Были уточнены также и массогабаритные характеристики разрабатываемой ракеты: стартовая масса — 106 т (с учетом ограничений по договору ОСВ-2) и длина в транспортировочном положении — 21,9 м (для обеспечения планируемого размещения в пусковой установке БЖРК).
Принятые характеристики ракеты были очень напряженными, и с их обеспечением возникли серьезные проблемы. Проработки КБ «Южное» показали, что в принятой стартовой массе не удержаться. Не обладают необходимыми характеристиками маршевые двигатели. Потребуется очень большой объём их отработки и соответственно длительные сроки. На переходных участках полета, при разделении ступеней не обеспечивалась управляемость ракеты. Все это усугублялось большими разбросами тяги и времен работы двигателей. Это были только самые главные проблемы.
Первоначально прорабатывался вариант управления полетом на всех ступенях с помощью вдува газа в закритическую часть сопла из камер сгорания двигателей. Прорабатывался также вариант сделать все ступени статически устойчивыми путем установки на каждой ступени мощных стабилизаторов. Это приводило к существенному усложнению конструкции ракеты, увеличению ее габаритов и стартовой массы, в то время, когда она и без того уже значительно превышала стартовую массу американской MX. Необходимо было искать новый способ управления.
Фото 22. Отклоняющаяся головная часть ракеты семейства РТ-23 для БЖРК с «надутым» наконечником обтекателяНезадолго до этого в отделе КБ «Южное», руководимом И. М. Игдаловым, занимались исследованием принципиально нового способа управления ракетой путем поворота головного отсека в двухстепенном карданном шарнире. Этот способ был использован в КБ «Южное» еще раньше в проектно-конструкторских проработках по ракете 15Ж41. В этом случае управление осуществлялось за счет использования двух составляющих управляющего усилия: аэродинамического — в плотных слоях атмосферы и массового, смещения центра массы, относительно направления тяги двигателей — на всем участке полета.
Учитывая зашедшие в тупик работы по проблеме управляемости ракеты, руководство предприятия обратилось к этой новой идее, которая могла стать перспективной. Были проведены продувки модели такой ракеты в ЦАГИ и ЦНИИмаш, в ходе которых были подтверждены первоначальные многообещающие результаты.
Датой рождения нового способа управления, который в просторечии стал называться «качанием головой», можно считать декабрь 1976 года, когда главный конструктор В.Ф. Уткин утвердил отчет, содержащий результаты проектной оценки варианта ракеты, управляемой путем поворота головного отсека. Научно-технический совет КБ «Южное» рекомендовал этот вариант ракеты для эскизного проектирования. Аналогов такого технического решения на таких больших ракетах не существовало. Это было очень смелым решением В.Ф. Уткина. Авторами этой идеи были И.М. Игдалов и А.Д. Гордиенко. В разработке и отработке этого уникального способа управления приняло участие все руководство и ведущие специалисты КБ «Южное».
Далеко не все в окружающем мире, и в частности, руководстве положительно оценили такой экстравагантный способ управления. Было много обсуждений. Но В.Ф. Уткину оказали серьезную поддержку главный конструктор НИИАП Н.А. Пилюгин, ответственный за систему управления и директор ЦНИИмаш Ю.А. Мозжорин, без положительного мнения которого ничего бы не получилось.
С целью отработки способа управления «качанием головой» были осуществлены исследования во многих организациях. Для экспериментальной отработки были изготовлены специальные нагрузочные стенды, на которых были проведены циклы почти натурных испытаний.
Предложенный способ управления имел дополнительные достоинства, не требовал затрат энергетики при создании управляющих усилий маршевым двигателем. Возмущения по крену были минимальными, что давало возможность упростить систему управления.
Благодаря близости карданного узла к жидкостной двигательной установке ступени разведения удалось совместить источники гидравлического питания двигателей разведения и рулевых машин, обеспечивающих отклонения головного отсека, выполнив их в виде централизованного источника питания. Это существенно упростило конструкцию ракеты. Но самое главное заключалось в том, что создание твердотопливных двигателей второй и третьей ступеней и системы управления ракеты оказались развязаны между собой. При этом стала возможной любая модернизация двигателей без существенного изменения системы управления, что и было осуществлено в ходе дальнейшей разработки ракет РТ-23 и РТ-23 УТТХ.
В конструкции ракеты было внедрено множество оригинальных технических решений. К ним, в частности, относилось минометное разделение ступеней. При нем от порохового аккумулятора давления наддувался межотсечный объем. Затем при помощи удлиненного кумулятивного заряда происходило разделение ступеней. Не традиционными были и наконечники обтекателя ракеты изменяемой формы и многое другое.
Постановлением правительства в июне 1976 г. КБ «Южное» было поручено начать полномасштабную разработку стационарного РК РТ-23 шахтного базирования с МБР легкого класса 15Ж44, оснащаемой моноблочной ГЧ, а также начать работы по БЖРК с МБР 15Ж52, разрабатываемой на базе ракеты 15Ж44. Предписывалось также создать на НИИП-53 (Плесецк) испытательный комплекс с необходимой инфраструктурой в составе пусковых установок и командного пункта, а также дооснастить измерительный комплекс полигона.
Эскизный проект ракеты 15Ж44 был в июне 1977 года рассмотрен и одобрен Советом главных конструкторов. В решении совета отмечалось, что ракета 15Ж44 по заявленным характеристикам двигателей, топлив, основных систем вполне отвечает прогнозируемому уровню отечественного ракетостроения и превосходит по техническим характеристикам ранее разработанные отечественные образцы ракет на твердом топливе, а по реализованной массе полезной нагрузки примерно находится на уровне перспективной ракеты США MX, имеющей стартовую массу около 88,5 т.
В это время руководство ВПК, РВСН, головные институты Минобороны СССР и Минобщемаша СССР непрерывно проводили сопоставление основных тактико-технических характеристик разрабатываемых ракет с ракетой MX. На основе информации из различных источников шла непрерывная работа по определению достоверных характеристик американской ракеты, что было очень важно для обеспечения объективности проводимого сравнительного анализа, результаты которого непосредственно влияли на формирование предъявляемых требований к разрабатываемым ракетам РТ-23. Накопление этой информации шло в разных управляющих органах программы РТ-23, в том числе и в 1-м Главном управлении Минобщемаша СССР. Видимо, аналогичная работа проводилась и в США по нашим ракетам.
В решении совета главных конструкторов отмечалось, что разрабатываемая ракета 15Ж44 существенно уступает ракете MX по ряду показателей, определяющих боевую эффективность комплекса (стойкость к поражающим факторам ядерного взрыва, точность стрельбы, боеготовность). Были названы и причины отставания в части энергомассовых показателей. Это было использование на первой ступени ракеты неоптимального унифицированного маршевого двигателя (3Д65-15Д206), низкое массовое совершенство маршевых двигателей ракеты из-за недостаточной удельной прочности органопластика в корпусах двигателей, применение внутренней теплозащиты двигателей из материалов с большой удельной массой, пониженные значения удельного импульса двигателей ракеты из-за относительно невысоких степеней расширения сопловых блоков.
По сути, в этом решении были определены направления дальнейших работ по повышению энергомассовых характеристик ракеты.
В заключении РВСН на эскизный проект было указано, что основные требования к создаваемому комплексу могут быть выполнены, и его разработка даст возможность отечественному ракетостроению подняться на новую ступень в области создания ракет на твердом топливе. Но для достижения уровня ракеты MX еще предстоит долгий путь из-за общего отставания материальной базы твердотопливного ракетостроения. Рекомендовалось принять безотлагательные меры по обеспечению научно-технического задела для дальнейшего повышения уровня характеристик ракеты, обратив особое внимание на повышение удельной мощности боевых блоков, точности стрельбы, разработку и внедрение высокоэнергетических топлив, эффективных конструкционных и теплозащитных материалов.
Конечно, как это обычно бывает, по мере разработки масса ракеты росла. Но нужно было, чтобы учетом ограничений, накладываемых советско-американским договором ОСВ-2, стартовая масса ракеты не превышала стартовой массы самой тяжелой из «легких МБР». Такой ракетой в СССР была ракета УР-100У. Однако для разработчиков РТ-23 было не совсем ясно, а какой, собственно, был максимальный вес этих ракет. Ведь при пусках вес разных экземпляров ракет несколько отличался друг от друга в силу естественного разброса, отличия комплектации. Разработчики РТ-23 были, конечно, заинтересованы в расширении этого ограничения, но превышать договорные ограничения было нельзя. Нужно было определить конкретную величину этого параметра. Мне пришлось провести специфическую исследовательскую работу со специалистами НПО машиностроения и Машиностроительного завода им. М.В. Хруничева, которые разработали и изготавливали ракеты УР100Н. Поднимались и изучались архивные материалы. В результате был установлена предельная стартовая масса РТ-23, которая не должна была быть более 105,6 т, а забрасываемая масса — более 4,35 т. Новая ракета должна была укладываться в данные параметры, и конструкторам КБ «Южное» удалось выполнить эту задачу
