Вернуться в начало
Межконтинентальная баллистическая ракета Р—36М
Р—36М. 15А14 (РС—20А)
Постановление правительства о разработке ракетных комплексов Р—36М, МР-УР—100 и УР—100Н, оснащенных РГЧ ИН, вышло 2 сентября 1969 года. Разработка Р—36М и МР-УР—100 начата в КБ "Южное под руководством Михаила Янгеля.
"Преимущества РГЧ с прицельным разведением неуправляемых ББ объясняются, главным образом, тем, что:
прицельное разведение ББ позволяет наилучшим образом распределить имеющиеся ББ по объектам поражения (между отдельными целями, по площадям крупных целей и т. д.), повышая возможности и обеспечивая гибкость планирования ракетно-ядерных ударов;
РГЧ позволяют формировать эффективную пространственно-временную структуру ракетно-ядерных ударов, имея более широкие возможности по построению рациональных боевых порядков из ББ и элементов комплекса средств преодоления ПРО и др.;
с использованием РГЧ достаточно просто решается проблема модернизации и универсализации стратегического ракетного вооружения по отношению к различным вариантам и условиям боевого применения МБР и др.". (Межконтинентальные баллистические ракеты СССР (РФ) и США. История создания, развития и сокращения. Под. ред. Е. Б. Волкова. — М.: РВСН, 1996. С. 199).
В отличие от Владимира Челомея, решившего использовать отработанный газодинамический способ старта ракеты, Янгель предложил минометный старт, "апробированный" на ракете РТ—20П. Однако РТ—20П была "легкой" ракетой.
Концепция тяжелой ракеты холодного (минометного) старта была разработана Михаилом Янгелем в 1969 году. Минометный старт позволял улучшить энергетические возможности ракет без увеличения стартовой массы. Главный конструктор ЦКБ—34 Евгений Рудяк не согласился с этой концепцией, считая невозможной разработку системы минометного запуска для ракеты весом более двухсот тонн. После перехода Рудяка на преподавательскую деятельность в декабре 1970 года Конструкторское бюро специального машиностроения (бывшее КБ—1 Ленинградского ЦКБ—34) возглавил Владимир Степанов, который положительно отнесся к идее "холодного" запуска тяжелых ракет с помощью порохового аккумулятора давления.
Главной проблемой, с которой столкнулся Степанов, была проблема амортизации ракеты в шахте. Раньше амортизаторами служили огромные металлические пружины. Вес Р—36М не позволял их применить. Степанов предложил использовать в качестве амортизаторов сжатый газ. Газ мог удержать и больший вес, но встала проблема: как удержать сам газ высокого давления на протяжении всего срока службы ракеты — десять — пятнадцать и более лет? Коллективу КБ Спецмаш под руководством Владимира Степанова удалось решить эту проблему и доработать шахты Р—36 под новые более тяжелые ракеты. К выпуску уникальных амортизаторов приступил Волгоградский завод "Баррикады".
Параллельно с КБСМ Степанова доработкой ШПУ для ракеты занималось Московское КБТМ под руководством Всеволода Соловьева. Для амортизации ракеты, находящейся в транспортно-пусковом контейнере, КБТМ была предложена принципиально новая компактная маятниковая система подвески ракеты в шахте. Эскизный проект был разработан в 1970 году, в мае этого же года прошла успешная защита проекта в Минобщемаше.
"Дальнейшие работы по реализации проекта потребовали проведения большого объема специальных расчетов, наличия серьезной экспериментальной базы, опытных специалистов соответствующего профиля и организации эксплуатационных служб. Подобные возможности у КБТМ отсутствовали". ((Кожухов Н. С., Соловьев В. Н. Комплексы наземного оборудования ракетной техники. 1948—1998 гг. Под. ред. док. тех. наук проф. Бирюкова Т. П. -Москва, 1998. С 67). В окончательном варианте принята доработанная шахтная пусковая установка Владимира Степанова.
В декабре 1969 года разработан проект ракеты Р—36М с четырьмя видами боевого оснащения — моноблочная легкая ГЧ, моноблочная тяжелая ГЧ, разделяющаяся ГЧ и маневрирующая ГЧ. В марте 1970 года разработан проект ракеты с одновременным повышением защищенности ШПУ. В августе 1970 Совет обороны СССР одобрил предложение КБ "Южное" о модернизации Р—36 и создании ракетного комплекса Р—36М с ШПУ повышенной защищенности.
"В заводских условиях, в цехах готовые ракеты устанавливались в транспортно-пусковые контейнеры (ТПК), на которых размещалось и оборудование, необходимое для пуска ракеты. Все необходимые проверки и испытания проводились на контрольно-испытательном стенде завода. Затем в старый ствол шахты (шахта, в которой ранее размещались от — Ц служившие свой срок и снятые с дежурства МБР Р—36 газодинамического старта — прим авт.) вставлялся металлический силовой стакан с системой амортизации и другим оборудованием ПУ, а вся укрупненная сборка на полигоне, грубо говоря, сводилась лишь к трем (поскольку пусковая установка состояла из трех частей) дополнительным сварным швам на нулевой отметке стартовой площадки. При этом выбрасывались из конструкции пусковой установки оказавшиеся ненужными при минометном старте газоотводящие каналы и решетки. В результате защищенность шахты увеличилась чуть ли не в 50 раз... Эффективность технических решений была подтверждена на ядерном полигоне в Семипалатинске". (А. Д. Брусиловский "Братья Уткины - создатели отечественной ракетно-космической техники", "Невский бастион", выпуск 5).
Ракета Р—36М оснащена маршевым двигателем первой ступени, разработанным в КБ Энергомаш под руководством Валентина Глушко.
"Проектировщики скомпоновали первую ступень ракеты Р—36М в составе шести однокамерных двигателей, а вторую ступень — из одного однокамерного двигателя, максимально унифицированного с двигателем первой ступени — отличия были только в высотном сопле камеры. Все как и прежде, но... Но к разработке двигателя для Р—36М Янгель решил привлечь КБХА Конопатова... Новые конструкторские решения, современные технологии, усовершенствованная методика доводки ЖРД, модернизированные стенды и обновленное технологическое оборудование — все это мог КБ Энергомаш положить на чашу весов, предлагая свое участие в разработке комплексов Р—36М и МР-УР—100... Глушко предложил для первой ступени ракеты Р—36М четыре однокамерных двигателя, работающих по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа, каждый тягой по 100 тс, давление в камере сгорания 200 атм., удельный импульс тяги у земли 293 кгс.с/кг, управление вектором тяги путем отклонения двигателя. По классификации КБ Энергомаш двигатель получил обозначение РД—264 (четыре двигателя РД—263 на общей раме). Предложения Глушко были приняты, КБХА была поручена разработка двигателя второй ступени для Р—36М". (Однажды и навсегда... Документы и люди о создателе ракетных двигателей и космических систем академике Валентине Петровиче Глушко. — М.: Машиностроение, 1998. С. 570—571).
Эскизный проект двигателя РД—264 был выполнен в 1969 году.
"К конструктивным особенностям двигателя РД—264 следует отнести разработку агрегатов наддува баков окислителя и горючего, состоявших из окислительного или восстановительного низкотемпературных газогенераторов, корректоров расхода и отсечных клапанов. Кроме того, этот двигатель имел возможность отклонения от оси ракеты на 7 градусов для управления вектором тяги..." (Однажды и навсегда... Документы и люди о создателе ракетных двигателей и космических систем академике Валентине Петровиче Глушко. — М.: Машиностроение, 1998. С. 573). Сложной была проблема обеспечения надежного запуска двигателей первой ступени при минометном старте ракеты. Огневые испытания двигателей на стенде начаты в апреле 1970 года. В 1971 году конструкторская документация передана на Южный машиностроительный завод для подготовки серийного производства. Испытания двигателей проводились с декабря 1972 года по январь 1973 года.
В ходе летных испытаний ракеты Р—36М выявилась необходимость форсирования двигателя первой ступени на 5 процентов. Стендовая отработка форсированного двигателя была завершена в сентябре 1973 года и летные испытания ракеты продолжены.
С апреля по ноябрь 1977 года на стенде "Южмаша" была проведена доработка двигателя с целью устранения причин выявленных высокочастотных колебаний при запуске. В декабре 1977 года вышло решение Министерства обороны о доработке двигателей. После доработки двигатели были признаны одними из самых надежных двигателей боевых ракет.
Маршевый двигатель второй ступени Р—36М разрабатывался в КБ химической автоматики под руководством Александра Конопатова. К разработке ЖРД РД—0228 Конопатов приступил в 1967 году. Разработка была завершена в 1974 году.
После смерти Янгеля в 1971 году главным конструктором КБ "Южное" был назначен Владимир Уткин.
ВЛАДИМИР УТКИН пришел работать в КБ Днепропетровского машиностроительного завода в 1952 году после окончания Ленинградского военно-механического института. Прошел путь от инженера конструктора до руководителя крупнейшего в стране предприятия военно-промышленного комплекса. В 1961 году назначен заместителем главного конструктора КБ. С 1967 года работал первым заместителем главного конструктора. 29 октября 1971 года назначен начальником и главным конструктором КБ "Южное". С ноября 1979 года он — генеральный конструктор КБ. В ноябре 1990 года Владимир Уткин переведен на должность директора ЦНИИ машиностроения (г. Королев Московской области).
Система управления МБР Р—36М разработана под руководством главного конструктора харьковского НИИ—692 (НПО "Хартрон") Владимира Сергеева. Комплекс средств преодоления ПРО разработан в ЦНИРТИ. Твердотопливные заряды пороховых аккумуляторов давления разработаны в ЛНПО "Союз" под руководством Бориса Жукова. Унифицированный командный пункт повышенной защищенности шахтного типа разработан в ЦКБ ТМ под руководством Николая Кривошеина и Бориса Аксютина. Первоначально был установлен гарантийный срок хранения ракеты 10 лет, затем — 15 лет.
"Большим достижением новых комплексов являлась возможность дистанционного перенацеливания перед пуском ракеты. Для такого стратегического оружия это новшество имело огромное значение". (Байконур. Королев. Янгель. Автор-составитель М. И. Кузнецкий. — Воронеж: ИПФ "Воронеж", 1997. С. 173). В 1970—1971 годах в КБТМ были разработаны проекты двух наземных стартовых комплексов для обеспечения бросковых испытаний (бросковые испытания — часть испытаний, проводимых с целью отработки отдельных систем ракеты) на площадке № 67 полигона Байконур. Для этих целей использовалось основное оборудование стартового комплекса 8П867. Монтажно-испытательный корпус построен на площадке № 42. В январе 1971 года начались бросковые испытания ракеты для отработки минометного старта. Для исследования минометного старта проведены 9 пусков ракет.
"Суть второго этапа бросковых испытаний (БИ—2) состояла в том, чтобы отработать технологию минометного старта ракеты из контейнера с помощью порохового аккумулятора давления (ПАД), который выбрасывал ракету, заправленную щелочным раствором (вместо реальных компонентов) на высоту более 20 м от верхнего среза контейнера. В это же время три пороховых ракетных двигателя (ПРД), расположенных на поддоне, отводили его в сторону, так как поддон предохранял двигательную установку (ДУ) первой ступени от давления газов ПАД. Далее ракета, потеряв скорость, падала недалеко от контейнера в бетонный лоток (корыто), превращаясь в груду металла". (Байконур. Королев. Янгель. Автор-составитель М. Й. Кузнецкий. - Воронеж: ИПФ "Воронеж", 1997. С. 169).
Первый пуск по программе летно-конструкторских испытаний Р—36М в 1972 году на полигоне Байконур оказался неудачным. После выхода из шахты она поднялась в воздух и вдруг упала прямо на стартовую площадку, уничтожив пусковую установку. Аварийными были второй и третий пуски. Первый успешный испытательный пуск Р—36М, оснащенной моноблочной ГЧ, проведен 21 февраля 1973 года.
В сентябре 1973 года вышел на испытания вариант Р—36М, оснащенной РГЧ ИН с десятью боевыми блоками (в печати приводятся данные о варианте ракеты, оснащенной РГЧ ИН с восемью боевыми блоками).
Американцы внимательно следили за испытаниями наших первых МБР, оснащенных РГЧ ИН.
"Корабль ВМС США "Арнольд" во время пусков ракет находился у берегов камчатского полигона. Над тем же районом постоянно барражировал четырехмоторный самолет-лаборатория В—52, оснащенный телеметрической и другой аппаратурой. Как только самолет улетал на дозаправку, на полигоне проводился пуск ракеты. Если же пуск во время такого "окна" осуществить не удавалось, то ждали до следующего "окна" или применяли технические меры по закрытию каналов утечки информации". (Байконур. Королев. Янгель. Автор-составитель М. Й. Кузнецкий. — Воронеж: ИПФ "Воронеж", 1997. С. 172). Закрыть эти каналы было невозможно. Например, перед пуском ракет Камчатка предупреждала по радиосвязи своих гражданских летчиков о недопустимости полетов в определенный промежуток времени. Осуществляя радиоперехват, американские спецслужбы анализировали метеорологическую обстановку в районе и приходили к выводу, что единственной помехой полетам могут быть предстоящие пуски ракет.
В октябре 1973 года постановлением правительства КБ поручена разработка самонаводящейся ГЧ "Маяк—1" (15Ф678) с газобаллонной ДУ для ракеты Р—36М. В апреле 1975 года разработан эскизный проект самонаводящейся ГЧ. В июле 1978 года начаты летные испытания. В августе 1980 года испытания самонаводящейся ГЧ 15Ф678 с двумя вариантами аппаратуры визирования местности на ракете Р—36М завершены. Эти ракеты не были развернуты.
В октябре 1974 года вышло постановление правительства о сокращении типов боевого оснащения комплексов Р—36М и МР-УР—100. В октябре 1975 года завершены летно-конструкторские испытания Р—36М в трех видах боевой комплектации и РГЧ 15Ф143.
Разработка головных частей продолжалась. 20 ноября 1978 года постановлением правительства принята на вооружение моноблочная ГЧ 15Б86 в составе комплекса Р—36М. 29 ноября 1979 года принята на вооружение РГЧ 15Ф143У комплекса Р—36М.
В 1974 году Южный машиностроительный завод в Днепропетровске приступил к серийному производству Р—36М, головных частей и двигателей первой ступени. Серийное производство боевых блоков 15Ф144 и 15Ф147 было освоено на Пермском заводе химического оборудования (ПЗХО).
25 декабря 1974 года ракетный полк вблизи города Домбаровский Оренбургской области заступил на боевое дежурство.
Ракетный комплекс Р—36М принят на вооружение постановлением правительства от 30 декабря 1975 года. Этим же постановлением были приняты на вооружение МБР МР-УР—100 и УР—100Н. Для всех МБР была создана и впервые применена унифицированная автоматизированная система боевого управления (АСБУ) Ленинградского НПО "Импульс".
Вот как осуществлялась постановка ракеты на боевое дежурство.
"По проекту была предусмотрена схема "завод-старт", т.е. ракета транспортировалась с завода-изготовителя прямо на шахтную пусковую установку. Такой порядок был применен впервые, и была подтверждена высокая надежность систем ракеты. При этом во много раз было сокращено время нахождения ракеты в незащищенном состоянии: только в пути следования. Таким образом, во время проведения ЛКИ технология подготовки ракеты к пуску заключалась в следующем:
1. С железнодорожной платформы контейнер перегружался на транспортную тележку (была применена бескрановая погрузка: контейнер перетягивался с платформы на тележку). Затем контейнер транспортировался на стартовую позицию, где аналогичным образом перемещался на установщик, который загружал контейнер в ШПУ на вертикальный и горизонтальный амортизаторы. Это позволяло перемещать его по горизонтали и вертикали, что повышало его защищенность (точнее — защищенность ракеты — прим. авт.) при ядерном взрыве.
2. Проводились электрические испытания, прицеливание и ввод полетного задания.
3. Начиналась заправка ракеты - одна из трудоемких и опасных операций (одной из самых опасных операций считается производство заправки ракеты, а не только ее начало — прим. авт.). Из подвижных заправочных емкостей в баки ракеты заливалось 180 т агрессивных компонентов. Работать приходилось в средствах защиты, частенько при температуре более 30°С.
4. Пристыковывались головная часть (РГЧ или моноблок). Затем приступали к заключительным операциям. Закрывалась поворотная крыша, все проверялось, опечатывались люки, и ШПУ сдавалась под охрану караулу. С этого времени несанкционированный доступ в ШПУ исключен. Ракета ставится на боевое дежурство, и с этой секунды ею может управлять только боевой расчет командного пункта". (Байконур. Королев. Янгель. Автор-составитель М. И. Кузнецкий. — Воронеж: ИПФ "Воронеж", 1997. С. 174). Отметим, что боевой расчет (дежурная смена) не "управляет ракетой", а исполняет приказы вышестоящих звеньев управления и следит за состоянием всех систем ракеты.
Боевые ракетные комплексы с МБР Р—36М размещались в ракетных дивизиях, имевших ранее на вооружении ракеты Р—36, и находились на вооружении до 1983 года.
С 1980 по 1983 год ракеты Р—36М заменены ракетами Р—36М УТТХ.
Р—36М. 15А14 (РС—20А) [SS—18 Satan]
Р—36М — двухступенчатая межконтинентальная баллистическая ракета. Оснащалась моноблочной ГЧ и РГЧ ИН с десятью боевыми блоками. Разработана в КБ "Южное" под руководством Михаила Янгеля и Владимира Уткина. Разработка начата 2 сентября 1969 года. ЛКИ проводились с 1972 года по октябрь 1975 года. Испытания ГЧ в составе комплекса проводились до 29 ноября 1979 года. Комплекс поставлен на боевое дежурство 25 декабря 1974 года. Принят на вооружение 30 декабря 1975 года. Первая ступень оснащена маршевым двигателем РД—264, состоящим из четырех однокамерных двигателей РД—263. Двигатель разработан в КБ Энергомаш под руководством Валентина Глушко. Вторая ступень оснащена маршевым двигателем РД—0228, разработанным в КБ химической автоматики под руководством Александра Конопатова. Компоненты топлива — НДМГ и азотный тетраоксид. ШПУ ОС доработана в КБСМ под руководством Владимира Степанова. Способ старта — минометный. Система управления — автономная, инерциальная. Разработана в НИИ—692 под руководством Владимира Сергеева. Комплекс средств преодоления ПРО разработан в ЦНИРТИ. Боевая ступень оснащена твердотопливной двигательной установкой. Унифицированный КП разработан в ЦКБ ТМ руководством Николая Кривошеина и Бориса Аксютина.
Серийное производство ракет развернуто на Южном машиностроительном заводе в 1974 году.
Максимальная дальность стрельбы с "легкой" моноблочной ГЧ, км 16 000
Дальность стрельбы ракеты с "тяжелой" ГЧ, км 11200
>
Дальность стрельбы ракеты с РГЧ ИН, км 10 200
Максимальная стартовая масса, т 211
Масса головной части, т 7,3
Длина ракеты, м 34
Максимальный диаметр корпуса, м 3
Масса топлива, т 188
Тяга маршевого двигателя первой ступени у земли, тс 400
Тяга маршевого двигателя первой ступени в пустоте, тс 450
Удельный импульс тяги маршевого двигателя первой ступени
у земли, кгс. сжг.293
в пустоте, кгс. сжг 312
Давление в камере сгорания маршевого двигателя первой ступени, атм.200
Внутренний диаметр железобетонного ствола ШПУ, м. 5,9
Глубина ствола ШПУ, м. 39
Боеготовность ракеты, с. 30
Р—36М УТТХ. 15А18 (РС—20Б)
Постановление правительства о разработке Р—36 с улучшенными тактико-техническими характеристиками вышло 16 августа 1976 года. Разработка начата в КБ "Южное" под руководством Владимира Уткина. Эскизный проект ракеты завершен в декабре 1976 года.
31 октября 1977 года на полигоне Байконур начаты летно-конструкторские испытания комплекса Р—36М УТТХ (в печати часто приводится индекс Р—36МУ). Испытания ракеты с ГЧ 15Ф183 успешно завершились в ноябре 1979 года.
18 сентября 1979 года первые ракетные полки были установлены вблизи городов Домбаровский и Ужур в России и Жангизтобе в Казахстане.
17 декабря 1980 года МБР Р—36М УТТХ в варианте, оснащенном десятью ядерными боевыми блоками индивидуального наведения, принята на вооружение. По сообщению средств массовой информации, МБР Р—36М УТТХ в моноблочном варианте не выпускалась. Благодаря оснащению усовершенствованной системой управления была повышена точность стрельбы. Увеличена максимальная дальность стрельбы.
В 1998 году гарантийный срок МБР РС—20 был продлен до 23 лет. Последний по времени учебно-боевой пуск ракеты проведен 15 апреля 1998 года на полигоне Байконур.
21 апреля 1999 года в рамках российско-украинской программы "Днепр" проведен запуск конверсионной ракеты-носителя, созданной на базе МБР РС—20, находившейся на боевом дежурстве 20 лет и 9 месяцев. С помощью ракеты-носителя выведен на орбиту космический аппарат с научной аппаратурой. По сообщению средств массовой информации, после этого успешного пуска гарантийный срок ракет РС—20 будет продлен.
Р—36М УТТХ. 15А18 (РС—20Б) [SS—18 Satan]
Р—36М УТТХ — двухступенчатая межконтинентальная баллистическая ракета. Разработана в КБ "Южное" под руководством Владимира Уткина. Оснащена РГЧ ИН с десятью боевыми блоками. Разработка начата 16 августа 1976 года. ЛКИ проводились на полигоне Байконур с 31 октября 1977 года по ноябрь 1979 года. Комплекс поставлен на боевое дежурство 18 сентября 1979 года. Принят на вооружение 17 декабря 1980 года.
Серийное производство ракет развернуто на Южном машиностроительном заводе в Днепропетровске.
Максимальная дальность стрельбы — 11 500 км.
Первоначально установленный гарантийный срок хранения — 10 лет.
Основные характеристики ракеты Р—36М УТТХ аналогичны характеристикам Р—36М.
"Воевода" Р—36М2. 15А18М (РС—20В)
Из книги "Однажды и навсегда":
"КБ "Южное" под руководством академика В. Ф. Уткина выдвинуло в рамках стратегии сдерживания предложение разработать новый БРК, обладающий повышенной живучестью в условиях ядерного взрыва и имеющий технические возможности преодоления ПРО США. Этот БРК, получивший впоследствии наименование Р—36М2, предполагалось создать путем модернизации БРК Р—36МУ". (Однажды и навсегда... Документы и люди о создателе ракетных двигателей и космических систем академике Валентине Петровиче Глушко. — М.: Машиностроение, 1998. С. 581). Тактико-техническое предложение по ракетному комплексу Р—36М2 разработано в июне 1979 года. Разработка проекта завершена в июне 1982 года. Разработка комплекса начата в КБ "Южное" под руководством Владимира Уткина в соответствии с постановлением правительства от 9 августа 1983 года. Предложение модернизировать двигатели для Р—36М2, обеспечив форсирование тяги и повышенную стойкость к поражающим факторам ядерного взрыва, поступило в КБ Энергомаш, возглавляемое Виталием Радовским, в 1980 году (ныне предприятие возглавляет Борис Каторгин). Техническое предложение по разработке двигателя РД—263Ф вышло в декабре 1980 года. В марте 1982 года выпущен эскизный проект на разработку модернизированного двигателя первой ступени РД—274 (четыре двигательных блока РД—273). Предполагалось повысить давление газов в камере сгорания до 230 атм., увеличить частоту вращения ТНА до 22 500 об/мин. В результате доработки тяга двигателя возросла до 144 тс, удельный импульс тяги у поверхности Земли увеличился до 296 сек. Доводочные испытания завершены в мае 1985 года. Серийное производство двигателей было развернуто на Южмаше.
Двигательная установка первой ступени имеет четыре автономных однокамерных ЖРД, выполненных по замкнутой схеме и шарнирно закрепленных на раме. Управление осуществляется отклонением двигателей.
Однокамерный маршевый двигатель второй ступени РД—0225, выполненный по замкнутой схеме, был разработан в 1983—1987 годах в Конструкторском бюро химавтоматики под руководством Александра Конопатова. Рулевой двигатель второй ступени состоит из четырех поворотных камер сгорания и одного ТНА.
Унифицированный командный пункт повышенной защищенности шахтного типа разработан в ЦКБ ТМ под руководством Бориса Аксютина. Заряды пороховых аккумуляторов давления ракеты разработаны в ФЦДТ "Союз" под руководством Бориса Жукова.
Летно-конструкторские испытания Р—36М2 с РГЧ 15Ф173 начаты 21 марта 1986 года. При первом пуске произошла авария. В процессе минометного старта не прошла команда на наддув баков первой ступени, двигатель не запустился. Ракета, выйдя из шахты под действием порохового аккумулятора давления, упала обратно в ствол шахты.
Пишет Владимир Степанов, бывший главный конструктор КБ специального машиностроения:
"Летно-конструкторские испытания полны неожиданностей. В апреле 1986 года (вероятно, в марте — прим. авт.) — пуск ракеты РС—20В из шахтной пусковой установки на площадке № 101. Ракета нормально стартует, но, только выйдя из ствола шахты, вдруг начинает в нее обратно опускаться... Взрыв 200 тонн топлива ракеты внутри шахты был мощнейшим: 100-тонная защитная крыша улетела как перышко, обломки пусковой установки усеяли округу. На месте пусковой установки образовалась воронка, как кратер после извержения вулкана. Жертв не было". (Создатели ракетно-ядерного оружия и ветераны-ракетчики рассказывают. — М.: ЦИПК, 1996. С. 240).
Испытания ракеты, оснащенной ГЧ 15Ф173, завершены в марте 1988 года. В сентябре 1989 года завершены летные испытания ракеты, оснащенной "легкой" ГЧ. 11 августа 1988 года постановлением правительства комплекс Р—36М2 с ГЧ 15Ф173 принят на вооружение. 23 августа 1991 года принят на вооружение ракетный комплекс Р—36М2 с головной частью 15Ф175.
В декабре 1988 года комплекс поставлен на боевое дежурство. Первые ракетные полки, имеющие на вооружении Р—36М2, заступили на боевое дежурство под городом Домбаровский Оренбургской области. До 1990 года комплексы Р—36М2 поставлены на боевое дежурство в дивизиях, дислоцированных под городами Ужур и Державинск.
Масса полезной нагрузки МБР Р—36М2 — 8,8 тонны — почти вдвое превышает массу полезной нагрузки американской МБР MX. По сообщениям средств массовой информации, для ракеты Р—36М2 разрабатывались платформы разведения, способные нести до двадцати и до тридцати шести боевых блоков, однако международные договоры накладывают ограничения, в соответствии с которыми число боевых блоков не может быть более десяти. Ракета Р—36М2 оснащена новым, более совершенным комплексом средств преодоления ПРО, и способна прорвать систему СОИ в случае, если эта система будет развернута в США.
"Десять боевых блоков, прикрытые сбрасываемым в полете обтекателем, размещены на специальной раме в два яруса. Двигательная установка разведения представляет собой четырехкамерный ЖРД с поворотными камерами сгорания, которые выдвигаются в рабочее положение в полете". (Межконтинентальные баллистические ракеты СССР (РФ) и США. История создания, развития и сокращения. Под. ред. Е. Б. Волкова. — М.: РВСН, 1996. С. 217). Ракета имеет повышенную стойкость к поражающим факторам ядерного взрыва. Конструкторы предусмотрели возможность пуска Р—36М даже после нанесения вероятным противником ядерного удара по позиционному району ракет. Вот что пишет об этом главный конструктор Станислав Ус:
"Ракета была покрыта темным теплозащитным покрытием... Она не только обладала повышенными характеристиками по точности, боеготовности, мощности..., но у нее была и повышенная защищенность от факторов ядерного взрыва. Пусковая установка выдерживала сто килограммов на квадратный сантиметр, ракета преодолевала зону воздушного ядерного взрыва... Как только ракета входила в зону ядерного взрыва, то чувствительные датчики, которые измеряли нейтронное и гамма-излучение — разные факторы взрыва, выключали систему управления. Двигатели работали, но система управления была застабилизирована. Как только ракета выводила из опасной зоны, датчики включали систему управления, она анализировала пройденный путь и выводила ракету на нужную траекторию... Чтобы ракете проходить через пылевое облако, образовавшееся после ядерного взрыва, ее и покрывали теплозащитным покрытием. И когда ракета выходила из пусковой установки, особенно в лучах восходящего солнца на фоне голубого неба она выглядела зловещей..." (Владимир Губарев. Южный старт. -М.: Некое, 1998. С. 373—374).
В мае 1986 года изготовление комплексов средств преодоления ПРО ракет Р—36М2 передано смежным организациям России. В июле 1987 года российским предприятиям передано изготовление управляемого боевого блока 15Ф178 ракеты Р—36М2. В апреле 1988 года в Россию передано изготовление ступени разведения ракеты Р—36М2.
Первые полки Р—36М заступили на боевое дежурство в 1975 году. Позже началась их замена комплексами Р—36М УТТХ. Группировка достигла своего апогея в 1983 году, когда количество пусковых установок Р—36М всех модификаций составило 308 единиц. В 1988 году началась замена ранних модификаций на Р—36М2. Общее количество пусковых установок при этом осталось неизменным, что соответствовало советско-американским соглашениям. Комплексы поздних модификаций размещались в ШПУ ОС, разработанных для ракеты Р—36М.
Дивизии, оснащенные комплексами Р—36М различных модификаций, дислоцированы в позиционных районах под городами: Карталы Челябинской области (46 ШПУ),
Домбаровский Оренбургской области (64 ШПУ), Ужур Красноярского края (64 ШПУ), Алейск Алтайского края (30 ШПУ), Державинск в Казахстане (52 ШПУ), Жангиэтобе в Казахстане (52 ШПУ).
После распада СССР ракетные комплексы, находившиеся в дивизиях под Державинском и Жангиэтобе в Казахстане, были сняты с боевого дежурства. В августе-сентябре 1996 года завершено извлечение ракет РС—20 из ШПУ в Казахстане. Ракеты отправлены на утилизацию в Россию.
В 1999 году боевое Дежурство в дивизиях российских РВСН, дислоцированных вблизи городов Алейск, Карталы, Домбаровский и Ужур, несли комплексы РС—20, размещенные в 180 ШПУ.
В соответствии с договором СНВ—2, в случае ратификации его российским парламентом, ракеты РС—20 всех модификаций, попадающие в число тяжелых МБР с разделяющимися головными частями, должны быть уничтожены. В любом случае их производство не может быть возобновлено на территории Украины.
"Воевода" Р—36М2. 15А18М (РС—20В) [SS—18 Satan]
Р—36М2 — двухступенчатая межконтинентальная баллистическая ракета. Оснащалась РГЧ ИН с десятью боевыми блоками и моноблочной ГЧ. Разработана в КБ "Южное" под руководством Владимира Уткина. Техническое предложение разработано в июне 1979 года. Разработка начата 9 августа J983 года. ЛКИ проводились с марта 1986 года по март 1988 года. Комплекс принят на вооружение 11 августа 1988 года. Поставлен на боевое дежурство в декабре 1988 года.
Первая ступень оснащена маршевым двигателем РД—274, состоящим из четырех автономных однокамерных двигательных блоков РД—273. Разработан под руководством Валентина Глушко и Виталия Радовского.
Вторая ступень оснащена однокамерным маршевым двигателем РД—0225, выполненным по замкнутой схеме. ЖРД разработан в КБ химавтоматики под руководством Александра Конопатова. Рулевой двигатель второй ступени имеет четыре поворотных камеры сгорания и один ТНА. Компоненты топлива — Н ДМ Г и азотный тетраоксид.
Автономная инерциальная система управления разработана под руководством главного конструктора харьковского НИИ—692 (НПО "Хартрон") Владимира Сергеева. Унифицированный КП разработан в ЦКБ ТМ под руководством Бориса Аксютина. Ракета оснащена комплексом средств преодоления ПРО противника.
Серийное производство ракет развернуто на Южном машиностроительном заводе в Днепропетровске.
Максимальная дальность стрельбы ракеты с РГЧ ИН, км. 11 000
Дальность стрельбы ракеты с "легкой" ГЧ, км.. 15 000
Максимальная стартовая масса, т..211
Масса головной части, т.8,8
Длина ракеты, м.34,3
Максимальный диаметр корпуса, м3
Тяга маршевого двигателя первой ступени у земли, тс. 144
Удельный импульс тяги маршевого двигателя первой ступени
у земли, кгс. сжг.296
Первоначально установленный гарантийный срок хранения — 15 лет.