Межконтинентальная баллистическая ракета Р-36 (индекс 8К67, по классификации НАТО — SS-9 «Scarp»)

Р-36 (индекс 8К67, по классификации НАТО — SS-9 «Scarp») — стратегический ракетный комплекс с ракетой тяжёлого класса, способной нести термоядерный заряд и преодолевать мощную систему ПРО.

Проектирование начато 16 апреля 1962 года. Первый пуск с на­земного старта па полигоне Байконур проведен 28 сентября 1963 года (аварийный пуск). Первый успешный испытательный пуск о наземного старта состоялся 3 декабря 1963 года. Первый пуск из групповой ШПУ проведен 14 января 1965 года. Первый пуск из ШПУ ОС - 27 апреля 1965 года. Испытания завершены в мае 1966 года. Комплекс поставлен на боевое дежурство 5 поября 1966 года, принят на воору­жение 21 июля 1967 года.

В 1964 году МБР Р-36 вместе с другой техникой демонстрировалась высшему руководству страны. Ракета Р-36 впервые открыто показана на военном параде в Москве 7 ноября 1967 года, но без рулевых двигателей второй ступени и с нестандартной головной частью.

МБР Р-36 - первая отечественная ракета тяжелого класса. Р-36 и 8К84 являются первыми ампулизированными ракетами, оснащенными комплексами средств преодоления ПРО и размещенными в ШПУ ОС.

Первая ступень оснащена маршевым двигателем РД-251 (8Д723), состоящим из трех двухкамерных модулей РД-250, а также рулевым двигателсм РД-68М с четырьмя поворотными камерами сгорания. Вторая ступень оснащена двухкамерным маршевым двигателем РД-252 и четы­рех камерным рулевым ЖРД РД-69М. Маршевые двигатели разработаны в КБ Энергомаш под руководством В. Глушко. Компоненты топлива -горючее НДМГ и окислитель - азотный тетраоксид.

Автономная инициальная СУ с гиростабилизированиой плат­формой спроектирована под руководством В.Т. Сергеева. Гироскопические командные приборы созданы в НИИ-944 под руко­водством В.И. Кузнецова. Комплекс бортового электрооборудования разработан под руководством Н. Лидоренко. Система прицеливания разработана под руководством главного конструктора Киевского заво­да «Арсенал» С.П. Марнякова. Прицеливание осуществлялось с помо­щью наземных оптических приборов.

Комплекс средств преодоления ПРО разработан в КБ «Южное» и в НИИ-108 под руководством Н. Пономарева. Ракета имела моно­блочную ядерную отделяемую в полете головную часть (8Ф675 тя­желая, термоядерная) или легкую со средствами преодоления ПРО.

ШПУ ОС разработана в ЦКБ-34 под руководством EX. Рудяка. Способ старта - газодинамический. Наземный стартовый комплекс создан в КБТМ под руководством В. Петрова и В. Соловьева Стационарный установщик разработан в ЦКБ тяжелого машиностроения под руково­дством НА. Кривошеина.

Серийное производство ракет и двигателей развернуто на Государ­ственном союзном заводе № 586 в Днепропетровске в декабре 1965 года.

Двухступенчатая 8К67 выполнена по схеме «тандем» с последо­вательным разделением ступеней. Первая ступень обеспечивает разгон ракеты. Она состояла из переходника, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. В хвостовом отсеке уста­новлены четыре тормозных пороховых ракетных двигателя, срабаты­вающих при отделении второй ступени.

Вторая ступень обеспечивала разгон до скорости, соответствующей заданной дальности стрельбы и состояла из приборного, топливного и хвостового отсеков. Топливные баки имели совмещенное днище и выпол­нялись по несущей схеме. Двигатели второй ступени имели высокую сте­пень унификации с двигателями первой ступени. Наддув всех баков в по­лете осуществлялся продуктами сгорания основных компонентов топли­ва. Отделение головной части происходило за счет тормозных пороховых ракетных двигателей, установленных на 2-й ступени.

Ракета разрабатывалась с двумя типами системы управления: ком­бинированной с каналом радиокоррекции и чисто инерциальной. Однако в ходе летных испытаний от комбинированной системы управления отка­зались, поскольку иперциальная СУ вполне обеспечивала заданную точ­ность стрельбы. Это позволило значительно снизить затраты на производ­ство и развертывание БРК. Элементы системы управления размещались в приборных отсеках на первой и второй ступенях.

Ракета стартовала с пускового стола, установленного в ШНУ. Старт ракеты из шахтной ПУ - газодинамический с запуском ДУ 1-й ступени непосредственно в пусковой установке. Безударный выход ракеты из ПУ обеспечивался движением ракеты по направляющим в одной диаметраль­ной плоскости пускового стакана. Скольжение ракеты по направляющим обеспечивались бугелями, закрепленными на 1-й ступени ракеты. После выхода ракеты из ШПУ бугели сбрасывались. Пусковой стол- непово­ротный, не имел устройств и механизмов азимутального наведения.

Газовый поток от работающей ДУ 1-й ступени отводился с по­мощью рассекателя газовых потоков, установленного в нижней части ПУ, в газоотводяшие устройства, размещенные вдоль ствола пусково­го стакана и в оголовке шахты в одной диаметральной плоскости.

В состав БРК входило шесть рассредоточенных боевых старто­вых позиций, на каждой из которых размешались одиночные шахтные ПУ. Расстояние между соседними ШПУ - 8-10 км.

Вблизи одной из них размешался командный пункт БРК, свя­занный линиями системы боевого управления и связи со всеми старто­выми позициями. Уровень защищенности БРК от ударной волны ЯВ составлял: ШПУ - 2 кгс/см2, КП - 10 кгс/см2. ШПУ состояла из ого­ловка и вертикального ствола с нижней частью шахты. ПУ перекрыва­лась специальным защитным устройством (крышей) сдвижного типа, обеспечивающим герметизацию ствола шахты и защиту ракеты от поражающих факторов ЯВ. В оголовке размешались источники электро­питания, аппаратура и оборудование технологических и технических систем. Состав оборудования обеспечивал длительное хранение раке­ты в заправленном состоянии, а также дистанционное с КН БРК или автономное - с каждой стартовой позиции из оголовка ПУ - проведе­ние операций по подготовке к пуску и пуск ракеты Боевое оснащение ракеты 8К67:

- моноблочная ГЧ с БЧ «тяжелого» класса с зарядом мощностью 20 Мт;

- моноблочная ГЧ с БЧ «легкого» класса с зарядом мощностью 8 Мт.

- система радиотехнической защиты ГЧ (система «Лист»).

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

Для строительства ШПУ ОС МБР Р-36 было выбрано шесть новых позиционных районов. По данным РВСН, 5 ноября 1966 года неподалеку от города Ужур Красноярского края первые ракетные комплексы Р-36 поставлены на боевое дежурство. 21 июля 1967 года новый боевой ракет­ный комплекс был принят на вооружение в ШПУ одиночного старта. По западным данным развертывание ракет Р-36 началось в 1965 году, последние ракеты сняты с боевого дежурства в 1979 году. Максимальное число развернутых ШПУ с МБР Р-36 - около 260, было в 1971 году. 

В 1967 году под руководством М.К. Янгеля на основе МБР Р-36 была разработана двухступенчатая космическая ракета-носитель «Циклон-2А» 11К67. С 1967 года по 1969 год было произведено 8 пусков.

Комплекс Р-36 с ракетой 8К67 был снят с вооружения а 1978 г.

Тактико-технические характеристики

Максимальная дальность стрельбы, км - ГЧ «тяжелого» класса - ГЧ «легкого» класса	10200 15200 - 15500
Точность стрельбы (КВО), м	1300 - 1900
Мощность заряда, Мт - легкого боевого блока - тяжелого боевого блока	8 20
Масса головной части, кг - ГЧ «тяжелого» класса - ГЧ «легкого» класса	5825 3950
Масса боевого блока, кг - ГЧ «тяжелого» класса - ГЧ «легкого» класса	4560 2852
Масса средств преодоления ПРО, кг	272
Стартовая масса ракеты, т	179 — 183,9
Масса незаправленной ракеты, т	17,737
Масса топлива, т - окислителя - горючего	121,7 48,5
Длина ракеты, м - с тяжелой ГЧ - с легкой ГЧ	31,7 — 32,2 34,5
Максимальный диаметр корпуса, м	3,05
Первая ступень
Длина, м	18,9
Диаметр, м	3,0
Масса сухая, т	6,4
Масса стартовая, т	122,3
Двигатель 6-ти камерный с ТНА (3 блока по 2 камеры)	РД-251 (8Д723)
Характеристики ДУ 1-й ступени: - тяга (на земле/в пустоте), тс - удельный импульс (на земле/в пустоте), с - давление в камере сгорания, кгс/см2	270,3/303,2 267,8/300,3 85
Время работы маршевого двигателя, с	120
Рулевой двигатель с 4 рулевыми камерами	РД-68М
Время работы двигателя, с	120
Тяга, кН	285
Вторая ступень
Длина, м	9,4
Диаметр, м	3,0
Масса сухая, т	3,7
Масса стартовая, т	49,3
Двигатель ЖРД 2-х камерный	РД-252
Характеристики ДУ II-й ступени: - тяга (на земле/в пустоте), тс - удельный импульс (на земле/в пустоте), с - давление в камере сгорания, кгс/см2	92 — 120 315,3 91
Время работы маршевого двигателя, с	125 - 160
Рулевой двигатель с 4 рулевыми камерами	РД-69М
Время работы двигателя, с	163
Тяга, кН	54,3
Время пуска из полной боевой готовности, мин	5
Гарантийный срок нахождения на боевом дежурстве в заправленном состоянии при регламенте 1 раз в 2 года, лет	7,5

Источники:

1. А.В. Карпенко, А.Д. Попов, А.Ф. Уткин. Отечественные стратегические ракетные комплексы. Санкт-Петербург, 1999

2. Ракетные системы РВСН. От Р-1 - к "Тополю-М" 1946-2006 гг. Сборник материалов о развитии ракетного оружия в СССР и РФ. Смоленск, 2006 г.

3. Стратегические ракетные комплексы наземного базирования. Москва, "Военный Парад", 2007.