Все работы осуществляются по договору

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.

Официально разработка комплекса была задана постановлением СМ СССР от 24 августа 1965 года. В 1966 году был выполнен эскизный проект подвижного комплекса 15П699.

Разработчик самоходной пусковой установки - КБСМ (гл.конструктор Б.Г.Бочков), твердотопливный двигатель первой ступени разрабатывался в КБ машиностроения (гл.конструктор Цирюльников М.Ю.), разработчик заряда - НИИ-130 (гл.конструктор Л.Н.Козлов). Параллельно основному варианту размещения ракет в КБСМ прорабатывалось несколько шахтных вариантов базирования МБР РТ-20П.

Летный испытания ракеты начались в октябре 1967 года в Плесецке (технический руководитель испытаний В.С.Будник). Было проведено 12 испытательных пусков после чего в октябре 1969 года 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.

Комплекс получил обозначение НАТО SS-X-15 "Scrooge" .

Состав

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. 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.

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.

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 6х10 5 Н/м 2 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 5х10 5 Н/м 2 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.

• Монтаж печей, каминов, котлов, дымоходов, теплоизоляция стен, пола, гидроизоляция кровли при проведении дымохода.
• Осуществляестся строительство под "ключ" бань, саун.
• Ремонт и восстановление ранее установленных дымовых систем
• Строительство хамамов или турецких бань , финских саун

Почему мы Вам можем быть интересны:

• Квалифицированные специалисты с большим опытом в строительстве и отделке бань, саун и хаммам. Наша бригада строителей-монтажников имеет большой опыт именно в постройке бань, саун и хаммам. В нашем портфолио множество качественно выполненных работ по строительству, монтажу оборудования и отделке парных.
• Приемлемые цены - мы всегда стараемся пойти Вам на встречу и рекомендуем как можно сэкономить не в ущерб качеству.
• Качественная прозрачная работа. Профессионально и ответственно подходим к любому делу, каждый шаг согласовываем с клиентом. В наших интересах, что бы проделанная работа радовала заказчика все время!
• Широкий спектр услуг. У нас возможно заказать баню, финскую сауну, хаммам на любой вкус и кошелёк от самых простых и аскетичных, до шикарных и царских - с постройкой «под ключ» и отдельные виды работ. А так же возможно заказать отделку парной или монтаж печи и дымохода, парогенератора и другого оборудования.
• Минимальные сроки исполнения. Выполняем работы чётко в оговорённые сроки. И все доделываем до конца!
• Техническое обслуживание возведённых объектов после завершения строительства, отделки и монтажа. После завершения работ, возможен вызов мастера для технического обслуживания оборудования, по договорённости.

Все работы осуществляются по договору.

Звоните: 8-495-989-40-74
Пишите: info@сайт

Будем рады сотрудничеству с Вами!

Примеры работ:

Монтаж камина в доме

Монтаж газового котла

Монтаж печи-камина в деревянном доме

ПУ РТ-20 на параде

Эскизный проект комбинированной двухступенчатой баллистической ракеты разработан в КБ "Южное" под руководством Михаила Янгеля в декабре 1964 года. Постановление правительства о начале разработки ракеты РТ-20П вышло 24 августа 1965 года. Ведущий конструктор – Василий Будник.

Предполагалось, что ракета будет оснащена первой ступенью с двигателем на твердом топливе и второй ампулизированной ступенью, оснащенной ЖРД. При такой схеме обеспечивались требуемые стартовая масса ракеты и точность стрельбы. Как известно, важнейшим параметром, влияющим на точность стрельбы, является скорость ракеты при выключении двигателя последней ступени. К началу разработки РТ-20П достаточно эффективного механизма отсечки тяги в момент выключения твердотопливного двигателя ступени еще не было разработано. Конструкция жидкостных ракетных двигателей была отработана. Поэтому Янгель принял решение о создании комбинированной ракеты.

Проектно-поисковые работы по твердотопливным ракетам были начаты в КБ "Южное" под руководством Михаила Янгеля в ноябре 1960 года. В 1963 году для производства твердотопливных двигателей и ракет был образован Павлоградский механический завод. В 1964 году для разработки твердотопливных двигателей на территории завода создано конструкторское бюро.

"В составе ПО ЮМЗ (Южный машиностроительный завод – прим. авт.) особое место занимает Павлоградский механический завод (ПМЗ). Образованный в декабре 1963 года как специализированный производственный объект завода № 586, ПМЗ за короткий срок превратился в базовое предприятие отрасли по изготовлению, сборке и отработке двигателей и ракет на твердом топливе. С 1965 года по настоящее время заводом руководит В.М.Шкуренко, ранее работавший начальником цеха главной сборки головного завода.

В январе 1964 года в составе ОКБ- 586 на территории ПМЗ для конструкторской разработки первого крупногабаритного двигателя было образовано КБ-5 во главе с Г.Д.Хорольским. В феврале 1966 года КБ-5 реорганизуется в проектно-конструкторское бюро по разработке и экспериментальной отработке твердотопливных двигателей, которым в течение почти тридцати лет руководил главный конструктор В.И.Кукушкин.

В тесном содружестве были созданы твердотопливные двигатели для первого подвижного ракетного комплекса (РТ-20П) и ракеты морского базирования".

Твердотопливная двигательная установка первой ступени РТ-20П была разработана под руководством главного конструктора КБ-5 "КБ Южное" Владимира Кукушкина. Она имела четыре поворотных сопла. Твердотопливный заряд разработан в НИИ-125 под руководством Бориса Жукова.

На второй ступени ракеты использовался двигатель 15Д12, разработанный под руководством главного конструктора КБ-4 КБ "Южное" Ивана Иванова. Топливо – AT и НДМГ. Позже модернизированный двигатель 15Д12, получивший индекс 15Д169, был установлен на вторую ступень ракеты МР-УР-100.

Разрабатывались шахтный, подвижной грунтовой и железнодорожный варианты боевого ракетного комплекса. В качестве окончательного варианта выбран подвижно-грунтовой комплекс. Пусковую установку решено было разместить на шасси тяжелого танка Т-10М, разработанного в КБ-3 Ленинградского Кировского завода под руководством Жозефа Котина.

Ракета размещалась в транспортно- пусковом контейнере. Впервые для ракеты наземного базирования был отработан минометный старт (способ старта, при котором маршевый двигатель первой ступени включается на высоте 20 – 30 метров над верхним срезом пусковой установки с целью снижения разрушительного воздействия газовой струи работающего маршевого двигателя на стартовые агрегаты) из транспортно-пускового контейнера с помощью порохового аккумулятора давления.

"Павлоградцы первыми в стране освоили в производстве мощные пороховые аккумуляторы давления, что в немалой степени способствовало успешному внедрению минометной схемы старта". (Паппо-Корыстин В., Платонов В., Пащенко В. Днепровский ракетно-космический центр. – Днепропетровск. ПО ЮМЗ-КБЮ, 1994. С. 25).

Предусматривалось оснащение двумя типами головных частей: тяжелой и легкой. Первоначально разрабатывалась ракета, оснащенная "тяжелой" ГЧ мощностью 1,5 Мт. Расчетная дальность ракеты – 5 000 км. Позже разработан проект с использованием более легкой головной части. При этом мощность боевого заряда уменьшилась до 550 кило- тонн. Однако появилась возможность достижения межконтинентальной дальности полета.

"Если бы ракета была создана, она была бы самой "легкой" МБР из существующих (напомню: стартовая масса разрабатывавшейся МБР "Гном" была 29 тонн – прим. авт.) при вполне удовлетворительном значении массы полезной нагрузки к стартовой массе. Вместе с тем разработка ракеты "комбинированной" (ЖРД и РДТТ) схемы подтвердила, что еехарактеристики будут промежуточными между характеристиками ракет жидкостных и твердотопливных". (Межконтинентальные баллистические ракеты СССР (РФ) и США. История создания, развития и сокращения/Под. ред. Е.Б.Волкова. – М.: РВСН, 1996. С. 171). Комбинированная баллистическая ракета РТ- 20П была оснащена автономной инерциальной системой управления.

МБРРТ-20П

В октябре 1967 года начаты испытания ракеты на полигоне Плесецк. В рамках ЛКИ проведено восемь (по другим данным – двенадцать) пусков. В октябре 1969 года разработка боевого ракетного комплекса РТ-20П прекращена. Ракета была показана на параде в Москве 7 ноября 1965 года.

РТ-20П – это единственная комбинированная межконтинентальная баллистическая ракета, оснащенная твердотопливным и жидкостным ракетными двигателями.

ДАННЫЕ НА 2011 г. (стандартное пополнение)
Комплекс 15П699, ракета РТ-20П / 8К99 - SS-XZ / SS-X-15 SCROOGE
Комплекс 15П099, ракета РТ-20П / 8К99 (шахтный)

Межконтинентальная баллистическая ракета (МБР) / подвижный грунтовый ракетный комплекс. 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.

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.

Особая благодарность "Практику" (http://military.tomsk.ru/forum) за помощь в подготовке материалов.

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.

http://bastion-karpenko.narod.ru).

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.

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.

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.

Приказом Главного конструктора № 7 от 22 февраля 1964 г. ведущим конструктором комплекса назначен Б.А.Ковтунов, ведущим конструктором ДУ первой ступени - С.В.Борисенко. Весь 1964 г. проходил под знаком разработки эскизного проекта, подготовки производства к изготовлению материальной части как на Днепропетровской, так и на Павлоградской территориях, строительства стендов, выпуска чертежно-технической документации. Еще на этапе проведения НИР в Павлограде была проведена реконструкция механического цеха №3 филиала ОКБ-586, ранее принадлежавшего СКБ-10, закончены строительство и ввод в эксплуатацию механосварочного корпуса №2, оборудованного комплексом нестандартного оборудования для сварки, термообработки и гидроиспытаний корпусов РДТТ. На площадках корпуса №27 был организован участок нанесения теплозащитных покрытий с оборудованием для их пропитки, укладки и полимеризации. Изготовлена и смонтирована установка силицирования графита, начато строительство участка порошковой металлургии для изготовления деталей соплового блока из псевдосплава ВНДС. К концу 1964 г. были завершены реконструкция и доукомплектование этих производственных участков, а также организован участок сборки элементов корпуса и соплового блока. На площадке №2 были построены и сданы в эксплуатацию корпус для снаряжения и термостатирования РДТТ, а также корпус дефектации матчасти после огневых стендовых испытаний. Одновременно на павлоградской территории создавалась экспериментальная база для отработки РДТТ. Еще в 1961 г. на площадке №5 был построен и сдан в эксплуатацию стенд для проведения огневых испытаний модельных двигателей. В 1962 г. на этой же площадке внедрена установка УМ-1 для проведения холодных испытаний элементов соплового блока. Основное внимание на протяжении 1963-1964 гг. было уделено строительству испытательного комплекса, состоящего из двух открытых горизонтальных стендов для проведения огневых пусков РДТТ - с тягой до 20 т на площадке № 2 и с тягой до 200 т на площадке № 3. Документация на строительство комплекса была разработана Днепровским проектным институтом. Огневой стенд на площадке № 3, предназначенный для испытаний РДТТ 15Д15, полностью укомплектован и введен в эксплуатацию в 1965 г.

Эскизный проект ракеты 8К99 выпущен в декабре 1964 г. Согласно требованиям техзадания КБ Кироского завода (г.Ленинград) под руководством Ж.Я.Котина разработана самоходная ПУ на гусеничном ходу для пуска МБР из ТПК.

Испытания . В январе 1964 года комиссией начальника Главного управления ракетного вооружения РВСН под председательством начальника 53 научно-исследовательского полигона генерал-майора Г.Е. Аппаидзе были определены места строительства для испытания боевых ракетных комплексов с ракетами 8К98 и 8К99.

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".

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	3Л	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	4Л
03	01.11.1967 г.	Плесецк	5Л	пуск аварийный из-за прогара диафрагмы соплового блока ДУ первой ступени и его разрушения
04	12 февраля 1968 г.	Плесецк	7Л	пуск неудачный
05		Плесецк	8Л	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
07		Плесецк	9Л	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

Решением ВПК №32 от 2 февраля 1968 г. несмотря на неудачные испытания поручалось изготовить и поставить Министерству обороны СССР ракеты и агрегаты, необходимые для проведения опытной войсковой эксплуатации одного дивизиона ПГРК 15П699. После пуска в ноябре 1967 г. последовал перерыв в 2 месяца в ходе которого велись доработки ДУ первой ступени. В ходе пусков в 1968 г. только три пуска из 7 были относительно успешными. В том числе в одном из пусков от тряски гусеничного шасси ракета провернулась в направляющих и при пуске разворотила и пусковой контейнер и саму пусковую установку.

Для устранения выявленных в 1968 г. неисправностей в двигателях 1-й и 2-й ступеней, бортовой и наземной аппаратуре системы управления произведены необходимые доработки ракеты и комплекса. Но постановлением СМ СССР №12-6 от 6 января 1969 г. серийное производство ракет и оборудования комплекса 15П699 прекращено. Разрешалось в течение первого полугодия 1969 г. провести пуски ракет из имеющегося задела для проверки в натурных условиях технических решений, которые могли быть использованы в перспективных разработках. Это решение было принято по предложению МО СССР, которое на протяжении всей разработки "настороженно" относилось к комбинированной ракете, считая, что разрабатываемый параллельно полностью твердотопливный комплекс "Темп-2С" должен успешно решить все задачи, возлагаемые на комплексы с ракетами 8К99 и 8К98. Официальная версия этого решения: "ввиду значительного количества неудачных пусков ракеты...". На самом деле это было связано с нежеланием военных эксплуатировать подвижный боевой ракетный комплекс с жидким топливом на борту, а также с неготовностью РВСН к развертыванию позиционных районов (места дислокации ПГРК, маршруты боевого дежурства, размещение хранилищ, ремонтно-технических баз, связь, охрана, социальная сфера и т. д.) - второе весьма сомнительно т.к. развертывание МБР "Темп-2С" предполагало те же самые мероприятия.

В июле-августе 1969 г. на полигоне Капустин Яр были проведены успешные пуски ракет 16Л, 12Л, 13Л. Появилась реальная возможность завершения летных испытаний в 1970 г. с учетом того, что из 19 оставшихся ракет три были собраны, а остальные находились в разных стадиях изготовления. ОКБ-586 в лице М.К.Янгеля направило предложения об использовании ракет 8К99 в шахтных пусковых установках взамен ракет 8К63У и 8К65У. Однако и эти предложения были отклонены. Постановлением СМ СССР от 6 октября 1969 г. разработка ракетного комплекса с ракетой РТ-20П / 8К99 прекращалась. Вся конструкторская документация по комплексу была передана в Московский Институт Теплотехники.

В докладе по итогам работы за 1963-1968 г.г. М.К.Янгель в числе причин отставания в отработке комплекса РТ-20П, наряду с недостатками в отработке зарядов, ДУ первой и второй ступени, системы управления, отметил недостаточный опыт исполнителей и недостаточное внимание к разработке ракеты ведущих конструкторов КБ и лично Генерального конструктора. Вероятно, все же главной причиной были не технические трудности отработки, а огромная концентрация сил КБ на создании важнейших боевых ракетных комплексов с жидкостными ракетами Р-36 с модификациями, Р-36М и периодичес¬кое отвлечение этих же сил на решение многочисленных других задач (лунный корабль, МР-УР100, 11К67, 11К69, 11К68 и т.п.).

Пусковая установка и базирование - в состав средств комплекса входят самоходная пусковая установка на гусеничном шасси и транспортно-установочный агрегат на таком же шасси.

Самоходная ПУ 15У51 / СМ-СП21 на шасси "объект 821" на базе танка Т-10 разработки КБ-3 Ленинградского Кировского Завода, главный конструктор Ж.Я.Котин. Стартово-пусковое оборудование разработки КБ Специального Машиностроения, главный конструктор Б.Г.Бочков.
Тип старта - из ТПК с помощью ПАД (порохового акумулятора давления)
Длина СПУ с ТПК - 20,0 м
Ширина - 4,4 м
Высота - 3,15 м
Масса СПУ - 62.2 т

СПУ 15У51 МБР РТ-20П в предстартовом положении (Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро "Южное". г.Днепропетровск, ГКБ "Южное", 2000 г.).

Модель проекта СПУ 15У51 с ракетой РТ-20, Музей истории и техники ОАО "Кировский завод", 2001 г. (фото - А.В.Карпенко, http://bastion-karpenko.narod.ru).

Транспортно-пусковой контейнер из сплава АМг-6 с системой термостатирования.
Длина ТПК - 18.9 м
Диаметр ТПК - 2 м

В процессе проектирования рассматривались разные варианты схем старта МБР:
- ЦНИИмаш предлагал осуществлять старт на маршевом двигателе первой ступени с закачкой передстартом в придонный объем ТПК воды с частичным раскрывом створок на боковой поверхности ТПК для сброса излишков давления (подобная схема уже была реализована при старте МБР РТ-2).
- ОКБ-586 предложил новую схему старта - с помощью ПАД (порохового акумулятора давления), размещенного в придонном объеме ТПК. Разработка ПАД велась НИИ-125, генеральный конструктор - Б.П.Жуков. Отработка модели старта производилась на стендах КБ Спецмаш. Натурная отработка велась на Павлоградском механическом заводе.

Транспортно-установочный агрегат СМ-СП20 разработки КБ Специального Машиностроения на шасси "объект 820" на базе танка Т-10 разработки КБ-3 Ленинградского Кировского Завода.
Длина с ТПК - 20,0 м
Ширина - 4,4 м
Высота - 3,15 м
Масса СПУ - 78,9 т
Скорость:
- шоссе - 40 км/ч
- бездорожье - 20 км/ч

В состав дивизиона ПГРК (подвижного грунтового ракетного комплекса) 15П699 входило:
- 6 самоходных ПУ 15У51 (СМ-СП21) с ракетами РТ-20П (8К99);
- машина боевого управления 15Н809;
- 2 машины подготовки позиции 15Н1034;
- 2 дизель-электростанции 15П694;
- узел связи «Рельеф».

Ракета РТ-20П / 8К99
Конструкция ракеты - двухступенчатая.

Первая ступень 8С991 с РДТТ 15Д15, вторая ступень 8С992 (в некоторых источниках вероятно ошибочно называется 8К94) - жидкостная.

Конструкция ракеты РТ-20П (Ракеты и космические аппараты
конструкторского бюро "Южное". г.Днепропетровск, ГКБ "Южное", 2000 г.).

Приборный отсек расположен непосредственно за головной частью и стыкуется с боевым блоком при помощи разрывных болтов. В приборном отсеке смонтированы приборы автономной инерциальной системы управления, а также ампульная бортовая батарея.
Приборный отсек в случае использования легкой головной части имеет форму усеченного конуса, тяжелой головной части - цилиндрическую форму.

К нижнему торцевому шпангоуту двигателя первой ступени крепится хвостовой отсек, предохраняющий сопла двигателя и рулевой привод от потока воздуха и газовых струй. Крепление ракеты к опорной плите контейнера производится с помощью восьми разрывных болтов, установленных на нижнем торцевом шпангоуте двигателя первой ступени. Он имеет узлы продольного крепления ракеты к ТПК. В качестве узлов поперечного крепления ракеты в ТПК используются четыре кольцевые опоры, сбрасываемые после выброса ракеты из ТПК. Вдоль корпусов обеих ступеней ракеты снаружи имеются короба в которых проложены бортовая кабельная сеть, а с противоположной стороны вдоль корпуса второй ступени проложены трубопроводы пневмогидравлической системы.

Первая и вторая ступени соединены клёпанным переходным отсеком цилиндрической формы из алюминиевого сплава Д19АТ с 16 окнами общей площадью 1.2 кв.м. для обеспечения "горячего" старта второй ступени. Ко второй ступени переходное кольцо крепится разрывными болтами. Вторая ступень оснащена двумя тормозными соплами, расположенными в приборном отсеке. Сопла используют газ наддува топливных баков для увода ступени с траектории движения ГЧ. Топливный отсек второй ступени - сварной с промежуточным днищем вафельной конструкции. В полостях бака установлены сферические демпферы для уменьшения колебаний жидкости при транспортировке. Материалы ступени - алюминиевые сплавы.

КСП ПРО (комплекс средств преодоления ПРО):
- после отделения ГЧ вторая ступень выполняет роль ложной цели;
- использован КСП ПРО ракеты 8К67 включающий контейнеры с надувными легкими ложными целями, которые монтировались на заднем днище топливного отсека второй ступени. Это обеспечивало отстрел последних с требуемыми скоростями и направлением для обеспечения построения совместно с ББ эффективной боевой цепочки.

Система управления и наведение - система управления ракеты инерциальная с малогабаритной гиростабилизированной платформой с гироскопами на воздушном подвесе (разработка - НИИ-49, главный конструктор - В.П.Арефьев) и быстродействующей БЦВМ. Связь СУ с аппаратурой пусковой установки осуществляется с помощью двух блоков разъемов. Разработка систему управления ОКБ-692, главный конструктор - В.Г.Сергеев. Система управления выполнена в виде герметичного контейнера (впервые в ОКБ-586).
Масса приборов системы управления - 250 кг

Полетное задание вводилось дистанционно.
Управление ракетой осуществлялось по шести каналам управления:
1) канал стабилизации по углу крена;
2) канал боковой стабилизации;
3) канал управления нормальной скоростью;
4) канал управления продольной скоростью;
5) канал управления дальностью полёта (управление выключением двигателя второй ступени и отделением головной части);
6) канал управления разделением ступеней.
Каналы 1-4 представляли собой замкнутую систему автоматического регулирования, работающую по принципу устранения рассогласования между текущим значением регулируемого параметра и его программным значением. Работа каналов 5 и 6 осуществляется по разомкнутой схеме, т.е. при выполнении необходимых условий подаются команды на разделение ступеней, выключение двигателя второй ступени и отделение головной части.

Органы управления:
- 1 ступень - 4 поворотных сопла;
- 2 ступень - по углам тангажа и рыскания - вдув турбогаза в закритическую область сопла из 4 специальных сопел, управления по крену - 2 пары тангенциально расположенных управляющих сопла, работающих на турбогазе. Источник турбогаза - турбина ТНА основного двигателя ступени.

Описание пуска и полета ракеты РТ-20П:
- наведение - перед стартом осуществляется азимутальное прицеливание ракеты - происходит совмещение оси X гиростабилизированной платформы с плоскостью стрельбы. Грубое совмещение оси X с плоскостью стрельбы (±10 град) производится путем разворота стартового агрегата, точное - поворотом гиростабилизированной платформы. Ввод полётного задания в систему управления - дистанционный.
- пуск - по команде «Пуск» начинаются операции, предшествующие старту - проверка бортовых систем, переключение ракеты на бортовое питание и т.д. Примерно через 3 мин, после команды «Пуск» подрывается удлинённый кумулятивный заряд крышки ТПК, запускается пороховой двигатель увода крышки и крышка отделяется от контейнера. После разделения блока разъёмов контейнера и разрыва болтов крепления ракеты в ТПК запускается ПАД и при достижении в подракетном объёме давления 600 кН/кв.м ракета начинает движение. Форма порохового заряда ПАД выбрана такой, что указанное давление в подракетном объёме в процессе движения ракеты в контейнере поддерживается постоянным. В момент выхода из ТПК ракета достигает скорости 30 м/с. На высоте 10-20 м над срезом контейнера происходит запуск маршевого РДТТ первой ступени. Одновременно осуществляется отделение опорных колец и разделение блока разъёмов ракеты.
- работа 1-й ступени - РДТТ первой ступени работает примерно 58 с. При падении давления в камере до 500 кН/кв.м запускается режим РДТТ конечной ступени, который работает до полного выгорания топлива. Через 11 с после запуска конечной ступени запускается двигатель второй ступени.
- работа 2-й ступени - при выходе ЖРД 2-й ступени на режим 90% номинальной тяги происходит разделение ступеней ракеты. В случае использования, «лёгкой» головной части на 56 с работы двигателя второй ступени производится сброс головного обтекателя. При достижении требуемого сочетания параметров движения ракеты (скорости, координат и др.), обеспечива¬ющего заданную дальность стрельбы, система управления подает команду на выключение двигателя с отдельением головной части.

Перед выходом ракеты из ТПК, может быть произведено аварийное прекращение пуска. Предусмотрена также возможность аварийного подрыва ракеты в полёте. В ракете реализовано «горячее» разделение ступеней, при котором отделение первой ступени происходит после запуска двигателя второй ступени. В конце работы двигателя первой ступени ракета набирает высоту около 27 км. 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 около 40 км. В период подъёма до этой высоты управляемость ракета обеспечивается вспомогательным двигателем - пороховым ракетным двигателем конечной ступени тяги, который запускается после выгорания топлива в двигателе первой ступени.

Двигатели :
- 1 ступень 8С991 - РДТТ 15Д15, для разработки двигателя в январе 1964 г. в ОКБ-586 создан специализированный комплекс № 9 под руководством заместителя Главного конструктора комплекса М.Б.Двинина, главный конструктор двигателя - М.Ю.Цирульников, ведущий конструктор двигательной установки - С.В.Борисенко. Корпус РДТТ - сварной из стали СП28 - состоит из двух полукорпусов с клиновым соединением. В месте соединения полукорпусов устанавливается специальный узел на котором крепится бронированный вкладной заряд твердого топлива. Сопловой блок двигателя выполнен с использованием псевдосплава ВНДС и включает в себя 4 поворотных сопла, поворачиваемых гидравлическими рулевыми машинками. Рабочее тело рулевых машинок подается твердотопливным газогенератором. Смесевое топливо и заряд разработаны НИИ-125 под руководством Б.П.Жукова, ведущий конструктор Л.Н.Козлов. Топливо производилось заводом №98.
Тип топлива - твердое смесевое первого поколения
Тяга двигателя - 60 тонн
Масса заряда РДТТ - 16700 кг
Масса конструкции РДТТ - 2450 кг
Время работы РДТТ - 58 сек

2 ступень 8С992 - однокамерный ЖРД 15Д12 с ТНА, двигатель выполнен ампулизированным. Разработчик ЖРД - КБ-4 ОКБ-586, ведущий конструктор - А.Т.Животов. Двигатель двухрежимный - в созможностью глубокого дросселирования по тяге для обеспечения большей точности при отделении БЧ.
Тяга двигателя:
- маршевая - 14-15 тонн
- дросселированная - около 1.5 тонн
Компоненты топлива:
- окислитель - азотный тетроксид
- горючее - НДМГ
Время работы ЖРД - 56 сек (с легкой БЧ на максимальную дальность)

Двигатель 15Д12 ракеты РТ-20П и ТНА от этого двигателя. Музей РВСН, г.Первомайск, Украина (фото из архива Salo, http://www.novosti-kosmonavtiki.ru).

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

ТТХ ракеты :
Длина:
- полная с легким боевым блоком - 17,8 м
- полная с тяжелым боевым блоком - 17,48 м
- без головной части - 16,2 м
Длина 1 ступени - 6,12 м
Длина 1 ступени с межступенчатым отсеком - 9,8 м
Длина 2 ступени - 8,4 м
Длина ГЧ - 1.65 м
Диаметр корпуса:
- максимальный - 1,8 м (1.6 м по др.данным)
- 1 ступени - 1.8 м (1.6 м по др.данным)
- 2 ступени - 1.8 м (1.6 м по др.данным)
- ГЧ - 1.05 м

Масса стартовая:
- по первоначальным ТТТ, 1961 г. - 25.000 кг
- по ТТТ 1963 г. - 30.000 кг
- реально - 30,0-30,2 т
Масса конструкции 1 ступени - 2.45 т
Масса топлива:
- общая - 25,4 т
- 1 ступени - 16,7 т
- 2 ступени - 8,9 т

Дальность действия:
- тяжелым боевым блоком - 7000-8000 км (5000-7000 км по др.данным)
- легким боевым блоком - 11000 км (9000-11000 км по др.данным)
КВО - 2000-4000 м
Высота окончания работы 1-й ступени - 27 км
Высота разделения ступеней ракеты - 40 км

Типы БЧ - термоядерная моноблочная БЧ двух вариантов исполнения - легкая и тяжелая. ГЧ крепится разрывными болтами к верхнему стыковочному шпангоуту приборного отсека.
Габариты ГЧ:
- длина - 1,65 м
- диаметр - 1,05 м

Модификации :
РТ-20 - первоначальный проект на этапе предварительной проработки.

РТ-20П - проект ракеты опытного подвижного грунтового ракетного комплекса.

Статус : СССР - ракета создана, испытывалась, на вооружение не принята.

Источники :
Карпенко А.В., Уткин А.Ф., Попов А.Д. Отечественные стратегические ракетные комплексы. С.-Пб, Невский бастион. 1999 г.
Призваны временем (КБ "Южное")
Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро "Южное". г.Днепропетровск, ГКБ "Южное", 2000 г.
Северный космодром России.