Р-36М

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к: навигация, поиск
P-36М
по классификации МО США и НАТО — SS-18 Mod.1,2,3 Satan
Dnepr rocket lift-off 1.jpg
Пуск конверсионной ракеты-носителя «Днепр» на базе МБР 15А18 комплекса 15П018
Тип Межконтинентальная баллистическая ракета
Статус на боевом дежурстве
Разработчик Флаг 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 Союз Советских Социалистических Республик ПО Южмаш (с 1991 - Украина)
Годы производства с 1970 года
Годы эксплуатации Р-36М до 1982 года
Основные эксплуатанты Союз Советских Социалистических Республик/Россия РВСН
Модификации Р-36М (15А14)
Р-36М УТТХ (15А18)
Р-36М2 (15А18М)
Р-36М3 "Икар"
Основные технические характеристики:
Р-36М:
Масса: 211 т
Диаметр: 3 м
Длина: 34,6 м
Забрасываемый вес: 7300 кг
Тип ГЧ: 1х25 Мт, 1х8 Мт или РГЧ ИН 8х1 Мт
Дальность стрельбы: 11200-16000 км
↓Все технические характеристики

Р-36М (Индекс ГРАУ — 15П014, по договору СНВ — РС-20А, по классификации МО США и НАТО — SS-18 Mod.1,2,3 Satan (рус. «Сатана»)) — советский стратегический ракетный комплекс третьего поколения, с тяжёлой двухступенчатой жидкостной, ампулизированной межконтинентальной баллистической ракетой 15А14 для размещения в шахтной пусковой установке 15П714 повышенной защищённости типа ОС. Создавался кооперацией промышленности под руководством КБ «Южное» (город Днепропетровск), главные конструкторы М. К. Янгель (1969—1971 года) и В. Ф. Уткин (с 1971 года). Система управления разработана харьковским НПО «Электроприбор». Главный конструктор системы управления — В. А. Уралов.

Основные черты комплекса:

История создания[править | править вики-текст]

Разработку стратегического ракетного комплекса Р-36М с тяжёлой межконтинентальной баллистической ракетой третьего поколения 15А14 и шахтной пусковой установкой повышенной защищённости 15П714 вело КБ «Южное». В новой ракете были использованы все лучшие наработки, полученные при создании предыдущего комплекса — Р-36.

Применённые при создании ракеты технические решения позволили создать самый мощный в мире боевой ракетный комплекс. Он значительно превосходил и своего предшественника — Р-36:

  • по точности стрельбы — в 3 раза.
  • по боеготовности — в 4 раза.
  • по энергетическим возможностям ракеты — в 1,4 раза.
  • по первоначально установленному гарантийному сроку эксплуатации — в 1,4 раза.
  • по защищённости пусковой установки — в 15-30 раз.
  • по степени использования объёма пусковой установки — в 2,4 раза.

Двухступенчатая ракета Р-36М была выполнена по схеме «тандем» с последовательным расположением ступеней. Для оптимизации использования объёма из состава ракеты были исключены сухие отсеки, за исключением межступенчатого переходника второй ступени. Применённые конструктивные решения позволили увеличить запас топлива на 11 % при сохранении диаметра и уменьшении суммарной длины первых двух ступеней ракеты на 400 мм по сравнению с ракетой 8К67.

На первой ступени применена двигательная установка РД-264, состоящая из четырёх работающих по замкнутой схеме однокамерных двигателей 15Д117, разработанных КБЭМ (главный конструктор — В. П. Глушко). Двигатели закреплены шарнирно и их отклонение по командам системы управления обеспечивает управление полётом ракеты.

На второй ступени применена двигательная установка, состоящая из работающего по замкнутой схеме основного однокамерного двигателя 15Д7Э (РД-0229) и четырёхкамерного рулевого двигателя 15Д83 (РД-0230), работающего по открытой схеме.

ЖРД ракеты работали на высококипящем двухкомпонентном самовоспламеняющемся топливе. В качестве горючего использовался несимметричный диметилгидразин (НДМГ), в качестве окислителя — тетраоксид диазота (АТ).

Разделение первой и второй ступеней газодинамическое. Оно обеспечивалось срабатыванием разрывных болтов и истечением газов наддува топливных баков через специальные окна.

Благодаря усовершенствованной пневмогидравлической системе ракеты с полной ампулизацией топливных систем после заправки и исключением утечки сжатых газов с борта ракеты удалось добиться увеличения времени нахождения в полной боевой готовности до 10-15 лет с потенциальной возможностью эксплуатации до 25 лет.

Принципиальные схемы ракеты и системы управления разработаны исходя из условия возможности применения трёх вариантов ГЧ:

  • Лёгкая моноблочная с зарядом мощностью 8 Мт и дальностью полёта 16000 км;
  • Тяжёлая моноблочная с зарядом мощностью 25 Мт и дальностью полёта 11200 км;
  • Разделяющаяся ГЧ (РГЧ) из 8 боевых блоков мощностью по 1 Мт;

Все головные части ракеты оснащались усовершенствованным комплексом средств преодоления ПРО. Для комплекса средств преодоления ПРО ракеты 15А14 впервые были созданы квазитяжелые ложные цели. Благодаря применению специального твердотопливного двигателя разгона, прогрессивно возрастающая тяга которого компенсирует силу аэродинамического торможения ложной цели, удалось добиться имитации характеристик боевых блоков практически по всем селектирующим признакам на внеатмосферном участке траектории и значительной части атмосферного.

Одним из технических новшеств, в значительной степени определившим высокий уровень характеристик нового ракетного комплекса, явилось применение миномётного старта ракеты из транспортно-пускового контейнера (ТПК). Впервые в мировой практике была разработана и внедрена миномётная схема для тяжёлой жидкостной МБР. При старте давление, создаваемое пороховыми аккумуляторами давления, выталкивало ракету из ТПК и только после покидания шахты запускался двигатель ракеты.

Ракета, помещённая на заводе-изготовителе в транспортно-пусковой контейнер, транспортировалась и устанавливалась в шахтную пусковую установку (ШПУ) в незаправленном состоянии. Заправка ракеты компонентами топлива и подстыковка головной части производились после установки ТПК с ракетой в ШПУ. Проверки бортовых систем, подготовка к запуску и пуск ракеты осуществлялись автоматически после получения системой управления соответствующих команд с удалённого командного пункта. Чтобы исключить несанкционированный запуск, система управления принимала к исполнению только команды с определённым кодовым ключом. Применение такого алгоритма стало возможным благодаря внедрению на всех командных пунктах РВСН новой системы централизованного управления.

Система управления[править | править вики-текст]

Система управления ракетой — автономная, инерциальная, трёхканальная с многоярусным мажоритированием. Каждый канал самотестировался. При несовпадении команд всех трёх каналов управление брал на себя успешно протестировавшийся канал. Бортовая кабельная сеть (БКС) считалась абсолютно надёжной и в тестах не браковалась.

Разгон гироплатформы (15Л555) осуществлялся автоматами форсированного разгона (АФР) цифровой наземной аппаратуры (ЦНА), а на первых этапах работы — программными устройствами разгона гироплатформы (ПУРГ). Бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ) (15Л579) 16-разрядная, ПЗУ — куб памяти. Программирование производилось в машинных кодах.

Разработчик системы управления (включая БЦВМ) — Конструкторское бюро электроприборостроения (КБЭ, ныне ОАО «Хартрон», город Харьков), бортовую ЭВМ производил Киевский радиозавод, серийно система управления выпускалась на заводах имени Шевченко и «Коммунар» (Харьков).

Испытания[править | править вики-текст]

Бросковые испытания ракеты с целью отработки системы миномётного старта начались в январе 1970 года, лётные испытания проводились с 21 февраля 1973. Уже на первых пусках с космодрома Плесецк по полигону Кура на Камчатке система управления позволила получить отклонение по азимуту-дальности 600х800 метров.

Из 43 испытательных запусков 36 окончились успешно и 7 окончились неудачей.

Моноблочный вариант ракеты Р-36М с «лёгкой» ГЧ был принят на вооружение 20 ноября 1978 года. Вариант с разделяющейся головной частью был принят на вооружение 29 ноября 1979 года. Первый ракетный полк с МБР Р-36М заступил на боевое дежурство 25 декабря 1974 года.

В 1980 году ракеты 15А14, находившиеся на боевом дежурстве, были переоснащены без извлечения из ШПУ усовершенствованными РГЧ, созданными для ракеты 15А18. Ракеты продолжили боевое дежурство под обозначением 15А18-1.

В 1982 году МБР Р-36М были сняты с боевого дежурства и заменены ракетами Р-36М УТТХ (15А18).

Модификации[править | править вики-текст]

Р-36М УТТХ[править | править вики-текст]

Разработка стратегического ракетного комплекса третьего поколения Р-36М УТТХ (индекс ГРАУ — 15П018, код СНВ — РС-20Б, по классификации МО США и НАТО — SS-18 Mod.4) с ракетой 15A18, оснащенной 10-блочной разделяющейся головной частью, началась 16 августа 1976 года.

Ракетный комплекс создавался в результате реализации программы совершенствования и повышения боевой эффективности ранее разработанного комплекса 15П014 (Р-36М). Комплекс обеспечивает поражение одной ракетой до 10 целей, включая высокопрочные малоразмерные либо особо крупные площадные цели, расположенные на местности площадью до 300000 км², в условиях эффективного противодействия средств ПРО противника. Повышение эффективности нового комплекса было достигнуто за счет:

  • повышения точности стрельбы в 2-3 раза;
  • увеличения количества боевых блоков (ББ) и мощности их зарядов;
  • увеличения района разведения ББ;
  • применения высокозащищенных шахтной пусковой установки и командного пункта;
  • повышения вероятности доведения команд на пуск до ШПУ.

Компоновочная схема ракеты 15А18 аналогична схеме 15А14. Это двухступенчатая ракета с тандемным расположением ступеней. В составе новой ракеты без доработок использованы первая и вторая ступени ракеты 15А14. Двигатель первой ступени — четырёхкамерный ЖРД РД-264 закрытой схемы. На второй ступени используется однокамерный маршевый ЖРД РД-0229 закрытой схемы и четырёхкамерный рулевой ЖРД РД-0257 открытой схемы. Разделение ступеней и отделение боевой ступени — газодинамическое.

Основное отличие новой ракеты заключалось во вновь разработанной ступени разведения и РГЧ с десятью новыми скоростными блоками, с зарядами повышенной мощности. Двигатель ступени разведения — четырёхкамерный, двухрежимный (тягой 2000 кгс и 800 кгс) с многократным (до 25 раз) переключением между режимами. Это позволяет создавать наиболее оптимальные условия при разведении всех боевых блоков. Ещё одна конструктивная особенность этого двигателя — два фиксированных положения камер сгорания. В полете они располагаются внутри ступени разведения, но после отделения ступени от ракеты специальные механизмы выводят камеры сгорания за наружный контур отсека и разворачивают их для реализации «тянущей» схемы разведения боевых блоков. Сама РГЧ выполнена по двухъярусной схеме с единым аэродинамическим обтекателем. Также были увеличены объём памяти БЦВМ и модернизирована система управления, для использования улучшеных алгоритмов. При этом точность стрельбы была улучшена в 2,5 раза, а время готовности к запуску сократилось до 62 секунд.

Ракета Р-36М УТТХ в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) устанавливается в шахтную пусковую установку и находится на боевом дежурстве в заправленном состоянии в полной боевой готовности. Для загрузки ТПК в шахтное сооружение в СКБ МАЗ разработано специальное транспортно-установочное оборудование в виде полуприцепа высокой проходимости с тягачом на базе МАЗ-537. Используется минометный метод запуска ракеты.

Летно-конструкторские испытания ракеты Р-36М УТТХ начались 31 октября 1977 г. на полигоне Байконур. По программе летных испытаний проведено 19 пусков, из них 2 неудачно. Причины этих неудач были выяснены и устранены, эффективность принятых мер подтверждена последующими пусками. Всего проведено 62 пуска, из них 56 — успешных.

18 сентября 1979 г. три ракетных полка приступили к несению боевого дежурства на новом ракетном комплексе. По состоянию на 1987 г. было развернуто 308 МБР Р-36М УТТХ в составе пяти ракетных дивизий. На май 2006 г. в состав РВСН входит 74 шахтные пусковые установки с МБР Р-36М УТТХ и Р-36М2, оснащенных 10 боевыми блоками каждая.

Высокая надежность комплекса подтверждена 159 пусками по состоянию на сентябрь 2000 года, из которых только четыре были неудачными. Эти отказы при пусках серийных изделий обусловлены производственными дефектами.

После распада СССР и экономического кризиса начала 1990-х встал вопрос о продлении сроков эксплуатации Р-36М УТТХ до замены их новыми комплексами российской разработки. Для этого 17 апреля 1997 года был произведен успешный пуск ракеты Р-36М УТТХ, изготовленной 19,5 лет назад. НПО «Южное» и 4-е ЦНИИ МО провели работы по увеличению гарантийного срока эксплуатации ракет с 10 лет последовательно до 15, 18 и 20 лет. 15 апреля 1998 года с космодрома Байконур был произведен учебно-тренировочный пуск ракеты Р-36М УТТХ, при котором десять учебных боевых блоков поразили все учебные цели на полигоне Кура на Камчатке.

Также было создано совместное российско-украинское предприятие по разработке и дальнейшему коммерческому использованию ракеты-носителя легкого класса «Днепр» на базе ракет Р-36М УТТХ и Р-36М2

Р-36М2 «Воевода»[править | править вики-текст]

Межконтинентальная баллистическая ракета Р-36М2 «Воевода» в ТПК, установленная на территории выставочного комплекса «Салют, Победа!», Оренбург

9 августа 1983 года постановлением Совета Министров СССР КБ «Южное» была поставлена задача доработать ракету Р-36М УТТХ, чтобы она могла преодолевать перспективную систему американской противоракетной обороны (ПРО). Кроме того было необходимо повысить защищенность ракеты и всего комплекса от действия поражающих факторов ядерного взрыва.

Вид на приборный отсек (ступень разведения) ракеты 15А18М со стороны головной части. Видны элементы двигателя разведения (цвета алюминия — баки горючего и окислителя, зеленые — шаровые баллоны вытеснительной системы подачи), приборы системы управления (коричневые и цвета морской волны).
Верхнее днище первой ступени 15А18М. Справа — отстыкованная вторая ступень, видно одно из сопел рулевого двигателя.

Ракетный комплекс четвёртого поколения Р-36М2 «Воевода» (индекс ГРАУ — 15П018М, код СНВ — РС-20В, по классификации МО США и НАТО — SS-18 Mod.5/Mod.6) с многоцелевой межконтинентальной ракетой тяжелого класса 15А18М предназначен для поражения всех видов целей, защищенных современными средствами ПРО, в любых условиях боевого применения, в том числе при многократном ядерном воздействии по позиционному району. Его применение позволяет реализовать стратегию гарантированного ответного удара.

В результате применения новейших технических решений, энергетические возможности ракеты 15А18М увеличены на 12 % по сравнению с ракетой 15А18. При этом выполняются все условия ограничений по габаритам и стартовому весу, накладываемые договором ОСВ-2. Ракеты этого типа являются самыми мощными из всех межконтинентальных ракет. По технологическому уровню комплекс не имеет аналогов в мире. В ракетном комплексе применена активная защита шахтной пусковой установки от ядерных боевых блоков и высокоточного неядерного оружия, а также впервые в стране осуществлен маловысотный неядерный перехват высокоскоростных баллистических целей.

По сравнению с прототипом, в новом комплексе удалось добиться улучшения многих характеристик:

  • повышения точности в 1,3 раза;
  • увеличения в 3 раза длительности автономности;
  • уменьшения в 2 раза времени боеготовности.
  • увеличения площади зоны разведения боевых блоков в 2,3 раза;
  • применения зарядов повышенной мощности (10 разделяющихся головных частей индивидуального наведения мощностью от 550 до 750 кт каждая; общий забрасываемый вес — 8800 кг[2]);
  • возможности пуска из режима постоянной боеготовности по одному из плановых целеуказаний, а также оперативного переприцеливания и пуска по любому неплановому целеуказанию, переданному из высшего звена управления;

Для обеспечения высокой боевой эффективности в особо сложных условиях боевого применения при разработке комплекса Р-36М2 «Воевода» особое внимание уделялось следующим направлениям:

  • повышение защищенности и живучести ШПУ и КП;
  • обеспечение устойчивости боевого управления во всех условиях применения комплекса;
  • увеличение времени автономности комплекса;
  • увеличение гарантийного срока эксплуатации;
  • обеспечение стойкости ракеты в полете к поражающим факторам наземных и высотных ядерных взрывов;
  • расширение оперативных возможностей по перенацеливанию ракет.

Одним из основных преимуществ нового комплекса является возможность обеспечения пусков ракет в условиях ответно-встречного удара при воздействии наземных и высотных ядерных взрывов. Это достигнуто за счет повышения живучести ракеты в шахтной пусковой установке и значительного повышения стойкости ракеты в полете к поражающим факторам ядерного взрыва. Корпус ракеты имеет многофункциональное покрытие, введена защита аппаратуры системы управления от гамма-излучения, в 2 раза повышено быстродействие исполнительных органов автомата стабилизации системы управления, отделение головного обтекателя осуществляется после прохождения зоны высотных блокирующих ядерных взрывов, двигатели первой и второй ступеней ракеты форсированы по тяге.

В результате радиус зоны поражения ракеты блокирующим ядерном взрывом, по сравнению с ракетой 15А18, уменьшен в 20 раз, стойкость к рентгеновскому излучению повышена в 10 раз, гамма-нейтронному излучению — в 100 раз. Обеспечена стойкость ракеты к воздействию пылевых образований и крупных частиц грунта, имеющихся в облаке при наземном ядерном взрыве.

Для ракеты построены ШПУ со сверхвысокой защищенностью от поражающих факторов ЯВ путем переоборудования ШПУ ракетных комплексов 15А14 и 15А18. Реализованные уровни стойкости ракеты к поражающим факторам ядерного взрыва обеспечивают её успешный пуск после непоражающего ядерного взрыва непосредственно по ПУ и без снижения боевой готовности при воздействии по соседней ПУ.

Ракета выполнена по двухступенчатой схеме с последовательным расположением ступеней. На ракете применяются аналогичные схемы старта, разделения ступеней, отделения ГЧ, разведения элементов боевого оснащения, показавшие высокий уровень технического совершенства и надежности в составе ракеты 15А18.

В состав двигательной установки первой ступени ракеты входят четыре шарнирно закрепленных однокамерных ЖРД, имеющих турбонасосную систему подачи топлива и выполненных по замкнутой схеме.

В состав двигательной установки второй ступени входят два двигателя: маршевый однокамерный РД-0255 с турбонасосной подачей компонентов топлива, выполненный по замкнутой схеме и рулевой РД-0257, четырёхкамерный, открытой схемы, ранее уже использовшийся на ракете 15А18. Двигатели всех ступеней работают на жидких высококипящих компонентах топлива НДМГ+АТ, ступени полностью ампулизированы.

Система управления разработана на базе двух высокопроизводительных ЦВК (бортового и наземного) нового поколения и непрерывно работающего в процессе боевого дежурства высокоточного комплекса командных приборов.

Для ракеты разработан новый головной обтекатель, обеспечивающий надежную защиту головной части от поражающих факторов ядерного взрыва. Тактико-технические требования предусматривали оснащение ракеты четырьмя типами головных частей:

  • две моноблочные ГЧ — с «тяжелым» и «легким» ББ;
  • РГЧ с десятью неуправляемыми ББ мощностью 0,8 Мт;
  • РГЧ смешанной комплектации в составе шести неуправляемых и четырёх управляемых ББ с системой самонаведения по картам местности.

В составе боевого оснащения созданы высокоэффективные системы преодоления ПРО («тяжелые» и «легкие» ложные цели, дипольные отражатели), которые размещаются в специальных кассетах, применены термоизолирующие чехлы ББ.

Летно-конструкторские испытания комплекса Р-36М2 начались на Байконуре в 1986 г. Первый пуск 21 марта закончился аварийно: из-за ошибки в системе управления не запустилась двигательная установка первой ступени. Ракета, выйдя из ТПК, тут же упала в ствол шахты, её взрыв полностью разрушил пусковую установку. Человеческих жертв не было.[3]

Первый ракетный полк с МБР Р-36М2 встал на боевое дежурство 30 июля 1988 г. 11 августа 1988 ракетный комплекс принят на вооружение. Летно-конструкторские испытания новой межконтинентальной ракеты четвёртого поколения Р-36М2 (15А18М — «Воевода») со всеми видами боевого оснащения были завершены в сентябре 1989 года. На май 2006 года в состав РВСН входит 74 шахтных пусковых установки с МБР Р-36М УТТХ и Р-36М2, оснащенными 10 боевыми блоками каждая.

21 декабря 2006 года в 11 часов 20 минут по московскому времени был произведен учебно-боевой пуск РС-20В. По словам главы службы информации и общественных связей РВСН полковника Александра Вовка, учебно-боевые блоки ракеты, запущенные из Оренбургской области (Приуралье), с заданной точностью поразили условные цели на полигоне Кура полуострова Камчатка в Тихом океане. Первая ступень упала в зоне Вагайского, Викуловского и Сорокинского районов Тюменской области. Она отделилась на высоте 90 километров, остатки топлива сгорели во время падения на землю. Пуск прошёл в рамках опытно-конструкторской работы «Зарядье». Пуски дали утвердительный ответ на вопрос о возможности эксплуатации комплекса Р-36М2 в течение 20 лет.

24 декабря 2009 года в 9 часов 30 минут по московскому времени был произведен пуск межконтинентальной баллистической ракеты РС-20В («Воевода»), сообщил пресс-секретарь управления пресс-службы и информации Минобороны по РВСН полковник Вадим Коваль: «Двадцать четвёртого декабря 2009 года в 9.30 мск РВСН проведен пуск ракеты из позиционного района соединения, дислоцированного в Оренбургской области», — сообщил Коваль. 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.

Р-36М3 «Икар»[править | править вики-текст]

В 1991 году был разработан аванпроект ракетного комплекса пятого поколения Р-36М3 «Икар», но переговоры по Договору СНВ-1 и распад СССР привели к прекращению работ по этой теме.

Ракета-носитель «Днепр»[править | править вики-текст]

«Днепр» — конверсионная космическая ракета-носитель, созданная на базе подлежащих ликвидации межконтинентальных баллистических ракет Р-36М УТТХ и Р-36М2 «Воевода» кооперацией российских и украинских предприятий и предназначенная для выведения до 3,7 тонн полезной нагрузки (космического аппарата или группы спутников) на орбиты высотой 300—900 км.

Реализацией программы создания и эксплуатации ракеты-носителя «Днепр» занимается Международная космическая компания ЗАО «Космотрас».

РН «Днепр» используют в двух модификациях:

  • «Днепр-1» — использующую основные составные части МБР без доработок, за исключением переходника обтекателя.
  • «Днепр-М» — вариант РН, модернизированный установкой дополнительных двигателей ориентации и стабилизации, доработкой системы управления и применением удлинённого головного обтекателя, за счёт чего достигнуты более широкие возможности по выведению полезного груза, в том числе увеличенная максимальная высота орбиты.

Для запусков РН «Днепр» используются пусковая установка на площадке 109 космодрома Байконур и пусковые установки на базе Ясный 13-ой Краснознамённой Оренбургской ракетной дивизии в Оренбургской области.

Первый запуск искусственного спутника по программе «Днепр» был осуществлён в 1999 году. Подробнее см. ниже

Тактико-технические характеристики[править | править вики-текст]

Р-36М Р-36М УТТХ Р-36М2 «Воевода»
Тип ракеты МБР
Индекс комплекса 15П014 15П018 15П018М
Индекс ракеты 15А14 15А18 15А18М
По договору СНВ РС-20А РС-20Б РС-20В
Код НАТО SS-18 Mod 1 «Satan» SS-18 Mod 3 «Satan» SS-18 Mod 2 «Satan» SS-18 Mod 4 «Satan» SS-18 Mod 5 «Satan» SS-18 Mod 6 «Satan»
Пусковая установка ШПУ 15П714 типа ОС-67 ШПУ 15П718 ШПУ
Основные ТТХ комплекса
Максимальная дальность, км 11 200 16 000 10 500 11 000 16 000 11 000
Точность (КВО), км 0,5 0,5 0,5 0,3 0,22 0,22
Боеготовность, сек 62
Условия боевого применения
Тип старта миномётный из ТПК
Данные ракеты
Стартовая масса, кг 209 200 208 300 210 400 211 100 211 100 211 400
Количество ступеней 2 2 + ступень разведения
Система управления автономная инерциальная
Габаритные размеры ТПК и ракеты
Длина, м 33,65 34,3 34,3
Максимальный диаметр корпуса, м 3,0
Боевое оснащение
Тип головной части «тяжёлая» моноблочная «лёгкая» моноблочная РГЧ ИН РГЧ ИН моноблочная РГЧ ИН
Масса головной части, кг 6565 5727 7823 8470 8470 8730
Мощность ядерного заряда 20 Мт 8 Мт 10х0,4 Мт или
4х1 Мт + 6х0,4 Мт
10х0,5 Мт 8 Мт 10х0,75 Мт
КСП ПРО
История
Разработчик КБ «Южное»
Конструктор 1969-1971 гг.: М. К. Янгель
с 1971 г.: В. Ф. Уткин
В. Ф. Уткин
Начало разработки
Пуски
Пуски бросковых макетов
Всего пусков
Летно-конструкторские испытания
Пуски с ПУ
Всего пусков
Из них успешные
Принятие на вооружение 1980 1988
Изготовитель Южный машиностроительный завод

Эксплуатация[править | править вики-текст]

Различные модификации Р-36М стояли и стоят (Р-36М2) на вооружении следующих формирований РВСН:

Мирное использование[править | править вики-текст]

Первый запуск по программе «Днепр» был произведён боевым расчетом РВСН 21 апреля 1999 года, при этом на расчётную орбиту был успешно выведен британский научно-экспериментальный спутник UoSAT-12. Также, РН «Днепр» может использоваться для совершения кластерных запусков космических аппаратов, например, 29 июля 2009 г. в 22:46 по московскому времени осуществлён кластерный запуск на орбиту сразу 6 спутников (DubaiSat-1, Deimos-1, UK-DMC 2, Nanosat 1B, AprizeSat 3, AprizeSat 4) для ОАЭ, Испании, США и Великобритании). Ракета, использованная в этом запуске, была изготовлена в 1984 году и 24 года находилась на боевом дежурстве. Все аппараты выведены на целевые орбиты и переданы на управление компаниям-заказчикам пуска.[8]. Таким образом, наряду с выводом спутников на орбиту, параллельно решаются задачи продления сроков службы боевой ракетной техники стоящей на боевом дежурстве.

Всего, в период с 1999 года по июнь 2010 по программе «Днепр» выполнено 14 пусков, из них 13 — успешные, при этом выведено около 40 спутников в интересах коммерческих заказчиков[источник не указан 1501 день].

Музейные экземпляры[править | править вики-текст]

См. также[править | править вики-текст]

Примечания[править | править вики-текст]

  1. 1 2 Коллектив авторов. Стратегическое ядерное вооружение России / под редакцией П. Л. Подвига. — М.: ИздАТ, 1998. — С. 190-191.
  2. rian.ru, «ЯБП с приставкой „мини“», 24 августа 2006
  3. Межконтинентальная баллистическая ракета «Воевода» Р-36М2 15А18М (РС-2ОВ) SS-18 «Satan» (Сатана)
  4. 59th Missile Division (англ.). Soviet Armed Forces 1945-1991. Сайт Майкла Холма. Проверено 18 февраля 2013. Архивировано из первоисточника 26 февраля 2013.
  5. 38th Missile Division (англ.). Soviet Armed Forces 1945-1991. Сайт Майкла Холма. Проверено 18 февраля 2013. Архивировано из первоисточника 26 февраля 2013.
  6. 41st Guards Lvovsko-Berlinskaya orders of Kutuzov and Bogdan Khmelnitskiy Missile Division (англ.). Soviet Armed Forces 1945-1991. Сайт Майкла Холма. Проверено 18 февраля 2013. Архивировано из первоисточника 26 февраля 2013.
  7. 57th Missile Division (англ.). Soviet Armed Forces 1945-1991. Сайт Майкла Холма. Проверено 18 февраля 2013. Архивировано из первоисточника 26 февраля 2013.
  8. interfax.ru, «С Байконура осуществлен кластерный запуск шести спутников с помощью конверсионной ракеты „Днепр“», 29 июля 2009 г.
  9. Музей Ракетных войск стратегического назначения : Министерство оборо&#108 …

Ссылки[править | править вики-текст]