[ezup]

Базирование:
Шахтная ПУ
Система управления:
Программное управление
Боевая часть:
Спецбоеприпас
Применение:
Стратегические
Страна:
Россия
Дальность:
16000 км.
Год разработки:
1979 г.




Стратегический ракетный комплекс 15П014 (Р-36М) с тяжёлой ампулизированной межконтинентальной стратегической ракетой (МБР) 15А14 и шахтной пусковой установкой 15П714 повышенной защищенности типа ОС, третьего поколения был создан в КБ "Южное" (г. Днепропетровск) под руководством В.Уткина.
Бросковые испытания ракеты с целью отработки параметров старта начались в январе 1970 года, лётные испытания проводились с 21 февраля 1973г.
Моноблочный вариант ракеты Р-36М был принят на вооружение 20 ноября 1978г. 29 ноября 1979г. на вооружение принята усовершенствованная МБР 15А14 с головной частью 15Ф143У в составе комплекса 15П014. Первый ракетный полк с МБР Р-36М заступил на боевое дежурство 25 декабря 1974г. (грн. Домбаровский, командир Н.И. Коргоненко).
В декабре 1972 года в КБСМ в соответствием Постановлением Правительства СССР был разработан проект стартового комплекса повышенной защищенности 15П014П. Решение задачи повышения защищенности стало возможным благодаря перспективности основных схемно-конструктивных решений и оптимальности общей компоновки ПУ. Ракетный полк с ШПУ повышенной защищённости заступил на боевое дежурство 30 ноября 1975г. (грн. Домбаровский, командир А.Д. Григорьев). Максимальное число развёрнутых ракет было в 1979г. – 190 единиц.
Реализация прогрессивных технических решений принятых при разработке Р-36М позволила создать самый мощный в мире боевой ракетный комплекс, превосходящий предшествующий ему комплекс Р-36 :

• по точности стрельбы - в 3 раза;
• по боеготовности - в 4 раза;
• по энергетическим возможностям ракеты - в 1.4 раза
• по защищенности пусковой установки - в 15-30 раз;
• по степени использования объема ПУ - в 2.4 раза;
• по первоначально установленному гарантийному сроку эксплуатации - в 1,4 раза.

В 1980г. ракеты 15А14, находившиеся на боевом дежурстве, были переоснащены без извлечения из ШПУ усовершенствованными РГЧ с жидкостной ступенью наведения, созданной к тому времени для ракеты 15А18. Под новым обозначением 15А18-1 ракеты продолжили боевое дежурство в течение 10 и более лет сверх гарантийного срока.
В 1982г. МБР Р-36М были сняты с боевого дежурства и заменены ракетами Р-36МУТТХ (15А18).
МБР Р-36М получила на западе обозначение SS-18 mod 1,2,3 "Satan" (РС-20А).
Состав
Двухступенчатая ракета Р-36М была выполнена по схеме "тандем" с последовательным разделением разгонных ступеней, и конструктивно включала первую, вторую и боевую ступени. Корпус первой ступени состоит из переходного отсека, топливного отсека, боковой защиты двигательной установки и поддона. Корпус второй ступени имеет в своём составе топливный отсек и теплозащитный экран. Баки окислителя и горючего разделены промежуточным совмещённым днищем. Вдоль корпуса ракеты проходят трубопроводы пневмогидравлической системы и бортовая кабельная сеть, закрытые кожухом.
Из состава ракеты 15А14 были исключены сухие отсеки, за исключением межступенного переходника II ступени. На II ступени ракеты применен цельносварной топливный отсек. В баке "Т" образована полость, в которой размещен основной двигатель II ступени. Смежные днища баков I ступени выполнены эквидистантными, а нижнее днище бака горючего I ступени - вогнутым (с целью уплотнения компоновки ДУ I ступени). Все это позволило при сохранении диаметра и некотором (на 400 мм) уменьшении суммарной длины первых двух ступеней ракеты, по сравнению с ракетой 8К67, увеличить запас топлива на 11%.
Основные двигатели обеих ступеней выполнены по замкнутой схеме, с высоким давлением в камерах. На I ступени применена ДУ (РД-264), состоящая из четырех однокамерных двигателей 15Д117 разработки КБЭМ (главный конструктор – В.П. Глушко), шарнирно закреплённых на раме в хвостовой части ступени. Отклонение двигателей по командам системы управления обеспечивает управление полётом ракеты. ДУ II ступени состоит из основного однокамерного двигателя 15Д7Э (РД-0229), размещённого внутри тороидального бака горючего и четырехкамерного рулевого двигателя 15Д83 (РД-0230) открытой схемы разработки КБХА (тяга в пустоте – 90 т).
В пневмогидравлической схеме (ПГС) ракеты реализован ряд принципиально новых решений, позволивших значительно упростить конструкцию и схему работы ПГС, уменьшить количество элементов автоматики, исключить необходимость проведения профилактических работ с ПГС и повысить ее надежность при снижении веса. Особенностями ПГС ракеты являются полная ампулизация топливных систем ракеты после заправки с периодическим контролем давления в баках и исключение сжатых газов с борта ракеты. Это позволило увеличить время нахождения РК в полной боевой готовности до 10-15 лет с потенциальной возможностью эксплуатации до 25 лет.
Для предварительного наддува баков впервые разработана и внедрена схема химического наддува — путем впрыска основных компонентов топлива на зеркало жидкости в топливных баках. Введен "горячий" наддув баков окислителя и горючего (Т=450±50°С) с регулированием соотношения компонентов К газогенераторов. Разделение 1-й и 2-й ступеней – газодинамическое по холодной схеме обеспечивалось срабатыванием разрывных болтов, вскрытием специальных окон и истечением через них газов наддува топливных баков.
На ракету устанавливалась автономная инерциальная система управления, работу которой обеспечивал бортовой вычислительный комплекс. Удачно выбранный и успешно реализованный комплекс вычислительных характеристик (разрядность 16, объём ОЗУ 512-1024 слов, объём ПЗУ 16 К слов, быстродействие 100 тыс. опер/сек.), надёжная элементная база обеспечил этой бортовой ЭВМ уникальный срок жизни - около 25 лет, а её несколько модернизированный вариант находится в эксплуатации на боевом дежурстве и в настоящее время. Для повышения надёжности БЦВК все его основные элементы имели резервирование. В процессе боевого дежурства бортовая вычислительная машина обеспечивала обмен информацией с наземными устройствами. Наиболее важные параметры технического состояния ракеты контролировались системой управления. Применение БЦВК позволило добиться высокой точности стрельбы. КВО точек падения боевых блоков составило 430м. Разработчик системы управления – КБ "Хартрон"; производитель – НПО "Хартрон".
Принципиальные схемы ракеты и системы управления разработаны исходя из условия возможности применения трех вариантов ГЧ (в т.ч. и с самым мощным спецзарядом - ГЧ 15Ф141):

• Лёгкая моноблочная (с зарядом мощностью 8Мт) с дальностью полета 16000км (см.схему);
• Тяжёлая моноблочная (с зарядом мощностью 20Мт) с дальностью полета 11200км;
• Разделяющаяся ГЧ (РГЧ) (см.схему) в двух комплектациях:
  • 10 боевых блоков с зарядом мощностью 0.4 Мт
  • или 4 боевых блока с зарядом мощностью 1.0 Мт и 6 боевых блоков с зарядом мощностью 0.4 Мт.

Одной из наиболее сложных была задача выбора принципиальной схемы и характеристик разделяющейся головной части — принципиально нового вида боевого оснащения ракеты. На основании анализа различных вариантов принципиальной схемы и схемы полета РГЧ при разработке была принята схема головной части с автономной ДУ. Разделяющаяся ГЧ выполнена унифицированной под три варианта комплектации ее боевыми блоками и получила обозначение 15Ф143У. При создании первых РГЧ с индивидуальным наведением боевых блоков (ББ) решалась проблема выбора типа ДУ (ЖРД или ТТРД) для перенацеливания и построения боевых порядков ББ и ложных целей. Предпочтение было отдано ТТРД, удовлетворяющему требованиям по энергомассовым параметрам, компонуемости при "разнокалиберном" составе ББ и имеющем определенные эксплуатационные преимущества.
КБ "Южное" и НПО "Алтай" разработали для РГЧ две модификации ДУ - 15Д161 и 15Д221, в конструкции которых были реализованы следующие принципиально новые решения:

• частично скрепленные с корпусом заряды торцевого горения на основе эластичных безметальных низкотемпературных смесевых твердых топлив, что позволило обеспечить массовое совершенство, необходимое длительное время работы и приемлемые условия по работоспособности органов управления;
• высокоэффективные (максимальное управляющее усилие до 45% от осевой тяги) маломоментные вращающиеся управляемые сопла, позволяющие осуществлять сложные эволюции РГЧ в пространстве и не требующие рулевого агрегата с чрезмерной массой.

Все головные части ракеты оснащаются усовершенствованным комплексом средств преодоления ПРО, разработанным в ЦНИРТИ. . Для комплекса средств преодоления ПРО ракеты 15А14 впервые были созданы квазитяжелые ложные цели, позволяющие имитировать характеристики боевых блоков практически по всем селектирующим признакам на внеатмосферном участке траектории и значительной части атмосферного. На нисходящем АУТ движение ББ имитируется благодаря применению специального твердотопливного двигателя "разгона", не имеющего аналогов в мировой практике, прогрессивно (в 20 раз) возрастающая тяга которого компенсирует силу аэродинамического торможения ложной цели.
Одним из радикальных технических решений по комплексу 15П014, в значительной степени определившим высокий уровень его характеристик, явилось применение минометного старта ракеты из ТПК. Впервые в мировой практике была разработана и внедрена минометная схема старта тяжелой жидкостной МБР. Созданные КБ "Южное" и ЛНПО "Союз" пороховые аккумуляторы давления с прогрессивными и стабильными расходными характеристиками позволили получить оптимальные режимы движения ракеты при старте из ТПК и на начальном участке траектории. При этом требуемый закон изменения давления газов в подракетном пространстве был обеспечен моноблочными зарядами с прогрессирующей поверхностью горения и схемой из нескольких последовательно работающих ПАДов.
Для ракеты 15А14 КБСМ были созданы высокозащищенные шахтные пусковые установки 15П714 на базе пусковой установки "ОС-67" ракеты 8К67 путем упрочнения строительной части сооружения, замены металлоконструкций ствола и оголовка, установки новой защитной крыши ПУ и системы амортизации. Конструкция ПУ предусматривает ее строительство (или реконструкцию ПУ "ОС-67") индустриальными методами с применением распространенных строительных материалов - сборного железобетона, конструкционных сталей.
Ракета эксплуатируется в ТПК 15Я53. Полная сборка ракеты, стыковка ее с системами, размещаемыми на ТПК, и проверки производятся на заводе-изготовителе. ТПК снабжен пассивной системой поддержания влажностного режима ракеты при нахождении ее в ПУ. Корпус ТПК выполнен из высокопрочного стеклопластика. Эксплуатация ракеты в ТПК и применение минометной схемы старта позволили:

• исключить необходимость в оголовке пусковой установки;
• упростить вопросы амортизации наземной проверочно-пусковой аппаратуры за счет размещения ее на амортизируемом ТПК;
• обеспечить более полное использование объема пусковой установки; о существенно упростить конструкцию и уменьшить внутренний диаметр ПУ за счет исключения внутреннего стакана, газоходов, газоповоротных решеток;
• уменьшить объем работ на ПУ, а также сократить сроки постановки комплекса на боевое дежурство и проведения регламентных работ.

Система амортизации ТПК в ШПУ - маятникового типа, горизонтальная - двухпоясная с гидродемпферами, вертикальная - с пневматическим амортизатором, оснащенным резинокордной оболочкой (РКО) торового типа Для обеспечения большей надежности и герметичности узел РКО состоял из двух элементов: силовой РКО и герметизирующей камеры, которую получали из чистого бутил-каучука литьем под давлением. Герметизирующая камера вставлялась внутрь силовой РКО, а ее борта (наружный и внутренний) привулканизировались к плунжеру и корпусу амортизатора. Амортизатор был разработан в виде ампулы с одним заправочным отверстием, которое заваривалось после заправки амортизатора сжатым азотом. Статическое усилие амортизатора составляло 140 тс (статическое давление 53.6 кгс/см2). Контроль усилия амортизатора осуществлялся тремя динамометрами растяжения ДОРМ-50, которые устанавливались между плунжером и корпусом. В последующей модификации пневмоамортизатора заправочный штуцер не заваривался, а после заправки пневмоамортизатора в полости заправочного щтуцера создавался гидрозатвор. Контроль давления пневмоамортизатора мог производиться неоднократно с помощью специального приспособления, устанавливаемого на заправочный штуцер. В таком исполнении пневмоамортизатор использовался в системах амортизации ШПУ комплекса 15П014 и в последующих БСК для ракеты Р-36М и ее модификаций, вплоть до настоящего времени.
Ракета, помещённая в транспортно-пусковой контейнер, устанавливалась в шахтную пусковую установку и в заправленном состоянии могла находиться на боевом дежурстве длительное время. Подготовка к старту и пуск ракеты осуществлялись автоматически после получения системой управления пусковой команды. Наиболее важные параметры ракеты находились под постоянным контролем, что повышало надежность выполнения боевой задачи. Чтобы исключить несанкционированное применение ракетно-ядерного оружия, система управления принимала к исполнению только команды с определённым кодовым ключом. Реализовать такой алгоритм позволило внедрение на всех командных пунктах РВСН новой системы централизованного управления.
Боевое применение комплекса обеспечивалось в любых метеоусловиях, при температуре воздуха от -40 до +50С и скорости ветра у поверхности земли до 25 м/с, в том числе после ядерного воздействия по БРК.



Тактико-технические характеристики

Общие характеристики
Максимальная дальность стрельбы, км:
- ГЧ "тяжелого" класса
- ГЧ "легкого класса
11200
10500 - 16000
Точность стрельбы (на дальность 10000 км), км ±1.6
Обобщенный показатель надежности 0.91
Время пуска из полной боевой готовности, с 62
Стойкость ракеты к поражающим факторам ЯВ в полете 1 уровень
Гарантийный срок нахождения на боевом дежурстве при регламенте 1 раз в 3 года, лет 10

Ракета 15А14
Диаметр, м 3
Длина (с РГЧ), м 33.65
Стартовый вес ракеты, тс:
- с ГЧ "тяжелого" класса
- с ГЧ "легкого" класса
- с РГЧ
209.2
208.3
210.4
Вес головной части, кгс:
- с "тяжелым" боевым блоком
- с "легким" боевым блоком
- с 10 боевыми блоками
6565
5727
7823
Вес топлива, тс:
- I ступени
- II ступени
150.5
37.6
Полетная надежность 0.958
Коэффициент энерговесового совершенства Gпг/Go, кгс/тс 36.7

Характеристики ДУ
Тяга ДУ (на земле/в пустоте), тс:
- I ступени
- II ступени
424.8/461.2
- / 77.5
удельный импульс ДУ (на земле/в пустоте), с:
- I ступени
- II ступени
293.3/318.4
- / 325.5
Давление в камере сгорания основного двигателя, кгс/см2:
- I ступени
- II ступени
210


Испытания и эксплуатация

С 1973 по 1975 гг. на 5 НИИП проведены летно-конструкторские испытания (ЛКИ) комплекса со всеми видами боевого оснащения ракеты. Из 43-х пусков 36 были успешные. Отказы при ЛКИ были обусловлены конструктивными недоработками и производственными дефектами при изготовлении. Причины однозначно установлены и устранены. Фактическая полетная надежность ракеты с учетом проведенных доработок и мероприятий по обеспечению качества изготовления составляет 0,958.
Началу летных испытаний предшествовал большой объем наземной отработки новых схемных и конструктивных решений, включая бросковые испытания. Успешная отработка комплекса подтвердила правильность и прогрессивность принятых технических решений.
Вариант ракеты с разделяющейся головной частью из 8 блоков вышел на испытания в 1975г. Моноблочная ГЧ 15Б86 с ББ "легкого" класса проходила ЛКИ на ракете 15А14 до апреля 1976 г. и была принята на вооружение в составе ракеты 15А14 отдельным постановлением в 1978 г.
С июля 1978 г. по август 1980 г. на ракете 15А14 проводились ЛКИ экспериментальной самонаводящейся ГЧ 15Ф678 ("Маяк-1") с двумя вариантами визирования (по радио-яркостным картам местности и по картам рельефа местности). ГЧ 15Ф678 на вооружение не принималась. Всего проведено 95 пусков.

[ezup]