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.

Впервые комплекс был продемонстрирован на военном параде в Москве 7 ноября 1966 года.

Комплекс получил обозначение НАТО SS-X-15 «Scrooge».

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 и тяжелой 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 — 250 кг) 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 6х10⁵Н/м² 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 5х10⁵Н/м²запускается 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 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 ~ 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.