Ракета "Сатана": технические характеристики. Межконтинентальная баллистическая ракета "Сатана". Ракетный комплекс "Сатана". "Сатана" - самая мощная ядерная ракета в мире Скорость межконтинентальной баллистической ракеты сатана

РС-20В именуемая сейчас «Воеводой» или Р-36М, или более известная в мировой натовской классификации баллистическая ракета SS-18 — «Сатана». Она является самой мощной ракетой на планете. «Сатане» все еще приходится нести боевое дежурство в российских РВСН.

Баллистическая ракета SS-18 — Сатана»

Ракета еще долго будет оставаться на боевом посту, а 2025 год будет последним для выполнения этой задачи. Тяжелая ракета SS-18 «Сатана» считается мощнейшей на планете. Межконтинентальная баллистическая ракета «Сатана» была принята на вооружение Советских Вооруженных Сил в 1975 году. Первый пуск для начала в режиме тестирования ракеты «Сатана» был произведен в 1973 году.

Баллистическая ракета «Сатана» SS-18 (Р-36М)

Ракета Р-36М самых разнообразных модификаций может нести вместе со своей стартовой массой до 212 тонн боевые части численностью 1-10, а иногда до 16-ти. Общая масса, включая блок разведения и головной обтекатель, может составлять более восьми тысяч кг и преодолевать расстояние более десяти тысяч км. Размещение двухступенчатых ракет в России осуществляется с помощью высокозащищенных шахт.

Там они находятся в специальных транспортно-пусковых контейнерах с используемым «минометным» стартом. Стратегические ракеты обладают трехметровым диаметром и длиной до 35 метров. Ракеты обладают прекрасными боевыми и техническими характеристиками, а созданы они в Днепропетровском НПО «Южное» (сейчас город Днепр) в 1970 годы.

Численность и цена

Каждая ракета этого типа является самой мощной в мире. Никакая уже существующая межконтинентальная ракета не способна нанести по противнику более сокрушительного ядерного удара. Именно из-за этого невиданного могущества в западных СМИ эту ракету нарекли «Сатаной». Собственно эта мощь и пугала всю мировую общественность. Так во время переговоров, на которых обсуждалось сокращение наступательного вооружения. Американскими представителями предпринимались самые разнообразные шаги по полному их сокращению и запрету по модернизации этого «тяжелого» оружия.

Российские РВСН на сегодняшний день имеют в своем распоряжении более семидесяти БРК, оснащенных ракетами «Сатана», которые обладают более чем 700 ядерными боезарядами. А это, по имеющимся данным, является приблизительно половиной всего российского ядерного щита, в котором насчитывается в общей сложности более 1670 боевых зарядов. С середины 2015 года предполагалось, что с вооружения РВСН снимут некоторую численность ракет «Сатана», которые планировали заменить на более новые ракеты.

В 1983 году численность пусковых установок SS-18 в самых разнообразных модификациях достигала 308 единиц. В 1988 году начала происходить замена ранних модификаций на Р-36М2. Общую численность ракет с пусковыми установками оставили неизменной, а это соответствовало советско-американской договоренности. Снятые с вооружений ракеты «Сатана» должны были быть утилизированными. Все же утилизация по своей стоимости оказалась довольно-таки дорогостоящим занятием. Вследствие этого на самом верху приняли решение об использовании ракет для производства запуска спутников.

Таким образом, ракетоносители «Днепр» оказались незначительной доработкой российских межконтинентальных баллистических ракет Р-36М. Межконтинентальные баллистические ракеты «Днепр» по цене одного пуска обходились не более 30 миллионов долларов. Полезную нагрузку в этот момент исчисляют в 3700 килограммов, и это вместе с системой по монтажу аппаратов.

Таким образом, себестоимость вывода на орбиту килограмма полезного груза выходит дешевле, чем при помощи других имеющихся ракетоносителей. Такие относительно недорогие запуски ракетоносителей легко привлекают заказчиков. Однако при сравнительно небольшой полезной нагрузке ракеты обладали и соответствующими ограничениями. Так, запуск ракеты «Сатана» со стартовым весом приблизительно 210 тонн относился к категории «легкие баллистические ракеты».

Тактико-технические данные ракеты «Сатана»

Ракета Р-36М «Сатана» обладает:

Двумя ступенями с блоком разведения;
Жидкотопливным горючим;
Пусковой установкой, которая является шахтной, имеет минометный старт;
Мощностью и численностью б/блоков: двумя моноблочными версиями; РГЧ ИН 8×550-750 кт;
Головной частью массой 8800 кг;
При легкой ГЧ максимальной дальностью до 16 000 км;
При тяжелой ГЧ максимальной дальностью до 11 200 км;
При РГЧ ИН максимальной дальностью до 10 200 км;
Инерциальной автономной системой управления;
Точным попаданием в радиусе 1 000 метров;
Длиной более 36 метров;
Наибольшим диаметром до 3-х метров;
Стартовой массой почти до 210 т;
Массой топлива до 188 т;
Окислителем - азотным тетраоксидом;
Горючим - НДМГ;
Тягой ДУ первой ступени до 4163/4520 кН;
Удельным импульсом первой ступени до 2874/3120 м/с.

Немного сведений из истории ракеты «Сатана»

Межконтинентальную баллистическую ракету тяжелого класса Р-36М создавали в Днепропетровском КБ «Южное» (нынешний город Днепр). Работы начались в сентябре 1969 года после принятия Совмином Советского Союза постановления о создании ракетных комплексов Р-36М. Ракеты должны были обладать высокой скоростью, мощностью и другими значительными характеристиками. Завершение конструкторами эскизного проекта произошло зимой 1969 года. Межконтинентальные ядерные баллистические ракеты предусматривались с четырьмя разновидностями в боевом оснащении. Предполагались разделяющиеся, маневрирующие и моноблочные головные части.

При работе над новой ракетой, которой дали маркировку Р-36М, использовалось все, что было лучшим на то время. Применялся весь накопленный учеными опыт, который был наработан при создании предшествующих ракетных комплексов. В итоге создали новую ракету с редкостными ттд, а не модификацию Р-36. Работа над созданием Р-36М шла одновременно с другим проектом. Это были ракеты третьего поколения, специфичностью ттд их были:

Использование РГЧ ИН;
Задействование автономных систем управления с БЦВМ;
Командный пункт и ракета были в сооружении с высокой защищенностью;
Дистанционное переприцеливание должно производиться перед стартом;
Более совершенные средства преодолевания ПРО;
Присутствие высокой боевой готовности, которая обеспечивалась быстрым стартом;
Усовершенствованная система управления;
Присутствие повышенной живучести в комплексах;
Увеличение радиуса при поражении объектов;
Повышенная боевая эффективность, которая должна обеспечить увеличение мощности, скорости и точности попадания ракет;
Уменьшение в двадцать раз радиуса поражения при блокирующем ядерном взрыве относительно ракет 15А18, устойчивость к гамма-нейтронным излучениям повышена в 100 раз, устойчивость к рентгеновским излучениям - в десять раз.

Межконтинентальную ядерную баллистическую ракету Р-36М впервые испытали на известном полигоне Байконур в феврале 1973 года. Ракетный комплекс испытывать завершили только в октябре 1975 года. Чтобы не задерживаться с развертыванием, решили поставить его на боевом дежурстве. В 1974 году разворачивание первого ракетного полка прошло в городе Домбаровском.

Для первых ракет подобрали моноблочные ГЧ, с мощностью 24 Мт. С 1975 года в полках получали Р-36М с ГЧ ИН с восемью ББ, с мощностью каждой по 0,9 Мт. 1978-1980 годы — проведение испытательных запусков Р-36М, у которых маневрирующие ГЧ, но на вооружение они не были приняты.

В дальнейшем межконтинентальные ядерные баллистические ракеты Р-36М заменили на МБР Р-36М УТТХ. Они отличались доработанными агрегатно-приборными блоками, а также имели более совершенную систему управления. Значительное улучшение произошло и с эксплуатационными характеристиками БРК, а также с повышением защищенности пунктов управления и ШПУ. Тестовые пуски производились в 1977-1979 годах на Байконуре. Пуски осуществлялись с использованием ГЧ с 10 ББ, мощностью каждой по 0,55 Мт.

Стратегические ракетные комплексы Р-36М УТТХ с ракетами 15A18, которые оснащены 10-блочными разделяющимися ГЧ являются универсальными, высокоэффективными комплексами стратегического назначения. Одна ракета Р-36М УТТХ может обеспечить поражение до десяти целей. Возможно поражение крупных и высокопрочных малоразмерных площадных целей в обстановке эффективных противодействий ПРО неприятеля.

Радиус поражения доходит до 300 000 кв.км. При наведении на цель одного из боевых блоков его скорость возле поверхности земли при торможении в атмосфере становится значительно ниже, чем при приближении к атмосферному участку. В частности, скорость полета отделяющихся ГЧ на высоте 25 км в конце АУ 4 км/с могла составлять 2,5 км/с. Скорости встреч современных ББ МБР у поверхностей все еще засекреченные.

Конструкционные особенности ракеты «Сатана»

Р-36М - это двухступенчатые ракеты, применяющие последовательные разделения ступеней. Баки с горючим и окислителем отделены при помощи совмещенного промежуточного днища. Бортовую кабельную сеть, и трубы пневмогидравлику проложили вдоль корпуса и закрыли их с помощью кожуха. Двигатель первой ступени располагает четырьмя автономными однокамерными ЖРД, с имеющейся турбонасосной подачей топлива по замкнутому циклу. Управление ракетой в полете происходит командами системой управления. Двигатель второй ступени содержит в себе наличие однокамерного маршевого и четырехкамерного рулевого ЖРД.

Работа всех двигателей происходит за счет азотного тетраксида и НДМГ. В SS-18 реализовывались многие оригинальные технические решения. В частности, химнаддув баков, торможение отделившихся ступеней истечением газов наддува и пр. В «Сатану» вмонтировали инерциальную систему управления, работающую при помощи бортового цифрового вычислительного комплекса. При его использовании обеспечивается высокая точность стрельб.

Также предусмотрено совершение пусков даже в обстановке применения ядерного оружия неприятелем возле позиции местоположения ракет. «Сатана» обладает темным теплозащитным покрытием. Им облегчается преодоление радиационных пылевых облаков, образовавшихся в результате применения ядерного оружия. Специальными датчиками, измеряемыми гамма- и нейтронные излучения при преодолении ядерного «гриба», регистрируется он и отключается система управления, причем при функционирующих двигателях. На выходе из зоны опасности автоматикой включается система управления и корректируется траектория полета. Собственно эти МБР обладали особо мощным боевым оснащением и комплексом преодоления ПРО.

Как бы там ни было, но до сей поры баллистическая ракета «Сатана» все еще остается непревзойденным и довольно-таки грозным российским оружием.

ДАННЫЕ НА 2016 г. (стандартное пополнение)

Комплекс 15П018М "Воевода", ракета Р-36М2 / 15А18М / РС-20В / моно ГЧ 15Ф175 - SS-18 mod.5 SATAN / TT-09
Комплекс 15П018М "Воевода", ракета Р-36М2 / 15А18М / РС-20В / РГЧ ИН 15Ф173 - SS-18 mod.6 SATAN

Межконтинентальная баллистическая ракета четвертого поколения. Комплекс и ракета разработаны в Конструкторском Бюро "Южное" (г. Днепропетровск, Украина) под руководством академика АН СССР В.Ф.Уткина в соответствии с тактико-техническими требованиями Министерства обороны СССР и Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 769-248 от 09.08.1983 г. Главные конструкторы - С.И.Ус и В.Л.Катаев. В.Л.Катаева после перевода в аппарат ЦК КПСС заменил В.В.Кошик. Комплекс "Воевода" создан в результате реализации проекта многостороннего совершенствования комплекса стратегического назначения тяжелого класса Р-36М-УТТХ / 15П018 с МБР тяжелого класса 15А18 и предназначен для поражения всех видов целей, защищенных современными средствами ПРО, в любых условиях боевого применения, в т.ч. при многократном ядерном воздействии по позиционному району (гарантированный ответный удар, ист. - Стратегические ракетные ).

В июне 1979 г. в КБ "Южное" было разработано техническое предложение по ракетному комплексу "Воевода" с тяжелой жидкостной МБР четвертого поколения под индексом 15А17. Эскизный проект ракетного комплекса с МБР Р-36М2 "Воевода" (индекс МБР был изменен на 15А18М с целью обеспечения выполнения требований договора ОСВ-2) разработан в июне 1982 года.

Пуск штатной ракеты Р-36М2. Вероятно, один из пусков на продление гарантийного срока хранения. (фото из архива пользователя Радиант, http://russianarms.mybb.ru).

При создании комплекса сложилась следующая кооперация предприятий:
ПО Южный Машиностроительный Завод (г.Днепропетровск) - изготовление ракет;
ПО "Авангард" - изготовитление транспортно-пускового контейнера;
КБ Электроприборостроения - разработка системы управления ракеты;
НПО "Ротор" - разработка комплекса командных приборов;
КБ завода "Арсенал" - разработка системы прицеливания;
КБ "Энергомаш" - разработка двигателя первой ступени ракеты;
КБ Химавтоматики - разработка двигателя второй ступени ракеты;
КБСМ - разработка боевого стартового комплекса;
ЦКБТМ - разработка командного пункта;
ГОКБ "Прожектор" - разработка системы электроснабжения;
НПО "Импульс" - разработка системы дистанционного управления и контроля;
КБТХМ - разработка системы заправки.
Контроль за выполнением тактико-технических требований Министерства обороны СССР осуществляли военные представительства Заказчика.

Летно-конструкторские испытания комплекса с ракетой Р-36М2 начались на полигоне Байконур (НИИП-5) 21 марта 1986 г. Первый запуск новой МБР (ракета 1Л) из ШПУ ОС на площадке № 101 завершился неудачно - после выхода МБР из ШПУ не прошла команда на наддув баков первой ступени, маршевый двигатель не запустился, МБР упала обратно, взрыв полностью разрушил шахту.

Кадры старта образца 1Л ракеты 15А18М / Р-36М2 (Стратегические ракетные комплексы наземного базирования. М., "Военныый Парад", 2007 г.).

Далее летные испытания проводились поэтапно по видам боевого оснащения:
1. с разделяющейся головной частью, оснащенной неуправляемыми боевыми блоками;
2. с неуправляемой моноблочной головной частью ("легкий" ББ);
3. с оригинальной разделяющейся головной частью смешанной комплектации (управляемые и неуправляемые боевые блоки).

Председателем Государственной комиссии по проведению летных испытаний являлся заместитель Главкома РВСН генерал-полковник Ю.А.Яшин, заместителем председателя, техническим руководителем испытаний - В.Ф.Уткин, а его заместителями - В.В.Грачев и С.И.Ус. Высокие боевые и эксплуатационные характеристики ракетного комплекса подтверждены наземными (в т.ч. физические опыты) и летными испытаниями. По программе совместных летных испытаний на НИИП-5 проведено 26 пусков, из них 20 успешных. Причины неудачных пусков установлены. Проведены схемно-конструкторские доработки, позволившие устранить выявленные недостатки и завершить летные испытания 11 успешными пусками. Всего же (по данным на январь 2012 года) проведено 36 пусков, фактическая полетная надежность ракеты по совокупности проведенных на конец 1991 г. 33 пусков составляет 0,974.

Разработка комплекса средств преодоления ПРО (КСП ПРО) для варианта с РГЧ ИН 15Ф173 была завершена в июле 1987 г., а для варианта с "легкой" моноблочной ГЧ 15Ф175 - в апреле 1988 г. Летно-конструкторские испытания с РГЧ ИН 15Ф173 завершились в марте 1988 г. (17 пусков, из них 6 неудачных). Испытания ракеты с ГЧ 15Ф175 начались в апреле 1988 г. и завершились в сентябре 1989 г. (6 пусков, все удачно, в результате чего было принято решение уменьшить обязательную программу с 8 пусков до 6).

Пуск МБР Р-36М2 "Воевода", Байконур или Домбаровский (Стратегические ракетные комплексы наземного базирования. М., "Военный Парад", 2007 г.).

Пуски ракет Р-36М2 (c) с использованием данных http://astronautix.com :

№пп	Дата	Полигон	Описание
01	21 марта 1986 г. (по др.данным 23 марта)	Байконур, площадка №101	Аварийный пуск. Ракета 1Л / вариант 6000.00 - телеметрический вариант, без покрытия МФУ. Маршевый двигатель не запустился, ракета упала в ШПУ, взрыв полностью разрушил ШПУ. Пуск модели ракеты с БЧ 15Ф173. ШПУ более не восстанавливалась.
02	21 августа 1986 г.	Байконур, площадка №103	Аварийный пуск. Ракета 2Л с БЧ 15Ф173. Не прошел предстартовый наддув баков и после минометного старта маршевый двигатель не запустился (ист. - Воевода/Р-36М ).
03	27 ноября 1986 г.	Байконур	Аварийный пуск с БЧ 15Ф173. Ракета 3Л. Не запустился двигатель ступени разведения боевых блоков (ист. - Воевода/Р-36М ).
04-12	1987 г.	Байконур	Успешные пуски в рамках программы испытаний с БЧ 15Ф173. Вероятно, часть пусков производилась с площадки №105 полигона.
13	09.06.1987 г.	Байконур, площадка №109	Аварийный пуск с БЧ 15Ф173.
14	30.09.1987 г.	Байконур	Аварийный пуск с БЧ 15Ф173.
15	1988 г.	Байконур	Успешный пуск в рамках программы испытаний с БЧ 15Ф173.
16	12 февраля 1988 г.	Байконур	Успешный пуск в рамках программы испытаний с БЧ 15Ф173. Пуск обеспечивал в т.ч. корабль измерительного комплекса пр.1914 "Маршал Неделин" (ист. - Пожары... ).
17	18 марта 1988 г.	Байконур	Аварийный пуск с БЧ 15Ф173. Пуск обеспечивал в т.ч. корабль измерительного комплекса пр.1914 "Маршал Неделин" (ист. - Пожары... ). Последий пуск программы испытания ракеты с БЧ 15Ф173 ().
18	20 апреля 1988 г.	Байконур	Первый пуск программы испытаний БЧ 15Ф175 (апрель 1988 г.). Пуск обеспечивал в т.ч. корабль измерительного комплекса пр.1914 "Маршал Неделин" (20.04.1988 г., ист. - Пожары... ).
19-20	1988 г.	Байконур	Успешные пуски. Вероятно, с БЧ 15Ф175.
21-22	1989 г.	Байконур	Успешные пуски программы испытаний вероятно с БЧ 15Ф175 с использованием серийно произведенных ракет. Корабль измерительного комплекса пр.1914 "Маршал Неделин" обеспечивал пуски ракет 15А18М 11.04.1989 г. и 12.08.1989 г. (ист. - Пожары... ). Последний пуск серии пусков - вероятно, сентябрь 1989 г.
23-26	1989 г.	Байконур	Успешные пуски программы Государственных испытаний. Корабль измерительного комплекса пр.1914 "Маршал Неделин" обеспечивал пуски ракет 15А18М 11.04.1989 г. и 12.08.1989 г. (ист. - Пожары... ).
27	17 августа 1990 г.	Байконур
28	29 августа 1990 г.	Байконур
29	11 декабря 1990 г.	Байконур	Успешный пуск программы испытаний уже принятых на вооружение модификаций.
30	12 сентября 1991 г. (17 сентября по др. данным)	Байконур, площадка №103	Успешный пуск программы Государственных испытаний.
31	10 октября 1991 г.	Байконур	Успешный пуск программы Государственных испытаний.
32	30 октября 1991 г.	Байконур	Успешный пуск программы испытаний уже принятых на вооружение модификаций.
33	28 ноября 1991 г.	Байконур	Успешный пуск программы испытаний уже принятых на вооружение модификаций.
	21 апреля 1999 г.	Байконур	Первый пуск в качестве ракеты-носителя "Днепр" - для выведения ИСЗ на орбиту.

	22 декабря 2004 г.	Домбаровский (Ясный)	Первый пуск на продление гарантийного срока ракет. Цель - полигон Кура на Камчатке. Запущена ракета, находившаяся на боевом дежурстве с ноября 1988 г.
	21 декабря 2006 г.	Домбаровский (Ясный)	Успешный пуск на продление гарантийного срока ракет. Цель - полигон Кура на Камчатке.
	24 декабря 2009 г.	Домбаровский (Ясный)	Успешный пуск на продление гарантийного срока ракет - программа ОКР "Зарядье-2". Цель - полигон Кура на Камчатке. Стартовала ракеты, выпущенная 23 года назад.

n+1	17 августа 2011 г.	Домбаровский (Ясный)	Успешный запуск РН "Днепр" для выведения 7 иностранных ИСЗ и одного аппарата.
n+2	21 августа 2013 г.	Домбаровский (Ясный)	Успешный запуск РН "Днепр" для выведения южнокорейского ИСЗ Kompsat-5
n+3	30 октября 2013 г.	Домбаровский (Ясный)	Успешный пуск по полигону Кура (Камчатка), проведен в рамках внезапной проверки войск ВКО и РВСН.
n+4	21 ноября 2013 г.	Домбаровский (Ясный)	Успешный запуск РН "Днепр" для выведения 24 иностранных ИСЗ.

Постановка на вооружение . Первые МБР Р-36М2 в составе ракетного полка встали на опытно-боевое дежурство 30 июля 1988 года (13-я Краснознаменная ракетная дивизия, гарнизон "Ясный", п. Домбаровский, Оренбургская область, РСФСР), в декабре того же года указанный ракетный полк заступил на боевое дежурство в полном составе. Постановлением ЦК КПСС и Совета министров СССР № 1002-196 от 11.08.1988 г. ракетный комплекс с РГЧ ИН 15Ф173 принят на вооружение. Ракетный комплекс с ГЧ 15Ф175 Постановлением ЦК КПСС и Совета министров СССР принят на вооружение 23 августа 1990 г.

К 1990 г. были развернуты еще два полка с МБР Р-36М2. До конца 1990 года комплексы также были поставлены на боевое дежурство в дивизиях, дислоцированных под городами Державинск (с 1989 г., 38-я ракетная дивизия, грн. "Степной", г. Державинск, Тургайская область, КазССР) и Ужур (с 1990 г., 62-я Краснознаменная ракетная дивизия, грн. "Солнечный", г. Ужур, Красноярский край, РСФСР). К моменту развала СССР, несмотря на политико-экономические трудности в стране, перевооружение действующих частей шло достаточно высокими темпами - к концу 1991 г. на боевое дежурство, по ряду сведений, было поставлено 82 МБР Р-36М2 (27% от общего числа тяжелых МБР СССР):
- 30 в Домбаровском (47% от числа МБР дивизии);
- 28 в Ужуре (44% от числа МБР дивизии);
- 24 в Державинске (46% от числа МБР дивизии).

В 1991 г. в КБЮ был разработан аванпроект тяжелого БРК пятого поколения с ракетой Р-36М3 "Икар", но подписание Договора СНВ-1 и последовавший распад СССР остановили его дальнейшую разработку. При подготовке договора СНВ-1 американская сторона обращала особое внимание на сокращение комплексов с МБР 15А18 и 15А18М, т.к., по мнению американцев, эти ракеты могли составить основу сил превентивного удара со стороны СССР (тяжелые МБР составляли 22% численности МБР РВСН, при этом их боевое оснащение составляло свыше 53% забрасываемой массы всех МБР РВСН). Американская сторона, пользуясь политико-экономическими трудностями в СССР и фактически капитулянтской позицией высшего руководства страны на переговорах, сумела настоять на существенном количественном сокращении данных комплексов - на 50%. После подписания договора СНВ-1 и последовавшего через несколько месяцев развала СССР производство и развертывание ракет Р-36М2 взамен Р-36М УТТХ было приостановлено в силу политических и экономических причин (по некоторым данным, последние ракеты были изготовлены в 1992 г.).

В 1996 году, согласно букве международных правовых актов, направленных на сокращение и нераспространение ядерного оружия и его носителей, все МБР с позиционных районов в бывшей Казахской ССР (ныне Республика Казахстан) были сняты с боевого дежурства и затем спецтранспортом вывезены для дальнейшей утилизации в России, в том числе и из позиционного района ракетной дивизии, расквартированной вблизи г. Державинск. После распада СССР шахтные ракетные комплексы Р-36М2, размещенные на территории России, сохранились в эксплуатации и вошли в состав РВСН Российской Федерации. КБЮ, как головной разработчик ракет, осуществляет авторский надзор за их эксплуатацией на всем протяжении жизненного цикла. По состоянию на 1998 год в РВСН РФ было развернуто 58 ракет Р-36М2. К январю 2012 года в двух позиционных районах (13-я Оренбургская Краснознаменная ракетная дивизия, ЗАТО "Ясный", г. Домбаровский, Оренбургская область; 62-я Краснознаменная ракетная дивизия, ЗАТО "Солнечный", г. Ужур, Красноярский край) были развернуты ракеты Р-36М2 в варианте с РГЧ ИН, которые планируется сохранить на боевом дежурстве до начала 2020-х годов.

К настоящему времени (2010 г.) путем постоянной многолетней работы кооперации российских и украинских предприятий и НИИ гарантийный срок эксплуатации комплекса продлен - к декабрю 2009 года до 23 лет вместо первоначальных 15. Важным этапом по подтверждению основных ТТХ ракеты являются проводимые пуски МБР Р-36М2 из позиционного района в Оренбургской области, начавшиеся в 2004 году. Для пуска выбирается ракета с максимальным сроком эксплуатации. По состоянию на январь 2012 года проведено 3 пуска, все - успешно. Относительно количества развернутых МБР Р-36М2 "Воевода" можно предположить, что к началу 2012 года в РВСН РФ было развернуто 55 МБР данного типа - 28 в 62-й ракетной дивизии (г. Ужур) и 27 в 13-й ракетной дивизии (г. Домбаровский). Учитывая проводящиеся учебно-боевые запуски МБР и работы по продлению гарантийного срока ракет в рамках ОКР "Зарядье", можно предположить, что МБР 15А18М останутся на боевом дежурстве вплоть до 2020 года и, возможно, несколько далее в количестве около 50 штук.

С целью обеспечения качественно нового уровня ТТХ и высокой боевой эффективности в особо сложных условиях боевого применения разработка ракетного комплекса "Воевода" велась в следующих направлениях:
1. Повышение живучести ШПУ и КП;
2. Обеспечение устойчивости боевого управления при любых условиях применения РК;
3. Расширение оперативных возможностей по переприцеливания ракет, в т.ч. стрельбы по неплановым целеуказаниям; в СУ впервые в мире реализовывала прямые методы наведения, обеспечивающие возможность расчета задания в полете;
4. Обеспечение стойкости ракеты и ее боевого оснащения (применение ББ второго уровня стойкости) в полете к поражающим факторам наземных и высотных ядерных взрывов;
5. Увеличение длительности автономности комплекса в 3 раза по сравнению с МБР 15А18;
6. Увеличение гарантийного срока эксплуатации.
7. Доведение точности стрельбы до уровня, сопоставимого с аналогичной характеристикой для американских МБР - точность повышена в 1.3 раза по сравнению с МБР 15А18.
8. Применяются заряды более высокой мощности по сравнению с МБР 15А18.
9. Реализовано увеличение площади зоны разведения боевых блоков (в том числе, в зоне произвольной формы) в 2,3 раза по сравнению с МБР 15А18;
10. Уменьшения в 2 раза (по сравнению с МБР 15А18) времени боеготовности за счет непрерывно работающего в течение всего боевого дежурства комплекса командных приборов (ККП).

Одним из основных преимуществ ракетного комплекса с ракетой Р-36М2 является возможность пусков ракет в условиях ответно-встречного удара при воздействии наземных и высотных ядерных взрывов на стартовую позицию. Это достигнуто за счет повышения живучести ракеты в ШПУ и значительного повышения стойкости ракеты к поражающим факторам ядерного взрыва в полете. Корпус выполнен с использованием материалов повышенной прочности. Наружное покрытие выполнено многофункциональным по всей длине ракеты (включая головной обтекатель) для защиты от поражающих воздействий. Система управления ракеты так же адаптирована к прохождению при пуске зоны воздействия ядерного взрыва. Двигатели I и II ступеней ракеты форсированы по тяге, повышена стойкость всех основных систем и элементов ракетного комплекса. В результате радиус зоны поражения ракеты блокирующим ядерным 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. Реализованные для обеспечения ответно-встречного пуска уровни стойкости ракеты к ПФЯВ обеспечивают успешный пуск ее после непоражающего взрыва непосредственно по ПУ и без снижения боевой готовности при воздействии по соседней ПУ. Время задержки пуска на нормализацию обстановки после непоражающего ЯВ непосредственно по ПУ - не более 2,5-3 минут.

Итак, высокие характеристики ракеты 15А18М по обеспечению повышенного уровня стойкости к ПФЯВ были достигнуты за счет:
- использования защитного покрытия новой разработки, наносимого на наружную поверхность корпуса ракеты и обеспечивающего комплексную защиту от ПФЯВ;
- применения СУ, разработанной на элементной базе с повышенной стойкостью и надежностью;
- нанесения на корпус герметичного приборного отсека, в котором размещалась аппаратура СУ, специального покрытия с высоким содержанием редкоземельных элементов;
- применения экранировки и специальных способов укладки бортовой кабельной сети ракеты;
- введения специального программного маневра ракеты при прохождении облака наземного ЯВ.

Проектно-конструкторские работы по обеспечению стойкости новой ракеты к ПФ наземного ЯВ базировались на новой уточненной математической модели этого вида ЯВ, специально разработанной специалистами ЦНИКИ-12, что способствовало успешному решению задач по обеспечению стойкости создаваемых в то время ракет четвертого поколения. Учитывая необходимость обеспечения заданного высокого уровня стойкости ракеты КБ "Южное" и другими организациями-разработчиками при активном участии НИИ отрасли и Заказчика был проведен большой объем теоретических и экспериментальных работ по обеспечению и подтверждению заданных требований. Автономные испытания элементов конструкции корпуса, агрегатов и систем были проведены на экспериментальных базах КБЮ, НПО "Хартрон" и других смежных организаций. На моделирующих установках были проведены испытания на воздействие проникающей радиации, рентгеновского излучения, на воздействие электромагнитного импульса, к ударному действию крупных частиц грунта, на механическое и тепловое действие воздушной ударной волны и мягкого рентгеновского излучения, светового излучения. Были организованы и проведены комплексные испытания на Семипалатинском испытательном полигоне МО СССР, в том числе: крупномасштабные испытания пусковой установки с ракетой на воздействие сейсмовзрывных волн ядерных взрывов (физические опыты "Аргон") и на воздействие электромагнитного импульса; испытания различных агрегатов и систем ракеты, в том числе функционирующих системы управления и маршевых ступеней, на воздействие проникающей радиации и рентгеновского излучения жесткого спектра и т.д.

После первых испытательных пусков на полигоне Байконур ракета получила в США обозначение TT-09 (Tyura-Tam - Байконур, 9-й неидентифицированный объект) и некоторое время обозначалась как SS-X-26.

По информации декабря 2016 г. МБР Р-36М "Воевода" планируется снять с вооружения РВСН в 2022 г.

Пусковое оборудование и базирование : реализованные для обеспечения ответно-встречного пуска уровни стойкости ракеты к ПФЯВ обеспечивают успешный пуск ее после непоражающего взрыва непосредственно по ПУ и без снижения боевой готовности при воздействии по соседней ПУ. Время задержки пуска на нормализацию обстановки после непоражающего ЯВ непосредственно по ПУ - не более 2,5-3 минут.

Разработка стартового комплекса проводилась на основе стартового комплекса 15П018. При этом в максимальной степени использовались имеющиеся инженерные сооружения, коммуникации и системы. Разработана ШПУ 15П718М со сверхвысокой защищенностью от ПФЯВ путем переоборудования ШПУ ракетных комплексов 15А14 и 15А18 (ШПУ 15П714 и 15П718). Модифицированный стартовый комплекс может гарантированно выдерживать избыточное давления во фронте ударной волны ядерного взрыва величиной более чем 100 атмосфер. В период разработки и испытаний комплекса "Воевода" под руководством главного конструктора КБ Машиностроения (г. Коломна) Н.И.Гущина был создан комплекс активной защиты ШПУ РВСН от ядерных боевых блоков и высокоточного неядерного оружия (вероятно, ), а также впервые в стране осуществлен маловысотный неядерный перехват высокоскоростных баллистических целей. В состав комплекса входят:
- 6 или 10 одиночных шахтных автоматизированных ПУ поверхностного заложения, обеспечивающих высокую защищенность от ПФЯВ, с комплексной, включая фортификационную, защитой от обычных боеприпасов, включая высокоточное оружие, с установленными в ПУ ракетами в ТПК и равноживучими антеннами радиоканала боевого управления;
- стационарный шахтный КП, расположенный вблизи одной из ПУ, обеспечивающий высокую защищенность от ПФЯВ, с комплексной, включая фортификационную, защитой от обычных боеприпасов, включая высокоточное оружие;
- средства СБУ и связи;
- системы внутреннего электроснабжения и охраны;
- системы регистрации ЯВ;
- межплощадная кабельная связь, дороги и коммуникации.

На БСП ПУ и БП КП предусмотрена возможность размещения элементов комплекса средств защиты от обычных боеприпасов среднего и крупного калибров, а также комплекса активной защиты от ББ в ядерном исполнении. Система эксплуатации РК - централизованная в масштабе ракетной дивизии, основанная на регламентной схеме эксплуатации ракеты и профилактическом, регламентированном по объему, техобслуживании боевого оснащения, с которым совмещается техобслуживание систем ПУ. В процессе эксплуатации предусматриваются:
- замена боевого оснащения;
- транспортировка ракеты и ГЧ в изотермических агрегатах;
- бескрановая перегрузка агрегатов и ракеты в ТПК;
- два вида боевой готовности СУ: повышенная и постоянная;
- дистанционные периодические проверки, калибровки ККП, определение базового направления, перевод СУ с одного вида готовности в другой.

В процессе разработки комплекса также успешно предприняты меры по дальнейшему повышению живучести УКП 15В155 для БРК 15П018, в результате чего был создан усовершенствованный УКП для БРК 15П018М.

ШПУ 15П718М с ТПК ракеты Р-36М2 (Призваны временем. Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро "Южное". Под общей редакцией С.Н.Конюхова. Днепропетровск, Арт-Пресс, 2004 г.).

Памятник - ТПК ракеты Р-36М2 / 15А18М. г.Оренбург, 21.05.2010 г. (фото - Zmey Kaa Kobra, http://ru.wikipedia.org).

Художественное представление процесса перегрузки МБР "SS-18 следующего поколения" (предположительно Р-36М2) без головной части с транспортера на заряжающее устройство для погрузки в ШПУ (1987 г., DoD USA, http://catalog.archives.gov).

Художественное представление процесса загрузки в ШПУ МБР SS-18 без головной части с использованием в т.ч. автокрана - вероятно в основе рисунка какая-то реальная ситуация (29.09.1989 г., DoD USA, http://catalog.archives.gov).

Установка ТПК с ракетой 15А18М / Р-36М2 в шахту ПУ (http://www.uzhur-city.ru).

Ракета Р-36М2 / 15А18М :
Конструкция - корпус ракеты имеет вафельно-сварную конструкцию из алюминиево-магниевого нагартованного сплава повышенной прочности АМг-6. Наружное покрытие (МФП - многофункциональное покрытие) выполнено многофункциональным по всей длине ракеты (включая головной обтекатель) для защиты от поражающих воздействий. С учетом необходимости прохождения через пылегрунтовые образования взрыва - грибовидные облака грунтовых частиц различного размера, парящих в вихрях на высоте 10-20 км над землей, ракета была выполнена без выступающих частей.

Ракета разработана в габаритах и стартовом весе ракеты 15А18 по двухступенчатой схеме с последовательным расположением ступеней и системы разведения элементов боевого оснащения. На ракете сохранены схемы старта, разделения ступеней, отделения ГЧ, разведения элементов боевого оснащения, показавшие высокий уровень технического совершенства и надежности в составе ракеты 15А18. Ракета размещается в ТПК 15Я184, выполненном из органических материалов (высокопрочные марки стеклопластика). Полная сборка ракеты, стыковка ее с системами, расположенными на ТПК, и проверки производятся на заводе-изготовителе. ТПК снабжен пассивной системой поддержания влажностного режима ракеты при нахождении ее в ПУ. Изготовление корпусов ТПК для ракеты 15А18М было поручено ПО "Авангард" (г. Сафоново Смоленской области, РСФСР), разработку документации на специальные станки, стапели, инструмент и другое нестандартное оборудование производил УкрНИИТмаш, изготовление уникального технологического оборудования поручалось Южному машиностроительному заводу. Для сопровождения КД и разработки технологических процессов в ПО "Авангард" было организовано специальное конструкторско-технологическое бюро. Ракета с момента изготовления на заводе-изготовителе на протяжении всего цикла эксплуатации находится в ТПК. ПАДы для «минометного» старта из ТПК с прогрессивными и стабильными характеристиками позволяют получить оптимальные режимы движения ракеты при старте из ТПК и на начальном участке траектории. При этом требуемый закон изменения давления газов в подракетном пространстве обеспечен моноблочными зарядами с прогрессируемой поверхностью горения и схемой из нескольких последовательно работающих ПАДов. ПАДы разработаны совместно КБЮ и ЛНПО " Союз" (топлива и заряды, под руководством Б.П. Жукова, г. Люберцы, Московская область, РСФСР).

Ракета 15А18М без головной части (вверху) и ТПК ракеты так же без ГЧ (внизу, источник - Оружие Россиии. Вооружение и военная техника РВСН. М., "Военный парад", 1997 г.).

Ракета 1Л и несколько последующих изготавливались в варианте "6000.00." Данный вариант отличался большим объёмом телеметрической аппаратуры. Два дополнительных кабельных желоба для телеметрии были проложены через I и II маршевые и боевую ступени и ещё один дополнительный кабельный желоб для телеметрии был проложен между II маршевой и боевой ступенями. На нижнем торце боевой ступени была установлена дополнительная штанга с раскладными антеннами. Снаружи на корпусе боевой ступени были установлены две короба с антеннами. Из 14 посадочных мест ГЧ учебно-боевыми блоками с набором телеметрической аппаратуры занимались 8, а остальные 6 - коническими кассетами с телеметрической аппаратурой. Баки ступеней ракет 1Л и 2Л не были покрыты МФП в связи со сложностью технологического процесса нанесения МФП на баки, который не был отработан до конца к моменту изготовления первых летных ракет для начала летных испытаний.

Ракета Р-36М2 (Призваны временем. Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро "Южное". Под общей редакцией С.Н.Конюхова. Днепропетровск, Арт-Пресс, 2004 г.).

Система управления и наведение - у ракеты введена схемно-алгоритмическая защита аппаратуры системы управления от гамма-излучения при ядерном взрыве - при входе в зону воздействия ядерного взрыва датчики отключают систему управления, а сразу после выхода из зоны СУ включается и выводит ракету на нужную траекторию. Использована специально разработанная элементная база аппаратуры повышенной стойкости к поражающим факторам ядерного взрыва, в 2 раза повышено быстродействие исполнительных органов автомата стабилизации системы управления, отделение головного обтекателя осуществляется после прохождения зоны высотных блокирующих ядерных взрывов.

Система управления автономная инерциальная - разработана в КБ "Хартрон" и производилась силами НПО "Хартрон" (НПО Электроприборостроения, главный конструктор - В.Г.Сергеев, главный конструктор по теме - А.И. Передерий) на базе двух высокопроизводительных ЦВК (бортового 15Л860 и наземного 15Н1838-02) нового поколения и непрерывно работающих в процессе боевого дежурства высокоточных комплексов (бортового 15Л861 и наземного 15Н1838 "Атлант") командных приборов с поплавковыми чувствительными элементами разработки НИИ ПМ (Главный конструктор В. И. Кузнецов). Для повышения надёжности ЦВК все основные элементы имеют резервирование. В процессе боевого дежурства БЦВК обеспечивает обмен информацией с наземными устройствами. СУ впервые в мире реализует прямые методы наведения, обеспечивающие возможность расчета задания в полете. Для поддержания требуемого температурного режима непрерывно работающих приборов разработана специальная система терморегулирования аппаратуры СУ, не имевшая аналогов в отечественном ракетостроении (сброс тепла в объем ПУ). При этом систему пришлось создавать "без права на ошибку" — в связи со сжатыми сроками СТР отрабатывалась на ракете в процессе летных испытаний. Успешное функционирование системы подтвердило правильность принятых принципиальных решений при разработке СТР и ее конструктивном воплощении. Новый мощный БЦВК выполнен с использованием полупроводниковых "пережигаемых" постоянных и электронных оперативных запоминающих устройств. Основная элементная база разрабатывалась и изготавливалась в ПО "Интеграл" (г. Минск, БелССР) и обеспечивала необходимый уровень радиационной стойкости. Кроме стандартных блоков в состав бортового комплекса входил впервые реализованный в СССР блок специализированного запоминающего устройства на ферритовых сердечниках с внутренним диаметром 0,4 мм, через который прошивались 3 провода диаметром меньше человеческого волоса. Для одного из видов боевого оснащения ракеты 15А18М было разработано и впервые в Советском Союзе прошло лётные испытания запоминающее устройство на цилиндрических магнитных доменах. Создание ракетного комплекса с ракетой 15А18М проходило в очень сжатые сроки. Для системы управления это была модернизация системы с предыдущей ракеты, но она вылилась в проектирование ряда принципиально новых приборов, в том числе и БЦВК. Сравнительно малоизвестным фактом является то, что к началу 1987 года возникла необходимость существенной переделки системы управления в связи с необходимостью перехода на элементную базу более высокого качества. МБР 15А18М в то время уже проходила летные испытания. Серия весенне-летних совещаний с участием министров, командования РВСН, руководителей разрабатывающих организаций и промышленности завершились принятием решения о форсировании выпуска новой системы управления с изготовлением и отработкой их сразу на двух предприятиях: опытном заводе НПО "Хартрон" и ПО "Киевский радиозавод". Для координации была создана специальная оперативно-техническая группа. В конце сентября 1987 года группа приступила к работе. Работа шла без выходных, с самым минимальным формализмом. Уже в конце 1987 года на НПО "Южмаш" пришли комплекты новой аппаратуры. Все зачетные испытания прошли в установленные сроки.

Прицеливание ракеты по азимуту обеспечивается полностью автономной системой (без использования наземной геодезической сети), в системе прицеливания используются автоматический гирокомпас в разарретированном положении, система упреждающего запуска и квантовый оптический гирометр с высоким быстродействием, позволяющим проводить многократную коррекцию прицеливания при заданных моделях ЯВ по ПУ. Компоненты системы прицеливания размещаются в ПУ. Система прицеливания 15Ш64 обеспечивает первичное определение азимута базового направления при постановке ракеты на боевое дежурство и хранение его в процессе боевого дежурства, в том числе при ядерном воздействии по ПУ, и восстановления азимута базового направления после воздействия.

Двигательная установка : на ракете внедрены самые прогрессивные для своего времени технические решения - улучшение характеристик двигателей, внедрение оптимальной схемы выключения ДУ, выполнение ДУ II ступени в "утопленном" варианте в полости горючего, улучшение аэродинамических характеристик. В итоге энергетические возможности ракеты 15А18М увеличены на 12% по сравнению с ракетой 15А18 при выполнении всех условий ограничения по габаритам и стартовому весу, накладываемых Договором ОСВ-2. Ракеты этого типа являются самыми мощными из всех существующих в мире межконтинентальных ракет. С целью сокращения времени воздействия ПФЯВ, а так же с целью снижения вероятности обнаружения ракет системами ПРО двигатели обоих ступеней форсированы.

1-я ступень :
В состав ДУ 15Д285 (РД-274) блока первой ступени 15С171 ракеты входят четыре автономных однокамерных ЖРД 15Д286 (РД-273), имеющие турбонасосную систему подачи топлива, выполненные по замкнутой схеме с дожиганием окислительного газогенераторного газа и шарнирно закрепленные на раме хвостового отсека первой ступени. Отклонение двигателей по командам системы управления обеспечивает управление полётом ракеты. Разработчик двигателя - КБЭМ (Главный конструктор В.П.Радовский). Предложение модернизировать двигатели для Р-36М2, обеспечив форсирование тяги и повышенную стойкость к ПФЯВ, поступило в КБ "Энергомаш" в 1980 году. 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 (4 двигательных блока РД-273). Предполагалось повысить давление газов в камере сгорания до 230 атм, повысить частоту вращения ТНА до 22500 об/мин. В результате доработок тяга двигателя возросла до 144 тс, удельный импульс тяги у поверхности Земли увеличился до 296 кгс·с/кг. Доводочные испытания были завершены в мае 1985 года. Серийное производство двигателей было развернуто на ПО "Южмаш".

2-я ступень :
Для блока 15С172 второй ступени ракеты, ДУ, разработанную в 1983-1987 гг., составляют два двигателя, объединенных в двигательный блок РД-0255: основной маршевый двигатель РД-0256 и рулевой двигатель РД-0257, оба - разработки КБХА (Главный конструктор А.Д. Конопатов). Разработка двигателей выполнена в 1983-1987 г.г. (). Маршевый двигатель однокамерный, с турбонасосной подачей компонентов топлива, выполнен по замкнутой схеме с дожиганием окислительного газогенераторного газа. Маршевый двигатель размещается в баке горючего, что способствует повышению плотности заполнения объема ракеты топливом (для МБР подобное решение было принято впервые, ранее подобная конструктивная схема применялась только для БРПЛ). Рулевой двигатель - четырехкамерный с поворотными камерами сгорания и одним ТНА, выполнен по замкнутой схеме с дожиганием окислительного газогенераторного газа. Двигатели всех ступеней работают на жидких высококипящих стабильных долгохранимых компонентах топлива (НДМГ+АТ) и полностью ампулизированы. В пневмогидравлической схеме (ПГС) данной ракеты, как и предыдущих представительниц этого семейства, реализован ряд принципиальных 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 постепенно увеличить время нахождения РК в полной боевой готовности до 23 лет с потенциальной возможностью эксплуатации до 25 и более лет. Для предварительного наддува баков традиционно применяется схема химического наддува — путем впрыска основных компонентов топлива на зеркало жидкости в топливных баках. Как и на МБР 15А18, реализован "горячий" наддув баков окислителя (T=450±50°С) и "сверхгорячий" наддув баков горючего (T=850±50°С) с регулированием соотношения компонентов газогенераторов. Разделение 1-й и 2-й ступеней - газодинамическое по холодной схеме обеспечивается срабатыванием разрывных болтов, вскрытием специальных окон - сопел газореактивной системы торможения и истечением через них газов наддува топливных баков.

Ступень разведения боевых блоков :
Боевая ступень 15С173, в которой размещены основные приборы системы управления и двигательная установка, обеспечивающие последовательное прицельное разведение десяти ББ, в отличие от ракеты 15А18, функционально входит в состав ракеты и стыкуется со второй ступенью разрывными болтами. Это позволило осуществлять полную сборку ракеты в условиях завода-изготовителя, упростить технологию работ на боевых объектах, повысить надежность и безопасность эксплуатации. Управляющий четырехкамерный ЖРД 15Д300 (РД-869) боевой ступени (разработки КБ-4 КБЮ) аналогичен по схеме и конструктивному исполнению его прототипу - двигателю 15Д117 для ракеты 15А18. В процессе отработки двигателя несколько улучшены его расходно-тяговые характеристики и повышена надежность работы. Разделение боевой и 2-й ступеней - газодинамическое по холодной схеме обеспечивается срабатыванием разрывных болтов, вскрытием специальных окон - сопел газореактивной системы торможения и истечением через них газов наддува топливных баков. В апреле 1988 года изготовление ступени разведения ракеты было передано на предприятия РСФСР. Для ракеты разработан новый цельный головной обтекатель оживальной формы, обеспечивающий улучшение аэродинамических характеристик и надежную защиту ГЧ от поражающих факторов ядерного воздействия, в том числе от пылевых образований и крупных частиц грунта. Головной обтекатель отделялся после прохождения зоны действия высотных блокирующих ядерных взрывов. Отделение головного обтекателя производилось с помощью размещенного в передней части головного обтекателя выдвижного блока с двухрежимным РДТТ отделения.

Характеристики ДУ:
Окислитель - азотный тетроксид
Горючее - НГМД
Тяга ДУ (на земле/в пустоте), тс:
- I ступени 468.6/504.9
- II ступени - / 85.3
- ступени разведения - / 1.9
Удельный импульс ДУ (на земле/в пустоте), с:
- I ступени 295.8/318.7
- II ступени - / 326.5
- ступени разведения - / 293.1

ТТХ ракеты :
Длина - 34.3 м
Диаметр - 3 м

Масса стартовая:
- с РГЧ ИН 15Ф173 - 211.4 т
- с ГЧ "легкого" класса 15Ф175 - 211.1
Масса головной части:
- с РГЧ ИН 15Ф173 - 8.73 т
- с ГЧ "легкого" класса 15Ф175 - 8.47 т
Масса топлива:
- I ступени - 150.2 т
- II ступени - 37.6 т
- ступени разведения - 2.1 т
Коэффициент энерговесового совершенства Gпг/Go - 42.1 кгс/тс

Дальность действия максимальная:
- с РГЧ ИН 15Ф173 (10 ББ мощностью 0,8 Мт) и КСП ПРО - 11000 км
- с "легкой" моноблочной ГЧ 15Ф175 мощностью 8,3 Мт и КСП ПРО - 16000 км
КВО - 220 м
Полетная надежность (на конец 1991 г.) - 0.974
Обобщенный показатель надежности - 0,935
Стойкость ракеты к ПФЯВ в полете - II уровень (обеспечивается ответно-встречный пуск)
Гарантийный срок нахождения на боевом дежурстве (по безрегламентной схеме для ПУ) - 15 лет
гарантийный срок эксплуатации продлен с 10 до 25 лет в процессе эксплуатации

В условиях боевого дежурства ракета находится в полной боевой готовности в ШПУ. Боевое применение возможно в любых метеоусловиях при температуре воздуха от -50 до +50°С и скорости ветра у поверхности земли до 25 м/с, до и в условиях ядерного воздействия по БРК.

Типы БЧ : ТТТ предусматривали боевое оснащение новой ракеты четырьмя типами головных частей верхнего уровня стойкости к ПФЯВ:

1. моноблочная ГЧ 15Ф171 с "тяжелым" (мощностью не менее 20 Мт) ББ 15Ф172;

2. РГЧ 15Ф173 с десятью неуправляемыми высокоскоростными ББ 15Ф174 повышенного класса мощности не менее 0,8 Мт каждый;

3. моноблочная ГЧ 15Ф175 с "легким" (мощностью не менее 8,3 Мт) ББ 15Ф176;

4. РГЧ 15Ф177 смешанной комплектации в составе шести неуправляемых (мощностью не менее 0,8 Мт) ББ 15Ф174 и четырех управляемых (мощностью не менее 0,15 Мт) ББ 15Ф178 с активной радиолокационной системой самонаведения по цифровым картам местности.

Управляемый боевой блок 15Ф178 нового поколения, создававшийся в штатном варианте для оснащения ракеты 15А18М, разрабатывался для РГЧ 15Ф177 смешанной комплектации. Эскизное проектирование УББ было завершено в 1984 г. Управляемый блок выполнен в форме биконического тела минимального аэродинамического сопротивления. В качестве исполнительных органов управления полётом УББ на атмосферном участке были приняты отклоняемый конический стабилизатор — для тангажа и рыскания и аэродинамические рули крена. В полёте обеспечивалось стабильное положение центра давления блока при изменениях угла атаки. Ориентацию и стабилизацию УББ вне атмосферы обеспечивала энергосиловая установка реактивной тяги, работавшая на сжиженной углекислоте. К разработке системы управления были привлечены НПО "Электроприбор" как основной разработчик, а также НПО ТП и НПО АП. Разработчиком гироскопических командных приборов являлось НПО "Ротор". В ходе работ по штатному УББ был создан исследовательский вариант блока для подтверждения аэродинамических характеристик путём пусков по внутренней трассе "Капустин Яр — Балхаш". В период с 1984 по 1987 гг. состоялись четыре пуска исследовательских ББ, все с положительными результатами. Достигнутая точность стрельбы составляла не более 0,13 км КВО. Блоки для первых пусков были изготовлены на ПО ЮМЗ, а дальнейшее производство в июле 1987 года было передано на предприятия РСФСР (головное - Оренбургский машиностроительный завод). Термоядерный заряд 15Ф179 малого класса мощности штатного УББ должен был иметь мощность не менее 0,15 Мт при точности стрельбы 0,08 км КВО. Первый пуск УББ 15Ф178 был проведен 9 января 1990 г. в неуправляемом режиме по внутренней трассе. Последующие лётные испытания УББ проводились в управляемом режиме. Было проведено три пуска по внутренней трассе и три пуска в составе ракеты 15А18М. Результаты пусков доказали реальность создания УББ и оснащения им ракеты 15А18М. Для продолжения лётных испытаний были подготовлены две ракеты 15А18М, два носителя 8К65М-Р и полный комплект боевых блоков. Однако после распада СССР в 1991 г. работы по УББ были закрыты.

Для боевого оснащения созданного БРК были использованы глубокие модификации отработанных и хорошо зарекомендовавших себя термоядерных зарядов разработки ВНИИЭФ (г. Арзамас-16, РСФСР), испытанных в 1970-х гг. Разработанные изделия отличались: высокой степенью эксплуатационной и траекторной надежности; практически абсолютной ядерной безопасностью; высокой пожаро - и взрывобезопасностью в течение всего жизненного цикла (в том числе при возникновении аварийных ситуаций); высокой стойкостью к поражающим факторам ядерного взрыва; обеспечением высокой боевой эффективности при поражении цели. Для вариантов боевого оснащения с РГЧ 15Ф173 и 15Ф177 ГЧ выполнена по двухъярусной схеме. Для всех видов боевого оснащения применены усовершенствованные безымпульсные устройства отделения ББ. Закрутка боевых блоков всех видов боевого оснащения осуществляется с помощью пиротехнических устройств.

Для применения в составе боевого оснащения созданы высокоэффективные системы преодоления ПРО ("квазитяжелые" и "легкие" ложные цели, дипольные отражатели, генераторы активных помех и пр.), которые размещаются в специальных кассетах, устанавливаемых на 4-х посадочных местах ГЧ (для РГЧ 15Ф173, остальные 10 посадочных мест занимаются ББ 15Ф174). Для выброса ложных целей из кассет применены твердотопливные заряды. Также применены радиопоглощающие термоизолирующие чехлы ББ. Используются особые методики при разведении и ориентации ББ, затрудняющие противнику просчет схемы разведения боевого оснащения. Первоначально КСП ПРО изготавливался на ПО "Южмаш", однако с мая 1986 года производство было передано на смежные предприятия РСФСР. В процессе СЛИ было принято решение исключить из обязательного состава боевого оснащения "тяжелый" ББ и РГЧ смешанной комплектации. ГЧ с "тяжелым" ББ готовилась к производству, но летным испытаниям не подвергалась (по ряду данных, с целью выполнения требований договора ОСВ-2).

Модификации :
Ракета 15А17 - МБР на стадии технического предложения на разработку (1979 г.).

Комплекс 15П018М "Воевода", ракета Р-36М2 / 15А18М / РС-20В / РГЧ ИН 15Ф173 - SS-18 mod.6 SATAN / SS-X-26 / TT-09 - вариант МБР с РГЧ ИН 15Ф173.

Комплекс 15П018М "Воевода", ракета Р-36М2 / 15А18М / РС-20В / моно ГЧ 15Ф175 - SS-18 mod.5 SATAN - вариант МБР с ГЧ 15Ф175.

Ракета Р-36М3 "Икар" - SS-X-26 - аванпроект тяжелой МБР 5-го поколения разработан КБ "Южное" в 1991 г.

Статус : СССР / Россия

1996 г. август-сентябрь - из ШПУ в Державинске (Казахстан) вывезены на территорию России последние ракеты Р-36М2.

2009 г. - со слов командующего Ракетными войсками стратегического назначения генерала-лейтенанта Андрея Швайченко о РС-20Б (вероятно, имелись ввиду именно Р-36МУТТХ): "Последние ракеты данного типа в 2009 г. выведены из боевого состава РВСН и используются по программе ликвидации методом пуска с попутным выведением космических аппаратов ("Днепр"). Т.ена вооружении РВСН остались только МБР Р-36М2 (ист. - Стратегическое ядерное вооружение).

2010 г. 20 декабря - в СМИ командующий РВСН генерал Сергей Каракаев заявил, что срок службы ракет Р-36М2 продлен до 2026 г.

2012 г. 11 октября - СМИ сообщают, что срок хксплуатации МБР РС-20В будет продлен до 30 лет т.е. ракеты будут стоять на боевом дежурстве до 2020 г.

2014 г. 19 июня - СМИ со ссылкой на представителя КБ "Южное" (г.Днепропетровск, Украина) сообщают, что КБ "Южное" продолжает обслуживание МБР Р-36М2 несмотря на охлаждение отношений между Украиной и Россией: "как указали представители КБ "Южное", прекращение сотрудничества с российской стороной возможно только в случае появления соответствующего указа президента Украины, который пока не выпущен". По договору между КБ "Южное" и Министерством обороны России обслуживание МБР должно осуществляться до 2017 г. ().

Развертывание МБР Р-36М2 (c) :

Год	Количество	Места дислокации	Примечание	Источники
декабрь 1988 г.		- Домбаровский, грн. "Ясный"	первый полк МБР Р-36М2
1990 г.		- Домбаровский, грн. "Ясный" - Ужур-4, грн.Солнечный - Державинск (вывод в Россию начат в 1991 г.)
1998 г.	58
декабрь 2004 г.	58	- 13-я ракетная дивизия 31-й ракетной армии РВСН (Домбаровский, грн. "Ясный") - 30 МБР - 62-я ракетная дивизия 33-й гв.ракетной армии РВСН (Ужур-4, грн.Солнечный) - 28 МБР - ракетная дивизия (Карталы) - ??	вместе с МБР Р-36МУТТХ, предположительно к концу года в Добаровском 29 МБР
июль 2009 г.	58	- 13-я ракетная дивизия 31-й ракетной армии РВСН (Домбаровский, грн. "Ясный") - 30 МБР - 62-я ракетная дивизия 33-й гв.ракетной армии РВСН (Ужур-4, грн.Солнечный) - 28 МБР	вместе с МБР Р-36МУТТХ (1 шт), предположительно к концу года в Добаровском 27 МБР	- Стратегическое ядерное вооружение...
декабрь 2010 г.	58	- 13-я ракетная дивизия 31-й ракетной армии РВСН (Домбаровский, грн. "Ясный") - 30 МБР - 62-я ракетная дивизия 33-й гв.ракетной армии РВСН (Ужур-4, грн.Солнечный) - 28 МБР	предположительно в Добаровском 27 МБР	- Стратегическое ядерное вооружение
2022 г.		Планируется снять МБР с вооружения (декабрь 2016 г.)

Источники :
Воевода/Р-36М/Р-36МУТТХ/15A18/15П018/РС-20/SS-18/Днепр. Сайт http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2 , 2011 г.
Новости космонавтики. Форум журнала. Сайт http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/ , 2012 г.
Оружие Россиии. Вооружение и военная техника РВСН. М., "Военный парад", 1997 г.
Пожары на объектах космических войск. Сайт http://forums.airbase.ru/2006/01/p677431.html , 2006 г.
Призваны временем. Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро "Южное". Под общей редакцией С.Н.Конюхова. Днепропетровск, Арт-Пресс, 2004 г.
Российская военная техника. Форум http://russianarms.mybb.ru , 2011-2012 г.г.
Стратегические ракетные комплексы наземного базирования. М., "Военный Парад", 2007 г.
Стратегическое ядерное вооружение России. Сайт http://russianforces.org , 2010 г.
Encyclopedia Astronautica. Сайт http://astronautix.com/ , 2012 г.
Nuclear weapons. SIPRI, 1988 г.

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. Проектирование начато 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 четырёх однокамерных двигателей РД-263. Двигатель создан 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 тетра-оксид. ШПУ ОС доработана в КБСМ под руководством Владимира Степанова. Способ старта - минометный. Система управления - автономная, инерциальная. Спроектирована 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 под руководством Николая Кривошеина и Бориса Аксютина.
Серийное производство ракет развернуто на Южном машиностроительном заводе в 1974 году.

2 сентября 1969 года вышло постановление правительства о разработке ракетных комплексов Р-36М, МР-УР-100 и УР-100Н, оснащённых РГЧ ИН, преимущества которых объясняются, главным образом, тем, что позволяет наилучшим образом распределить имеющиеся боевые блоки по объектам поражения, повышая возможности и обеспечивая гибкость планирования ракетно-ядерных ударов.

Разработка Р-36М и МР-УР-100 начата в КБ "Южное" под руководством Михаила Янгеля, который предложил использовать минометный старт, "апробированный" на ракете РТ-20П. 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 ухода Рудяка 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 оказалась проблема амортизации ракеты в шахте. Раньше амортизаторами служили огромные металлические пружины, однако вес Р-36М не позволял их применить. Было решено 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? Коллективу КБ Спецмаш 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.
В окончательном варианте принята доработанная шахтная пусковая установка Владимира Степанова.
В декабре 1969 года был 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.

На заводе-изготовителе ракеты размещались в транспортно-пусковом контейнере, на котором было размещено и всё необходимое для пуска оборудование, после чего на заводском контрольно-испытательном стенде проводились все необходимые проверки. При замене отслуживших свой срок Р-36 новыми Р-36М в шахту вставлялся металлический силовой стакан с системой амортизации и оборудованием ПУ, а вся укрупненная сборка на полигоне, упрощённо, 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 защищённость шахты заметно увеличилась. Эффективность выбранных технических решений была подтверждена испытаниями на ядерном полигоне в Семипалатинске.

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". 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.

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.

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.

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 это новшество имело огромное значение.

В 1970-1971 годах в КБТМ были разработаны проекты двух наземных стартовых комплексов для обеспечения бросковых испытаний 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.

Суть второго этапа бросковых испытаний состояла в том, чтобы отработать технологию минометного старта ракеты из контейнера с помощью порохового аккумулятора давления, 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, расположенных на поддоне, отводили его в сторону, так как поддон предохранял двигательную установку первой ступени от давления газов ПАД. Далее ракета, потеряв скорость, падала недалеко от контейнера в бетонный лоток, превращаясь в груду металла. Всего для исследования минометного старта проведены 9 пусков ракет.

Первый пуск по программе лётно-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, оснащеннной 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, оснащённых РГЧ ИН.

"Корабль ВМС США "Арнольд" во время пусков ракет находился у берегов камчатского полигона. Над тем же районом постоянно барражировал четырёхмоторный 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" . Закрыть эти каналы полностью было невозможно. Например, перед пуском ракет Камчатка предупреждала по радиосвязи своих гражданских летчиков о недопустимости полётов в определенный промежуток времени. Осуществляя радиоперехват, американские спецслужбы анализировали метеорологическую обстановку в районе и приходили к выводу, что единственной помехой полётам 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 развёрнуты.

В октябре 1974 года вышло постановление правительства о сокращении типов боевого оснащения комплексов Р-36М и МР-УР-100. В октябре 1975 года завершены лётно-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 на-хождения 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 защищённость (точнее - защищённость ракеты - прим. авт.) при ядерном взрыве.

2. Проводились электрические испытания, прицеливание и ввод полётного задания.

3. Производилась заправка ракеты -одна из трудоемких и опасных операций. Из подвижных заправочных емкостей в баки ракеты заливалось 180 т агрессивных компонентов, поэтому работать приходилось в средствах защиты.

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 расчёт командного пункта". .
Отметим, что боевой расчёт (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.

РС-20А )

Пуск ракеты-носителя «Днепр», конверсионной переделки МБР 15А18

Примененные 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 защищенности пусковой установки - в 15-30 раз.
по степени использования объема пусковой установки - в 2,4 раза.

На первой ступени применена двигательная установка РД-264, состоящая из четырех однокамерных двигателей 15Д117 работающих по замкнутой схеме 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 основного однокамерного двигателя 15Д7Э (РД-0229) работающего по замкнутой схеме и четырехкамерного рулевого двигателя 15Д83 (РД-0230) работающего по открытой схеме.

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.

Система управления ракеты - автономная, инерциальная. Её работу обеспечивал бортовой цифровой вычислительный комплекс. Все основные элементы вычислительного комплекса имели резервирование. Применение БЦВК позволило добиться высокой точности стрельбы - круговое вероятное отклонение боевых блоков составило 430 м.

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

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

Одним из технических новшеств, в значительной степени определившим высокий уровень характеристик нового ракетного комплекса, явилось применение минометного старта ракеты из транспортно-пускового контейнера (ТПК) . Впервые в мировой практике была разработана и внедрена минометная схема для тяжелой 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 удаленного 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.

Бросковые испытания ракеты с целью отработки системы минометного старта начались в январе года, лётные испытания проводились с 21 февраля . Из 43 испытательных запусков 36 прошли успешно и 7 окончились неудачей.

Моноблочный вариант ракеты Р-36М был принят на вооружение 20 ноября г. Вариант с разделяющейся головной частью был принят на вооружение 29 ноября г. Первый ракетный полк с МБР Р-36М заступил на боевое дежурство 25 декабря г.

В 1980 г. 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 г. МБР Р-36М были сняты с боевого дежурства и заменены ракетами Р-36М УТТХ (15А18).

Основные характеристики

Принятие на вооружение:
Масса: 210 т
Диаметр: 300 см
Длина: 34,6 м
Забрасываемый вес: 7300 кг
Тип ГЧ: 1х20 Мт или 1х8 Мт или РГЧ ИН 8х1 Мт
Дальность стрельбы: 11200-16000 км

Р-36М УТТХ (индекс 15А18 , код СНВ РС-20Б )

Разработка стратегического ракетного комплекса третьего поколения 15П018 (Р-36М УТТХ) с ракетой 15A18, оснащенной 10-блочной разделяющейся головной частью, началась 16 августа 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 - четырехкамерный 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 - четырехкамерный, 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. Еще 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 двухярусной схеме с единым аэродинамическим обтекателем. Также были увеличены объем 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 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.

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

Основные характеристики

Принятие на вооружение:
Масса: 211 т.
Диаметр: 300 см.
Длина: 34,3 м.
Забрасываемый вес: 8800 кг.
Тип ГЧ: РГЧ ИН 10х550 кт
Дальность стрельбы: 11500 км.

Р-36М2 (индекс 15А18М , код СНВ РС-20В )

Ракетный комплекс четвертого поколения Р-36М2 «Воевода» (15П018М) 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:

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.

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.

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, выполненый по замкнутой схеме и рулевой РД-0257, четырехкамерный, 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 четырех управляемых ББ с системой самонаведения по картам местности.

Летно-конструкторские испытания комплекса Р-36М2 начались на Байконуре в г. Первый ракетный полк с МБР Р-36М2 встал на боевое дежурство 30 июля г. 11 августа ракетный комплекс принят на вооружение. Летно-конструкторские испытания новой межконтинентальной ракеты четвертого поколения Р-36М2 (15А18М - «Воевода») со всеми видами боевого оснащения были завершены в сентябре 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 полуострова Камчатка в Тихом океане. Первая ступень упала в зоне Вагайского, Викуловского и Сорокинского районов. 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.

Основные характеристики

Принятие на вооружение:
Масса: 211 т.
Диаметр: 300 см.
Длина: 34,3 м.
Забрасываемый вес: 8800 кг.
Тип ГЧ: РГЧ ИН 10х750 кт или 1х20 Мт.
Дальность стрельбы: 11000 - 16000 км.

Источники

См. также

Р-36 (SS-9) - МБР тяжелого класса, предшественник Р-36М
Днепр - ракета-носитель легкого класса созданная на базе ракеты Р-36М

Ссылки

Стратегический ракетный комплекс 15П018 (Р-36М УТТХ) с ракетой 15A18
Министерство обороны - Ракетные войска стратегического назначения

Wikimedia Foundation . 2010 .

Смотреть что такое "Ракета сатана" в других словарях:

Р 36М, Р 36М УТТХ, Р 36М2 (по классификации НАТО SS 18 «Satan») семейство советских ракетных комплексов с тяжелой межконтинентальной баллистической ракетой наземного базирования, разработанных и принятых на вооружение в 1970 х 1980 х гг. Общие… … Википедия

У этого термина существуют и другие значения, см. Днепр (значения). Днепр … Википедия

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

Кодовые обозначения (англ. NATO reporting names) используются НАТО для обозначения военной и авиационной техники СССР (теперь России), Китая и в редких случаях других стран. Они используются для унификации иноязычных (для стран НАТО)… … Википедия

Р-36М (Индекс ГРАУ - 15П014, код 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 тяжелой двухступенчатой жидкостной, ампулизированной межконтинентальной баллистической ракетой 15А14 для размещения в шахтной пусковой установке 15П714 повышенной защищенности типа ОС. Создавался кооперацией промышленности под руководством КБ «Южное» (г. Днепропетровск), главные конструкторы М. К. Янгель (1969-1971 гг.) и В. Ф. Уткин (с 1971 года). Система управления разработана харьковским НПО «Электроприбор». Главный конструктор системы управления - В. А. Уралов.

Основные черты комплекса:

пусковая установка - стационарная, шахтная;

ракета - двухступенчатая с ЖРД на высококипящих компонентах топлива, с миномётным стартом из транспортно-пускового контейнера;

система управления ракеты - автономная, инерциальная, на основе бортовой цифровой вычислительной машины;

ракета допускает применение различных видов боевого оснащения (головных частей), в том числе разделяющихся с индивидуальным наведением боевых блоков.

История создания

Разработку стратегического ракетного комплекса Р-36М с тяжёлой межконтинентальной баллистической ракетой третьего поколения 15А14 и шахтной пусковой установкой повышенной защищенности 15П714 вело КБ «Южное». В новой ракете были использованы все лучшие наработки, полученные при создании предыдущего комплекса - Р-36. Ведущим конструктором комплекса (с 1985 г. - главным конструктором) и всех его последующих модификаций с 1971 г. был С. И. Ус.
Примененные 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 защищенности пусковой установки - в 15-30 раз.

по степени использования объема пусковой установки - в 2,4 раза.

Двухступенчатая ракета Р-36М была выполнена по схеме «тандем» с последовательным расположением ступеней. Для оптимизации использования объема из состава ракеты были исключены сухие отсеки, за исключением межступенного переходника второй ступени. Примененные 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 четырех 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 четырехкамерного 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.

Лёгкая моноблочная с зарядом мощностью 8 Мт и дальностью полета 16000 км;

Тяжёлая моноблочная с зарядом мощностью 25 Мт с дальностью полета 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 минометного старта ракеты из транспортно-пускового контейнера (ТПК). Впервые в мировой практике была разработана и внедрена минометная схема для тяжелой 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 удаленного 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.

Испытания

Бросковые испытания ракеты с целью отработки системы минометного 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 прошли успешно и 7 окончились неудачей.

Моноблочный вариант ракеты Р-36М с «лёгкой» ГЧ был принят на вооружение 20 ноября 1978 г. Вариант с разделяющейся головной частью был принят на вооружение 29 ноября 1979 г. Первый ракетный полк с МБР Р-36М заступил на боевое дежурство 25 декабря 1974 г.
В 1980 г. 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 г. МБР Р-36М были сняты с боевого дежурства и заменены ракетами Р-36М УТТХ (15А18).

Модификации

Р-36М УТТХ

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.

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.

Основное отличие новой ракеты заключалось во вновь разработанной ступени разведения и РГЧ с десятью новыми скоростными блоками, с зарядами повышенной мощности. Двигатель ступени разведения - четырехкамерный, 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. Еще 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 объем 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 успешными 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»

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.

Ракетный комплекс четвертого 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);

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;

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 ее 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, четырехкамерный, 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 четырех 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, ее взрыв полностью разрушил пусковую установку. Человеческих жертв не было.

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 четвертого 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 четвертого 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.

Ракета-носитель «Днепр»

«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.