P-36M | |
---|---|
podle klasifikace Ministerstva obrany USA a NATO - SS-18 Mod. 1, 2, 3 Satan | |
Start konverzní nosné rakety Dnepr založené na ICBM 15A18 komplexu 15P018 | |
Typ | Mezikontinentální balistická střela |
Postavení | v bojové službě |
Vývojář |
SSSR Design Bureau "Yuzhnoye" |
Hlavní konstruktér |
1969-1971: M. K. Yangel od roku 1971: V. F. Utkin |
Roky vývoje |
15A14: od 02.09 . 1969 15A18: od roku 1976 15A18M: od 09.08 . 1983 [1] |
Začátek testování |
15A14: 21.02 . 1973 - 1.10 . 1975 15A18: 10.1977 - 11.1979 15A18M : 03.1986 - 07.1988 [ 1] |
Přijetí |
15A14: 30.12.1975 ( MIRG ) 15A18: 18.09 . 1980 15A18M : 11.08 . 1988 |
Výrobce | PO Yuzhmash |
Roky výroby | od roku 1970 |
Vyrobené jednotky |
R-36M 190 [2] R-36M UTTH 308 [3] [4] R-36M2 82 [5] , 88 [6] [4] |
Jednotková cena |
R-36M, 36MU: 11 870 000 rublů [4] , R-36M2: 11 180 000 rublů [4] . |
Roky provozu |
R-36M: 1975-1982 R-36M UTTH: 1980-2009 (+ Dnepr) R-36M2: 1988 - současnost v. |
Hlavní operátoři |
Strategické raketové síly SSSR Strategické raketové síly Ruské federace |
Modifikace |
rakety rodiny R-36M: R-36M (15A14) R-36M UTTH (15A18) R-36M2 (15A18M) R-36M3 "Ikar" vesmírné rakety: " Dnepr " (15A18) (konverze) |
Hlavní technické vlastnosti | |
Hmotnost: 208,3-211,4 t Průměr : 3 m Délka: 34,6 m Vrhací hmotnost: 8800 kg dosah: 11000-16000 km Zobecněný index spolehlivosti: 0,958 / 0,965 / 0,974 |
|
↓Všechny specifikace | |
Mediální soubory na Wikimedia Commons |
R-36M ( GRAU index - 15P014 , dle smlouvy START - RS -20A , dle klasifikace NATO - SS -18 Mod. 1, 2, 3 Satan , v překladu - Satan ) je sovětský strategický raketový systém 3. [7] generace s těžkou dvoustupňovou ampulizovanou mezikontinentální balistickou raketou 15A14 pro umístění do silometiče 15P714 se zvýšenou bezpečností typu OS .
Střela R-36M2 patří do čtvrté generace a je považována za nejvýkonnější na světě ze všech mezikontinentálních balistických střel [8] [6] . Z hlediska technologické úrovně nemá raketový systém mezi zahraničními raketovými systémy obdoby. Vznikla průmyslovou spoluprací pod vedením Yuzhnoye Design Bureau , hlavních designérů M. K. Yangela (1969-1971) a V. F. Utkina (od roku 1971). Řídicí systém vyvinul NPO Elektropribor . Hlavním konstruktérem řídicího systému je V. A. Uralov .
Raketový systém s víceúčelovou mezikontinentální balistickou raketou těžké třídy je určen k ničení všech typů cílů chráněných moderními systémy protiraketové obrany v jakýchkoli podmínkách bojového použití, včetně mnohonásobného jaderného dopadu na poziční oblast . Jeho aplikace umožňuje realizovat strategii garantované odvety .
Hlavní rysy komplexu:
Vývoj strategického raketového systému R-36M s těžkou mezikontinentální balistickou střelou třetí generace [7] 15A14 a vysoce zabezpečeným odpalovacím zařízením silo 15P714 provedla Yuzhnoye Design Bureau [2] . Byly použity upravené šachty OS-67 střely 8K67. [7] [4]
Oficiálně byl vývoj zahájen vládním nařízením č. 712-247 podepsaným 2. září 1969 „O vývoji a výrobě raketového systému R-36M (15A14)“ [1] [4] . Nová střela byla navržena jako modernizace předchozího komplexu R-36 , proto se v názvu objevil index M [4] .
Technická řešení použitá při tvorbě rakety umožnila vytvořit nejvýkonnější bojový raketový systém na světě. Výrazně překonal svého předchůdce - R-36:
Dvoustupňová raketa R-36M byla vyrobena podle "tandemového" schématu se sekvenčním uspořádáním stupňů. Pro co nejlepší využití objemu byly ze složení rakety vyloučeny suché prostory s výjimkou mezistupňového adaptéru druhého stupně. Aplikovaná konstrukční řešení umožnila zvýšit zásobu paliva o 11 % při zachování průměru a snížení celkové délky prvních dvou stupňů rakety o 400 mm oproti raketě 8K67. [2]
V první etapě byl použit pohonný systém RD-264 sestávající ze čtyř jednokomorových motorů 15D117 (RD-263 [9] ) pracujících v uzavřeném okruhu, vyvinutý týmem OKB-456, [10] Design Bureau Energomash (hlavní konstruktér - V. P. Glushko ) . Motory jsou sklopné a jejich odchylka od povelů řídicího systému zajišťuje řízení letu rakety. [2]
Na druhém stupni byla použita pohonná jednotka RD-0228 [9] skládající se z hlavního jednokomorového motoru 15D7E (RD-0229) pracujícího v uzavřeném okruhu a čtyřkomorového řídícího motoru 15D83 (RD-0230) pracujícího v otevřeném okruhu. [2] [11] [12]
Oddělení prvního a druhého stupně je plynodynamické. Zajišťovalo to ovládání výbušných závor a výdech tlakových plynů z palivových nádrží speciálními okny. [2]
Díky vylepšenému pneumohydraulickému systému rakety s plnou ampulizací palivových systémů po doplnění paliva a vyloučením stlačených plynů z rakety bylo možné prodloužit dobu strávenou v plné bojové pohotovosti až na 10-15 let s potenciálem provozu do 25 let. [2]
Schématická schémata rakety a řídicího systému byla vyvinuta na základě podmínky možnosti použití tří variant hlavice:
Všechny hlavice raket byly vybaveny pokročilým systémem protiraketové obrany . Kvazi těžké návnady byly poprvé vytvořeny pro systém protiraketové obrany 15A14, aby překonaly systém protiraketové obrany . Díky použití speciálního pomocného motoru na tuhá paliva, jehož progresivně se zvyšující tah kompenzuje aerodynamickou zpomalovací sílu návnady, bylo možné napodobit charakteristiky hlavic téměř ve všech selektivních vlastnostech v mimoatmosférické dráze a významná část té atmosférické. [2] Komplex protiraketové obrany byl vyvinut v TsNIIRTI [13] [4] . KB-5 Společnost KB Yuzhnoye vyvinula chovné schéma pro BB na autonomní tuhá pohonná hmota RD 15D-161. [4] Zaměřovací systém 15Sh38 byl vytvořen pro R-36M. [čtrnáct]
V horní části aerodynamické kapotáže hlavy (NA) je instalován kulový hrot vyrobený z tepelně odolného materiálu, protože tato část za letu vnímá největší tepelné zatížení. Celá budova města a. o. Před zahříváním za letu je chráněn nanesením speciálního tepelného stínícího nátěru na jeho vnější povrch. [patnáct]
Jednou z technických inovací, která do značné míry předurčila vysokou úroveň výkonu nového raketového systému, bylo použití minometné odpalovací rakety z transportního a odpalovacího kontejneru (TLC) . Poprvé ve světové praxi bylo vyvinuto a implementováno minometné schéma pro těžkou kapalinu ICBM. [2] Při startu tlak vytvořený práškovými tlakovými akumulátory vytlačil raketu z TPK a teprve po opuštění dolu se raketový motor nastartoval.
Střela je provozována v TPK 15Ya53. Kompletní montáž rakety, její dokování se systémy umístěnými na TPK a kontroly jsou prováděny ve výrobním závodě. TPK je vybavena pasivním systémem pro udržování vlhkostního režimu rakety, když je v odpalovacím zařízení. Tělo TPK je vyrobeno z vysoce pevného sklolaminátu. Střela s TPK byla instalována do sila odpalovače (sila) v natankovaném stavu. [2]
Rakety LRE pracovaly na vysoce vroucím dvousložkovém samozápalném palivu. Jako palivo byl použit nesymetrický dimethylhydrazin (UDMH) a jako oxidační činidlo oxid dusný (AT). [16]
V. S. Budník vedl konstrukční vývoj R-36M (15A14). [17]
Za vývoj R-36M byli vyznamenáni Řádem říjnové revoluce : Yuzhnoye Design Bureau, Yuzhmash Plant, KBKhA [18] , KBSM [19] , S. P. Parnyakov . Řád rudého praporu práce - PO Avangard [20] , Budník V. S. [17] . Titul Hrdina socialistické práce získali: V. F. Utkin (druhý), A. M. Makarov (druhý), B. I. Čubanov, M. I. Galas , F. P. Tonkikh [21] . Laureáty Leninovy ceny se stali Ju. A. Smetanin a V. I. Kukuškin , laureáty Státní ceny SSSR S. N. Konyukhov , A. F. Vladyko a A. M. Kunščenko . Mnozí byli oceněni řády a medailemi. [čtyři]
Na komplexu pracovali: Yuzhnoye Design Bureau (komplex jako celek) [22] , KBEM (LRE) [23] , KBKhA (LRE) [23] , Electrical Instrument Design Bureau (SU) [23] , NPO Altaj , TsNIRTI (PRO ) [2] KBSM (BSK, ShPU) [ 2] , LNPO Sojuz (PAD) [2] , TsKBTM (KP) [23] , SKB MAZ , NPO Integral , VNIIEF , PO Avangard , NPO Rotor " , KBTKhM , KB "Arsenal" , GOKB "Prozhektor" , NPO "Impulse" [24] , NII PM (SU) [4] , KB "Orbita" [4] Pobočka č. 2 TsKBM (ShPU) [3]
Na výrobě se podílely: PO Yuzhmash , NPO Khartron (SU), Pavlograd MZ [4] , GOZ (KP) [3] , Yurginsky MZ , PO Barrikada (odpisy v silech) [25] , Design Bureau of Chemical Automation (LRE), KZKT (MAZ)
Systém řízení střely je autonomní, inerciální [2] . Její práci zajišťoval palubní digitální počítačový komplex ( BTsVM ). Spolehlivý provoz zajišťovala redundance hlavních prvků palubního počítače. Palubní počítač si mohl vyměňovat informace s pozemními zařízeními. [13]
Palubní počítač a zařízení byly navrženy na bázi polovodičových integrovaných obvodů. [26] Použití palubního počítače a gyroskopicky stabilizované platformy s inerciálními navigačními povelovými zařízeními umožnilo dosáhnout vysoké přesnosti střelby – kruhová pravděpodobná odchylka hlavic při testech byla 430 metrů. [2] [26]
NII PM vyvinula komplexy velitelských (gyroskopických) přístrojů pro systémy řízení raket R-36M, R-36M MUTTH, R-36M2. [27] Gyroskopické přístroje pro řídicí systémy R-36M vznikly pod vedením V. I. Kuzněcova . [28]
Palubní počítač 1A200 v tříkanálové verzi byl vyvíjen v letech 1968 až 1971 a sloužil k testování. Centrální procesorové jednotky byly na integrovaných obvodech řady 106, Kub-1M RAM (paměťová kostka) byla na víceotvorových feritových deskách, ROM byla na feritových jádrech ve tvaru U. Na konci roku 1971 nahradil BTsVM 1A200 15L579. [29] Spouštění minometů vadilo mateřské organizaci, takže příkazy palubního počítače byly duplikovány analogovým reléovým systémem [29] . Odmítnutí příchozích elektro-rádiových prvků při předvýrobní kontrole by mohlo dosáhnout desítek procent [30] . Ke zlepšení spolehlivosti bylo použito vícevrstvé většinové hlasování a adaptace [31] .
Palubní digitální počítač (15L579) - 16-bit, 512-1024 slov RAM, 16 K slov ROM, rychlost 100 000 operací za sekundu [32] [33] [13] . Pro řídicí systém byla vyvinuta technologie „elektronického startu“, za kterou vývojáři obdrželi Státní cenu Ukrajinské SSR. [34]
Vývojář řídicího systému (včetně palubního počítače) je NPO Elektropriborostroeniya ( Khartron Design Bureau of Electrical Instrument Engineering, Design Bureau , nyní Khartron OJSC, Charkov), výrobcem je pilotní závod NPO Khartron [ 2] . Řídicí systém sériově vyráběly Kiev Radio Plant [34] a Charkov Instrument-Making Plant [31] .
Vrhací zkoušky rakety za účelem otestování odpalovacího systému minometu začaly v lednu 1970. [2] Bylo použito místo č. 67 [35] 45°59′22″ n. m. sh. 63°42′20″ palců. e. . 22. října 1971 v NIIP-5 potvrdila raketa č. BI-4 (zkouška hodu) provozuschopnost odpalu minometu. [čtyři]
Letové zkoušky byly prováděny od 21. února 1973 [2] do roku 1976 na NIIP-5 [4] . Pokusy s dělenou hlavicí skončily v prosinci 1974 [4] .
Ze 43 zkušebních startů bylo 36 úspěšných [2] [4] a 7 neúspěšných. Raketa č. 22L spadla na bok kvůli nedodržení barev vodičů snímače. [30] [4] Další raketa, kvůli neodejmutému zachycovači z gyroskopické plošiny , nenabrala kurs a letěla kolmo vzhůru, ale brzy se zhroutila. [třicet]
Během testů byla americká loď Arnold poblíž místa testování a hlídkovala nad letounem B-52. [13]
Monobloková verze střely R-36M s „lehkou“ hlavicí byla zařazena do služby 20. listopadu 1978 [36] [2] .
Varianta s hlavicí 15F143U byla uvedena do provozu 29. listopadu 1979. [2]
První raketový pluk s ICBM R-36M nastoupil do bojové služby 25. prosince 1974. [2] [36]
V roce 1980 byly střely 15A14, které byly v bojové službě, přezbrojeny, aniž by byly odstraněny z odpalovacího zařízení sila, vylepšenými vícenásobnými hlavicemi s kapalným [4] chovným stupněm, vytvořeným pro střelu 15A18. Rakety pokračovaly v bojové službě pod označením 15A18-1. [2] 15A14, který byl vyřazen z provozu v letech 1978-1980, a 15A18-1, který byl později vyřazen, byly použity v různých testech. [4] Od července 1978 do srpna 1980 byla testována samonaváděcí hlavice 15F678 („Mayak-1“), ale nebyla přijata do služby. [2] [1]
V roce 1982 byly ICBM R-36M vyřazeny z bojové služby a nahrazeny raketami R-36M UTTKh (15A18). [2] [36]
Vývoj strategického raketového systému třetí generace [7] R-36M UTTKh (index GRAU - 15P018 , kód START - RS-20B , podle klasifikace USA a NATO - SS-18 Mod. 4 , UTTKh - s vylepšenými výkonnostními charakteristikami ) s raketou 15A18 , vybavenou 10-blokovým vícenásobným návratovým vozidlem, začala 16. srpna 1976. [37]
Raketový systém byl vytvořen jako výsledek implementace programu na zlepšení a zvýšení bojové účinnosti dříve vyvinutého komplexu 15P014 (R-36M). Komplex zajišťuje porážku až 10 cílů jednou raketou, včetně vysokopevnostních malorozměrných nebo extravelkých terčů umístěných v terénu do 300 000 km 2 , v podmínkách účinného působení nepřátelských protiraketových systémů . Zvýšení účinnosti nového komplexu bylo dosaženo díky:
Uspořádání rakety 15A18 je podobné jako u 15A14. Jedná se o dvoustupňovou raketu s tandemovým uspořádáním stupňů. V rámci nové rakety byl bez úprav použit první a druhý stupeň rakety 15A14. Motor prvního stupně je čtyřkomorový LRE RD-264 uzavřeného okruhu. Na druhém stupni je použita pohonná jednotka RD0228, která se skládá z hlavního jednokomorového podpůrného raketového motoru RD0229 s uzavřeným okruhem a čtyřkomorového řídícího raketového motoru RD0257 (RD0230) s otevřeným okruhem. Oddělení stupňů a oddělení bojového stupně jsou plynodynamické. [37] [11] Zaměřovací systém 15Sh51 byl vytvořen pro R-36MU. [14] Byly použity chemické baterie 6NKG-160 a 27NKP-90. [38]
Hlavním rozdílem nové střely byl nově vyvinutý 15B157 (15B187 [4] ) chovný stupeň a 15F183 MIRV s deseti novými vysokorychlostními hlavicemi 15F162, s A134GA zvýšenými energetickými náplněmi. Motor 15D177 chovné fáze je čtyřkomorový dvourežimový motor (tah 2000 kgf a 800 kgf) s vícenásobným (až 25násobným) přepínáním mezi režimy. To umožňuje vytvořit nejoptimálnější podmínky pro chov všech hlavic. Dalším konstrukčním prvkem tohoto motoru jsou dvě pevné polohy spalovacích komor. Za letu jsou umístěny uvnitř chovného stupně, ale poté, co je stupeň oddělen od rakety, speciální mechanismy vynesou spalovací komory mimo vnější obrys prostoru a rozmístí je, aby implementovaly schéma chovu „tažných“ hlavic. Samotný MIRV 15F183 je vyroben podle dvouvrstvého schématu s jednou aerodynamickou kapotáží . Rovněž byla zvýšena kapacita paměti palubního počítače a modernizován řídicí systém zavedením úplnějších zákonů o řízení s redukcí metodických chyb téměř na nulu. Současně se přesnost střelby zlepšila 2,5krát a doba připravenosti ke spuštění se zkrátila na 62 sekund. [37] [4]
Střela 15A18 v transportním a odpalovacím kontejneru (TLC) je instalována v silometnu a je v bojové službě v natankovaném stavu v plné bojové pohotovosti. Používá se minometný způsob odpalu rakety. Pro naložení TPK do důlní konstrukce vyvinula SKB MAZ speciální přepravní a instalační zařízení v podobě návěsu s tahačem na bázi MAZ-537 (výrobce Kurgan Wheel Tractor Plant ). Mezi hlavní komponenty a systémy montéra patří: rám, výložník, mechanismus zvedání a spouštění výložníku, pohon zadních kol, systém řetězového kladkostroje , hydraulický systém, elektrická zařízení, pomocná zařízení. Délka silniční soupravy s instalačním zařízením byla 26460 mm a hmotnost 69914 kg [37] [13] .
Před MAZ-537 s přepravní a manipulační jednotkou 15T145M [39] , za ním je montážník. Muzeum strategických raketových sil, Ukrajina
Vpravo MAZ-537 15U164 [39] je instalátor [40] R-36M TPK v sile. Mechanismus shora dolů. Levý transportér.
Výložník přes rám, pohon zadních kol
Převod z přepravce k instalačnímu technikovi
Tankovací cisterna ZATS-1 (oxidátor)
Převod z přepravce k instalačnímu technikovi
výložník výtah
Instalace TPK do sila
Otevřete kryt sila. Autojeřáb KS-5571 (vzadu vpravo)
Instalace TPK bez hlavice a adaptéru do sila
Letové konstrukční zkoušky raketového systému R-36M UTTKh začaly 31. října 1977 na zkušebním místě Bajkonur . Podle programu letových zkoušek bylo provedeno 19 startů, z nichž 17 bylo úspěšných. Příčiny poruch byly objasněny a odstraněny, účinnost přijatých opatření byla potvrzena následnými starty. Celkem bylo provedeno 62 startů, z nichž 56 bylo úspěšných. [37]
18. září 1979 zahájily tři raketové pluky bojovou službu v novém raketovém systému. Od roku 1987 bylo rozmístěno 308 R-36M UTTKh ICBM jako součást 5 raketových divizí (6 posádek). V roce 1998 zůstalo ve strategických raketových silách 122 sil s R-36M UTTKh [37] .
Vysoká spolehlivost komplexu byla potvrzena 159 starty k září 2000, z nichž pouze čtyři byly neúspěšné. Tyto čtyři poruchy při uvádění sériových produktů na trh jsou způsobeny výrobními vadami. [37]
Po rozpadu SSSR a hospodářské krizi na počátku 90. let vyvstala otázka prodloužení životnosti R-36M UTTKh do doby, než budou nahrazeny novými komplexy ruské konstrukce. K tomu byla 17. dubna 1997 úspěšně odpálena střela R-36M UTTKh vyrobená před 19 a půl lety. NPO Južnoje a 4. Ústřední výzkumný ústav MO provedly práce na zvýšení záruční doby na provoz raket z 10 po sobě jdoucích let na 15, 18 a 20 let. [37]
Dne 15. dubna 1998 byl z kosmodromu Bajkonur proveden cvičný start rakety R-36M UTTKh, při kterém deset cvičných hlavic zasáhlo všechny cvičné cíle na cvičišti Kura na Kamčatce . [37]
Odpalovací komplex zahrnuje odpalovací zařízení min (6-10 [13] ) a jednotné velitelské stanoviště 15V155 (15V52U). [37] Bojový odpalovací komplex byl vyvinut v KBSM (hlavní konstruktér V. S. Stepanov), velitelském stanovišti v TsBK TM [13] [41] . Střela, umístěná v továrně v transportním a odpalovacím kontejneru, byla přepravena a instalována v silo launcheru (silo), doplněna palivem a uvedena do bojové služby [13] .
V. A. Kurashov se stal laureátem Státní ceny SSSR (1982) za vývoj a testování vysoce bezpečných odpalovacích zařízení raketových systémů R-36M UTTKh [42]
4. června 2009 byl z dolu v raketové divizi Uzhur odstraněn poslední R-36M UTTKh. [3]
Vznikl také společný rusko-ukrajinský podnik „Kosmotras“ pro vývoj a další komerční využití nosné rakety Dněpr lehké třídy založené na raketách R-36M UTTKh a R-36M2. [37]
TPK 15Ya184 ze sklolaminátu (žlutá). TPK byl vyroben společností Avangard
Adaptér TPK (žlutý, uprostřed) připojený k TPK (žlutý, vpravo). Kapota (zelená, levá)
UKP 15V52U (žlutá, zadní)
model UKP
Bojové stanoviště pro odpalování raket v UKP [43]
Dne 9. srpna 1983 bylo výnosem Rady ministrů SSSR č. 769-248 [4] pověřeno Konstrukční kancelář Južnoje dokončit raketový systém R-36M UTTKh tak, aby mohl překonat nadějný americký systém protiraketové obrany . (ABM). Kromě toho bylo nutné zvýšit zabezpečení rakety a celého komplexu před účinky škodlivých faktorů jaderného výbuchu .
Raketový komplex čtvrté [7] generace R-36M2 (kód projektu - "Voevoda" , index GRAU - 15P018M , kód START - RS-20V , podle klasifikace Ministerstva obrany USA a NATO - SS-18 Mod.5 / Mod.6 ) s víceúčelovou Mezikontinentální střela těžké třídy 15A18M je určena k ničení všech typů cílů chráněných moderními systémy protiraketové obrany za jakýchkoli podmínek bojového použití, včetně vícenásobných jaderných dopadů na poziční oblast. Jeho použití umožňuje realizovat strategii garantovaného odvetného úderu. Úder 8-10 raket 15A18M (plně vybavených 80-100 hlavicemi o kapacitě 800 kt každá) zajistil zničení 80% průmyslového potenciálu Spojených států a většiny obyvatelstva. [44] [45]
V důsledku aplikace nejnovějších technických řešení došlo ke zvýšení energetických schopností rakety 15A18M o 12 % ve srovnání s raketou 15A18. Zároveň jsou splněny všechny podmínky pro omezení rozměrů a počáteční hmotnosti stanovené dohodou SALT-2 . Raketový systém využíval aktivní ochranu odpalovacího zařízení sila před jadernými hlavicemi a vysoce přesnými nejadernými zbraněmi a poprvé v zemi bylo provedeno nejaderné zachycení vysokorychlostních balistických cílů v malé výšce. [46]
Ve srovnání s 15A18 se novému komplexu podařilo zlepšit mnoho vlastností:
Pro zajištění vysoké bojové účinnosti ve zvláště obtížných podmínkách bojového použití byla při vývoji komplexu R-36M2 věnována zvláštní pozornost následujícím oblastem:
Jednou z hlavních výhod nového komplexu je schopnost zajistit odpaly raket v podmínkách odvetného úderu pod vlivem pozemních a vysokohorských jaderných výbuchů. Toho bylo dosaženo zvýšením přežití rakety v odpalovacím zařízení sila a výrazným zvýšením odolnosti rakety za letu vůči škodlivým faktorům jaderného výbuchu. Tělo rakety vaflově svařované konstrukce ze slitiny AMg6NPP [47] [46] ( magnalium ), byla zavedena ochrana zařízení řídicího systému před gama zářením , zvýšena rychlost výkonných orgánů stabilizačního stroje řídicího systému 2krát, oddělení kapotáže hlavy se provádí po projetí zón blokujících jaderné výbuchy ve vysoké nadmořské výšce, motory prvního a druhého stupně rakety byly posíleny z hlediska tahu. [46]
V důsledku toho je poloměr dopadové zóny rakety s blokujícím jaderným výbuchem ve srovnání s raketou 15A18 snížen 20krát, odolnost vůči rentgenovému záření je zvýšena 10krát a gama-neutronové záření - o 100 časy. Je zajištěna odolnost rakety proti nárazu prachových útvarů a velkých částic půdy, které jsou přítomny v oblaku při pozemním jaderném výbuchu. [46]
Pro raketu byla postavena sila s ultravysokou ochranou proti škodlivým faktorům jaderných zbraní převybavením sil raketových systémů 15A14 a 15A18. Zavedené úrovně odolnosti střely vůči škodlivým faktorům jaderného výbuchu zajišťují její úspěšné odpálení po nepoškozujícím jaderném výbuchu přímo na odpalovacím zařízení a bez snížení bojové připravenosti při vystavení sousednímu odpalovacímu zařízení. [46]
Za vytvoření R-3M62 byl S. I. Usu v roce 1990 oceněn titulem Hrdina socialistické práce.
Likvidace 104 odpalovacích zařízení zbývajících v Kazachstánu byla dokončena v září 1996. [1] V roce 1997 bylo v Rusku 186 odpalovacích zařízení (s R-36M UTTKh a R-36M2, 6 z nich bez raket). [1] K roku 1992 bylo rozmístěno 88 odpalovacích zařízení s raketami RS-20V Vojevoda [6] .
V roce 2000 byl oznámen záměr vyřadit z provozu všechny těžké střely Satan v roce 2007. [48] Rozhodnutí o prodloužení operace bylo přijato v roce 2003. [49] Dne 21. února 2006 byla podepsána Dohoda s Ukrajinou o prodloužení životnosti raketového systému 15P118M. [50] V roce 2008 Státní duma tuto dohodu ratifikovala [51] [52] [53] [54] a zákon byl podepsán [55] [50] . Od května 2006 zahrnovaly strategické raketové síly 74 minových odpalovacích zařízení s R-36M UTTKh a R-36M2 ICBM, každé s 10 hlavicemi [56] . V dubnu 2014 média informovala o jednání Južmaše o prodeji ICBM technologií, [57] ale ukrajinské ministerstvo zahraničí to vyhodnotilo jako nepravdivé. [58] V květnu 2014 navrhl americký kongresman zastavení služby ICBM. [59] Podle některých odhadů Rusko zaplatilo Južmaši za službu ročně asi 10 milionů dolarů [60] V červnu 2015 prezident Ukrajiny zakázal vojenskou spolupráci mezi Ukrajinou a Ruskem. [61] V roce 2015 byly přerušeny vztahy se závodem Južmaš, službu převzala SRC [62] . V roce 2016 bylo hlášeno 74 [63] odpalovacích zařízení . V roce 2018 bylo hlášeno 58 raket. [64] V roce 2018 Gobulin uvedl, že bylo vyrobeno celkem 308 R-36M2 a pouze 42 RS-20 zůstalo v bojové službě. [65] K roku 2019 bylo hlášeno 46 RS-20B. [66] V roce 2020 byla plánována likvidace 2 R-36M2 [67] . TsKB TM se zabývala prodloužením životnosti železničních kolejových vozidel pro přepravu 15Т156. [68]
Richard Lugar kontroluje střelu typu SS-18 v ICBM Elimination Center (pobočka Federal State Unitary Enterprise TsENKI - ICBM CL) v Surovatikha, 27. srpna 2002 [69]
ICBM Elimination Center FSUE KBTKhM v Surovatikha [70]
Raketa je vyrobena podle dvoustupňového schématu se sekvenčním uspořádáním stupňů. Raketa používá podobná schémata startu, oddělení stupňů, oddělení hlavic, chov prvků bojového vybavení, které vykazovaly vysokou úroveň technické dokonalosti a spolehlivosti jako součást rakety 15A18. [46]
Struktura pohonného systému prvního stupně rakety zahrnuje čtyři kloubové jednokomorové raketové motory s turbočerpadlovým palivovým systémem a vyrobené v uzavřeném okruhu. Vývojář motoru - Design Bureau of Power Engineering , hlavní konstruktér V.P. Radovský . [46]
Motorový blok RD-0255 druhého stupně obsahuje dva motory: hlavní podpůrný jednokomorový RD-0256 s turbočerpadlovým přívodem palivových komponentů, vyrobený podle uzavřeného okruhu a řízení RD-0257, čtyřkomorový, otevřený obvod, dříve používaný na raketě 15A18. Motory všech stupňů pracují na kapalné vysokovroucí palivové složky UDMH + AT , stupně jsou plně ampulizované. Oba motory byly vyvinuty Design Bureau of Chemical Automation , hlavním konstruktérem AD Konopatovem . [46] [11]
Bojový stupeň, ve kterém jsou umístěny hlavní nástroje řídicího systému a pohonného systému, zajišťující důsledný cílený chov deseti AP, na rozdíl od rakety 15A15, je funkčně součástí rakety a s druhým stupněm je spojen výbušnými svorníky. Řídící čtyřkomorový raketový motor na kapalné pohonné hmoty 15D300 bojového stupně je svou konstrukcí a provedením podobný svému prototypu - motoru 15D117 pro raketu 15A18. [46] Vývojář LRE je KB-4 KB Južnoje [71] . Pro R-36M byl vytvořen zaměřovací systém 15Sh64. [čtrnáct]
Řídicí systém vyvinul NPO Elektropriborostroeniya (hlavní konstruktér V.G. Sergeev ) na základě dvou vysoce výkonných digitálních počítačů (palubní počítač 15L860-10 [ 31] na M6M [29] [31] pozemní M4M [31] ) z nová generace a nepřetržitě fungující v procesu bojové povinnosti vysoce přesného komplexu velitelských nástrojů. [46] Za podíl na vytvoření palubního počítače 15L579 , použitého v R-36M2, byl " Integral " (velké integrované obvody [31] , radiaci odolná základna prvků [34] ) vyznamenán Leninovým řádem. [72] V palubním komplexu byly spolu se standardními bloky použity varianty úložných zařízení na feritových jádrech o vnitřním průměru 0,4 mm a v jednom z WB na válcových magnetických doménách [34] . NII PM při vývoji gyroskopicky stabilizované platformy pro raketu R-36M2 zajistil nepřetržitý provoz, nulovou bojovou připravenost a vysokou přesnost. [27]
Pro raketu byla vyvinuta nová přední kapotáž ogiválního tvaru , která poskytuje spolehlivou ochranu hlavice před škodlivými faktory jaderného výbuchu. Pro vybavení rakety čtyřmi typy hlavic byly stanoveny taktické a technické požadavky: [46]
Během letových zkoušek bylo rozhodnuto o vyloučení těžkého monobloku a smíšeného MIRV z vybavení. [čtyři]
Vývoj termonukleárních nábojů provedl VNIIEF [13] [73] [74] . Vývojář jaderné zbraně je VNIIEF (hlavní konstruktér S. G. Kocharyants), vývojářem nálože VNIIEF (hlavní konstruktér E. A. Negin) [4] . Mezinárodní smlouvy omezovaly počet BB na 10. Chovné platformy byly navrženy tak, aby mohly pojmout až 20 nebo 36 BB. [4] BB obdržela tepelně izolační kryty. [46]
Jako součást bojové techniky se používá KSP PRO skládající se z "těžkých" a "lehkých" návnad, plev ( EW ). [46] [13]
Trysky řízení 1. stupně ( RD-264 od 4 LRE 15D117. Developer KB Energomash ) v panových oknech. Spuštění minometu PAD
Dělené dispozice: práškový tlakový akumulátor 15U76 RS-20V (vlevo zelený), turbočerpadlo motoru 15D117 RS-20V (3. vpravo)
Oddělení palety a její vyjmutí práškovým RD do strany. Pružiny vysouvají uzavírací kroužky oddělené trhacími šrouby [75]
turbočerpadlo motoru 15D117 (vpravo, 3. v 1. řadě)
1. etapa 15S171 a začátek 2. etapy 15S172 (vpravo)
Horní spodní část prvního stupně. Vpravo je odpojený 2. stupeň, je vidět jedna z trysek řídícího motoru RD-0257 [11] [76]
RD-0255 Řízení 2. stupně : sustainer RD-0256 15D312 a řízení RD-0257 [11]
RD-0256 (vývojář organizace Chemical Automation Design Bureau ) [11]
2. stupeň a kapotáž hlavy
Kapota hlavy s tepelně odolnou špičkou. Vedoucí sila. Levý dolní výtah [75]
Letové konstrukční zkoušky komplexu R-36M2 začaly na NIIP-5 (Bajkonur) v roce 1986 [46] (od konce roku 1985 [4] ). Prováděno od března 1986 do července 1988. [23] První start 21. března 1986 z podložky č. 101 [5] 45°57′01″ N. sh. 63°25′38″ východní délky e. skončil abnormálně: kvůli chybě v systému řízení motoru [77] , se nespustil pohonný systém prvního stupně. Raketa opouštějící TPK okamžitě spadla do šachty dolu, její výbuch zcela zničil odpalovací zařízení. [78] Channel One zveřejnil video z testu. [79] V září 1989 byly dokončeny zkoušky střely se všemi variantami hlavice [46] . Podle programu letových zkoušek bylo na NIIP-5 provedeno 26 startů R-36M2 (z toho 20 úspěšných, včetně posledních 11). Celkem bylo provedeno 33 startů. [46] [4] [13] Zkoušek se zúčastnily lodě měřícího komplexu projektu 1914 .
První raketový pluk s ICBM R-36M2 nastoupil do bojové služby 30. července 1988 (Dombarovský) a 11. srpna 1988 výnosem Ústředního výboru KSSS a Rady ministrů SSSR byl raketový systém zařazen do služba . Do roku 1990 byly komplexy uvedeny do bojové služby v divizích poblíž měst Uzhur a Derzhavinsk. [46]
22. prosince 2004, v 11:30 moskevského času, byl proveden první start z polohovací oblasti. Raketa byla vypuštěna z okresu Dombarovsky na testovací místo Kura. První stupeň spadl do určené oblasti [80] na hranici Vagajského, Vikulovského a Sorokinského okresu Ťumeňské oblasti. [81]
21. prosince 2006 v 11:20 moskevského času byl proveden bojový výcvikový start RS-20V. Cvičné a bojové jednotky rakety odpálené z oblasti Orenburg (Ural) zasahují s danou přesností podmíněné cíle na cvičišti Kura na poloostrově Kamčatka. Uvedení na trh proběhlo v rámci vývojových prací Zaryadye. Starty daly kladnou odpověď na otázku možnosti prodloužení životnosti R-36M2 na 20 let. [82] [83] Obyvatelstvo bylo předem varováno, že první krok padne ve vybrané oblasti na území Vagajského, Vikulovského a Sorokinského okresu Ťumeňské oblasti. Stupeň se odděluje ve výšce 90 kilometrů, zbylé palivo dohoří při výbuchu při dopadu na zem. [84] [85] [86]
24. prosince 2009, v 9:30 moskevského času, start RS-20V ("Voevoda"); Plukovník Vadim Koval, mluvčí tiskové služby a informačního oddělení Ministerstva obrany pro strategická raketová vojska, uvedl: „Dne 24. prosince 2009 v 9:30 moskevského času odpálily strategické raketové síly raketu z pozičního prostoru. formace umístěné v regionu Orenburg." Start byl podle něj proveden v rámci vývojových prací s cílem potvrdit letové výkony střely RS-20V a prodloužit životnost raketového systému Voevoda na 23 let. [87] Cvičné hlavice úspěšně zasáhly falešné cíle na cvičišti Kamčatka. [88]
Dne 30. října 2013 byl během cvičení vypuštěn RS-20V na cvičiště Kura z oblasti Dombarovského. [89]
V roce 1991 dokončila Yuzhmash Design Bureau předběžný návrh raketového systému R-36M3 Ikar páté generace [90] [13] .
„Dnepr“ je konverzní kosmická nosná raketa, vytvořená na bázi mezikontinentálních balistických raket R-36M UTTKh a R-36M2, které mají být eliminovány ve spolupráci ruských a ukrajinských podniků a navržená pro odpálení až 3,7 tuny užitečného zatížení (a kosmická loď nebo skupina satelitů) na oběžné dráze 300–900 km vysoko. [91] 5. října 1998 bylo vydáno vládní nařízení o vytvoření raketového systému Dněpr. [92]
Implementaci programu pro vytvoření a provoz nosné rakety Dněpr provádí mezinárodní kosmická společnost Kosmotras , vytvořená rozhodnutími vlád Ruska a Ukrajiny. [37]
V roce 2000 Kosmotras a CYU pracovaly na modernizaci Dnepr-M se změnou horního stupně a novou hlavicí, ale projekt nebyl realizován. Současně byl vytvořen předběžný návrh Dnepr-1 s použitím hlavních součástí ICBM bez úprav, s výjimkou adaptéru kapotáže. [93] [94] Byl vyvinut projekt autonomního vesmírného remorkéru (AKB) "Krechet" s DU-802 [95] . V podstatě byla při práci na programu Dnepr použita standardní verze rakety. V budoucnu pracovali na dvou typech kapotáže: s běžnou délkou a prodlouženou. [96]
První start umělé družice v rámci programu Dnepr byl proveden 21. dubna 1999. [37] Podrobnosti viz níže .
Základní označení | ||||||
---|---|---|---|---|---|---|
R-36M [2] [97] | R-36M UTTH [37] | R-36M2 [46] | ||||
typ rakety | ICBM [98] [97] | |||||
Komplexní index | 15P014 [2] | 15P018 [37] | 15P018M [46] | |||
Raketový index | 15A14 [2] [97] (TPK: 15Ya73 [13] ) | 15A18 [37] | 15A18M [46] | |||
Podle smlouvy START | RS-20A [2] | RS-20B [37] | RS-20V [46] | |||
kód NATO | SS-18 Mod 1 "Satan" [2] | SS-18 Mod 3 "Satan" [2] | SS-18 Mod 2 "Satan" [2] | SS-18 Mod 4 "Satan" [37] | SS-18 Mod 5 "Satan" [46] | SS-18 Mod 6 "Satan" [46] |
Odpalovač min (silo) | ShPU 15P714 [2] | ShPU 15P718M [99] |
Hlavní výkonnostní charakteristiky komplexu [2] [3] [37] [46] [100] [25] | ||||||
---|---|---|---|---|---|---|
R-36M | R-36M UTTH | R-36M2 | ||||
Maximální dojezd, km | 11 200 [2] [101] , 10 000-15 000 [97] | 16 000 [2] [101] | 9250-10200 [101] , 10 500 [102] | 11 000 [37] , 11 500 [97] , 11 000-16 000 [3] , 11 500-15 000 [101] | 16 000 [46] [101] | 11 000 [46] [101] |
Přesnost ( KVO ), m | 430 [2] , 1600 [102] , 1000 [1] | 650 [102] [4] , 920 [1] | 500 [102] [1] [13] [4] | |||
Bojová připravenost, odd | 62 [102] | 62 [37] | 62 [46] | |||
Podmínky bojového použití | přijatelné jsou teploty od −40 do +50 °C, vítr do 25 m/s, jakékoliv povětrnostní podmínky a jaderný dopad [2] | přijatelné jsou teploty od −50 do +50 °C, vítr do 25 m/s, jakékoli povětrnostní podmínky a jaderný dopad [46] | ||||
Typ startu | aktivní-reaktivní (malta) [97] | aktivní-reaktivní (malta) [3] [97] | aktivně-reaktivní ( malta ) [97] z TPK | |||
Údaje o raketách | ||||||
Počáteční hmotnost, kg | 209 200 [103] , 209 600 [97] | 211 100 [37] [97] , 211-217 [101] | 211 100 [46] | 211 400 [46] | ||
Počet kroků | 2 [97] | 2 + krok ředění [37] | 2 + krok ředění [46] | |||
Kontrolní systém | autonomní inerciální [2] | |||||
Celkové rozměry TPK a střel | ||||||
Délka, m | střely: 33,3 [97] 34,6, 33,6, 36,8, TPK: 38,9 [101] | TPK: 27,9 [3] , 38,9 [101] , raketa: 34,3 [37] [97] , 33,3 [3] , 33,3-35,7 [101] | 34,3 [46] [97] [101] , TPK: 36,7 [101] | |||
Maximální průměr trupu, m | střely: 3,0 [97] , 3,05 [101] | TPK: 3,5 [3] , raketa: 3 [37] [3] [97] | 3 [46] [97] , TPK: 3,5 [101] | |||
Bojové vybavení | ||||||
typ hlavy | 15B86 [104] , 15B185 a 15B186 [4] "Těžký" monoblok
MS 15F141 [2] |
monoblok
MS 15B86 [1] s třídou BB "light" [2] |
15F143 (SS-18 mod 2a), 15F143U (SS-18 mod 2b) [104] .
15F143 [4] [1] , oddělitelná hlavice 15F143U se 3 variantami BB [2] |
oddělitelná hlavice 15F183 s 10 jadernými hlavicemi 15F162 IN [37] [3] [97] [4] [104] | 15F173 [104] , 15F175 [101] "Světlý" monoblok | 15F173 [101] jaderný, MIRV IN [97] |
Hmotnost části hlavy, kg | 6565 [102] | 5727 [102] | 7823 [102] | 8470 [37] [101] , až 8800 [3] [97] | 8,47 tf [46] | 8,73 ts [46] |
Výkon termonukleární nálože , Mt | 18-20, 24-25 [101] , 20 [2] | 8 [102] [2] | 10×(0,5–1,3) [101] 10×0,4 [102] [2]
4×1,0+6×0,4 [2] |
10×0,5-0,75 [105] , 20(2 15F183) [101] | 20 [101] , 8 | 10x0,8 [46] , 10x(0,55-0,75) [101] [4] |
KSP PRO | kvazi těžké návnady [2] | těžké návnady , lehké návnady, plevy [13] |
Příběh | ||||||
---|---|---|---|---|---|---|
R-36M | R-36M UTTH | R-36M2 | ||||
Vývojář | KB Južnoje [2] [97] [106] | KB Južnoje [97] [106] | KB Južnoje [46] [97] [106] | |||
Konstruktér | 1969-1971: M. K. Yangel [107] od roku 1971: V. F. Utkin [108] [97] [2] [13] |
pod vedením V. F. Utkina [3] [97] | pod vedením V. F. Utkina [46] [108] [97] | |||
Začátek vývoje | 16.08.1976 [37] [109] | 8. 9. 1983 [46] [110] [4] | ||||
spustí | ||||||
Starty vrhacích modelů | od ledna 1970 [2] | |||||
Celkový počet startů | ||||||
Testy letového designu | ||||||
Startuje z PU | od 21. února 1973 [2] | do dubna 1976 [2] | v roce 1975 [2] | od 31. října 1977 [37] do 27. listopadu 1979 [3] | od 21. března [4] [23] 1986 [46] do července 1988 [4] | |
Celkový počet startů | 43 [2] | 62 [37] [4] | ||||
Z nich úspěšných | 36 [2] | 56 [37] | ||||
Přijetí | 30. prosince [101] 1975 [97] | 20.11.1978 [1] [2] | 29. 11. 1979 [2] | 17.12.1980 [3] [111] | 8. 11. 1988 [23] [46] [112] [4] , 23. 8. 1990 [1] | |
Výrobce | Jižní strojní závod [101] | PO " Southern Machine-Building Plant " [37] | Jižní strojní závod [23] |
Obecné informace a hlavní výkonnostní charakteristiky sovětských balistických raket třetí generace | ||||
---|---|---|---|---|
Jméno rakety | RSD-10 | UR-100 NU | MR UR-100 | R-36M , R-36M UTTH |
Oddělení designu | MIT | NPO "Mashinostroenie" | Designová kancelář Južnoje | |
Generální projektant | A. D. Nadiradze | V. N. Chelomey | V. F. Utkin | |
YaBP vývojářská organizace a hlavní designér | VNIIEF , S. G. Kocharyants | VNIIP , O. N. Tikhane | VNIIEF, S. G. Kocharyants | |
Organizace vývoje náboje a hlavní konstruktér | VNIIEF, B. V. Litvínov | VNIIEF, E. A. Negin | ||
Začátek vývoje | 03/04/1966 | 16.08.1976 | 09.1970 | 09/02/1969 |
Začátek testování | 21.09.1974 | 26. 10. 1977 | 26.12.1972 | 21.02.1973 |
Datum přijetí | 03/11/1976 | 17.12.1980 | 30.12.1975 | 30.12.1975 |
Rok uvedení prvního komplexu do bojové služby | 30.08.1976 | 11/06/1979 | 05.06.1975 | 25.12.1974 |
Maximální počet střel ve službě | 405 | 360 | 150 | 308 |
Rok vyřazení z bojové služby posledního komplexu | 1990 | 1995 | ||
Maximální dojezd , km | 5000 | 10 000 | 10 000 + 10 320 | 11 000 + 16 000 |
Počáteční hmotnost , t | 37,0 | 105,6 | 71,1 | 210,0 |
Hmotnost užitečného zatížení , kg | 1740 | 4350 | 2550 | 8800 |
Délka rakety , m | 16,49 | 24.3 | 21.6 | 36.6 |
Maximální průměr , m | 1,79 | 2.5 | 2.25 | 3.0 |
typ hlavy | dělená hlavice s jednotlivými zaměřovacími jednotkami | |||
Počet a síla hlavic , Mt | 1x1; 3×0,15 | 6×0,75 | 4×0,55+0,75 | 8×0,55+0,75 |
Náklady na sériový výstřel , tisíce rublů | 8300 | 4750 | 5630 | 11870 |
Zdroj informací : Zbraně jaderných raket. / Ed. Yu A. Yashin . - M .: Nakladatelství Moskevské státní technické univerzity pojmenované po N. E. Baumanovi , 2009. - S. 25–26 - 492 s. – Náklad 1 tisíc výtisků. — ISBN 978-5-7038-3250-9 . |
Obecné informace a hlavní výkonnostní charakteristiky sovětských balistických raket čtvrté generace | ||||
---|---|---|---|---|
Jméno rakety | RT-14:00 | R-36M2 | RT-23 UTTH | RT-23 UTTH ( BZHRK ) |
Oddělení designu | MIT | Designová kancelář Južnoje | ||
Generální projektant | A. D. Nadiradze , B. N. Lagutin | V. F. Utkin | ||
YaBP vývojářská organizace a hlavní designér | Celounijní vědecký výzkumný ústav experimentální fyziky , S. G. Kocharyants | |||
Organizace vývoje náboje a hlavní konstruktér | VNIIEF , E. A. Negin | VNIIP , B. V. Litvínov | ||
Začátek vývoje | 19.07.1977 | 08/09/1983 | 08/09/1983 | 07/06/1979 |
Začátek testování | 02/08/1983 | 21.03.1986 | 31.07.1986 | 27.02.1985 |
Datum přijetí | 12/01/1988 | 08/11/1988 | 28. 11. 1989 | — |
Rok uvedení prvního komplexu do bojové služby | 23.07.1985 | 30.07.1988 | 19.08.1988 | 20.10.1987 |
Maximální počet střel ve službě | 369 | 88 | 56 | 36 |
Maximální dojezd , km | 11 000 | 11 000 | 10450 | 10 000 |
Počáteční hmotnost , t | 45.1 | 211,1 | 104,5 | 104,5 |
Hmotnost užitečného zatížení , kg | 1000 | 8800 | 4050 | 4050 |
Délka rakety , m | 21.5 | 34.3 | 22.4 | 22.6 |
Maximální průměr , m | 1.8 | 3.0 | 2.4 | 2.4 |
typ hlavy | Monoblok | dělená hlavice s jednotlivými zaměřovacími jednotkami | ||
Počet a síla hlavic , Mt | 1×0,8 | 10×0,8 | 10×0,55 | 10×0,55 |
Náklady na sériový výstřel , tisíce rublů | 4990 | 11180 | 10570 | 11250 |
Zdroj informací : Zbraně jaderného raketového úderu / Ed. Yu A. Yashin . - M .: Nakladatelství Moskevské státní technické univerzity pojmenované po N. E. Baumanovi , 2009. - S. 25 - 492 s. – Náklad 1 tisíc výtisků. — ISBN 978-5-7038-3250-9 . |
V květnu 2006 strategické raketové síly zahrnovaly: 74 odpalovacích zařízení min s R-36M UTTKh a R-36M2 ICBM, každé vybavené 10 hlavicemi. K roku 2017 bylo 46 jednotek R-36M2 „Voevoda“ [113] [114] v bojové službě ve dvou pozičních oblastech v Dombarovském (Orenburgská oblast) a Užhuru (Krasnojarské území) ve verzi s vícenásobnou hlavicí s individuálním zaměřováním . jednotky , které jsou plánovány zůstat v bojové službě až do časných 2020s [115] , dokud nová generace Sarmat ICBMs přijít nahradit ICBMs .
Seznam formací strategických raketových sil, které buď provozovaly nebo provozovaly RS-20:
Kazachstán:
Start nosné rakety Dněpr (R-36M UTTH) 2013-08-22, Dombarovsky [126] .
ICBM v SSSR
31. července 1991 podepsaly USA a SSSR smlouvu START I. Při ničení SSSR skončilo v Kazachstánu 104 ICBM s MIRV typu R-36M (1040 hlavic). Tyto ICBM s MIRV nebylo možné zachránit, protože Kazachstán byl prohlášen za bezjaderný stát a bylo technicky nemožné přesunout stacionární odpalovací zařízení sil do Ruska. Proto musela být raketová sila a odpalovací zařízení zničena na místě. [127] K prosinci 1991 zbylo ze SSSR v Kazachstánu 104 SS-18, 1410 jaderných hlavic [128] [129] . Během Belovežské dohody bylo rozhodnuto o převodu všech jaderných zbraní do Ruska a 21. prosince 1991 byla podepsána „Dohoda o společných opatřeních v oblasti jaderných zbraní“. 23. května 1992 byl podepsán Lisabonský protokol . 2. července 1992 Kazachstán ratifikoval Lisabonský protokol a smlouvu START-1. [130] V březnu 1994 Nazarbajev oznámil, že všech 104 SS-18 bude odesláno do Ruska. K listopadu 1994 zůstalo 60 raket. 17. března 1995 byly všechny SS-18 ze Zhangiz-tobe převezeny do Ruska. V dubnu 1995 začala likvidace dolů, prvním byl důl v Deržavinsku. V Kazachstánu byly při likvidaci sil demontovány i související stavby. Zkušební sila byla zlikvidována na zkušebním místě Balapan [131] , kde byly testovány účinky výbuchů na sila a UKP [132] . V Zhangiz-Tobe 49°21′40″ s. sh. 80°58′40″ východní délky e. a Derzhavinsk 51°07′42″ s. sh. 66°11′20″ palců. ICD a 2 cvičná celkem 147, z toho 61 min v Derzhavinsku: 52 odpalovacích zařízení (45 samostatných sil (5 * 7 + 10)), 8 velitelských (7 kombinovaných sil / řízení, 1 samostatné CP), 1 školení [131] ). Zlikvidováno 12 nárazových testovacích odpalovacích zařízení na testovacím místě Balapan 49°58′34″ N. sh. 78°53′35″ východní délky e. a 13 na testovacím místě v Leninsku ( Tyuratam , Bajkonur). Demolice všech 147 dolů dokončena v září 1999. [133] Dohoda počítala se zničením 148 min (61 v Deržavinsku, 61 v Zhangiz-tobe, 14 v Balapanu, 12 v Leninsku) [134] . Jedna šachta byla z technických důvodů zachována. [128] Práce provedl společný podnik Brown & Root Services Corporation / ABB Susa, Inc.
Se zničením SSSR zůstalo na ruském území 204 střel typu R-36M. [127] Jedno silo bylo přestavěno pro testování Topol-M. [135]
Dněprský konverzní program , vyvinutý v 90. letech z iniciativy prezidentů Ruska a Ukrajiny [136] , počítá s použitím vyřazených ICBM RS-20 pro starty kosmických lodí. První start v rámci programu Dnepr provedla 21. dubna 1999 [37] bojová posádka strategických raketových sil, přičemž na vypočítanou oběžnou dráhu byla úspěšně vynesena britská vědecká a experimentální družice UoSAT-12. Nosnou raketu Dnepr lze také použít ke startům kosmických lodí v klastru: například 29. července 2009 bylo provedeno klastrové vypuštění 6 satelitů na oběžnou dráhu najednou ( DubaiSat-1 , Deimos-1 , UK-DMC 2, Nanosat 1B, AprizeSat 3, AprizeSat 4) pro Spojené arabské emiráty , Španělsko , USA a Spojené království ) [137] . Přitom raketa použitá při tomto startu byla vyrobena v roce 1984 a byla v bojové službě 24 let [137] . Program Dnepr spolu s vynášením satelitů na oběžnou dráhu zároveň řeší problémy související s prací na prodloužení životnosti raketové techniky [138] .
Pro starty nosné rakety Dněpr se používá odpalovací zařízení na podložce 109 [94] kosmodromu Bajkonur [37] a odpalovací zařízení na základně Jasnyj v oblasti Orenburg [8] . [23] [139] [140]
Celkem bylo v období od roku 1999 do března 2015 v rámci programu Dněpr provedeno 22 startů, z toho 21 úspěšných, přičemž v zájmu komerčních zákazníků bylo vypuštěno 141 satelitů a zařízení. Provozovatelem konverzního programu Dnepr je CJSC International Space Company Kosmotras . Odpalovací rampa 109/95 45°57′04″ N byla použita na kosmodromu Bajkonur . sh. 63°29′49″ východní délky e. .
Satelit jako užitečné zatížení
1:30-4:30, 21:30-22:30 "Yangel je otcem" Satana ". Roskosmos, 2011. Start z Bajkonuru
Start nosné rakety Dněpr, Yasny (startovací základna)
TPK 15A18M. Výstavní komplex "Salyut, vítězství!", Orenburg
Model 15A18M bez TPK. Muzeum strategických raketových sil, Ukrajina
Model R-36M v pavilonu raketové techniky pojmenovaný po S. P. Korolevovi
Model 15А14 (velký bílý vpravo) a 15В52У (žlutý) v pobočce Ústředního muzea strategických raketových sil
Model "15A18" ve Státním muzeu historie kosmonautiky
TPK 15A18M na YuMZ
![]() |
---|
balistické rakety | Sovětské a ruské|
---|---|
Orbitální | |
ICBM |
|
IRBM | |
TR a OTRK | |
Neřízená TR |
|
SLBM | |
Pořadí řazení je podle doby vývoje. Vzorky psané kurzívou jsou experimentální nebo nejsou přijaty do provozu. |