При проектировании ракеты РТ-1 были выбраны РДТТ пакетного типа, состоящие из двигателей с диаметром пороховых шашек 800 мм, (большие размеры шашек ещё не были освоены), с корпусами двигателей из стеклопластика. Сопла двигателей основных ДУ были неподвижными, рулевые двигатели I и III-й ступеней также были твёрдотопливными с поворотом корпуса, вследствие чего их сопла отклонялись на угол до 450 с помощью рулевых машин. Управление 2 ступенью в полёте осуществлялось с помощью складных воздушных рулей, которые устанавливались в рабочее положение после старта ракеты.
Ракета РТ-1 имела тягу двигателя 1 ступени 100 тс - (пакет 4-х корпусов) 2 ступени 51 тс - (пакет из 2-х корпусов) 3 ступени - 25 тс (один корпус) давление в камерах сгорания - 40 кг/см2, время работы каждого двигателя - 30 с.
Ракета РТ-1 получила индекс 8К95. Двигатели первых двух ступеней работали до полного выгорания топлива.
Управление дальностью полёта ракеты осуществлялось обнулением в определенный момент тяги двигателя последней ступени: вскрывались с помощью пирозарядов узлы отсечки на верхнем днище РДТТ 3 ступени, которые создавали необходимую противотягу. Для уменьшения разброса импульса последействия выключение двигателя 3 ступени проводилось в два этапа: сначала вскрывались два узла отсечки из четырёх, после чего двигатель переходил на пониженную тягу, а затем, с некоторой временной задержкой, - два оставшихся узла отсечки "выключали" двигатель (обнуляли тягу) окончательно. После этого происходило отделение головной части со спецзарядом, и она продолжала самостоятельный полёт к цели по баллистической траектории. Такая схема обнуления РДТТ последней ступени оказалась очень удачной и используется с тех пор на всех отечественных твёрдотопливных ракетах средней и межконтинентальной дальности.
Разделение ступеней было "горячим", т.е. последующая ступень ракеты запускалась при ещё работающей предыдущей. Ступени соединялись ферменными конструкциями, команда на разделение ступеней выдавалась от датчика перегрузок. Для снижения массы 3 ступени предусматривался сброс её хвостового отсека после отделения от 2 ступени, это обеспечивало некоторое увеличение дальности полёта ГЧ.
Результаты работ по созданию межконтинентальной баллистической ракеты с двигателями на твёрдом топливе нуждались в экспериментальной проверке и отработке её агрегатов и систем. Для этих целей в порядке экспериментальной отработки ракеты РТ-1 были проведены; огневые испытания двигателей 1, 2 и 3 ступеней (РДТТ блоков А, Б и В, по 30-40 "прожигов" каждый), отработка отделения головной части на специальной установке, отработка отсеков двигательных установок, огневые испытания рулевых двигателей блоков А и В, прочностные испытания и макетирование ракеты, а также её примерочные испытания на СК.
Кроме того, были проведены огневые стендовые испытания всех трёх ступеней ракеты РТ-1 на испытательном полигоне в районе г. Красноармейска, Московской области. Для каждой ступени при их горизонтальном положении было проведено по три испытания.
Дополнительно проводилась отработка системы обогрева зарядов РДТТ с проверкой её работы на крайних режимах, отработка теплозащитных покрытий и графитовых вкладышей камер сгорания, уточнение аэродинамических характеристик ракет, а также системы управления полётом и эксплуатационных характеристик твёрдотопливных зарядов на стендах организаций-разработчиков.
Лётные испытания ракеты РТ-1 начались с опозданием на один год и проводились с апреля 1962 г. по июнь 1963 г. на ГЦП с падением ГЧ в районе озера Балхаш. Из первых девяти ракет только три выполнили свою задачу.
Первый успешный пуск состоялся 18 марта 1963 г.
Испытаниями ракеты РТ-1 на ГЦП руководила Государственная комиссия, председателем которой был начальник ГЦП генерал-полковник В.И.Вознюк, а техническое руководство от ОКБ-1 осуществляли И.Н.Садовский, Е.В.Шабаров и П.И.Дребезгов.
Учитывая новизну ракеты РТ-1, необходимость обеспечения безопасности боевых расчётов при её подготовке к пуску, сохранности материальной части, было принято решение готовить ракету к пуску в два этапа: на первом этапе проводился весь объём работ на технической и стартовой позициях до снаряжения двигателя пороховыми зарядами (в случае каких-либо нестыковок или недоработок при отсутствии пороховых зарядов имелась возможность безопасного устранения замечаний), что позволяло боевым расчётам приобрести практический опыт работ с ракетой без какого-либо риска и страха. На втором этапе вторично проводился весь цикл проверок ракеты по штатной технологии, но уже со снаряженными двигателями и установленными пиропатронами.
Лётные испытания ракеты РТ-1 позволили накопить опыт по натурной отработке ракет с двигателями на твёрдом топливе и дали возможность уточнить ряд технических характеристик перспективных ракет с РДТТ.
В то же время стало ясно, что в силу своего конструктивного несовершенства ракета РТ-1 не будет рекомендована для принятия на вооружение Советской Армии. Однако, с точки зрения накопления опыта по проектированию, разработке технологических процессов и лётной отработке отечественных ракет с РДТТ это был очень важный этап.
Основные недостатки ракеты РТ-1 были связаны с отсутствием зарядов твёрдых топлив с требуемыми конструктивными и технологическими характеристиками (габаритами, пластичностью, высокой энергетической эффективностью), с необходимостью размещения готового топливного заряда в корпусе двигателя, а не с его заливкой в корпус и др. Поэтому наряду с работами по ракете РТ-1 велись поиски вариантов ракеты на значительно большую дальность и на основе других топлив. Так, в целях экспериментальной отработки отдельных элементов и систем перспективной межконтинентальной баллистической ракеты с РДТТ типа РТ-2 был спроектирован и испытан с использованием наземного старта вариант ракеты РТ-1-1963 (8К95-1963), в котором на 3 ступени устанавливался разработанный к тому времени моноблочный четырёхсопловый двигатель - прототип двигателя 3 ступени межконтинентальной ракеты РТ-2 с улучшенными лётно-техническими и эксплуатационными характеристиками.
Были изготовлены три ракеты РТ-1-1963. Подготовка их к пуску и пуски проводились на ГЦП, на технической и стартовой позициях ракет РТ-1 с соответствующими доработками.
В автономной системе управления ракеты РТ-1-1963 предусматривалось гибкое программирование угла тангажа в зависимости от проекции кажущейся скорости ракеты на ось чувствительности измерителей автомата управления дальностью.
Пуски ракет РТ-1-1963 были проведены в сентябре-ноябре 1965 г. на дальность около 1950 км. Только одна ракета из трёх выполнила свою задачу, после этого работы по ракете 8К95 были прекращены.
Эскизный проект ракеты РТ-2 на дальность 10000...12000 км был разработан в 1963 г. по Постановлению от 4 апреля 1961 г. Однако, при согласовании тактико-технических требований Министерства обороны на эту ракету были проведены уточнения и дополнения, связанные с возможностью применения на ней двух типов ГЧ с различными тротиловыми эквивалентами, с ужесточением требований к кучности стрельбы и к времени боевой готовности, с разработкой автоматизированного старта и т.п. Постановлением от 16 июля 1963 г. эти требования были узаконены.
На ракете РТ-2 предусматривалось применение основной головной части массой 520 кг на дальность 10000...12000 км и головной части массой 980 кг на дальность 4000...5000 км. Старт ракеты проводился из защищенной шахты, готовность к пуску составляла 3-5 мин.
Ракета РТ-2 получила индекс 8К98. Предусматривалась возможность путём комбинации ступеней ракеты РТ-2 создать ракеты на промежуточные дальности (2 и 3 ступени ракеты образовали ракету 8К96, 1 и 3 ступени - ракету 8К97).
Ракета 8К96 была в последующем доведена до сдачи заказчику Ленинградским КБ завода "Арсенал" (П.А.Тюрин).
Все параметры ракеты РТ-2 (распределение топлива между ступенями, диаметр двигателей, время их работы, давление в камерах сгорания и на срезе сопел и др.) были выбраны близкими к оптимальным (допускались отклонения на 1...2% от оптимальных, исходя из условий эксплуатации ступеней, простоты конструкций и удобства эксплуатации).
И все же ракета РТ-2 требовала дальнейшего совершенствования. Так, смесевое топливо формовалось в отдельных прессформах, затем заряд вкладывался в корпус, а зазор между зарядом и корпусом заливался связующим веществом. Это создавало определенные трудности при изготовлении РДТТ ракеты и требовало новых конструкторских и технологических решений, которые исключили бы сложности при разработке последующих модификаций ракеты РТ-2.
Одна из них, ракета РТ-2П, имела твёрдое топливо ПАЛ-17/7 на основе бутил-каучука, обладающего высокой пластичностью, не имеющего заметного старения и растрескивания в процессе хранения, при этом топливо заливалось прямо в корпус двигателя, затем производилась его полимеризация и формование необходимых поверхностей горения заряда. Корпус 3 ступени ракеты РТ-2П изготавливался двухслойным: высокопрочная стальная рубашка упрочнялась стеклопластиковыми нитями, наматываемыми снаружи.
Были разработаны специальные средства, исключающие несанкционированный запуск двигателей не старте, и увеличены гарантийные сроки хранения РДТТ, что существенно повысило качество ракеты РТ-2 и продлило сроки её эксплуатации.
Ракета РТ-2П имела стартовую массу 51 т, головную часть массой 470 кг, длину около 25 м, максимальный диаметр по хвостовому отсеку 1 ступени около 2 м, диаметр корпуса РДТТ первой ступени 1,8 м, второй - 1,5 м и третьей - около 1 м. Рабочий запас топлива 1 ступени 31 т, 2 ступени 9,6 т, 3 ступени 3,5 т, давление в камерах сгорания 40 кг/см2, тягу двигателя и время работы для 1 ступени 91 тс и 75 с, для 2 ступени - 44 тс и 60 с, для 3 ступени - 22 тс и 45 с. Для управления использовались поворотные сопла основных двигателей ступеней.
Параллельно велась разработка комплекса наземного оборудования. На первом этапе для обеспечения лётно-конструкторских испытаний ракеты РТ-1 был создан приспособленный комплекс средств наземного оборудования, в котором, в основном, использовались существующие сооружения ГЦП и агрегаты и системы, разработанные ранее для ракет Р-5М, Р-7, Р-9.
Для обеспечения ЛКИ ракеты 8К95-1963 с моноблочным РДТТ на 3 ступени был спроектирован, - впервые изготовлен и испытан при пусках транспортно-пусковой контейнер СМ-162. Его разработка была вызвана тем, что для ракеты следующего поколения 8К98 было выбрано стартовое сооружение шахтного типа с пуском ракеты из глухого стакана (так называемый "минометный" старт), при котором выход ракеты РТ-2 из шахты обеспечивался за счёт тяги собственных двигателей и поршневого эффекта, создаваемого в подракетном пространстве стакана с помощью поддона, крепящегося к нижнему шпангоуту хвостового отсека 1 ступени, и бандажа на переднем фланце ДУ 1 ступени. Для уменьшения температурного воздействия на корпус ракеты на дно пускового стакана наливалось некоторое количество воды, а поддон и состоящий из нескольких частей бандаж обеспечивали замкнутость пространства между ракетой и стаканом при движении ракеты по стакану, одновременно исключая воздействие ракетных струй двигателя 1 ступени на корпус ракеты.
При выходе ракеты из стакана бандаж сбрасывался, разделяясь пружинными толкателями на несколько частей. Поддон отделялся по команде от СУ примерно на 12 с полёта. Усилия пружинных толкателей и время отделения исключали возможность падения поддона на оборудование пусковой установки.
С помощью установленной на внутренней стенке стакана шпонки и соответствующих пазов в поддоне и бандаже исключалась также "закрутка" ракеты при движении её по пусковому стакану. Минометный старт существенно сокращал размеры шахтных пусковых установок, значительно удешевлял её строительство и снижал их уязвимость со стороны вероятного противника за счёт маломерности шахты.
Выбор шахтного пускового устройства обусловливался также тем, что по сравнению с наземными открытыми стартами шахтные пусковые установки давали возможность обеспечить любую заранее заданную степень защиты ракеты в шахте от ядерного воздействия вероятного противника.
Шахтная пусковая установка - это сооружение, состоящее из бетонного ствола в толще Земли, в котором размещается пусковой стакан с ракетой, система амортизации стакана и оголовок, представляющий собой железобетонный цилиндр, возведённый над стволом шахты и отделенный от него переходом, предназначенным для гашения (исключения) передачи воздействий на ствол воздушной ударной волны от взрывов головных частей ракет или бомб вероятного противника и подвижки верхних слоев грунта, вызванных воздействием взрывов вблизи ШПУ, в том числе атомных. В оголовке шахты размещались системы поддержания температурно-влажностного режима, подготовки и пуска ракеты и часть системы дистанционного управления и контроля (СДУК) пусковой установки, а на отдельной амортизированной платформе - система прицеливания ракеты, стоящей в шахте.
Сверху оголовок закрывался защитным устройством - крышей, выполненной в виде монолитной железобетонной плиты, передвигающей по рельсам. При пуске ракеты крыша открывалась (сдвигалась) с помощью порохового аккумулятора давления, а при техническом обслуживании ШПУ во время регламентов - с помощью технологической лебедки.
Для доставки блоков твёрдотопливных ракет с завода на техническую позицию были разработаны и изготовлены специальные изотермические железнодорожные вагоны. Блоки ракеты доставлялись с технической позиции до ШПУ и затем загружались в шахту с помощью полуприцепной транспортно-загрузочной машины, специально разработанной для этих целей, а активный привод на колеса полуприцепа (так называемое "мотор-колесо") позволял ему передвигаться по дорогам любых категорий.
Для транспортирования и работ с головной частью была разработана изотермическая стыковочная машина с манипулятором для пристыковки (отстыковки) головной части к ракете.
Конструкция всех транспортных агрегатов и агрегатов технической позиции позволяла проводить все погрузочно-разгрузочные работы и работы по установке ракеты РТ-2 в ШПУ без применения кранового оборудования, что значительно упрощало весь цикл работ с ракетой.
Для разработки агрегатов наземного комплекса ракеты 8К98 были привлечены КБ "Мотор" (В.А.Рождов), ЦКБ-34 (В.В.Чернецкий) и Ленинградский филиал ЦПИ-20 (Г.П.Ливенков).
Программой ЛКИ ракеты РТ-2 предусматривалось проведение 32 пусков ракет: семь пусков планировались с ГЦП в Капустином Яре и 25 пусков с полигона в районе г. Плесецка, Архангельской области.
Пуски ракет РТ-2 с ГЦП проводились в феврале-июле 1966 г. в район оз. Балхаш из приспособленной шахты, ранее созданной для одной из ракет Главного конструктора М.К.Янгеля. Из семи ракет шесть свою задачу выполнили. Первый успешный пуск состоялся 26 февраля 1966 г.
Для отработки и проверки динамики выхода ракеты РТ-2 из шахты был разработан имитатор ракетного снаряда (ИРС), выбрасывавший макет 1 ступени ракеты РТ-2 из шахты.
Поскольку ракета РТ-2 доставлялась на ГЦП уже в снаряженном состоянии, то для отработки испытательного и пускового оборудования, обработки эксплуатационной документации был спроектирован и изготовлен электрический эквивалент борта ракеты (ЭБР), что в значительной степени повысило безопасность работ и позволило боевым расчётам приобрести необходимую практику работы со снаряженной ракетой.
Пуски ракет РТ-2 с полигона Плесецк проводились с ноября 1966 г. по октябрь 1968 г. из ШПУ. Из 25 ракет 21 была запущена на промежуточную дальность (район падения головных частей "Кура", п-ов Камчатка), четыре - в акваторию Тихого океана, на максимальную дальность. Последние три ракеты запускались залпом. Из 25 пусков 16 были успешными.
В 1968 г. ракета РТ-2 была принята на вооружение Советской Армии под индексом 8К98. Тогда же началось развертывание позиционных районов с ШПУ, оснащенных ракетами 8К98, в одном из центральных районов России.
Отдельный боевой ракетный комплекс, вооруженный ракетами 8К98, занимал позиционный район и состоял из 10 ШПУ и одного командного пункта.
На пусковых установках в процессе боевого дежурства персонала не было. Управление пуском ракет из каждой ШПУ осуществлялось с КП с помощью СДУК по кабельным линиям, причём для надёжности передачи команд на пуск кабельными линиями соединялись также отдельные ШПУ между собой, образуя кольцо (радиально-кольцевая схема СДУК). Такая организация боевых ракетных комплексов позволяла поддерживать их высокую боевую готовность и обеспечивала надёжное прохождение команд на пуск ракет даже при повреждении отдельных каналов СДУК.
Как вариант боевого использования ракет 8К98 был разработан эскизный проект подвижного железнодорожного БРК. Он представлял собой железнодорожный состав, в который входили четыре стартовых вагона ракет 8К98, вагон с дизель-электростанцией, два вагона с аппаратурой подготовки и пуска ракет и вагон - командный пункт, а также вагон-столовая и вагоны для размещения личного состава БРК. Старт ракеты предполагался из нерасцепляемого железнодорожного состава с любого участка пути, хотя многое определялось качеством грунта на выбранном участке старта. Крыша стартового вагона сдвигалась, ракета в вагоне размещалась на стреле установщика, которым перед стартом она и приводилась в вертикальное положение.
Однако, работы по железнодорожному варианту в то время не получили дальнейшего развития и были продолжены вновь применительно к подвижному ракетному комплексу на базе новых мощных ракет с РДТТ.
Необходимо отметить, что отработка режима боевого дежурства ракетного комплекса РТ-2 (10 ШПУ и один КП) началась в 1967 г. на полигоне Плесецк первоначально по схеме "один КП и три ШПУ" (остальные семь ШПУ были введены в строй позднее).
Отработка режима боевого дежурства проходила с большими трудностями: практически каждый день, а иногда и несколько раз в сутки комплекс снимался с боевого дежурства из-за неспособности СДУК работать при тех параметрах электропитания, которые обеспечивала государственная сеть электроснабжения (особенно мешали динамические режимы при скачках напряжения). Причем режим перехода электропитания с линии электропередачи (ЛЭП) на аккумуляторы ШПУ, а затем на дизель-электростанцию не обеспечивал бесперебойности электропитания оборудования пусковой установки (перерыв составлял 0,1...0,6 с). В результате этого многие системы, расположенные в ШПУ (система прицеливания, СДУК, блок местной автоматики БМА, обеспечивающий сопряжение СДУК с бортовыми системами ракеты РТ-2 и системами ШПУ) переходили на резервный канал, а их последующий возврат на основной канал дистанционно с КП в то время был невозможен. В этих случаях приходилось направлять к ШПУ (за 10-12 км) несколько автомобилей - "кунгов" со специальным оборудованием для приведения всех систем ШПУ в исходное состояние.
Проведённый анализ недостатков работы систем в режиме боевого дежурства позволил разработать технические мероприятия и провести доработку ряда систем ШПУ и КП. После этого режим боевого дежурства стал устойчивым, и последующее подключение семи ШПУ к КП подтвердило правильность принятых технических решений.
С октября 1968 г. с полигона Плесецк стали проводиться отстрелы от партий ракет РТ-2 (установочная партия, контрольные пуски от партии ракет, пуски ракет после длительного хранения, после истечения гарантийного срока эксплуатации и снятия с боевого дежурства, по плану боевой подготовки). В 1979 г. был проведён сотый пуск ракеты РТ-2 и её модификации ракеты РТ-2П, из которых 83 пуска были успешными.
Испытания ракет РТ-2 на сохранность и работоспособность систем и агрегатов наземного оборудования после длительного нахождения на боевом дежурстве проводились на полигоне Плесецк в процессе экспериментального - боевого дежурства БРК из семи пусковых установок в штатном исполнении в условиях, максимально приближенных к реальным условиям эксплуатации (ежегодных регламентов), боевого дежурства и пусков. По результатам этих испытаний принимались решения о возможности продления гарантийных сроков работы оборудования стартовой позиции и самой ракеты, оценивалась стабильность основных параметров БРК, расход ресурса приборов и агрегатов и его достаточность для проведения пусков.
Председателями Государственных комиссий по ЛКИ ракеты РТ-2 на полигонах в Капустином Яре и в Плесецке - генерал-полковник П.В.Родимов и генерал-лейтенант А.А.Васильев, а техническими руководителями работ по пускам ракет РТ-2 от ЦКБЭМ были И.Н.Садовский, Я.И.Трегуб.
С января 1970 г. по март 1971 г. на полигоне Плесецк были проведены лётные испытания модернизированной ракеты РТ-2П. Ракета имела комплекс средств радиотехнической защиты ГЧ от средств противоракетной обороны противника, более мощную ГЧ, на 3 ступени был применён новый двигатель и улучшенное по энергетике топливо. Серьезной модификации подверглась СДУК, был увеличен диапазон азимута прицеливания с ±450 до ±1200, введены дистанционное перенацеливание и закладка в память СУ двух полётных заданий. Всего было проведено 15 пусков РТ-2П, из которых только два были неудачными. 12 пусков были проведены в районы падения Норильск и "Кура" (полуостров Камчатка) и три - в акваторию Тихого океана.
После устранения выявленных при пусках ракеты РТ-2П недостатков в 1972 г. она была принята на вооружение Советской Армии с индексом 8К98П вместе с комплексом наземного оборудования, боевой эксплуатационной и эксплуатационно-технической документации.
С декабря 1974 г. по декабрь 1975 г. было проведено пять пусков установочной партии ракет РТ-2П, все пуски были успешными. Ракетный комплекс в составе трёх пусковых установок с ракетами РТ-2П и командный пункт были испытаны на длительное хранение в течение 7 лет (1976-1983 гг.) на полигоне Плесецк. При этом регламентные работы с ракетой РТ-2П, системами пусковых установок и командным пунктом проводились сначала через год, а с 1977 г. - через два года. Результаты комплексных испытаний подтвердили, что все системы пусковых установок и командного пункта сохранили свою работоспособность после семи лет экспериментального дежурства (после 15 лет эксплуатации с момента ввода в строй).
В ходе работ по ракетам с РДТТ было решено много теоретических и технических проблем по баллистике, аэрогазодинамике, теплообмену, термодинамике и теплофизике, гидравлике и гидродинамике, статическим и динамическим нагрузкам, условиям эксплуатации и полёта, прочностям, материаловедению и технологии производства, созданию принципиально новых образцов рулевых машин и др.
Эти работы существенно повлияли на поддержание паритета в ракетно-ядерном "соревновании" с нашими вероятными противниками и укрепившая безопасность нашей страны на одном из самых драматичных этапов её истории.
После окончания ЛКИ ракеты РТ-2 и принятия её на вооружение были развернуты БРК с ШПУ 15ПО98 и организовано их боевое дежурство.
В период с 1976 г. по 1981 г. в позиционном районе в районе Йошкар-Олы устаревшие ракеты РТ-2 были заменены на более совершенные РТ-2П. Работы проводились на шести БРК (по 10 пусковых установок в каждом), и предусматривали доработки оборудования ШПУ и КП и создание, таким образом, модернизированного БРК типа 15ПО98П.
В течение семи лет на боевом дежурстве находились 60 ракет 8К98П с ядерными боеголовками. Впоследствии срок эксплуатации ракет был продлен сначала на три года (до 10 лет), а затем ещё на пять лет (до 15 лет).
Начиная с декабря 1989 г., после 15-летнего срока эксплуатации оборудования БРК, все комплексы были постепенно сняты с боевого дежурства: ракеты РТ-2П выгружены из пусковых шахт, отстыкованы ГЧ, демонтировано оборудование ШПУ и КП и все отправлено на утилизацию; последние два БРК прекратили свое существование в середине 1994 г.
Комплекс 15ПО98П не входил в перечень ракетных комплексов, подлежащих сокращению в соответствии с соглашением ОСВ-2. Он был снят с вооружения в связи с окончанием гарантийного срока на ракеты 8К98П (15 лет) и наземное оборудование (20 лет), и был одним из самых совершенных ракетных комплексов, когда-либо стоявших на вооружении Ракетных войск стратегического назначения.