Рактный комплекс Р-36 (SS-9 Scarp)

Тяжелая ракета Р-36 создавалась специально для поражения районов базирования МБР США. При этом при разработке особое внимание уделялось возможности преодоления противоракетной обороны. В связи с этим ракета создавалась в двух вариантах — обычной баллистической ракеты с повышенной точностью попадания, мощным боезарядом и комплексом средств преодоления ПРО и орбитальной ракеты, которая выводила бы боезаряд на низкую околоземную орбиту и атаковала бы цель с незащищенного направления.

Создание ракеты Р-36 в вариантах тяжелой МБР (8К67) и орбитальном (8К69) проводилось в соответствии с постановлением правительства ’’О создании образцов межконтинентальных баллистических и глобальных ракет и носителей тяжелых космических объектов”, принятом 16 апреля 1962 г. Головным разработчиком ракеты стало ОКБ-586. Летно-конструкторские испытания ракеты 8К67 должны были начаться в 4-м квартале 1963 г., а ракеты 8К69 —в третьем квартале 1964 г.

Конструктивно Р-36 представляла собой двухступенчатую жидкостную ракету с поперечным делением ступеней. При ее разработке широко использовался опыт, полученный в ходе создания и производства ракеты Р-16. Первая ступень Р-36 была по компоновке аналогична первой ступени Р-16. В конструкции второй ступени впервые были применены совмещенные днища баков окислителя и горючего, что позволило уменьшить свободный внутренний объем ступени.

На Р-36 также использовался намУ8 топливных баков продуктами сгорания основных компонентов топлива. На обеих ступенях имелась система синхронного опорожнения баков, позволявшая уменьшить гарантийные запасы топлива.

Двигательная установка первой ступени Р-36 состояла из трех двухкамерных двигателей и рулевого двигателя с четырьмя поворотными камерами. ДУ второй ступени состояла из двухкамерного маршевого ЖРД, аналогичного по конструкции блокам двигательной установки первой ступени, и четырехкамерного рулевого ЖРД. Все двигатели были выполнены по открытой схеме. Разделение ступеней осуществлялось по холодной схеме с отводом отделяемой ступени тормозными твердотопливными двигателями. Первоначально планировалась, что система управления будет комбинированной с использованием радиоуправления для повышения точности попадания. Однако в ходе летных испытаний выяснилось, что автономная система обеспечивает заданную точность и на вооружение ракета принималась уже без системы радиоуправления.

Ракета размещалась в шахтной пусковой установке, имеющей глубину 41.5 м, диаметр ствола 8.3 м и диаметр пускового стакана 4.64 м. В отличие от ШПУ "Шексна" ракеты Р-16У, пусковой стакан был неповоротным, а разворот ракеты в заданную плоскость стрельбы (азимутальное наведение) осуществлялся системой управления ракеты после ее выхода из ШПУ.

После установки ракеты в шахте и заправки внутренние полости топливных баков изолировались от атмосферы, что обеспечивало сохранение стабильных свойств компонентов топлива. Ампулизированная ракета хранилась в заправленном и боеготовом состоянии в течение всего гарантийного срока эксплуатации. Первоначально гарантийный срок составлял 5 лет. Впоследствии он был доведен до 7.5 лет.

Для баллистического варианта Р-36 (8К67) были разработаны две моноблочные головные части, более тяжелая из которых имела тротиловый эквивалент 10 Мт.а Эта головная часть, получившая обозначение 8Ф675, стала самым мощным из принятых на вооружение ядерных боезарядов.с Сочетание высокой по тем временам точности и мощного боезаряда сделало ракету Р-36 первым советским ракетным комплексом, способным представлять реальную угрозу МБР США.

В орбитальном варианте ракета оснащалась орбитальной головной частью (ОГЧ), которая помимо боезаряда содержала систему управления и тормозную двигательную установку для обеспечения стабилизации ОГЧ на орбите и ее спуска с орбиты.

Летно-конструкторские испытания ракеты Р-36 проводились на 5-м НИИП (Байконур). Испытания ракеты в баллистическом варианте (8К67) проходили с 28 сентября 1963 г. по май 1966 г., в орбитальном варианте —с 1965 по 1968 г. Ракета 8К67 с комплексом средств преодоления ПРО была принята на вооружение 21 июля 1967 г., орбитальная ракета 8К69— 19 ноября 1968 г.с

Большой забрасываемый вес ракеты (до 5.8 т) позволил в дальнейшем использовать Р-36 для отработки оснащения МБР разделяющимися головными частями. Проектные проработки по разделяющимся головным частям начались в КБ "Южное" (бывшее ОКБ-586) в ноябре 1967 г. Летно-конструкторские испытания ракеты Р-36 с экспериментальной РГЧ, оборудованной тремя боевыми блоками (без системы их индивидуального наведения), начались в августе 1968 г. Ракета с РГЧ, получившая индексное обозначение 8К67П, была принята на вооружение 26 октября 1970 г.

Первый полк, оснащенный ракетным комплексом Р-36, заступил на боевое дежурство 5 ноября 1966 г., первый полк с орбитальными ракетами Р-36 25 августа 1969 г. (на 5-м НИИП).

С 1965 по 1973 г. было развернуто 268 пусковых установок ракет Р-36.е В 1975 г. началась их замена на ракеты Р-36М. Баллистические ракеты Р-36 были сняты с вооружения в 1978 г.а Ракетный комплекс с орбитальной ракетой Р-36 (8К69) был снят с вооружения в январе 1983 г. в связи с заключением Договора об ограничении стратегических вооружений (ОСВ-2), в котором был оговорен запрет на подобные системы.

Обозначение Р-36 8К67, SS-9Mod 1/Mod 2, Scarp Р-36 8К69, SS-9 Mod 3, Scarp Р-36 8К67П, SS-9 Mod 4, Scarp Начало разработки 16 апреля 1962 г. ;c 12 мая 1962 г.* О рганизация-разработчик ОКБ-586/КБ "Южное” Изготовитель завод Nfi 586/ПО "Южный машиностроительный завод" Летные испытания Р-36 (8К67) 28 сентября 1963 г.-май 1966 г. Р-36 (8К69) декабрь 1965 г.-май 1968 г. Р-36 (8К67П) с августа 1968 г. Постановка на боевое дежурство Р-36 (8К67) 5 ноября 1966 г. Р-36 (8К69) 25 августа 1969 г. Принята на вооружение Р-36 (8К67) 21 июля 1967 г. Р-36 (8К69) 19 ноября 1968 г. Р-36 (8К67П) 26 октября 1970 г. Количество ступеней 2 Топливо хранимое жидкое Тип пусковой установки шахтная ПУ типа "одиночный старт" с газодинамическим стартом Количество и мощность боевых блоков Р-36 (8К67) моноблочная легкая или тяжелая (10 Мт) Р-36 (8К69) моноблочная орбитальная Р-36 (8К67П) 3x2-3 Мт (без индивидуального наведения) Масса головной части/ 3950-5825 кг забрасываемый вес Максимальная дальность Р-36 (8К67) 10200 км с тяжелой ГЧ; 15200 км с легкой ГЧС Р-36 (8К69) 40000 км Система управления автономная инерциальная Точность ПО 5 км Длина 31.7 м Максимальный диаметр 3 м Стартовая масса 183.9 т Масса топлива 166.2 т Окислитель азотный тетраоксид Горючее НДМГ Тяга ДУ (ур. моря/вакуум) 2364 / 2643 кН (первая ступень) Удельный импульс (ур. Моря/вакуум) - / 2954 м/с (первая ступень), -/3112.5 м/с (вторая ступень) Время подготовки к пуску 5 минут Гарантийный срок 5 лет, продлен до 7.5 лет

Основные характеристики ракет Р-36