[Осип]

Межконтинентальная баллистическая ракета (МБР). Ракета разработана КБ "Южное" (г. Днепропетровск, генеральный конструктор - М.К.Янгель, с 01.10.1970 г. - В.Ф.Уткин). Решением Совета обороны СССР от 27.08.1969 г. в Ялте одобрены предложения КБ по созданию модернизированных ракет с минометным стартом - тяжелой МБР 15А14 / Р-36М с установкой в упрочненные ШПУ ОС-67 и легкой МБР 15А15 / МР УР-100 с установкой в упрочненные ШПУ ОС-84, а также боевого железнодорожного ракетного комплекса с МБР.

В разработку проекта были положены следующие основные принципы:
– разработка автономной инерциальной системы управления на базе бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) и комплекса командных приборов (ККП) повышенной точности;
– создание разделяющейся головной части (РГЧ) с индивидуальным наведением боевых блоков в точки прицеливания;
– создание боевых блоков с улучшенными габаритно-массовыми и баллистическими характеристиками, стойкими к поражающим факторам ядерного взрыва (ПФЯВ);
– разработка комплекса средств преодоления противоракетной обороны (ПРО) противника, включающего в себя ложные цели, работоспособные на всех участках траектории;
– эксплуатация ракеты на всех этапах в транспортно-пусковом контейнере (ТПК), размещение на ТПК всего оборудования и аппаратуры, необходимых при боевом дежурстве и пуске ракеты;
– минометный старт ракеты из ТПК, размещаемого в шахтной пусковой установке с запуском двигателей первой ступени ракеты после выхода ее из ТПК.

2 сентября 1969 г. вышло Постановление ЦК КПСС и Совмина № 712-247 «О разработке и изготовлении ракетного комплекса Р-36М (15A14) с выходом на ЛКИ в 1971 г.». Разработку комплекса с МБР вела следующая кооперация предприятий:
- КБ "Южное" - ракета и комплекс вцелом;
- КБЭМ и КБХА - ДУ ЖРД маршевых ступеней;
- ХКБЭлектроприборостроения и НИИПМ - система управления;
- НПО "Алтай" и ЦНИРТИ - КСП ПРО;
- КБСМ и ЦКБТМ - стартовый комплекс и ШПУ;
- ЛНПО "Союз" - ПАД;
- ЦКБТМ - КП;
- ВНИИЭФ - заряды ББ.

На первом этапе проектирования ракеты 15А14 предполагалось использование на маршевых ступенях такого же подхода как на ранее созданных ракетах семейства Р-36 - т.е. в качестве маршевого двигателя 2-й ступени предполагалось использовангие высотной модификации двигателя 1-й ступени. В результате проектной проработки подобной схемы (6-камерная ДУ на 1-й ступени и 2-х камерная ДУ на 2-й ступени) было принято решение об использовании на 2-й ступени комбинированной двигательной установки разработки КБХА с маршевым и рулевым ЖРД (ист. - Рачук).

В декабре 1969 г. подготовлен эскизный проект МБР 15А14 с 4-мя видами боевого оснащения: легкая и тяжелая моноблочные ГЧ, РГЧ ИН и маневрирующая ГЧ. В марте 1970 г. эскизный проект МБР 15А14 был принят (ист. - Задонцев). В августе 1970 г. одобрено предложение о разработке ракетного комплекса с ШПУ повышенной защищенности. В январе 1971 г. начаты экспериментальные бросковые пуски из ТПК на полигоне под Павлоградом (см.ниже).

Пуск МБР 15А14 с тяжелой моно ГЧ, обработка MilitaryRussia

Ракета 15А14 относится к ракетам третьего поколения, была ампулизированной и несла разные варианты боевого оснащения. По своим возможностям комплекс с МБР 15А14 превосходит комплекс с МБР 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 раз

РГЧ с прицельным разведением неуправляемых боевых блоков позволяет наилучшим образом распределять имеющиеся боевые блоки по объектам поражения (между отдельными целями, по площадям крупных целей и т. д.), повышая возможности и обеспечивая гибкость планирования ракетно-ядерных ударов. РГЧ ИН позволяют формировать эффективную пространственно-временную структуру ракетно-ядерных ударов, имея более широкие возможности по построению рациональных боевых порядков из боевых блоков и элементов комплекса средств преодоления ПРО. Для трех вариантов комплектации РГЧ ИН выбрана унифицированная конструкция (блок 15Ф143У).
Разработка проекта комплекса 15П014П с ШПУ повышенной защищенности 15П714 начата в 1972 г. по Постановлению Совмина СССР. Считалось, что защищенность шахты увеличивалась почти в 50 раз. Эффективность технических решений была подтверждена на ядерном полигоне Семипалатинска в процессе физического опыта «Аргон».

Испытания МБР 15А14 начаты экспериментальными бросковыми пусками ракеты из ТПК на полигоне в Павлограде 30.01.1971 г. и продолжились бросковыми пусками в Байконуре 22.10.1971 г. На этапе БИ-4 происходило включение маршевых двигателей 1-й ступени МБР.

Летно-конструкторские испытания (ЛКИ) начаты пуском 21.02.1973 г. ЛКИ велись со всеми типами боевого оснащения по 01.10.1975 г. включительно. Из 43-х пусков 36 пусков были выполнены успешно.

В 1975 г. начались ЛКИ варианта ракеты с 8 РГЧ ИН. ЛКИ МБР с легким ББ в составе ступени 15Б86 велись до апреля 1976 г.

Пуски МБР Р-36М / 15А14:

№пп	Дата	Полигон	Тип ПУ	Ракета	Описание
Серия К	30.01 - 11.09.1971 г.	полигон под г.Павлоград		15 пусков серии "К"	Экспериментальные бросковые пуски 1-го этапа из ТПК на заводском полигоне
Серия Д	01.05 - 28.08.1971 г.	полигон под г.Павлоград		5 пусков серии "Д"	Экспериментальные бросковые пуски 1-го этапа из ТПК на заводском полигоне
БИ-2	22.10.1971 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №67/21		БИ-2-1 сер.№45014-01	Успешный бросковый пуск
БИ-2	03.11.1971 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №67/21		БИ-2-2 сер.№51014-02	Успешный бросковый пуск
БИ-2	03.12.1971 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №67/21		БИ-2-3 сер.№67014-03	Успешный бросковый пуск
БИ-3	29.12.1971 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №67/21		БИ-3-1	Успешный бросковый пуск
БИ-3	06.03.1972 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №67/21		БИ-3-2	Успешный бросковый пуск
БИ-3	29.04.1972 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №67/21		БИ-3-3	Успешный бросковый пуск
БИ-3	08.06.1972 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №67/21		БИ-3-4	Успешный бросковый пуск
БИ-3	18.08.1972 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №67/21		БИ-3-5	Успешный бросковый пуск
БИ-4	19.10.1972 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №104/92		БИ-4-1	Аварийный бросковый пуск
БИ-4	29.12.1972 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №104/92		БИ-4-2	Аварийный бросковый пуск
01	21.02.1973 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №101/93		15А14 45023-30-1Л ГЧ 15Ф141 ступень 15Б85	Первый пуск ЛКИ с работой 2-й ступени МБР
02	06.04.1973 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №104/92		15А14 67023-30-2Л ГЧ 15Ф141 ступень 15Б86
03	29.04.1973 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №103/94		15А14 51023-30-3Л ГЧ 15Ф141 ступень 15Б85
04	24.05.1973 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №101/93		15А14 45023-30-4Л 1 х 15Ф142-500 ступень 15Б86	Аварийный пуск
05	16.06.1973 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №104/92		15А14 5Л 1 х 15Ф142 ступень 15Б86
06	04.07.1973 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №140/18		15А14 6Л 1 х 15Ф142 ступень 15Б86
07	30.07.1973 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №101/93		15А14 8Л ГЧ 15Ф141 ступень 15Б85
08	15.08.1973 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №101/93		15А14 7Л 8 х 15Ф143У1 ступень 15Б87
	03.09.1973 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №104/92		15А14 ГЧ 15Ф143У1
	12.09.1973 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №140/18		15А14 ГЧ 15Ф143У1	Аварийный пуск
	12.10.1973 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №101/93		15А14 ГЧ 15Ф143У1	Аварийный пуск
	05.11.1973 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №101/93		15А14 ГЧ 15Ф141
	20.11.1973 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №104/92		15А14 ГЧ 15Ф141
	17.12.1973 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №140/18		15А14 ГЧ 15Ф141
	26.12.1973 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №101/93		15А14 ГЧ 15Ф143У1
	27.04.1974 г.	ГНИИП №5 Байконур площадка №105		15А14 - 22Л ГЧ 15Ф141 ступень 15Б85	Аварийный пуск по полигну Кура. Сразу же после включения автомата стабилизации четвертый рулевой привод "ушел на упор". Остальные три не смогли компенсировать опрокидывающий момент, ракета потеряла управляемость и упала невдалеке от стартовой позиции. На месте падения удалось найти неразрушенную рулевую машину с сохранившейся распайкой выводов датчика обратной связи на штепсельный разъем, которая оказалась неправильной (источник).
	Декабрь 1974 г.			15А14	Завершение ЛКИ варианта с РГЧ ИН
	1975 г.			15А14	Завершение ЛКИ

Производство МБР велось ПО "Южное" (г.Днепропетровск). В производстве компонентов ракеты и комплекса участвовали НПО Хартрон (СУ, г.Харьков), Павлоградский завод, Юргинский машиностроительный завод, ПО "Баррикады", КБ химавтоматики (ЖРД), КЗКТ (МАЗы).


На вооружение:

Тип МБР и комплекса	ЛКИ	Боевое дежурство	Принятие на вооружение
15А14 с тяжелой ГЧ 15Ф141	21.02.1973 г.	25.12.1974 г. (Домбаровский)	30.11.1975 г. (ист. - Игнатьев) 30.12.1975 г. (ист. - Задонцев)
15А14 с легкой ГЧ	до апреля 1976 г.		20.11.1978 г.
15А14 с головной частью РГЧ ИН 15Ф143У в составе комплекса 15П014	с октября 1973 г. (источник) по 12.1974 г.		29.11.1979 г.
15А14 с 8 РГЧ ИН	1975 г.
Комплекс 15П014П с ШПУ повышенной защищенности		30.11.1975 г. (Домбаровский)

Всего было развернуто до 190 МБР Р-36М (максимум - 1979 г.)


Снятие с вооружения. В 1980 г. МБР 15А14 на боевом дежурстве были переоснащены без извлечения из ШПУ маршевых ступеней усовершенствованными РГЧ с жидкостной ступенью разведения боевых блоков, созданной для ракеты МБР 15А18. Обозначение МБР стало 15А18-1 и ракеты остались на боевом дежурстве еще в течение 10 и более лет сверх гарантийного срока. В 1982 г. остававшиеся ракеты 15А14 сняты с боевого дежурства и заменены МБР 15А18 / Р-36МУТТХ.


Пусковое и наземное оборудование:
15П714 - ШПУ типа ОС повышенной защищенности разработана КБСМ (главный конструктор Владимир Степанов) на базе ШПУ ОС-67 МБР 8К67. Новый тип ШПУ отличается более прочной строительной частью сооружения, заменой металлоконструкций ствола и оголовка, установкой новой защитной крыши ПУ и системы амортизации. Конструкция ШПУ предусматривает ее строительство или реконструкцию ШПУ "ОС-67" новыми по тем временам индустриальными методами с применением распространенных строительных материалов - сборного железобетона, конструкционных сталей.
Длина ствола ШПУ - 39 м
Диаметр ствола ШПУ - 5,9 м

МБР 15А14 размещается в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) 15Я53. 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 ШПУ. Корпус ТПК выполнен из высокопрочного стеклопластика. Впервые, всё оборудование необходимое для обслуживания ракеты на боевом дежурстве монтировалось на ТПК. Эксплуатация ракеты в ТПК с применением минометноого 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;
- 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.

Заправка ракеты производилась из подвижных цистерн после уатановки ТПК с ракетой в ШПУ. После пристыковки головной части закрывалась поворотная крыша, и ШПУ сдавалась под охрану караулу. Ракета становилась на боевое дежурство, и ей можно после этого управлять только с командного пункта в самых сложных ситуациях, вплоть до ядерного нападения со стороны противника.

ТПК с МБР 15А14 (источник)


ТПК МБР РС-20 / SS-18 из документов к договору ОСВ (источник)

Ракета 15А14 / Р-36М:
Конструкция ракеты: ракета двухступенчатая со ступенью довыведения и разведения боевых блоков с последовательным соединением ступеней.

Состав ракеты:
- 1-я ступень с ПАД и поддоном
- 2-я ступень
- ступень довывеления боевых блоков:
- - 15Б85 - с моноблочной тяделой головной частью
- - 15Б86 - с легкой моноблочной головной частью
- - 15Б87 - для РГЧ ИН, включает агрегатно-приборный блок управления разведением РГЧ ИН и двигательную установку, попарное размещение боевых блоков основаниями друг к другу

Корпус первой ступени состоит из переходного отсека, топливного отсека, боковой защиты двигательной установки и поддона ПАД. Корпус второй ступени состоит из топливного отсека и теплозащитного экрана. Баки окислителя и горючего маршевых ступеней разделены промежуточным совмещённым днищем. Вдоль корпуса ракеты под кожухом проходят трубопроводы пневмогидравлической системы и бортовая кабельная сеть. Сухим отсеком является переходник между 1-й и 2-й ступенями, остальные отсеки заняты топливом. Смежные днища баков 1-й ступени выполнены эквидистантными, а нижнее днище бака горючего 1-й ступени сделано вогнутым для размещения двигательной установки ступени. Топливный отсек 2-й ступени цельносварной. Бак горючего выполнен в виде тора в полости которого размещена двигательная установка 2-й ступени. Столь плотная компоновка позволила увеличить запас топлива на 11% по сравнению с МБР 8К67 - при сохранении диаметра МБР и в сочетании с уменьшением (на 400 мм) суммарной длины двух маршевых ступеней МБР.

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 комплекса в полной боевой готовности до 10-15 лет с потенциальной возможностью эксплуатации до 27,5 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 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.

В верхней части головного аэродинамического обтекателя устанавливается сферический наконечник, выполненный из теплостойкого материала, так как эта часть воспринимает в полёте самые большие тепловые нагрузки. Весь корпус г. а. о. защищается от нагрева в полёте путём нанесения на его внешнюю поверхность специального теплозащитного покрытия.
Стойкость ракеты к поражающим факторам ядерного взрыва в полете - 1 уровень

Сравнение компоновок МБР типа Р-36 разработки КБ "Южное" (сборка и обработка MilitaryRussia.ru, 2023 г.)


Конструкции 15А14 с тяжелой моно ГЧ и с первым вариантом РГЧ ИН


Модель МБР 15А14 с РГЧ ИН (источник)

Система управления и наведение: система управления автономная инерциальная с бортовым вычислительным комплексом с БЦВМ 15Л579 (с 1971 г. заменила 1А200) - это 16-разрядная БЦВМ, с объёмом ОЗУ 512-1024 слов, объём ПЗУ 16 000 слов, быстродействие 100 тыс. операций в секунду. Обеспечен гарантированный срок эксплуатации около 25 лет. Модернизированный вариант вычислительного комплекса использован на более поздних МБР (вплоть до Р-36М2). Все основные элементы комплекса имели резервирование. Комплекс обеспечивал контроль основных параметров состояния МБР и обмен информацией с наземным стартовым комплексом. Система управления разработана киевским КБ "Хартрон", производитель систему управления - НПО "Хартрон".

ТЗ на разработку технических предложений по комплексам систем управления МБР 3-го поколения выдано КБ "Южное" в Харьковское КБ Электроприборостроения в декабре 1967 г. Ранее - в апреле 1967 г. главным конструктором КБЭ В.Г.Сергеевым было принято решение об использовании БЦВМ собственной разработки. В результате подготовки к выполнению ТЗ в конце 1969 года разработан эскизный проект системы управления ракеты Р-36М с базовыми приборами СУ:
– гиростабилизированная платформа (ГСП) с тремя гироинтеграторами и датчиками выходной информации, разработки коллектива НИИ под руководством главного конструктора В.И. Кузнецова;
– трехканальная БЦВМ 1А200 (прототип серийной БЦВМ) и цифровая наземная аппаратура, созданная в Харьковском КБЭ, руководимом В.Г. Сергеевым, для повышения надежности все ее основные элементы имели резервирование
(ист. - Игнатьев)

Применение БЦВМ обеспечивало системе управления:
- решение полной навигационной задачи и уменьшение методических ошибок системы управления;
- возможность автоматизации предпусковых операций и пуска ракеты;
- возможность повышения точности стрельбы за счет определения и учета систематических инструментальных погрешностей комплекса командных приборов;
- дистанционное перенацеливание ракет в процессе боевого дежурства по любой из заранее запланированных целей;
- повышение надежности комплекса за счет непрерывного контроля боевого состоянии ракеты, систем ТПК и пусковой установки, с целью своевременного выявления и устранения неисправностей.

Для МБР 15А14 создан комплекс командных прборов повышенной точности. Система прицеливания МБР - 15Ш38.


Двигательные установки: На первом этапе проектирования ракеты 15А14 предполагалось использование на маршевых ступенях такого же подхода как на ранее созданных ракетах семейства Р-36 - т.е. в качестве маршевого двигателя 2-й ступени предполагалось использовангие высотной модификации двигателя 1-й ступени. В результате проектной проработки подобной схемы (6-камерная ДУ на 1-й ступени и 2-х камерная ДУ на 2-й ступени) было принято решение об использовании на 2-й ступени комбинированной двигательной установки разработки КБХА с маршевым и рулевым ЖРД (ист. - Рачук).

1-я ступень - ДУ РД-264 / 15Д119 включает 4 ЖРД РД-263 / 15Д117 разработки КБЭМ (главный конструктор В.П.Глушко). ЖРД выполнен по замкнутой схеме с высоким давлением в камерах сгорания (210 кг/см.кв.). ЖРД шарнирно закреплены в раме - повоторами двигателей по командам системы управления управляется полет ракеты.
Тяга ДУ:
- 424,8 т (на земле)
- 461,2 т (в пустоте)
Удельный импульс:
- 293,9 ед (на земле)
- 318,4 ед (в пустоте)

Двигательная установка ЖРД РД-264 (источник)

2-я ступень - ДУ РД0228 включает в себя маршевый ЖРД замкнутой схемы РД0229 / 15Д73 и 4-х камерный рулевой ЖРД открытой схемы РД0230 / 15Д83 - все ЖРД разработки КБХА (главный конструктор Александр Конопатов, 1967-1974 г.г.). Маршевый ЖРД с дожиганием окислительного генераторного газа. Маршевый ЖРД размещен внутри тороидального бака горючего 2-й ступени.
Горючее - азотный тетроксид
Окислитель - НДМГ
Давление в камере сгорания - 210 кг/см.кв.
Тяга в пустоте - 90 т / 77,5 т (по разным данным, возможно, первое - тяга ДУ)
Удельный импульс - 325,5 ед.

ЖРД РД0229 (источник)

Ступень разведения боевых блоков - реализована схема ступени разведения с автономной двигательной установкой, которая удовлетворяла разведению всех вариантов оснащения РГЧ, построения боевых порядков ББ и КСП ПРО. На стадии разработки решалась проблема выбора типа ДУ ступени - ЖРД или РДТТ. КБ "Южное" и НПО "Алтай", соответственно, разработали для РГЧ две модификации ДУ - 15Д161 и 15Д221, в конструкции которых были реализованы:
- в РДТТ - 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.
В итоге для реализации был выбран РДТТ-вариант ДУ ступени разведения.

Твердотопливный двигатель 15Д161 ступени разведения боевых блоков МБР 15А14 - SS-18 SATAN. Музей РВСН, г.Первомайск, Украина (фото из архива Salo, http://www.novosti-kosmonavtiki.ru).

ПАД - впервые был обеспечен минометный старт тяжелой МБР из ТПК в ШПУ с применением порохового акумулятора давления. Комплекс ПАД создан КБ "Южное" и ЛНПО "Союз". Распределение давления газов в подракетном пространстве было обеспечено моноблочными зарядами с прогрессирующей поверхностью горения и схемой из нескольких последовательно работающих ПАДов.
Ускорение при выходе ракеты из ШПУ - до 25 м/с2

ТТХ МБР 15А14:
Длина - 33,65 м (с РГЧ 15Ф143У)
Диаметр корпуса - 3 м
Масса стартовая:
- с ГЧ тяжелого класса - 209,2 т
- с ГЧ легкого класса - 208,3 т
- с РГЧ ИН - 210,4 т
Масса топлива 1-й ступени - 150,5 т
Масса топлива 2-й ступени - 37,6 т
Масса головной части / масса забрасываемая:
- ГЧ тяжелого класса - 6565 кг
- ГЧ легкого класса - 5727 кг
- РГЧ ИН - 7832 кг

Дальность действия:
- с ГЧ тяжелого класса - 11 200 км
- с ГЧ легкого класса - 16 000 км
- с РГЧ ИН - 10 500 км
КВО:
- 430 м (максимальный показатель)
- 1600 м на дальности 10000 км (ТТТ ?)
Время пуска из состояния полной боевой готовности - 62 сек
Гарантийный срок эксплуатации ракеты при нахождении на боевом дежурстве при регламентном обслуживании 1 раз в 3 года - 10 лет
Площадь зоны поражения РГЧ ИН - до 300 000 кв.км

Обобщенный показатель надежности - 0,91
Полетная надежность - 0,958

Стоимость МБР официальная - 11 870 000 руб (Р-36М, ист. - Оружие ракетно-ядерного удара)

Боевое оснащение: для МБР 15А14 были созданы боевые блоки с повышенной стойкостью к поражающим факторам ядерного взрыва (ПФЯВ). В эскизный проект (декабрь 1969 г.) включены четыре вида боевого оснащения: легкая и тяжелая моноблочные ГЧ, РГЧ ИН и маневрирующая ГЧ. Для МБР 15А14 ВНИИЭФ (гл. конструктор - С.Г.Кочарянц, первый заместитель Ю.В.Мирохин) были разработаны 2 модификации ядерных боеприпасов для моноблочной ГЧ и 3 модификации ядерных боеприпасов для РГЧ ИН (с оснащением от 4 до 10 ББ).

МБР	Первый пуск варианта ракеты	Головная часть	Боевые блоки	Заряд	Примечание
15А14		Тяжелая моноблочная легкая ГЧ 15Ф141 ступень 15Б85	15Ф141	Термоядерная БЧ с зарядом мощностью 20 Мт	Дальность действия - 11200 км
15А14	до апреля 1976 г.	Легкая моноблочная ГЧ 15Ф142 ступень 15Б86	15Ф142	Термоядерная БЧ с зарядом мощностью 8 Мт	Дальность действия - до 16000 км ЛКИ до апреля 1976 г. Ракета 15А14 с этим вариантом оснащения принята на вооружение 20.11.1978 г.
15А14		РГЧ ИН 15Ф143У - унифицированная разделяющаяся головная часть под разные варианты комплектации боевым оснащением ступень 15Б87 (?)	- 4 / 8 унифицированных боевых блоков 15Ф158У с попарным оппозитным размещением с зарядами мощностью по 400 кт (в 1975 г. начаты испытания варианта МБР с 8 РГЧ ИН) Унифицированные ББ использовалеиь так же на МБР МР УР-100 Длина ББ - 2,1 м (оценка) Диаметр с широкой части - 90 см (оценка) - 4 / 8 боевых блока с попарным оппозитным размещением с зарядами мощностью по 0,9 Мт (сомнительно) - 10 боевых блоков с зарядами мощностью по 400 кт	Термоядерный заряд мощностью 400 кт разработки ВНИИЭФ (гл.конструктор Е.А.Негин, 15Ф158У)	Ядерный боеприпас (боеголовка) разработан ВНИИЭФ (гл. конструктор - С.Г.Кочарянц) Ракета принята на вооружение 29.11.1979 г. Возможно были варианты смешанного состава боевых блоков. Боевые блоки размещались вдоль агрегатно-приборного отсека попарно основаниями друг к другу.
15А14	июль 1978 г.	Экспериментальная управляемая ГЧ 15Ф678 "Маяк-1"			17.10.1973 г. принято Постановление ЦК КПСС и СМ СССР о разработке экспериментальной самонаводящейся головной части 15Ф678 и ее летных испытаниях в составе ракеты Р-36М. С июля 1978 г. по август 1980 г. на ракете 15А14 проводились ЛКИ экспериментальной самонаводящейся ГЧ 15Ф678 ("Маяк-1") с двумя вариантами наведения - по радио-яркостным картам местности и по картам рельефа местности. ГЧ 15Ф678 на вооружение не принималась. СУ самонаведения по картам местности разработана НПО "Хартрон".

Реконструкции боевых блоков и головных частей МБР разработки КБ "Южное" (MilitaryRussia.Ru, 2023 г.)


РГЧ ИН 15Ф143У с боевыми блоками типа 15Ф158У МБР 15А14 (кадры хроники КБ "Южное")


Боевой блок 15Ф158У МБР 15А15 (https://rvsn.ruzhany.info/)

КСП ПРО. Все варианты головных частей МБР оснащались усовершенствованным комплексом средств преодоления ПРО разработки ЦНИРТИ, который включал в себя квазитяжелые ложные цели (созданы впервые), позволяющие имитировать характеристики боевых блоков практически по всем селектирующим признакам на внеатмосферном участке траектории и значительной части атмосферного. На нисходящем участке траектории движение боевых блоков имитируется за счет применения специального твердотопливного двигателя разгона ложных целей, не имеющего аналогов в мировой практике, прогрессивно (в 20 раз) возрастающая тяга которого компенсирует силу аэродинамического торможения ложной цели.

Вспомогательное оборудование

Оргструктура развертывания:
В состав ракетного полка входило 10 ШПУ. При перевооружении с Р-36 на Р-36М в состав полков дополнительно вводилось по 4 новых ШПУ (источник).


Модификации:
Комплекс 15П014, ракета 15А14 / Р-36М - SS-18 mod.1 SATAN - комплекс с ШПУ ОС с МБР с тяжелой моноблочной ГЧ.

Комплекс 15П014, ракета 15А14 / Р-36М - SS-18 mod.1 SATAN - комплекс с МБР с легкой моноблочной ГЧ 15Б68. ЛКИ до апреля 1976 г. Ракета принята на вооружение 20.11.1978 г.

Комплекс 15П014, ракета 15А14 / Р-36М - SS-18 mod.2 SATAN - комплекс с ШПУ ОС с МБР с РГЧ ИН. В 1975 г. начаты испытания варианта МБР с 8 РГЧ ИН. МБР принята на вооружение 29.11.1979 г.

Комплекс 15П014, ракета 15А14 / Р-36М - SS-18 mod.3 SATAN - по западным данным МБР с улучшенной боеголовкой, испытана с июля 1978 г. по август 1980 г., не развертывалась (источник).

Комплекс 15П014П, ракеты 15А14П / Р-36М - SS-18 mod.1-3 SATAN- комплекс с ШПУ ОС повышенной защищенности 15П714 с разными вариантами МБР.

Ракета 15А18-1 / Р-36М УТТХ - SS-18 mod.4 SATAN - МБР 15А14 с блоком разведения и РГЧ ИН МБР 15А18 - переоборудование производилось в ходе перевооружения без извлечения маршевых ступеней из ШПУ.



Статус: СССР

Развертывание МБР Р-36М в РСВН:

Год	Поступление	ИТОГО	Примечание	Источники
декабрь 1974	10	10	На МБР 15А14 начато перевооружение полков с ШПУ 13-й ракетной дивизии в Домбаровском. Первый полк 15А14 с тяжелыми ГЧ (дополнительно к 6 ШПУ которые были роанее с Р-36 добавились еще 4 ШПУ). - 621 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ (с 24.12.1974 г. на БД)	источник
1975	10 (?)	20 (?)	В т..ч. комплекс 15П014П - 621 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ - 368 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ (с 04.12.1975 г. на БД)	источник
1976		56	56 МБР SS-18 mod.1 с тяжелой ГЧ - 621 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ - 368 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ - 206 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ (с 03.12.1976 г. на БД) - 412 РП (38 РД, Державинск) - 10 ШПУ (с 19.12.1976 г. на БД) - 367 РП (41 РД, Алейск) - 10 ШПУ (с 14.12.1976 г. на БД)	источник источник
1977			- 621 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ - 368 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ - 206 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ - 252 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ (с 16.09.1977 г. на БД) - 495 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ (с 29.10.1977 г. на БД) - 412 РП (38 РД, Державинск) - 10 ШПУ - 442 РП (38 РД, Державинск) - 10 ШПУ (с 1977 г. на БД) - 367 РП (41 РД, Алейск) - 10 ШПУ - 300 РП (41 РД, Алейск) - 10 ШПУ (с 1977 г. на БД)	источник
1978			- 621 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ - 368 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ - 206 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ - 252 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ - 495 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ - 494 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ (с 04.10.1978 г. на БД) - 412 РП (38 РД, Державинск) - 10 ШПУ - 442 РП (38 РД, Державинск) - 10 ШПУ - 228 РП (38 РД, Державинск) - 10 ШПУ (с 1978 г. на БД) - 311 РП (38 РД, Державинск) - 10 ШПУ (с 1978 г. на БД) - 367 РП (41 РД, Алейск) - 10 ШПУ - 300 РП (41 РД, Алейск) - 10 ШПУ - 375 РП (41 РД, Алейск) - 10 ШПУ (с 1978 г. на БД)	источник
1979		190	- 621 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ - 368 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ - 206 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ - 252 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ - 495 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ - 494 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ - 565 РП (13 РД, Домбаровский) - 10 ШПУ (с 14.09.1979 г. на БД) - 412 РП (38 РД, Державинск) - 10 ШПУ - 442 РП (38 РД, Державинск) - 10 ШПУ - 228 РП (38 РД, Державинск) - 10 ШПУ - 311 РП (38 РД, Державинск) - 10 ШПУ - 539 РП (38 РД, Державинск) - 10 ШПУ (с 20.09.1979 г. на БД) - 523 РП (38 РД, Державинск) - 10 ШПУ (с 1979 г. на БД) - 367 РП (41 РД, Алейск) - 10 ШПУ - 300 РП (41 РД, Алейск) - 10 ШПУ - 375 РП (41 РД, Алейск) - 10 ШПУ - 268 РП (41 РД, Алейск) - 10 ШПУ (с 18.09.1979 г. на БД)	источник
1980			переоснащение в 15А18-1
1981			замена на 15А18
1982			замена на 15А18

Источники:
Задонцев В.А. Герой социалистического труда Борис Иванович Губанов (1930-1999) - главный конструктор РН "Энергия" и МКС "Энергия-Буран". К 85-летию со дня рождения. // Авиационно-космическая техника и технология. №7 / 2015 г.
Игнатьев Н.И. Ракетный "Воевода". // Наука и техника №№2-3 / 2008 г.
Оружие ракетно-ядерного удара. — М.: МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2009. — 492 с. — ISBN 78-5-7038-3250-9
Рачук В.С., Позолотин В.К., Сверчков Ю.Н. Сотрудничество коллективов КБХА и КБ "Южное". // Космическая техника. Ракетное вооружение. 2014. Вып. 1(106).
Стратегический ракетный комплекс 15П014 (Р-36М). Ракетная техника.