Історична довідка
Офіційний старт програмі надало Постановлення ЦК КПРС і Ради Міністрів від 2 вересня 1969 року, яке визначало завдання розробки комплексу 15А14 з виходом на льотно-конструкторські випробування вже у 1971 році.
Які проєктні рішення було прийнято?
У грудні 1969 року було підготовлено ескізний проект ракети з чотирма типами бойового оснащення: легкою і важкою моноблоковою головною частиною, РГЧ індивідуального наведення і маневреною ГЧ. Проект схвалили у березні 1970 року. Водночас було вирішено будувати шахти підвищеної захищеності. Силова установка першого ступеню отримала чотири камери, друга – комбіновану систему з маршовим і кермовим двигунами. У січні 1971 року на полігоні біля Павлограда почалися кидкові випробування, що підтвердили працездатність мінометного старту (нижче я опишу принцип роботи мінометного старту). А вже з лютого 1973 року стартували льотні випробування.
Що було досягнуто?
Завдяки новим рішенням Р-36М значно перевищила попередника – комплекс Р-36:
точність зросла утричі;
боєготовність – у чотири рази;
енергетичні можливості – у 1,4 рази;
використання об’єму шахти – у 2,4 рази;
гарантійний строк служби – у 1,4 рази.
У 1980 році ракети 15А14 були модернізовані без вилучення із шахт: їх переоснастили новими РГЧ із рідинною ступінню розведення, створеною для 15А18. У такій конфігурації, під позначенням 15А18-1, вони несли службу понад десять років понад гарантійний ресурс.
Технічний опис
1-й ступінь
Р-36М отримала цікаву силову установку. Тіпи усе зробили добре: обидва ступеня працювали за замкненою схемою з високим тиском у камерах, що означало більше енергії на одиницю палива й стабільність роботи під час довгого горіння. Як для совка, то справжній технологічний прорив.
На першому ступені стояла установка РД-264 — це чотири однокамерні двигуни РД-263 (15Д117), створені в КБ ім.Глушка. Вони працювали на дефолтному радянському токсичному: НДМГ + азотний тетроксид.
Якщо коротко за характеристики:
тяга на землі — 424,8 тс;
у вакуумі — 461,2 тс;
питомий імпульс: 293,9 с (на землі) і 318,4 с (у вакуумі);
тиск у камері — до 210 кгс/см².
Кожен двигун ставили на шарніри, і система управління могла відхиляти їх для контролю польоту. Весь агрегат важив майже 4 тонни, а суха маса одного «модуля» РД-263 була близько 870 кг. З фішок можна виділити те, що турбонасосна установка була одна на всі чотири камери, що зменшувало масу й підвищувало надійність, бо ТНА один і обслуговувати було простіше, навіть незважаючи на те, що його конструкція, скоріш за все, була дуже складна. На перших стендових тестах у 1973 році у двигуні виникали високочастотні коливання горіння, що впливало на надійність рушійної установки (РУ). Конструктор вирішили проблему шляхом доопрацюванням форсунок і газогенератора.
2-й ступінь
2-й ступінь ракети оснащений двигуном РД0229: однокамерним рідинним ракетним двигуном закритого циклу. Движок, в цілому, мав компактну конструкцію, та забезпечував стабільне горіння. Він розміщувався всередині тороїдального баку з паливом, що сприяло оптимальному використанню внутрішнього простору ступеня. Працював на НДМГ+АТ.
Фішка ПГС (пневмогідравлічної системи) ракети полягала в тому, що після заправки її паливну систему повністю «ампулізують» — герметично закривають і тільки час від часу перевіряють тиск у баках. Плюс із борту ракети повністю прибрали стиснені гази. Завдяки цьому комплекс може стояти цілих 10–15 років, і, навіть, теоретично, дожити до 25 років експлуатації.
3-й ступінь
На етапі створення ступені розведення для розгортання бойових блоків реалізували автономну двигунну установку, яка могла забезпечити розведення будь-яких конфігурацій РГЧ і формування потрібних бойових побудов ББ та комплексів протиракетної оборони. Під час розробки стояло питання: використовувати рідинний ракетний двигун (ЖРД) чи ракето-двигун на твердому паливі з регульованим тяговим режимом (РДТТ).
КБ «Південне» і НВО «Алтай» — підготували по модифікації двигунної установки (15Д161 і 15Д221). У їхніх конструкціях реалізовано такі ключові рішення:
у варіанті з РДТТ застосували заряди торцевого горіння, частково зв’язані з корпусом. Ці заряди виконані на основі еластичних, безметалевих, низькотемпературних змішаних твердих палив. Така конструкція дала можливість досягти високого ступеня масової досконалості (тобто оптимального співвідношення маси та тяги), забезпечити тривалість роботи двигуна, та гарантувати прийнятні умови для роботи органів керування.
використовувалися високоефективні, маломоментні обертові керовані сопла, що давали значну бічну (керуючу) силу — до ~45% від осьової тяги; це дозволяє виконувати складні маневри та еволюції одиниць РГЧ у просторі без необхідності важкого рулевого механізму.
В результаті переваги конструкції РДТТ виявились вирішальними — для серійної реалізації обрали саме варіант ДУ зі торцевими зарядами твердого палива.
У комплексі засобів протидії противоракетній обороні (КСП ПРО) для всіх типів головних частин міжконтинентальних балістичних ракет реалізовано просунутий набір заходів для обходу ПРО, розроблений ЦНІРТІ. Ключовим елементом цього пакету стали квазіважкі макети бойових блоків — перший у світі випадок створення таких об’єктів, які за більшістю розпізнавальних ознак імітують бойові блоки як у позатмосферному тракті, так і на значній ділянці в атмосфері.
На кінцевій ділянці траєкторії імітація бойових блоків досягається завдяки спеціальному твердопаливному прискорювачу для макетів. Цей двигун є унікальним: його тяга наростає прогресивно — приблизно в 20 разів — що дозволяє компенсувати значне аеродинамічне гальмування макета і зберегти поведінку, близьку до реального бойового блоку. Завдяки цьому макети не «здуваються» аеродинамікою й демонструють системам ПРО ті ж параметри руху й сигнатури, що й справжні боєголовки.
Спосіб старту ракети
Ракета стартували за допомогою порохового акумулятора тиску (ПАТ), а принцип його роботи я описав у своєму телеграм каналі :)
