Содержание

РС-20 Википедия

P-36М
по классификации МО США и НАТО — SS-18 Mod.1,2,3 Satan

Пуск конверсионной ракеты-носителя «Днепр» на базе МБР 15А18 комплекса 15П018
Тип Межконтинентальная баллистическая ракета
Статус на боевом дежурстве
Разработчик СССР СССР
КБ «Южное»
Главный конструктор 1969-1971: М. К. Янгель
с 1971: В. Ф. Уткин
Годы разработки 15А14: со 2 сентября 1969
15А18: с 1976
15А18М: с 9 августа 1983[1]
Начало испытаний 15А14: 21 февраля 1973 - 1 октября 1975
15А18: октябрь 1977 - ноябрь1979
15А18М: март 1986 - июль 1988[1]
Принятие на вооружение 15А14: 30 декабря 1975 (РГЧ)
15А18: 18 сентября 1980
15А18М: 11 августа 1988
Производитель ПО Южмаш
Годы производства с 1970 года
Единиц произведено 500
100 Р-36М2
Годы эксплуатации Р-36М до 1982 года
Основные эксплуатанты РВСН СССР
РВСН РФ
Модификации ракеты семейства Р-36М:
Р-36М (15А14)
Р-36М УТТХ (15А18)
Р-36М2 (15А18М)
Р-36М3 "Икар"
космические ракеты :
«Днепр»(15А18) (конверсионная)
Основные технические характеристики

Р-36М:
Масса: 211,4 т
Диаметр: 3 м
Длина: 34,6 м
Забрасываемый вес: 8800 кг
Тип ГЧ: 1х25 Мт, 1х8 Мт или РГЧ ИН 8х1 Мт или 10х1 Мт
Максимальная дальность: 11000—16000 км
Обобщённый показатель надёжности: 0,935

↓Все технические характеристики
 Медиафайлы на Викискладе

ru-wiki.ru

РВСН осуществили пуск баллистической ракеты РС-20В "Воевода"

По его словам, пуск проведен в рамках опытно-конструкторской работы в целях подтверждения летно-технических характеристик ракеты РС-20В и продления срока эксплуатации ракетного комплекса "Воевода" до 23 лет.

Тяжелые ракеты РС-20 - по натовской классификации SS-18 "Сатана" - самые мощные в мире межконтинентальные ракеты. Первый испытательный пуск состоялся в феврале 1973 года, принята на вооружение 30 декабря 1975 года.

Коваль отметил, что работы по обоснованию возможности продления сроков эксплуатации этого ракетного комплекса ведутся Минобороны РФ совместно с научно-исследовательскими институтами и организациями промышленности.

"Ежегодно реализуется комплекс научных и технических исследований по оценке запасов ресурса основных агрегатов и систем ракетного вооружения при обязательном сохранении всех тактико-технических характеристик и показателей безопасности на уровне заданных Минобороны России тактико-технических требований", - отметил он.

"Данной ракете присущи высокая боевая эффективность за счет минимизации времени подготовки к старту, повышения стойкости ракеты в полете к поражающим факторам ядерного взрыва и улучшения точности попадания боевых блоков", - сказал представитель РВСН.

"Многолетний опыт свидетельствует о высокой отдаче экономических затрат, которые приходятся на опытно-конструкторские работы, проводимые с целью увеличения сроков эксплуатации ракетных комплексов стратегического назначения. Дальнейшее продление срока эксплуатации ракетного комплекса "Воевода", оснащенного МБР РС-20В, до 25 лет позволит увеличить срок службы этих ракет на 10 лет сверх первоначально установленного гарантийного срока эксплуатации - 15 лет", - сказал Коваль.

Ракеты РС-20 в различных модификациях при стартовой массе до 211 тонн могут нести от одной до 10 (по некоторым данным - до 16) боевых частей суммарной массой (с головным обтекателем и блоком разведения) до 8,8 тысячи килограммов на дальность свыше 10 тысяч километров. Двухступенчатая ракета длиной более 34 метров и диаметром 3 метра была создана в начале 1970-х годов в НПО "Южное" (Днепропетровск). Размещаются в высокозащищенных шахтах, в которых хранятся в транспортно-пусковом контейнере, старт "минометный".

В СССР было развернуто 308 таких ракет, в том числе 104 - в Казахстане, остальные - на территории РСФСР. После 1991 года 104 ракеты, завод-изготовитель и КБ-разработчик оказались за пределами РФ. Ракеты, оказавшиеся в Казахстане, были разоружены.

ria.ru

Стратегический ракетный комплекс 15П018 (Р-36М УТТХ) с ракетой 15A18

]]>]]>В целом компоновочная схема ракеты ]]>15А18]]> подобна 15А14 и включает первую, вторую и боевую ступени. В составе ракеты 15А18 использованы без доработок I и II ступени ракеты 15А14. Наддув топливных баков - химический: баки горючего - впрыском окислителя, баки окислителя - впрыском горючего. Материал корпуса топливных баков - алюминиево-магниевый сплав. Двигатель первой ступени - четырехкамерный ЖРД РД-264 замкнутого типа с системой управления расходом топлива. Вторая ступень оснащена однокамерным маршевым и четырёхкамерным рулевым ракетными двигателями (ЖРД РД-0229 и РД-0257), выполненных по закрытой и открытой конструктивной схеме соответственно. Разделение ступеней, отделение боевой ступени - газодинамическое.

Для ракеты 15А18 была разработана новая ступень разведения 15Б157 диаметром 3м и высотой 1м, снабженная ЖРД с качающимися камерами, работающими на основных компонентах топлива, и новая РГЧ 15Ф183 с десятью новыми скоростными блоками 15Ф162, снаряженными зарядами повышенной мощности А134ГА. Двигатель 15Д177 для ступени разведения был выполнен четырехкамерным, по открытой схеме без дожигания генераторного газа, двухрежимный (тягой 2000кгс и 800кгс) с многократным (до 25 раз) переключением с одного режима на другой для создания наиболее оптимальных условий при разведении всех ББ на вероятных театрах военных действий.

Одна из конструктивных особенностей двигателя - два фиксированных положения камер сгорания. При транспортировке и полете ракеты КС располагались внутри ступени разведения. После отделения ступени от ракеты специальные механизмы выводили камеры за наружный контур отсека, разворачивали их в рабочее положение для реализации "тянущей" схемы разведения ББ и закрепляли пневматическими фиксаторами. На этом двигателе впервые была введена проверка отсутствия засорения магистралей методом продувки воздухом с замером перепадов давления ротаметрами.

Новая РГЧ 15Ф183 была выполнена по двухярусной схеме с единым аэродинамическим обтекателем. Впервые были разработаны и применены безымпульсные устройства отделения ББ и пружинные толкатели, закручивающие ББ вокруг оси в момент их отделения от платформы.

Модернизация системы управления заключалась в реализации более полных законов управления со сведением практически к нулю методических ошибок, а также увеличением памяти БЦВМ. При этом точность стрельбы была улучшена в 2.5 раза, время готовности ракеты к пуску сократилось до 62с.

Система прицеливания с улучшенными параметрами, что достигнуто за счет повышения точностных характеристик аппаратуры, повышения удароустойчивости и ударопрочности, в т.ч. автоматического гирокомпаса в разарретированном положении, применения системы упреждающего запуска и квантового оптического гирометра с высоким быстродействием, позволяющим проводить многократную коррекцию прицеливания при заданных моделях ядерного воздействия по ШПУ.

Боевой стартовый комплекс (см. ]]>схему]]>) для МБР Р-36М УТТХ разработан в КБ Специального Машиностроения (Средств Механизации) под руководством главного конструктора В.С.Степанова, включает 6 шахтных пусковых установок типа ОС (одиночный старт) высокой защищенности и один унифицированный командный пункт КП 15В155 (15В52У) высокой защищенности контейнерного типа. КП 15В52У разработан в ЦКБТМ под руководством Б.Р.Аксютина и А.А.Леонтенкова. КП размещается на подвеске в шахте на специальной амортизации. Вес КП - 130т. Диаметр ШПУ - 5.9м, высота -39м. Большая степень заимствования агрегатов и систем из комплекса 15П014 и их освоение предприятиями промышленности обеспечили высокую технологичность систем и оборудования созданного комплекса и возможность производства его с минимальными затратами в короткие сроки. Значительно улучшились эксплуатационные характеристики всего комплекса, возросла защищенность шахтных пусковых установок и пунктов управления.

]]>]]>

Ракета Р-36М УТТХ в транспортно-пусковом контейнере (см. ]]>фото]]>), устанавливается в шахтную пусковую установку и находится в заправленном состоянии на боевом дежурстве в полной боевой готовности. ТПК с термостатированием. Длина 27.9, диаметр 3.5м. Тип старта - минометный, со специальным поддоном на котором крепится ПАД, после выхода из ШПУ поддон отделяется пружинным толкателем и уводится в сторону пороховым ракетным двигателем. Система амортизации ТПК в ШПУ - маятникового типа, горизонтальная - двухпоясная с гидродемпферами, вертикальная - с пневматическим амортизатором. Изготовление пневматических амортизаторов было развернуто на Волгоградском заводе "Баррикады".

Для загрузки ТПК с МБР типа Р-36М и командного пункта 15В52У в шахтное сооружение в СКБ МАЗ разработано специальное транспортно-установочное оборудование в виде полуприцепа высокой проходимости (см. ]]>фото]]>) с тягачом на базе МАЗ-537. В состав основных узлов и систем установщика входят: рама, стрела, механизм подъема и опускания стрелы, задний колесный ход, полиспасная система, гидросистема, электрооборудование, вспомогательное оборудование. Масса автопоезда 69914кг, нагрузка на переднюю ось - 42000кг, нагрузка на заднюю ось - 27914кг, радиус поворота - 35м. Длина - 26460мм, высота - 4600мм, ширина - 3350мм.

Боевое применение комплекса обеспечивается в любых метеоусловиях при температуре воздуха от -50 до +50°С и скорости ветра у поверхности земли до 25 м/с, в т.ч. после ядерного воздействия по БРК

rbase.new-factoria.ru

СВИРВ: Поколения РО

РАКЕТА РС-20В.


Предназначена для поражения всех типов стратегических объектов на межконтинентальных дальностях. Ракета РС-20В разрабатывалась на базе жидкостных ракет тяжелого класса РС-20А, РС-20Б. Высокая боевая эффективность РС-20В обеспечивается за счет повышения стойкости ракеты в полете к поражающим факторам ядерного взрыва, точности попадания и боеготовности. Принципиальная и компоновочная схемы ракеты РС-20В в основном аналогичны соответствующим схемам ракеты РС-20А(Б). Ракета выполнена по двухступенчатой схеме, с последовательным расположением ступеней. На первой ступени применяется четырехкамерная форсированная двигательная установка ракеты РС-20А(Б}. Двигательная установка второй ступени включает основной однокамерный двигатель, максимально унифицированный с двигателем морской баллистической стратегической ракеты, и рулевой четырехкамерный двигатель ракеты РС-20Б. Двигательная установка системы разведения - четырехкамерная, двухрежимная, аналогичная двигательной установке ракеты РС-20Б. Система управления на основе быстродействующего бортового вычислительного комплекса и высокоточного, непрерывно работающего комплекса командных приборов, выполненных по поплавкоео-газодинамической технологии, реализует терминальные (прямые) методы наведения, автономное автоматическое прицеливание и пуск ракеты.
Пуск ракеты, управление полетом, разделение ступеней, отделение и функционирование боевой ступени осуществляется так же, как у ракеты РС-20Б.

РАКЕТА РС-22 для ШПУ.
Предназначена для поражения всех типов стратегических объектов на межконтинентальных дальностях о любых условиях боевого применения.
Разработка проводилась в плане создания новой ракеты, разрешенной по условиям Договора ОСВ-2. Ракета РС-22 для ШПУ - твердотопливная, выполнена по трехступенчатой схеме, в одном диаметре, с последовательным расположением маршевых и боевой ступеней. Оснащена разделяющейся головной частью. Конструктивно схемы всех маршевых ступеней выполнены практически идентичными: корпуса двигателей выполнены цельно мотанными типа "кокон" из композиционного материала с центральными, неподвижными, частично утопленными в камеру двигателя соплами. Сопла второй и третьей ступеней - раздвижные в полете. Обладает высокими энергетическими характеристиками, достигнутыми в основном за счет применения новых высокоэффективных твердых топлив, повышения тяги двигателя первой ступени и конструктивного совершенствования основных систем и агрегатов ракеты. В двигателе первой маршевой ступени применено поворотное управляющее сопло, что значительно повысило эффективность управления ракетой в условиях полета. Предусмотрены меры повышения стойкости ракеты к поражающим факторам ядерного оружия. Система управления с непрерывным режимом функционирования построена с использованием бортовой вычислительной машины повышенной производительности в двухприборном составе комплекса командных приборов (бортового и наземного) с применением элементной базы радиационностойкого исполнения. Кроме того, реали-зованы методы структурно-функциональной защиты системы от поражающих факторов ядерного воздействия. Система управления обеспечивает автоматическое проведение предстартовой подготовки и пуска, оперативное переприцеливание перед пуском, управление полетом ракеты, заданную (высокую} точность попадания и проведение наземных проверок. Наземный гироприбор служит для прицеливания ракеты посредством бортовой гирос-табилизированной платформы.

   Пуск ракеты производится из транспортно-пускового контейнера с помощью порохового аккумулятора давления, а разделение маршевых ступеней в полете - детонирующими удлиненными зарядами и пороховыми аккумуляторами давления.
Управление ракетой на участке полетов первой ступени осуществляется отклонением сопла маршевого двигателя, а на участках полета второй и третьей ступеней - отклонением боевой ступени и частично с помощью аэродинамических рулей, установленных на обтекателе.

РАКЕТА РС-22 для ЖМПУ.
Предназначена для поражения стратегических объектов на межконтинентальных дальностях. Разработка проводилась в плане создания новой ракеты, разрешенной по условиям Договора ОСВ-2.
Ракета РС-22 для ЖМПУ - твердотопливная, выполнена по трехступенчатой схеме, в одном диаметре, с последовательным расположением маршевых и боевой ступеней. Оснащена разделяющейся головной частью.
Конструктивно схемы всех маршевых ступеней идентичны: корпуса двигателей выполнены цельномотанными (типа "кокон") из композиционного материала с центральными, неподвижными, частично утопленными в камеру двигателя соплами. Сопла второй и третьей ступеней - раздвижные в полете. Основные отличия ракеты РС-22 для ЖМПУ от ракеты РС-22 для ШПУ: различные первые маршевые ступени, отсутствие многофункционального покрытия на
поверхности второй маршевой ступени, различные конструкции аэродинамических обтекателей. Система управления - с непрерывным режимом функционирования - аналогична системе ракеты РС-22 для ШПУ в одноприборном составе комплекса командных приборов (без наземного гироприбора). Прицеливание ракеты производится с помощью наземного гирокомпаса и электронно-оптических средств передачи азимута базового направления в бортовую гиростзбилизированную платформу. Системы управления ракет РС-22 для ЖМПУ и ШПУ отличаются программным математическим обеспечением и конструктивной реализацией связи бортовой системы управления и системы прицеливания. Пуск производится из транспортно-пускового контейнера (ТПК) с помощью порохового аккумулятора давления. Для пуска ракеты с пусковой установки железнодорожного типа применяется пороховой ракетный двигатель "заклона". Имеются особенности в конструкции транспортно-пускового контейнера. Управление ракетой на участке полета первой ступени осуществляется вдувом горячего газа в закритическую часть сопла, а на участках полета второй и третьей ступеней - отклонением боевой ступени и частично аэродинамическими рулями, установленными на обтекателе.
Разделение маршевых ступеней в полете производится детонирующими удлиненными зарядами и пороховыми аккумуляторами давления.

Ракета РС-12М.
Предназначена для поражения стратегических объектов на межконтинентальных дальностях. Ракета РС-12М - межконтинентальная стратегическая рэкета подвижного грунтового базирования, что значительно повышает ее живучесть в условиях ведения боевых действий,
Ракета РС-12М - модернизация ракеты PC-12 с учетом выполнения положений Договора ОСВ-2 по ограничениям на забрасываемую массу, максимальный диаметр, длину ракеты, количество ступеней и тип топлива.
Ракета РС-12М - твердотопливная, легкого класса, выполнена по трехступенчатой схеме, в различных диаметрах, с последовательным расположением маршевых и боевой ступеней. Оснащена моноблочной головной частью. Конструктивно первая маршевая ступень состоит из цилиндрического стеклопластикового корпуса с прочно-скрепленным твердотопливным зарядом, стальных днищ, центрального, неподвижного, частично утопленного сопла.
Система управления построена с использованием бортовой вычислительной машины, микросхем с большой степенью интеграции, нового комплекса командных приборов с поплавковыми чувствительными элементами. Вычислительный комплекс системы управления позволяет реализовать одно из принципиально новых качеств подвижных комплексов - автономное боевое применение самоходной пусковой установки.
Аппаратура системы управления обеспечивает автоматическое проведение предстартовой подготовки и пуска ракеты с любой пригодной по рельефу точки маршрута патрулирования пусковой установки, управление полетом ракеты, заданную точность попадания и проведение наземных проверок.
Пуск ракеты производится из транспортно-пусковою контейнера с помощью порохового аккумулятора давления, Управление ракетой на участке полета первой ступени осуществляется аэродинамическими рулями и газовыми рулями, установленными в сопле маршевого двигателя, на участке полета второй и третьей ступени - вдувом газа в за критическую часть сопла и соплами кренового устройства.

svirv.narod.ru

РС-20Б Википедия

P-36М
по классификации МО США и НАТО — SS-18 Mod.1,2,3 Satan

Пуск конверсионной ракеты-носителя «Днепр» на базе МБР 15А18 комплекса 15П018
Тип Межконтинентальная баллистическая ракета
Статус на боевом дежурстве
Разработчик СССР СССР
КБ «Южное»
Главный конструктор 1969-1971: М. К. Янгель
с 1971: В. Ф. Уткин
Годы разработки 15А14: со 2 сентября 1969
15А18: с 1976
15А18М: с 9 августа 1983[1]
Начало испытаний 15А14: 21 февраля 1973 - 1 октября 1975
15А18: октябрь 1977 - ноябрь1979
15А18М: март 1986 - июль 1988[1]
Принятие на вооружение 15А14: 30 декабря 1975 (РГЧ)
15А18: 18 сентября 1980
15А18М: 11 августа 1988
Производитель ПО Южмаш
Годы производства с 1970 года
Единиц произведено 500
100 Р-36М2
Годы эксплуатации Р-36М до 1982 года
Основные эксплуатанты РВСН СССР
РВСН РФ
Модификации ракеты семейства Р-36М:
Р-36М (15А14)
Р-36М УТТХ (15А18)
Р-36М2 (15А18М)
Р-36М3 "Икар"
космические ракеты :
«Днепр»(15А18) (конверсионная)
Основные технические характеристики

Р-36М:
Масса: 211,4 т
Диаметр: 3 м
Длина: 34,6 м
Забрасываемый вес: 8800 кг
Тип ГЧ: 1х25 Мт, 1х8 Мт или РГЧ ИН 8х1 Мт или 10х1 Мт
Максимальная дальность: 11000—16000 км
Обобщённый показатель надёжности: 0,935

↓Все технические характеристики
 Медиафайлы на Викискладе

ru-wiki.ru

Межконтинентальные баллистические ракеты России | Армия и вооружение

Р-36М (15А14) / Р-36МУ (15А18) / Р-36М2 (15А18У)
РС-20А / РС-20Б / РС-20В
SS-18 (Satan)

Межконтинентальные баллистические жидкостные ракеты стационарного базирования PC-16, PC-18-и РС-20 разрабатывались с разделяющимися головными частями (РГЧ), обеспечивающими прицельное последовательное разведение неуправляемых ББ (РГЧ типа MIRV). Их создание в СССР в 70-х годах проводилось прежде всего как ответная мера на резкое увеличение числа ББ в группировках МБР и БРПЛ США.

Ракеты PC-16 и PC-20 и соответствующие комплексы были созданы кооперацией исполнителей, возглавляемой КБ под руководством В.Ф. Уткина, заменившего М.К. Янгеля. Головной организацией, разрабатывавшей ракету PC-18 и комплекс с этой МБР, было КБ под руководством В.Н.Челомея: летные испытания первых модификаций всех трех типов ракет проводились в 1972-1975 на полигоне Байконур. В 1975-1981 ракетные комплексы принимались на вооружение и ставились на боевое дежурство. В 1977-1979 гг. была проведена модернизация ракет и комплексов, позволившая улучшить ряд их тактико-технических характеристик.
МБР PC-16, PC-18 и PC-20 относятся к двухступенчатым ракетам с ЖРД с последовательным расположением ступеней. При разработке ракет соответствующие КБ и организации использовали опыт создания предшествующего поколения ампулизированных жидкостных ракет на компонентах топлива НДМГ + AT, размещенных в шахтных ПУ (в первую очередь, ракет PC-10 и Р-36). Наряду с принципиальным новшеством — применением РГЧ типа MIRV к новым техническим решениям комплексов этого поколения следует отнести применение в ракетах автономной системы управления с БЦВМ, размещение ракет и пункта управления боевым ракетным комплексом в сооружениях высокой защищенности, возможность дистанционного переприцеливания перед пуском, наличие на ракетах более совершенных средств преодоления ПРО, более высокую, боевую готовность, применение более совершенной системы боевого управления, повышенную живучесть комплексов. Были резко повышены характеристики боевой эффективности за счет увеличения точности ракет и общей мощности их боевого оснащения.
Каждая из ракет PC-16 и PC-18 имеет две модификации (А и Б), которые отличаются главным образом конструктивно-технологическими решениями и соответствующими характеристиками автономной системы управления. Для ракеты PC-20 различают три модификации:
РС-20А, РС-20Б и РС-20В. Эти модификации отличаются типом и конструкцией головных частей, характеристиками системы управления, а для ракеты РС-20В — и рядом конструктивно-схемных решений по ракете в целом и ее ТПК.

Основные характеристики последних модификаций ракет PC-16, PC-18 и PC-20 представлены в таблице (значения дальности полета ББ, мощности их зарядов и точности попадания в цели приведены по открытым зарубежным источникам и являются приближенными).

Для всех трех ракет характерны высокие значения коэффициента энергомассового совершенства (порядка 0,04), что свидетельствует прежде всего о рациональных конструктивно-схемных решениях и высоких удельных параметрах двигательных установок ракет. На всех ракетах в качестве компонентов топлива использовались несимметричный диметилгидразин (НДМГ) и четырехокись азота (AT), ставшие к этому моменту штатными компонентами для жидкостных МБР, размещаемых в ШПУ. Несколько меньшее значение коэффициента энергомассового совершенства для ракеты PC-16 по сравнению с двумя другими рассматриваемыми здесь МБР объясняется в основном особенностями принятых проектных решений.

После принятия на вооружение МБР PC-16, PC-18 и PC-20 их число в группировке РВСН быстро росло. В 1991 оно составляло: 47 — для PC-16, 300 — для PC-18 и 308 — для PC-20. Эти ракеты на боевом дежурстве имели более 5000 боевых блоков, т.е. свыше 75% от общего числа боевых блоков в группировке МБР бывшего СССР.

Создать тяжелую ракету третьего поколения поручили Днепропетровскому КБ, которое после смерти М.К Янгеля возглавил академик В.Ф. Уткин. Решено было использовать все лучшее, что накопил коллектив при проектировании предыдущей ракеты. 21 февраля 1973 года с полигона Байконур впервые стартовала тяжелая МБР, получившая обозначение Р-36М. Ввиду сложности решения возникших проблем испытания всего ракетного комплекса удалось завершить только 1 октября 1975 года. Так как ракета прошла летные испытания несколько раньше, то было принято решение о постановке МБР Р-36М на дежурство в старых шахтах ракет Р-36. Первый ракетный полк развернули 24 декабря 1974 года в г. Домбаровском. Там же 30 ноября 1975 года был поставлен на боевое дежурство первый новый БРК с этими ракетами.
Двухступенчатая ракета Р-36М была выполнена по схеме «тандем» с последовательным разделением разгонных ступеней. Корпус первой ступени состоит из переходного отсека, топливного отсека, боковой защиты двигательной установки и поддон. Корпус второй ступени имеет в своем составе переходный отсек, топливный отсек и теплозащитный экран. Баки окислителя и горючего разделены промежуточным совмещенным днищем. Вдоль корпуса ракеты проходят трубопроводы пневмогидравлической системы и бортовая кабельная сеть, закрытые кожухом.
Двигательная установка первой ступени состоит из четырех автономных однокамерных ЖРД, имеющих турбонасосную подачу топлива, выполненных по замкнутой схеме и шарнирно закрепленных на раме в хвостовой части ступени. Отклонение двигателей по командам системы управления обеспечивает управление полетом ракеты.
Двигательная установка второй ступени состояла из однокамерного маршевого и четырехкамерного рулевого жидкостных ракетных двигателей, выполненных по закрытой и открытой конструктивных схемах соответственно. Все жидкостные ракетные двигатели работали на самовоспламеняющихся при взаимном контакте компонентах топлива.
В ракете практически реализован целый ряд оригинальных технических решений и идей, например, так называемый химический (путем впрыска окислителя в бак горючего и горючего — в бак окислителя) наддув баков, торможение отделяемой ступени за счет истечения газов наддува и др.
На ракету была установлена инерциальная система управления, работу которой обеспечивал бортовой цифровой вычислительный комплекс. Его применение позволило добиться высокой точности стрельбы. МБР этого типа несли особенно мощное боевое оснащение. Существовало два варианта головных частей: моноблочная термоядерная с мощностью до 25 Мт и РГЧ с восемью боевыми блоками индивидуального наведения мощностью по 500 кт каждый. Кроме того имелся комплекс преодоления систем ПРО.
Ракета Р-36М, помещенная в транспортно-пусковой контейнер, устанавливалась в шахтную пусковую установку повышенной защищенности. После проведения заправочных операций она могла находиться в заправленном состоянии длительное время. Подготовка к старту и пуск осуществлялись автоматически после получения системой управления пусковой команды. Наиболее важные параметры ракеты находились под постоянным контролем, что повышало надежность выполнения боевой задачи. Ракета имеет «минометную» схему старта.
На вооружении эта ракета простояла до середины 80-х годов, пока не была заменена ракетой Р-36МУ, которая была ее модификацией. Своим появлением она была обязана разработке американцами нейтронных боеприпасов, новым достижениям в области электроники и машиностроения, возрастанием требований к боевым и эксплуатационным характеристикам ракетных комплексов стратегического назначения.
МБР Р-36МУ отличалась от своей предшественницы более совершенной системой управления и доработанным агрегатно-приборным блоком. Число боевых блоков возросло до 10. При этом они размещались в два яруса на специальной раме и прикрывались обтекателем. Значительно улучшились эксплуатационные характеристики всего БРК. Возросла защищенность пусковых установок и пунктов управления.
Летно-конструкторские испытания этой ракеты начались 31 октября 1977 года на полигоне Байконур, а 18 сентября 1979 года три ракетных полка в г. Жангизтобе, г. Домбаровском и г. Ужуре приступили к несению боевого дежурства на новой ракетной технике. Всего было развернуто 308 пусковых установок с ракетами Р-36М и Р-36МУ.
В 1983 году конструкторскому коллективу КБ «Южное» было поставлено задание доработать ракету таким образом, чтобы она могла преодолевать перспективную американскую систему противоракетной обороны. Также ставилась задача повысить защищенность ракеты и всего комплекса к действию поражающих факторов ядерного взрыва.
В период с марта 1986 года по июль 1988 года проводились летно-конструкторские испытания модернизированной ракеты. 11 августа 1988 года она была принята на вооружение РВСН. Конструкторам удалось внедрить ряд новых конструктивных решений, что повысило характеристики МБР и упростило эксплуатацию.
Ракеты этого типа являются самыми мощными из всех межконтинентальных ракет и способны нанести сокрушительный ответный ядерный удар по агрессору. На Западе им даже присвоили название «Сатана». Именно по этому, американские представители на переговорах по сокращению стратегических наступательных вооружений добивались запрета на модернизацию «тяжелых» ракет и их полного сокращения. В ходе подготовки Договора СНВ-1 Советский Союз согласился на 50 % сократить число своих развернутых ракет «тяжелого» класса.
Еще дальше пошло руководство России. В 1992 году, видимо стремясь сделать приятное американскому президенту Дж. Бушу, в спешном порядке был разработан и в начале января 1993 года подписан Договор СНВ-2 о дальнейшем сокращении стратегических наступательных вооружений. В соответствии с его положениями российские «тяжелые» ракеты должны быть полностью ликвидированы к 2001 году.

warinform.ru

Отправить ответ

avatar
  Подписаться  
Уведомление о