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 1980 г. 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 1982 г. 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. 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 ;

Тяжёлая моноблочная (с зарядом мощностью 20Мт) с дальностью полета 11200км;

Разделяющаяся ГЧ (РГЧ)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.

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;

01.html 011.html 011_basetop.html 011_logo.html 011_menu.html 01_basebody.html 01_basetop.html 01_list.html 01_logo.html 01_menu.html 02.html 021.html 021_basetop.html 021_logo.html 021_menu.html 02_basebody.html 02_basetop.html 02_list.html 02_logo.html 02_menu.html 03.html 031.html 031_basetop.html 031_logo.html 031_menu.html 03_basebody.html 03_basetop.html 03_list.html 03_logo.html 03_menu.html 04.html 041.html 041_basetop.html 041_logo.html 041_menu.html 04_basebody.html 04_basetop.html 04_list.html 04_logo.html 04_menu.html 05.html 051.html 051_basetop.html 051_logo.html 051_menu.html 05_basebody.html 05_basetop.html 05_list.html 05_logo.html 05_menu.html 06.html 061.html 061_basetop.html 061_logo.html 061_menu.html 06_basebody.html 06_basetop.html 06_list.html 06_logo.html 06_menu.html 07.html 071.html 071_basetop.html 071_logo.html 071_menu.html 07_basebody.html 07_basetop.html 07_list.html 07_logo.html 07_menu.html basetop.html basetop_mh.html basetop_rvif.html blank.html body.html index-1.html index-10.html index-100.html index-101.html index-102.html index-103.html index-104.html index-105.html index-106.html index-107.html index-108.html index-109.html index-11.html index-110.html index-111.html index-112.html index-12.html index-13.html index-14.html index-15.html index-16.html index-17.html index-18.html index-19.html index-2.html index-20.html index-21.html index-22.html index-23.html index-24.html index-25.html index-26.html index-27.html index-28.html index-29.html index-3.html index-30.html index-31.html index-32.html index-33.html index-34.html index-35.html index-36.html index-37.html index-38.html index-39.html index-4.html index-40.html index-41.html index-42.html index-43.html index-44.html index-45.html index-46.html index-47.html index-48.html index-49.html index-5.html index-50.html index-51.html index-52.html index-53.html index-54.html index-55.html index-56.html index-57.html index-58.html index-59.html index-6.html index-60.html index-61.html index-62.html index-63.html index-64.html index-65.html index-66.html index-67.html index-68.html index-69.html index-7.html index-70.html index-71.html index-72.html index-73.html index-74.html index-75.html index-76.html index-77.html index-78.html index-79.html index-8.html index-80.html index-81.html index-82.html index-83.html index-84.html index-85.html index-86.html index-87.html index-88.html index-89.html index-9.html index-90.html index-91.html index-92.html index-93.html index-94.html index-95.html index-96.html index-97.html index-98.html index-99.html index_mh.html index_rvif.html logo.html menu.html mh.html rvif.html

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.