурный диапазон его боевого применения и обеспечивало, при существовавших методах контроля, простоту сборки двигателя.
Согласно ТТЗ на разработку заряда из смесевого твёрдого топлива, единичный импульс должен был составлять не менее 225 кг*сек/кг. Фактически в большинстве опытов колебался в пределах 222-226 кг*сек/кг, на 2-3 единицы ниже заданного в ТТЗ и заложенного в расчётах. Вес пороха составлял 3400+50 кг.
Бронирование заряда осуществлялось на расстоянии 400 мм от торца шашки. Бронирующее покрытие представляло собой хлопчатобумажную ткань, пропитанную специальным составом ЭП-9МТК. Воспламенение заряда проводилось пиротехническим воспламенителем В-6М-2500, разра-
22 АО ЦНИИСМ 55 лет. Ракеты и композиты // URL: http://k-blog.ru/
23 Смесевое полиэфируретановое топливо с добавкой 7% алюминия в виде порошка.
24 ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 72. Л. 219.
ботанным НИИ-862 из состава В-6М-2500г и КЗДП-1-100г. помещённым в стальной герметичный футляр, крепящийся на передней крышке ДУ.
На каждое изделие устанавливалось по два тормозных двигателя, которые крепились на крышке соплового блока ДУ-2. Тормозной двигатель 9Д112 служил для отделения головной части от ракетной и представлял собой штампованно-сварную конструкцию и имел диаметр 181 мм, длину - 320 мм. К корпусу двигателя крепился сопловый блок с газоотводом, который обеспечивал поворот газового потока, за счёт сопла, ось которого была наклонена к оси основного двигателя на 10°. Особенностью являлось то, что критическое сечение сопла подбиралось индивидуально для каждой партии заряда.
Пороховой заряд 9Х118Тр к тормозному двигателю изготавливался из пороха марки РСИ-60 и состоял из 36 одноканальных цилиндрических шашек с наружным диаметром 25,6-0,6 мм и длиной 320-4 мм каждая. Вес заряда составлял 6 кг. В целом работоспособность ДУ была подтверждена успешным проведением 26 огневых стендовых испытаний единичных двигателей, а также 4 огневыми стендовыми испытаниями двигательных установок в сборе25.
Система управления ракеты создавалась НИИ-592 ГРКЭ под руководством Н.А. Семихатова. Перед разработчиками стояла весьма сложная задача в короткие сроки спроектировать систему управления высокой надёжности, обеспечивающую необходимую точность стрельбы в условиях войсковой эксплуатации. Созданию системы управления предшествовали научно-исследовательские работы «Перспектива», «Система» и «Перспек-тива-2, в ходе которых была обоснована возможность стрельбы ракетами с инерциальной системой управления на дальность до 1000 км при вероятном отклонении ракеты от цели не более ±1,5 км.
Система управления комплекса 9К76 включала, автономную бортовую аппаратуру управления ракеты, наземное контрольно-испытательное оборудование и систему аварийного подрыва ракеты. За выполнение возложенных на систему управления задач отвечала бортовая аппаратура ракеты, которая в свой состав включала: гиростабилизированную платформу 9Б352 (ГСП) со станцией бортовых усилителей, счётно-решающие приборы автоматов дальности и стабилизации (СРП-АД и СРП-АС), первичный и вторичный источники питания, централизованный гидропривод, формирующие и коммутационные устройства, бортовую кабельную сеть.
Основным положительным качеством разработанной системы управления изделия следует считать применение платформы, стабилизированной с помощью гироскопов в инерциальном пространстве. На платформу
устанавливались чувствительные элементы для измерения ускорений (акселерометры). Ускорения измерялись в трёх направлениях - по высоте, боковому отклонению от плоскости стрельбы и по направлению к цели (в плоскости стрельбы).
В качестве бортового вычислительного прибора применялась специализированная цифровая вычислительная машина - СРП-АД и СРП-АС. Структурная схема СРП была близка к схеме работы цифровых интегрирующих машин (цифровых дифференциальных анализаторов), в которых любая промежуточная информация, так же, как и результат вычислений получался путём накопления (интегрирования) единичных приращений. В целом, предложенное НИИ-592 конструктивное решение позволяло обеспечить при стрельбе на предельную дальность, с учётом ошибок прицеливания, суммарные отклонения головной части ракеты от цели по дальности - 1,7 км, по направлению - 1,4 км.
На стартовом участке траектории корректировка курса производилась поворотными соплами двигателя первой ступени. Решетчатые неуправляемые аэродинамические стабилизаторы раскрывались во время старта и служили для стабилизации ракеты на атмосферном участке траектории. Раскрытие аэродинамических стабилизаторов второй ступени происходило при пуске ракеты за счёт действия гидроприводов, создававшихся заводом № 7 ГКОТ.
Состав наземного оборудования разрабатывало ОКБ-221. Оперативно-тактический ракетный комплекс помимо твердотопливной двухступенчатой ракеты в свой состав включал тринадцать элементов наземного стартового оборудования. Сокращение количества элементов в составе комплекса, по сравнению с жидкостными БР ДД, установка их на колёсном шасси высокой проходимости обеспечивало максимальную маневренность комплекса. Осуществлять подготовку и пуск ракеты в более широком температурном режиме, чем было предусмотрено ТТЗ, позволял установленный на ПУ термоизолированный контейнер, снабжённый системой обогрева. Испытательное-пусковое оборудование, входившее в состав машины испытаний и пуска ракеты (МИП 9В243) позволяло оценить работу СУ в процессе подготовки изделия, а высокая автоматизация проверочных операций давала возможность максимально сократить количество обслуживающего персонала.
Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 1103-396 от 28 октября 1963 г. была создана Государственная комиссия по совместным испытаниям комплекса 9К76 под руководством начальника ракетных войск и артиллерии ПриВО генерал-майора артиллерии И.Н. Милованова. Выход на совместные испытания был одобрен решением ВПК № 296 от 25 декабря 1963 г.
В соответствии с общей и частными программами испытаний ракетный комплекс прошёл испытания пусками 29 ракет, в ходе которых в различных климатических условиях были проверены его эксплуатационные и технические характеристики. Ракеты выдержали перевозку железнодорожным транспортом на расстояние 1000 км и транспортировку на ТМ и ПУ на удаление 1500 км, а также воздушную перевозку на самолёте Ан-12Б на высотах до 9 км и расстояние 7000 км. В ходе транспортных испытаний в объёме 10000 км прошли испытания на установление ресурса работоспособности ПУ, ТМ и другие агрегаты наземного оборудования. Была проведена проверка нахождения комплекса в различных степенях готовности. По результатам испытаний, Постановлением ЦК КПСС и Совета министров СССР от 23 декабря 1965 г. № 1139-382, комплекс Темп-С был принят на вооружение Советской армии.
Подводя итог, необходимо отметить, что советской промышленностью была проведена большая и сложная работа по созданию и принятию на вооружение комплекса 9К76. Ракета 9М76 являлась первой отечественной ракетой на твёрдом топливе с дальностью пуска до 900 км и высокими характеристиками точности, что являлось крупным достижением советского ракетостроения. Впервые в практике создания ракет оперативно-тактического назначения наиболее сложные вопросы решались коллегиально, советом Главных конструкторов. В процессе создания ракеты в ней были применены самые современные на тот период материалы и технологии: стеклотекстолит, теплозащитные покрытия, силицированный графит и т.д. Применение в качестве материала для двигателя стеклотекстолитовых труб, позволило существенно снизить вес ДУ. При этом коллектив разработчиков решил целый ряд вопросов, основными из которых являются: разработка и испытание крупногабаритного порохового заряда, разработка жаростойких материалов и теплозащитных покрытий, обеспечение принудительного выключения ДУ, разработка надёжного механизма отделения головной части, создание эффективных тормозных двигателей.
В ходе создания системы управления, основным коллективом Главных конструкторов пришлось решать вопросы: обеспечения работоспособности аппаратуры в условиях высоких виброударных перегрузок по сравнению с ракетами на жидком топливе, обеспечение заданной точности управления при значительных разбросах тяги, присущих твердотопливным ракетным двигателям. Решение указанных вопросов потребовало разработки и применение на комплексе ряда инновационных решений по сравнению с принятыми на вооружение жидкостными ракетами дальнего действия. К указанным вопросам необходимо отнести: применение ГСП для размещения чувствительных элементов СУ; применение электронного СПР-АД и СРП- АС.
Положительным в ходе отработки комплекса являлось то, что ракета и наземное оборудование проходили испытания совместно. В процессе проведения совместных испытаний, на комплексе и ракете было выполнено большое количество доработок, которые упростили их эксплуатацию и обеспечили выполнение основных характеристик ТТЗ. Вместе с тем, отказ от этапа лётно-конструкторских испытаний не приводил к уменьшению сроков и как показал опыт, значительно затруднял оценку надёжности комплекса.
В целом принятие на вооружение фронтового ракетного комплекса являлось шагом вперёд, по сравнению с состоявшими на вооружении БР ДД, что значительно повысило боевую готовность ракетных войск Сухопутных войск. Наличие в Сухопутных войсках высокомобильного оперативно-тактического ракетного комплекса позволило создать в их составе ракетные соединения для усиления фронтовых объединений, на важнейших операционных направлениях и надёжного ядерного поражения противника на всю глубину его оперативного построения. Кроме того, появилась возможность создать в составе Сухопутных войск дежурные силы и средства ядерного поражения, которые были способны в короткие сроки нанести ответный (ответно-встречный) ядерный удар по дежурным силам ядерного нападения НАТО, дислоцировавшимся в Европе.
Библиографический список:
[1] Мильбах В.С., Постников А.Г. Исторические вехи формирования ракетных войск Сухопутных войск //
Иркутский национальный исследовательский технический университет «Известия Лаборатории древних технологий». 2018. № 1. С. 198-204.
[2] Бабаков А.А. Вооруженные Силы СССР после войны. М.: Воениздат, 1987. С. 142-143.
[3] ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 325. Л. 14-20.
[4] Бодрихин Н.Г. Челомей / Николай Бодрихин; вступ. Ст. С.К. Шойгу; В.Е. Фортова. М.: Молодая Гвардия,
2014. С. 102-103.
[5] ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 498. Л. 21.
[6] ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 73. Л. 226.
[7] ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 498. Л. 4-5.
[8] Основы устройства и особенности эксплуатации ракеты 4К95 системы 2К17 / сост. Ю.М. Андриянов,
А.П. Пискунов, Н.М. Бутаков, М.М. Петров. М.: Воениздат, 1962. С. 8.
[9] Тихонов С.Г. Оборонные предприятия СССР и России. М.: Издательство «ТОМ», 2010. С. 254-256.
[10] Основы устройства и особенности эксплуатации ракеты 4К95 системы 2К17 / сост. Ю.М. Андриянов, А.П. Пискунов, Н.М. Бутаков, М.М. Петров. М.: Воениздат, 1962. С. 8.
[11] Бодрихин Н.Г. Челомей / Николай Бодрихин; вступ. Ст. С.К. Шойгу; В.Е. Фортова. М.: Молодая Гвардия, 2014. С. 105-106.
[12] ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 498. Л. 79-80.
[13] Мильбах В.С., Постников А.Г. Советская крылатая ракета на службе ракетных войск и артиллерии // Защита и безопасность. 2017. № 1 (80). С. 13-15.
[14] ЦАМО РФ. Ф. 7. Оп. 944347. Д. 202. Л. 249-251.
[15] Тактико-техническое задание на выполнение НИР «Исследование возможностей создания порохового управляемого реактивного снаряда с дальностью 1200 км» было выдано 4-м Управлением НРВ 3 марта 1958 г. // ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 496. Л. 7, 107-114.
[16] В соответствии с Постановлением Совета министров СССР № 1006-479 от 28 августа 1958 г. «О разработке ракеты Р-18».
[17] В соответствии с Постановлением Совета министров СССР №839-379 от 21 июля 1959 г.
[18] Их доклада маршала артиллерии С.С. Варенцова и генерал-полковника Н.Н. Жданова от 16 июня 1959 г. // ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 497. Л. 141-144.
[19] Качур Н., Архипов А. Крепя ракетно-ядерный щит Отечества // Армия. № 2. 2007. С. 53.
[20] ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 70. Л. 68-69.
[21] ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 71. Л. 141-144.
[22] АО ЦНИИСМ 55 лет. Ракеты и композиты // URL: http://k-blog.ru/
[23] Смесевое полиэфируретановое топливо с добавкой 7% алюминия в виде порошка.
[24] ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 72. Л. 219.
References
[1] Milbakh V.S., Postnikov A.G. Historical milestones in the formation of the missile troops of the Ground Forces
// Irkutsk National Research Technical University «News of the Laboratory of Ancient Technologies». 2018. № 1. P. 198-204.
[2] Babakov A.A. Armed Forces of the USSR after the war. M.: Military Publishing House, 1987. S. 142-143.
[3] TsAMO RF. F. 81. Op. 836698. D. 325. L. 14-20.
[4] Bodrikhin N.G. Chelomey / Nikolai Bodrikhin; intro. Art. S.K. Shoigu; V.E. Fortov. M.: Young Guard, 2014.
S. 102-103.
[5] TsAMO RF. F. 81. Op. 836698. D. 498. L. 21.
[6] TsAMO RF. F. 81. Op. 836698. D. 73. L. 226.
[7] TsAMO RF. F. 81. Op. 836698. D. 498. L. 4-5.
[8] Fundamentals of the device and features of the operation of the 4K95 rocket of the 2K17 system / comp.
Yu.M. Andriyanov, A.P. Piskunov, N.M. Butakov, M.M. Petrov. M .: Military Publishing House, 1962. P. 8.
[9] Tikhonov S.G. Defense enterprises of the USSR and Russia. M.: Publishing house «TOM», 2010. P. 254-256.
[10] Fundamentals of the device and features of the operation of the 4K95 rocket of the 2K17 system / comp. Yu.M. Andriyanov, A.P. Piskunov, N.M. Butakov, M.M. Petrov. M .: Military Publishing House, 1962. P. 8.
[11] Bodrikhin N.G. Chelomey / Nikolai Bodrikhin; intro. Art. S.K. Shoigu; V.E. Fortov. M.: Young Guard, 2014. Р. 105-106.
[12] TsAMO RF. F. 81. Op. 836698. D. 498. L. 79-80.
[13] Mil'bakh V.S., Postnikov A.G. Soviet cruise missile in the service of missile troops and artillery // Protection and security. 2017. No. 1 (80). pp. 13-15.
[14] TsAMO RF. F. 7. Op. 944347. D. 202. L. 249-251.
[15] The tactical and technical assignment for the implementation of research work "Study of the possibilities of creating a powder-guided rocket projectile with a range of 1200 km" was issued by the 4th Directorate of the NRV on March 3, 1958 // TsAMO RF. F. 81. Op. 836698. D. 496. L. 7, 107-114.
[16] In accordance with the Decree of the Council of Ministers of the USSR No. 1006-479 of August 28, 1958 «On the development of the R-18 rocket.»
[17] In accordance with the Decree of the Council of Ministers of the USSR No. 839-379 of July 21, 1959.
[18] Their report to Marshal of Artillery S.S. Varentsov and Colonel General N.N. Zhdanov dated June 16, 1959 // TsAMO RF. F. 81. Op. 836698. D. 497. L. 141-144.
[19] Kachur N., Arkhipov A. Strengthening the nuclear missile shield of the Fatherland // Army. No. 2. 2007. P. 53.
[20] TsAMO RF. F. 81. Op. 836698. D. 70. L. 68-69.
[21] TsAMO RF. F. 81. Op. 836698. D. 71. L. 141-144.
[22] JSC TsNIISM is 55 years old. Rockets and composites // URL: http://k-blog.ru/
[23] Blended polyether urethane fuel with 7% aluminum additive in powder form.
[24] TsAMO RF. F. 81. Op. 836698. D. 72. L. 219.
Титов А.А.
Заместитель начальника, Михайловская военная артиллерийская академия.
новые подходы и технические решения, положенные в основу создания в 1960-х годах советских крылатых и управляемых баллистических твердотопливных ракет оперативно-тактического назначения Аннотация. Статья посвящена процессу создания и принятия на вооружение, в период с 1959 г. по 1965 г., крылатой ракеты 4К95 (С-5), а также управляемой твердотопливной баллистической ракеты 9М76 «Темп-С». Анализ причин развития этого вооружения в СССР и США позволяет автору связать процесс их создания с появлением новых американских доктрин и необходимостью Советского Союза отвечать на вызовы своих противников. Выявлены основные направления в области создания ракетной техники оперативно-тактического назначения, для развития которых советское правительство активизировало усилия научно-технической мысли. На основе архивных материалов и воспоминаний участников событий показана деятельность отечественных научных учреждений, а также научно-производственных и промышленных предприятий, создававших и принимавших участие в создании ракетной техники. При этом в научный оборот вводится значительное количество документов и материалов, наиболее полно отражающих процесс создания и развития ракетного вооружения оперативно-тактического назначения, ранее неизвестных научной общественности и специалистам. В статье проводится анализ конструкции как самих ракет, так и их отдельных элементов, с использованием которого автором раскрываются новые подходы и инновационные конструкторские решения советских учёных, положенные в основу создания средств ядерного поражения оперативно-тактического назначения для Сухопутных войск Вооружённых Сил СССР. Даётся современная оценка этих решений. Особое внимание в статье уделяется вопросам кооперации предприятий отечественной оборонной промышленности в ходе создания ракетной техники.
Ключевые слова: история создания ракет, управляемая твердотопливная баллистическая ракета, Темп-С, крылатые ракеты Сухопутных войск, система С-5.
Titov A.A.
Deputy Head of the Mikhailovsky Military Artillery Academy.
New approaches and technical solutions laid the foundation for the creation of Soviet cruise and guided ballistic solid-fuel missiles for operational and tactical purposes in the 1960s Abstract. The article is devoted to the process of designing and adopting the 4K95 (S-5) cruise missile, as well as the 9M76 Temp-S guided solid-propellant ballistic missile for service in the period from 1959 to 1965. Having analyzed the reasons for the development of these weapons in the USSR and USA, the author links the process of their designing with the introduction of new American doctrines, which provoked the Soviet Union to respond to the challenges of its opponents.The article reveals the main approaches in the designing operational-tactical missiles, for the development of which the Soviet government intensified its scientific and technological endeavours. Based on archives and memories of participants of the events, the article shows activities of Russian scientific institutions, as well as research-and-production and industrial enterprises taking part in the development of missile technology. Significant number of documents and materials that reflect the process of operational-tactical missile development (previously unknown to the scientific community) were introduced into academic circulation. The article analyzes the design of the missiles and their individual components. This analysis reveals new approaches and innovative design solutions, which formed the basis for the development of operational-tactical nuclear weapons for the USSR Ground Forces. The research provides current estimate of these solutions. The article focuses on cooperation of enterprises of the Russian defense industry in the process of missile technology developing.
Key words: history of the creation of missiles, guided solid-fuel ballistic missile, Temp-C, Ground Forces cruise missiles, S-5 system.
