Стратегический ракетный комплекс 15П014 (Р-36М) с тяжёлой ампулизированной межконтинентальной стратегической ракетой (МБР) 15А14 и шахтной пусковой установкой 15П714 повышенной защищенности типа ОС, третьего поколения был создан в КБ «Южное» (г. Днепропетровск) под руководством В.Уткина.

Бросковые испытания ракеты с целью отработки параметров старта начались в январе 1970 года, лётные испытания проводились с 21 февраля 1973 г.

Моноблочный вариант ракеты Р-36М был принят на вооружение 20 ноября 1978 г. 29 ноября 1979 г. на вооружение принята усовершенствованная МБР 15А14 с головной частью 15Ф143У в составе комплекса 15П014. Первый ракетный полк с МБР Р-36М заступил на боевое дежурство 25 декабря 1974 г. (грн. Домбаровский, командир Н.И. Коргоненко).

В декабре 1972 года в КБСМ в соответствием Постановлением Правительства СССР был разработан проект стартового комплекса повышенной защищенности 15П014П. Решение задачи повышения защищенности стало возможным благодаря перспективности основных схемно-конструктивных решений и оптимальности общей компоновки ПУ. Ракетный полк с ШПУ повышенной защищённости заступил на боевое дежурство 30 ноября 1975 г. (грн. Домбаровский, командир А.Д. Григорьев). Максимальное число развёрнутых ракет было в 1979 г. — 190 единиц.

Реализация прогрессивных технических решений принятых при разработке Р-36М позволила создать самый мощный в мире боевой ракетный комплекс, превосходящий предшествующий ему комплекс Р-36:

по точности стрельбы — в 3 раза;

по боеготовности — в 4 раза;

по энергетическим возможностям ракеты — в 1,4 раза

по защищенности пусковой установки — в 15–30 раз;

по степени использования объема ПУ — в 2,4 раза;

по первоначально установленному гарантийному сроку эксплуатации — в 1,4 раза.

В 1980 г. ракеты 15А14, находившиеся на боевом дежурстве, были переоснащены без извлечения из ШПУ усовершенствованными РГЧ с жидкостной ступенью наведения, созданной к тому времени для ракеты 15А18. Под новым обозначением 15А18–1 ракеты продолжили боевое дежурство в течение 10 и более лет сверх гарантийного срока.

В 1982 г. МБР Р-36М были сняты с боевого дежурства и заменены ракетами Р-36МУТТХ (15А18).

МБР Р-36М получила на западе обозначение SS-18 mod 1,2,3 «Satan» (РС-20А).

Состав:

Двухступенчатая ракета Р-36М была выполнена по схеме «тандем» с последовательным разделением разгонных ступеней, и конструктивно включала первую, вторую и боевую ступени. Корпус первой ступени состоит из переходного отсека, топливного отсека, боковой защиты двигательной установки и поддона. Корпус второй ступени имеет в своём составе топливный отсек и теплозащитный экран. Баки окислителя и горючего разделены промежуточным совмещённым днищем. Вдоль корпуса ракеты проходят трубопроводы пневмогидравлической системы и бортовая кабельная сеть, закрытые кожухом.

Из состава ракеты 15А14 были исключены сухие отсеки, за исключением межступенного переходника II ступени. На II ступени ракеты применен цельносварной топливный отсек. В баке «Т» образована полость, в которой размещен основной двигатель II ступени. Смежные днища баков I ступени выполнены эквидистантными, а нижнее днище бака горючего I ступени — вогнутым (с целью уплотнения компоновки ДУ I ступени). Все это позволило при сохранении диаметра и некотором (на 400 мм) уменьшении суммарной длины первых двух ступеней ракеты, по сравнению с ракетой 8К67, увеличить запас топлива на 11%.

Основные двигатели обеих ступеней выполнены по замкнутой схеме, с высоким давлением в камерах. На I ступени применена ДУ (РД-264), состоящая из четырех однокамерных двигателей 15Д117 разработки КБЭМ (главный конструктор — В.П. Глушко), шарнирно закреплённых на раме в хвостовой части ступени. Отклонение двигателей по командам системы управления обеспечивает управление полётом ракеты. ДУ II ступени состоит из основного однокамерного двигателя 15Д7Э (РД-0229), размещённого внутри тороидального бака горючего и четырехкамерного рулевого двигателя 15Д83 (РД-0230) открытой схемы разработки КБХА (тяга в пустоте — 90 т).

В пневмогидравлической схеме (ПГС) ракеты реализован ряд принципиально новых решений, позволивших значительно упростить конструкцию и схему работы ПГС, уменьшить количество элементов автоматики, исключить необходимость проведения профилактических работ с ПГС и повысить ее надежность при снижении веса. Особенностями ПГС ракеты являются полная ампулизация топливных систем ракеты после заправки с периодическим контролем давления в баках и исключение сжатых газов с борта ракеты. Это позволило увеличить время нахождения РК в полной боевой готовности до 10–15 лет с потенциальной возможностью эксплуатации до 25 лет.

Для предварительного наддува баков впервые разработана и внедрена схема химического наддува — путем впрыска основных компонентов топлива на зеркало жидкости в топливных баках. Введен «горячий» наддув баков окислителя и горючего (Т=450±50°С) с регулированием соотношения компонентов К газогенераторов. Разделение 1-й и 2-й ступеней — газодинамическое по холодной схеме обеспечивалось срабатыванием разрывных болтов, вскрытием специальных окон и истечением через них газов наддува топливных баков.

На ракету устанавливалась автономная инерциальная система управления, работу которой обеспечивал бортовой вычислительный комплекс. Для повышения надёжности БЦВК все его основные элементы имели резервирование. В процессе боевого дежурства бортовая вычислительная машина обеспечивала обмен информацией с наземными устройствами. Наиболее важные параметры технического состояния ракеты контролировались системой управления. Применение БЦВК позволило добиться высокой точности стрельбы. КВО точек падения боевых блоков составило 430м. Разработчик системы управления — КБ «Хартрон»; производитель — НПО «Хартрон».

Принципиальные схемы ракеты и системы управления разработаны исходя из условия возможности применения трех вариантов ГЧ (в т.ч. и с самым мощным спецзарядом — ГЧ 15Ф141):

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

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

Разделяющаяся ГЧ (РГЧ)в двух комплектациях:

10 боевых блоков с зарядом мощностью 0,4 Мт

или 4 боевых блока с зарядом мощностью 1,0 Мт и 6 боевых блоков с зарядом мощностью 0,4 Мт.

Одной из наиболее сложных была задача выбора принципиальной схемы и характеристик разделяющейся головной части — принципиально нового вида боевого оснащения ракеты. На основании анализа различных вариантов принципиальной схемы и схемы полета РГЧ при разработке была принята схема головной части с автономной ДУ. Разделяющаяся ГЧ выполнена унифицированной под три варианта комплектации ее боевыми блоками и получила обозначение 15Ф143У. При создании первых РГЧ с индивидуальным наведением боевых блоков (ББ) решалась проблема выбора типа ДУ (ЖРД или ТТРД) для перенацеливания и построения боевых порядков ББ и ложных целей. Предпочтение было отдано ТТРД, удовлетворяющему требованиям по энергомассовым параметрам, компонуемости при «разнокалиберном» составе ББ и имеющем определенные эксплуатационные преимущества.

КБ «Южное» и НПО «Алтай» разработали для РГЧ две модификации ДУ — 15Д161 и 15Д221, в конструкции которых были реализованы следующие принципиально новые решения:

частично скрепленные с корпусом заряды торцевого горения на основе эластичных безметальных низкотемпературных смесевых твердых топлив, что позволило обеспечить массовое совершенство, необходимое длительное время работы и приемлемые условия по работоспособности органов управления;

высокоэффективные (максимальное управляющее усилие до 45% от осевой тяги) маломоментные вращающиеся управляемые сопла, позволяющие осуществлять сложные эволюции РГЧ в пространстве и не требующие рулевого агрегата с чрезмерной массой.

Одним из радикальных технических решений по комплексу 15П014, в значительной степени определившим высокий уровень его характеристик, явилось применение минометного старта ракеты из ТПК. Впервые в мировой практике была разработана и внедрена минометная схема старта тяжелой жидкостной МБР. Созданные КБ «Южное» и ЛНПО «Союз» пороховые аккумуляторы давления с прогрессивными и стабильными расходными характеристиками позволили получить оптимальные режимы движения ракеты при старте из ТПК и на начальном участке траектории. При этом требуемый закон изменения давления газов в подракетном пространстве был обеспечен моноблочными зарядами с прогрессирующей поверхностью горения и схемой из нескольких последовательно работающих ПАДов.

Для ракеты 15А14 КБСМ были созданы высокозащищенные шахтные пусковые установки 15П714 на базе пусковой установки «ОС-67» ракеты 8К67 путем упрочнения строительной части сооружения, замены металлоконструкций ствола и оголовка, установки новой защитной крыши ПУ и системы амортизации. Конструкция ПУ предусматривает ее строительство (или реконструкцию ПУ «ОС-67») индустриальными методами с применением распространенных строительных материалов — сборного железобетона, конструкционных сталей.

Ракета эксплуатируется в ТПК 15Я53. Полная сборка ракеты, стыковка ее с системами, размещаемыми на ТПК, и проверки производятся на заводе-изготовителе. ТПК снабжен пассивной системой поддержания влажностного режима ракеты при нахождении ее в ПУ. Корпус ТПК выполнен из высокопрочного стеклопластика. Эксплуатация ракеты в ТПК и применение минометной схемы старта позволили:

исключить необходимость в оголовке пусковой установки;

упростить вопросы амортизации наземной проверочно-пусковой аппаратуры за счет размещения ее на амортизируемом ТПК;

обеспечить более полное использование объема пусковой установки; о существенно упростить конструкцию и уменьшить внутренний диаметр ПУ за счет исключения внутреннего стакана, газоходов, газоповоротных решеток;

уменьшить объем работ на ПУ, а также сократить сроки постановки комплекса на боевое дежурство и проведения регламентных работ.

Система амортизации ТПК в ШПУ — маятникового типа, горизонтальная — двухпоясная с гидродемпферами, вертикальная — с пневматическим амортизатором, оснащенным резинокордной оболочкой (РКО) торового типа Для обеспечения большей надежности и герметичности узел РКО состоял из двух элементов: силовой РКО и герметизирующей камеры, которую получали из чистого бутил-каучука литьем под давлением. Герметизирующая камера вставлялась внутрь силовой РКО, а ее борта (наружный и внутренний) привулканизировались к плунжеру и корпусу амортизатора. Амортизатор был разработан в виде ампулы с одним заправочным отверстием, которое заваривалось после заправки амортизатора сжатым азотом. Статическое усилие амортизатора составляло 140 тс (статическое давление 53,6 кгс/см²). Контроль усилия амортизатора осуществлялся тремя динамометрами растяжения ДОРМ-50, которые устанавливались между плунжером и корпусом. В последующей модификации пневмоамортизатора заправочный штуцер не заваривался, а после заправки пневмоамортизатора в полости заправочного щтуцера создавался гидрозатвор. Контроль давления пневмоамортизатора мог производиться неоднократно с помощью специального приспособления, устанавливаемого на заправочный штуцер. В таком исполнении пневмоамортизатор использовался в системах амортизации ШПУ комплекса 15П014 и в последующих БСК для ракеты Р-36М и ее модификаций, вплоть до настоящего времени.

Ракета, помещённая в транспортно-пусковой контейнер, устанавливалась в шахтную пусковую установку в заправленном состоянии и могла находиться на боевом дежурстве длительное время. Подготовка к старту и пуск ракеты осуществлялись автоматически после получения системой управления пусковой команды. Наиболее важные параметры ракеты находились под постоянным контролем, что повышало надежность выполнения боевой задачи. Чтобы исключить несанкционированное применение ракетно-ядерного оружия, система управления принимала к исполнению только команды с определённым кодовым ключом. Реализовать такой алгоритм позволило внедрение на всех командных пунктах РВСН новой системы централизованного управления.

Боевое применение комплекса обеспечивалось в любых метеоусловиях, при температуре воздуха от -40 до +50С и скорости ветра у поверхности земли до 25 м/с, в том числе после ядерного воздействия по БРК.

С 1973 по 1975 гг. на 5 НИИП проведены летно-конструкторские испытания (ЛКИ) комплекса со всеми видами боевого оснащения ракеты. Из 43-х пусков 36 были успешные. Отказы при ЛКИ были обусловлены конструктивными недоработками и производственными дефектами при изготовлении. Причины однозначно установлены и устранены. Фактическая полетная надежность ракеты с учетом проведенных доработок и мероприятий по обеспечению качества изготовления составляет 0,958.

Началу летных испытаний предшествовал большой объем наземной отработки новых схемных и конструктивных решений, включая бросковые испытания. Успешная отработка комплекса подтвердила правильность и прогрессивность принятых технических решений.

Вариант ракеты с разделяющейся головной частью из 8 блоков вышел на испытания в 1975 г. Моноблочная ГЧ 15Б86 с ББ «легкого» класса проходила ЛКИ на ракете 15А14 до апреля 1976 г. и была принята на вооружение в составе ракеты 15А14 отдельным постановлением в 1978 г.

С июля 1978 г. по август 1980 г. на ракете 15А14 проводились ЛКИ экспериментальной самонаводящейся ГЧ 15Ф678 («Маяк-1») с двумя вариантами визирования (по радио-яркостным картам местности и по картам рельефа местности). ГЧ 15Ф678 на вооружение не принималась. Всего проведено 95 пусков.