Р-36 / 8К67 - SS-9 SCARP | MilitaryRussia.Ru — отечественная военная техника (после 1945г.)

Р-36 / 8К67 - SS-9 SCARP

Автор: DIMMI
Создана: 28.03.2021 18:48:10
Изменена: 05.04.2022 21:03:25
Комментариев: 0
Категории: ЗЕМЛЯ / Баллистические ракеты земля-земля / Межконтинентальные баллистические ракеты / Р-36 / 8К67 - SS-9 SCARP /

ДАННЫЕ НА 2022 г. (стандартное пополнение)
Комплекс 8П767, ракета Р-36 / 8К67 - SS-9 mod.1 / mod.2 SCARP
Комплекс 8П767П, ракета Р-36П / 8К67П - SS-9 mod.4 SCARP


Тяжелая межконтинентальная баллистическая ракета (МБР) второго поколения. Ракета разработана ОКБ-586 (с 1966 г. - КБ "Южное", г.Днепропетровск, генеральный конструктор - М.К.Янгель). После появления в США тяжелой МБР "Титан-2" ОКБ-586 в первой половине 1961 года вышло с инициативой создания новой тяжелой МБР на базе МБР Р-16 с превосходящими "Титан-2" характеристиками. Разработка ракеты была задана Постановлением Совмина СССР №346-160ссов “О важнейших разработках межконтинентальных баллистических и глобальных ракет и носителей тяжелых космических объектов” от 16.04.1962 г. Постановление давало старт разработке трех вариантов ракеты: межконтинентальному, орбитальному и космическому. В качестве МБР с двумя типами специальных зарядов Р-36 должна была иметь дальность 12000 км с тяжелой БЧ и 16000 км с легкой БЧ. Планировалось начать летные испытания МБР Р-36 в 4-м кв. 1963 года, а испытания орбитального варианта ракеты начать в 3-м кв. 1964 года (ист. - Горбулин). Решения апрельского Постановления были конкретизированы в Постановлении Совмина СССР №1021-436сс от 12.05.1962 г. Ведущим конструктором ракеты назначен заместитель генерального конструктора КБ "Южное" М.И.Галась. 

При создании МБР Р-36 создавалась следующая кооперация предприятий  (ист. - Горбулин):
- комплекс 8П767 вцелом, ракета и рулевые двигатели маршевых ступеней - ОКБ-586
- изготовление ракет для экспериментальной отработки и последующей серии - завод №586
- маршевые двигателеи обоих ступеней - ОКБ-456
- система управления ракетой и наземная проверочно-пусковая аппаратура - НИИ-692 ("Хартрон")
- система радиокоррекции - НИИ-885
- командные гироприборы - НИИ-944 под руководством В.И. Кузнецова (ныне НИИПМ им. академика В.И. Кузнецова)
- специальные заряды и автоматика головных частей - КБ-11 (ВНИИЭФ) 
- комплекс средств преодоления ПРО - ОКБ-586
- шахтная пусковая установка и командный пункт ракетного комплекса - ЦКБ-34
- система заправки ракетного комплекса - КБТХМ
- система боевого управления - НИИАП


Основные особенности тяжелой МБР Р-36 / 8К67:
- два типа моноблочных ГЧ с комплексом средств преодоления ПРО (КСП ПРО);
- автономная система управления позволяющая выполнить удаленное управление пуском ракет из ШПУ  с доворотом ракет на нужный азимут после выхода из ШПУ, что обеспечивает прицеливание ракет по любому азимуту;
- использование в качестве окислителя азотного тертоксида;
- плотная компоновка топливного отсека 2-й ступени - единый топливный отсек с разделением окислителя и горючего промежуточным днищем;
- применение прессованных химфрезетованных панелей и пустотелых шпангоутов в конструкции топливных баков обеспечило экономию массы;
- выполнен горячий наддут топливных баков из газогенераторов, работающих на компонентах основного топлива;
- для исключения невесомости запуск маршевого двигателя 2-й ступени производится при заранее запущенном рулевом двигателе ступени;
- за счет ампулизации топливной системы обеспечен большой срок хранения и высокая боеготовность ракеты;
- повышена выживаемость ракетного комплекса при первом ударе за счет рассредоточения ШПУ типа ОС.

Постановлениями задавалось создание тяжелой МБР с комбинированной системой управления - автомномной инерциальной с радиокоррекцией. Ракета предназначалась для поражения особо важных целей мощными термоядерными зарядами, применяемыми в сочетании с комплексом средств преодоления ПРО противника. До 1965 г. МБР создавалась в конкуренции с тяжелой МБР УР-200 ОКБ-52 Челомея. При проектировании ракеты использовался ряд конструктивных решений, отработанных и проверенных на тяжелых ракетах первого поколения Р-16 и Р-16У, а также на ракете Р-26. Предполагалось применять ракеты из групповых ШПУ - в 1963 году такой вариант развертывания был отвергнут и на полигоне Байконур началось строительство одиночных ШПУ типа ОС.


Один из первых пусков ракеты Р-36 комплекса 8К67 / SS-9 SCARP с легкой ГЧ с наземного стартового стола
(обработка MilitaryRussia.ru)

Требования к МБР 8К67 уточнены Постановлением от 12 июня 1962 г. №584-238 «О создании ракеты Р-36», которое при сохранении требований по дальности и боевому оснащению определило показатели точности ракеты при использовании радиокоррекции – ±4 км по дальности и ±3 км в боковом направлении при пусках на дальность 12000 км и, соответственно, ±5 и ±4 км - при стрельбе МБР на дальность 16000 км и для орбитальной головной части. При задействовании только инерциальной системы управления допускалось ухудшение точности примерно в 1,5 раза. Стартовый вес был ограничен величиной 165 т. Ракета должна была находиться в заправленном состоянии в течение года, а к 1965 г. этот показатель следовало довести до трех лет. Пуск определялось осуществлять через 5-8 мин от получения приказа, а в течение 10 суток должна была поддерживаться еще более высокая, одноминутная готовность к пуску. Наряду с шахтным, задавался и наземный старт, при этом предполагалось использовать стартовое оборудование комплексов с Р-16. В ходе летных испытаний с I кв. 1963 г. по II кв. 1964 г. предстояло провести пуски 25 ракет.

Эскизный проект комплекса и МБР Р-36 был разработан ОКБ-586 в марте 1962 году. Стартовый вес ракеты по эскизному проекту не превышал 170 тонн. После проведения на полигоне Новая Земля в 1961-1962 годах ядерных испытаний мощных термоядерных зарядов, один из них был мощностью до 50 Мт - данный заряд оказался мощнее и тяжелее, чем было предусмотрено в эскизном проекте для ГЧ 8Ф671. Расчеты показывали, что применение заряда такой мощности приведет к увеличению массы головной части на 1,4 т по сравнению с 8Ф671 и это повлечет за собой снижение дальности с 12000 до 8600 км. Для компенсации снижения дальности до 9000 км предлагалось исключить систему радиокоррекции, повысить расширение сопел двигателя второй ступени, учесть наметившееся по результатам испытаний увеличение удельной тяги рулевого двигателя, а также реализовать ряд других мероприятий. Дальнейшее увеличение дальности до 10000 км могло быть достигнуто за счет совершенствования ряда конструктивных элементов (использование пустотелых шпангоутов), а также требовало снижения на 200 кг веса как головной части, так и системы управления. Исходя из оценок, требования к ракете откорректировали Постановлением от 14 февраля 1963 г. №182-80 «О замене специальных зарядов на ракетах Р-36 и Р-7А». Для ракеты, оснащенной новым зарядом очень высокой мощности, устанавливалась максимальная дальность 9000-10000 км. При использовании более легкого заряда, по мощности приближающегося к установленному на МБР «Титан-2», максимальная дальность определялась в 14000 км (ист. - Тяжелый случай).

Далее, для увеличения дальности действия варианта с тяжелой ГЧ до 10000 км было принято решение увеличить первую ступень ракеты - 
стартовый вес ракеты увеличился почти на 20 т, а длина - с 30,6 до 32,2 м путем удлинения на 1,7 м баков первой ступени. Изменения конструкции определены Постановлением от 10 марта 1964 г. №208-86, определившим наряду с дальностью 10000 км для оснащения тяжелой головной частью также стартовый вес МБР – до 185 т,  продолжительность предстартовой подготовки – от 4 до 5 мин и длительность пребывания в заправленном состоянии – 5 лет (ист. - Тяжелый случай).

В марте 1963 году на НИИП-5 в Байконуре на площадке 67 началось строительство наземной стартовой позиции комплекса 8П867. Позиция располагалась на площадке №67, пункт радиокоррекции был построен на площадке №68.

Испытания МБР Р-36 и орбитального варианта ракеты велись на полигоне Байконур (НИИП №5), где были развернуты три стартовых комплекса: наземный, шахтный групповой и шахтный с пусковыми установками типа ОС. Летные испытания МБР 8К67 начаты неудачным пуском 28 сентября 1963 г. Первый успешный (второй вообще) пуск состоялся 3 декабря 1963 г. Всего в 1964 году было выполнено 16 пусков с наземной позиции, в т.ч. 4 пуска были аварийными. Всего с наземной позиции выполнены 20 первых пусков. первый пуск из ШПУ группового старта произведен 14.01.1965 г. - этот пуск оказался аварийным. Позже, для проведения испытаний был введен в эксплуатацию стартовый комплекс с 6 ШПУ типа ОС и командным пунктом. Для проведения испытательных пусков ракет Р-36 39-я отдельная инженерно-испытательная часть (ОИИЧ) была разделена на две части: 
- 25-я ОИИЧ - выполняла пуски МБР Р-36 из ШПУ типа ОС
- 43-я ОИИЧ - выполняла пуски МБР Р-16 и Р-16У. 
Первый пуск МБР Р-36 из ШПУ типа ОС на площадке 140 был выполнен 27.04.1965 г. ШПУ ОС для проведения испытаний располагались на площадках 102, 103, 109, 140 и 141 полигона Байконур.  

12 января 1965 года вышел приказ ГКОТ "О развертывании работ по ампулизации ракет Р-36 и Р-36-О", которым задавались работы по доработке МБР для долговременного нахождения в заправленном ампулизированном состоянии на боевом дежурстве - первоначальный гарантированный срок хранения заправленной ракеты составлял 5 лет. Позже этот срок был увеличен до 7,5 лет. Технология ампулизации была отработана в течение 1965 г. ракетными КБ Янгеля и Челомея совместно с ГИПХ. Отделом №35 "Южмаша" совместно с ОКБА и ЛенНИХИ созданы системы дистанционного контроля загазованности ракеты и ШПУ (источник).



Пуск ракеты Р-36 комплекса 8К67 / SS-9 SCARP с тяжелой ГЧ из шахтной пусковой установки - на корпусе ракеты видно бугели
(обработка MilitaryRussia.ru, вероятно зеркальное отображение фрагмента известного фото)

После выхода на испытания ракеты Р-36 с тяжелой головной частью в 1965 г. потребовались доработки ракеты. Было увеличичено расширение сопел двигателя второй ступени для повышения на 3 уд. удельного импульса, что требовалось для применения мощной головной части 8Ф675. Выявилась неустойчивость горения в камере и в газогенераторе при повышенных температурах. Потребовалось изменить конструкцию форсунок, ввести решетки в камеру сгорания и скорректировать схему запуска. Положение усложнялось тем, что В.П. Глушко уже переделал свои стенды в ОКБ-456 под испытания двигателей, работающих по замкнутой схеме. Пришлось проводить дополнительную огневую отработку двигателей для Р-36 на стендах ОКБ-586 Янгеля. Этого оказалось недостаточно для устранения высокочастотных колебаний. Для снижения температуры в охлаждающем тракте часть поверхности сопл защитили изнутри керамическим покрытием. Доводку двигателей завершили только к концу 1967 г. - спустя год после начала постановки ракет на боевое дежурство (ист. - Тяжелый случай).


Пуски МБР Р-36 / 8К67 программы ЛКИ (летно-конструкторских испытаний):
№пп Дата Полигон Тип ПУ Ракета Описание
1 28.09.1963 Байконур, площадка 67/21 стартовый стол 8У867 Г22500-02Л, легкая ГЧ 8Ф674 Аварийный пуск. Ракета Р-36 сгорела на старте из-за повреждения топливной магистрали отраженной струей. Ракета завалилась, повредив стартовое оборудование. Причиной аварии сочли неудачную геометрию двускатного стартового стола новой конструкции крайне малой высоты – 0,8 м. Первые пять пусков выполнялись с системой радиокоррекции.
2 03.12.1963 Байконур, площадка 67/21 стартовый стол 8У867 Г22500-04Л Пуск после восстановления стартового комплекса 8П867 и доработки стартового стола. Первый успешный пуск МБР по полигону Кура. Первые пять пусков выполнялись с системой радиокоррекции. Головная часть отклонилась от цели влево на 1,4 км с перелетом 3,8 км.
3 13.12.1963 Байконур, площадка 67/21 стартовый стол 8У867 Г22500-03Л Аварийный пуск. Первые пять пусков выполнялись с системой радиокоррекции.
Из-за преждевременного замыкания контакта подъема ракеты не включились маршевые двигатели. Тяга рулевых двигателей составляла всего 24 т, и ее не хватило для ухода ракеты в полет. Простояв 35 с на стартовом столе, изделие №Г22500-03Л разрушилось.
4 16.01.1964 Байконур, площадка 67/21 стартовый стол 8У867 Г22500-05Л Успешный пуск по полигону Кура. Первые пять пусков выполнялись с системой радиокоррекции.
Головная часть отклонилась от цели влево на 0,3 км с перелетом 1,9 км.
5 25.01.1964 Байконур, площадка 67/21 стартовый стол 8У867 Г22500-06Л Аварийный пуск. Первые пять пусков выполнялись с системой радиокоррекции.
Ракета потеряла устойчивость на 32-й секунде полета из-за прогара штуцера двигательной установки.
6 19.02.1964 Байконур, площадка 67/21 стартовый стол 8У867 07Л Успешный пуск по полигону Кура
7 27.02.1964 Байконур, площадка 67/21 стартовый стол 8У867 08Л Аварийный пуск. Ракета упала в 25 км от точки старта (источник).
Причина - недостаточная прочность обтекателя рулевой машины
8 26.04.1964 Байконур, площадка 67/22 стартовый стол 8У867 11Л Аварийный пуск. Причина - недостаточная прочность обтекателя рулевой машины
9 23.05.1964 Байконур, площадка 67/21 стартовый стол 8У867 09Л Не полностью успешный пуск по полигону Кура.  Из-за недостатков в работе ДУ 1-й ступени боевой блок не долетел около 100 км до точки прицеливания.
10 30.05.1964 Байконур, площадка 67/22 стартовый стол 8У867 10Л Успешный пуск по полигону Кура
11 24.06.1964 Байконур, площадка 67/22 стартовый стол 8У867 12Л Успешный пуск по полигону Кура
12 01.07.1964 Байконур, площадка 67/22 стартовый стол 8У867 13Л Успешный пуск по полигону Кура
13 05.08.1964 Байконур, площадка 67/22 стартовый стол 8У867 14Л Успешный пуск на полную дальность по полигону "Акватория" в Тихом океане
14 11.08.1964 Байконур, площадка 67/22 стартовый стол 8У867 15Л Аварийный пуск на полную дальность по полигону "Акватория" в Тихом океане 
15 09.09.1964 Байконур, площадка 67/22 стартовый стол 8У867 16Л Успешный пуск на полную дальность по полигону "Акватория" в Тихом океане
16 25.09.1964 Байконур, площадка 67/22 стартовый стол 8У867 17Л Успешный пуск на полную дальность по полигону "Акватория" в Тихом океане. Испытание "Кедр" (пуск в присутствии высшего руководства ЦК КПСС и правительства СССР). Отклонение от цели составило 1,3 км по дальности, 0,9 км по азимуту
17 10.10.1964 Байконур, площадка 67/22 стартовый стол 8У867 19Л Успешный пуск по полигону Кура
18 29.10.1964 Байконур, площадка 67/22 стартовый стол 8У867 18Л Успешный пуск по полигону Кура
19 15.12.1964 Байконур, площадка 80/17 стартовый стол 8У867 21Л Успешный пуск по полигону Кура
20 14.01.1965 Байконур, площадка 80/17 ШПУ группового старта 20Л Первый пуск ракеты из ШПУ оказался аварийным. Ракета частично вышла из шахты, замерла, рухнула в нее и взорвалась, разрушив все и вся. Двухсоттонное защитное устройство (сдвижная крыша шахты) улетело за 200 м. Пусковая установка была полностью выведена из строя. Ствол шахты засыпали песком, через который с глубины 40 м на протяжении нескольких лет прорывались бурым дымом пары топлива. Причиной аварии стало разрушение подшипника турбонасосного агрегата двигателя.
21 30.01.1965 Байконур, площадка 67/22 стартовый стол 8У867 22Л Успешный пуск на полную дальность по полигону "Акватория" в Тихом океане
22 27.04.1965 Байконур, площадка 80/18 ШПУ  группового старта 28Л Успешный пуск по полигону Кура. Первый пуск МБР из ШПУ типа ОС по разным данным
23 18.05.1965 Байконур, площадка 80/18 ШПУ группового старта 29Л Успешный пуск по полигону Кура
24 09.07.1965 (13.07.1965 г. по др.данным) Байконур, площадка 140/33 ШПУ ОС 27Л Успешный пуск по полигону Кура. Первый пск ракеты оснащенной КСП ПРО. Вероятно, именно этот пуск был первым пуском из ШПУ типа ОС-67 (ист. - История вооружения РВСН). Возможно первый пуск с тяжелой ГЧ 8Ф675.
25 03.08.1965 Байконур, площадка 102/32 ШПУ ОС 31Л Успешный пуск по полигону Кура. Впервые управление пуском осуществлялось с удаленного на 10 км командного пункта комплекса.
26 13.08.1965 Байконур, площадка 140/33 ШПУ ОС 26Л Успешный пуск по полигону Кура
27 21.08.1965 Байконур, площадка 102/32 ШПУ ОС 25Л Аварийный пуск по полигону Кура
28 01.10.1965 Байконур, площадка 141/31 ШПУ ОС 24Л Успешный пуск по полигону Кура
29 09.10.1965 Байконур, площадка 140/33 ШПУ ОС 32Л Успешный пуск по полигону Кура
30 15.10.1965 Байконур, площадка 102/32 ШПУ ОС 23Л Успешный пуск по полигону Кура
31 29.10.1965 Байконур, площадка 140/33 ШПУ ОС 35Л Успешный пуск по полигону Кура
32 02.11.1965 Байконур, площадка 141/31 ШПУ ОС 37Л Успешный пуск по полигону Кура
33 14.11.1965 Байконур, площадка 102/32 ШПУ ОС 36Л Успешный пуск по полигону Кура
34 27.11.1965 Байконур, площадка 140/33 ШПУ ОС 33Л Успешный пуск по полигону Кура
35 07.12.1965 Байконур, площадка 102/32 ШПУ ОС 34Л Успешный пуск по полигону Кура
36 25.12.1965 Байконур, площадка 140/33 ШПУ ОС 22502-09Т Успешный двойной пуск по полигону Кура
37 25.12.1965 Байконур, площадка 102/32 ШПУ ОС 22503-09Т Успешный двойной пуск по полигону Кура
38 26.12.1965 Байконур, площадка 141/31 ШПУ ОС 22504-09Т Успешный пуск по полигону Кура
39 29.05.1966 Байконур, площадка 141/31 ШПУ ОС 30Л, ГЧ 8Ф675-6000 Последний пуск программы летно-конструкторских испытаний МБР Р-36. Успешный пуск на полную дальность по полигону "Акватория" в Тихом океане

Летно-конструкторские испытания из 39 пусков (85 пусков по др.данным) завершились успешным пуском на максимальную дальность 29 мая 1966 г.

Серийное производство МБР Р-36 начато на заводе №586 в Днепропетровске (с 1966 - Южный машиностроительный завод) в декабре 1965 г.. 

Весной и летом 1966 г. состоялись пуски по программе совместных испытаний комплекса (4 пуска) по итогам которых 5 сентября 1966 г. началась постановка комплекса на боевое дежурство в составе 62-й ракетной дивизии (Ужур-4, Красноярский край). Первый полк в Ужуре встал на боевое дежурство 5 ноября 1966 г. Постановлением Совмина СССР №706-234 от 21 июля 1967 г. ракетный комплекс с МБР Р-36 / 8К67 официально принят на вооружение РВСН СССР. 7 ноября 1967 г. Р-36 впервые была показана на Параде на Красной площади в Москве без рулевых двигателей 2-й ступени и с макетом нештатной ГЧ - возможно, с макетом ГЧ 8Ф671.

В период по 1973 г. развернуто 268 МБР Р-36. МБР Р-36 сняты с вооружения в 1978 г. в связи с заменой на более совершенные ракетные комплексы. Ракеты Р-36 начали снимать с боевого дежурства в 1978 г.

МБР Р-36-О / 8К69 - см. отдельную статью - разработка глобального варианта МБР Р-36 задана изначальным Постановлением Совмина СССР от от 16.04.1962 г. Создание ракеты и орбитальной ступени велось ОКБ-586, двигательная установка для орбитального блока создавалась ОКБ-456 главного конструктора В.П.Глушко, система управления - НИИ-692 ("Хартрон") главного конструктора В.Г.Сергеева, командные приборы - НИИ-944 главного конструктора В.И.Кузнецова, боевой стартовый комплекс - ЦКБ-34 главного конструктора Е.Г.Рудяка. Орбитальная баллистическая ракета Р-36-О (иногда в источниках - Р-36орб) / 8К69 совершила первый полет 16 декабря 1965 г. и после испытаний была принята на вооружение в  августе 1968 г. и снята с боевого дежурства в январе 1983 г. в связи с заключением Договора ОСВ.

Ракета-носитель "Циклон". В августе 1965 года принято Постановление Совмина СССР «О создании на базе ракеты Р-36 (8К67) космического носителя». В 1967 г. разработана ракета космического назначения "Циклон-2А" / 11К67, позже созданы также ракеты-носители «Циклон-2» (11К69, 2 ступени) и «Циклон-3» (11К68, 3 ступени).

МБР Р-36П / 8К67П. 21 июля 1967 г. КБ Электроприборостроения (НИИ-692, "Хартрон") получило задание на разработку системы уравления МБР 8К67П с разделяющейся головной частью группового наведения (рассеивающегося типа). Разработка МБР Р-36П / 8К67П с разделяющейся головной частью начата по приказу Министра тяжелого и транспортного машиностроения СССР С.А.Афанасьева №484 от 8 декабря 1967 г. и по Постановлению Совмина СССР от 18.12.1967 г. Испытания ракеты с опытной РГЧ ОК-6500 начаты на полигоне Байконур пуском 23 августа 1968 г. - всего на неделю позже испытательного пуска с РГЧ Мк-12 в США. Всего до конца 1968 г. проведено 5 успешных пусков. 18 декабря 1968 г. принято Постановление правительства о создании усовершенствованной штатной РГЧ 8Ф676. Совместные летные испытания с усовершенствованной РГЧ начаты в 1969 г. и завершены в 1970 г. При этом выполнялись пуски в том числе и в район "Акватория". МБР Р-36П принята на вооружение Постановлением Совмина СССР 26 октября 1970 г.

Конструкция РГЧ разрабатывалась таким образом, чтобы провести переоснащение ранее развернутых ракет Р-36, находящихся на боевом дежурстве в шахтных ПУ в заправленном состоянии прямо в ШПУ, без их выемки. Постановка ракет Р-36П на боевое дежурство началась в декабре 1971 г. в местах дислокации ракет Р-36. Группировка МБР Р-36П росла до 1975 г. (к 1977 г. на дежурстве было около 100 Р-36П) после чего началась их постепенная заменя более совершенными МБР с РГЧ ИН типа 15А14. С боевого дежурства МБР Р-36П начали снимать в 1979 г.


Пуск ракеты Р-36П с РГЧ 8Ф676 комплекса 8К67П / SS-9 mod.4 SCARP из шахтной пусковой установки типа ОС
(обработка MilitaryRussia.ru)

Пуски МБР Р-36П / 8К67П программы ЛКИ (летно-конструкторских испытаний):
№пп Дата Полигон Тип ПУ Ракета Описание
1 23.08.1968 Байконур, площадка 140/33 ШПУ ОС 22500-02Л, опытная РГЧ ОК-6500 Первый пуск ракеты Р-36П с РГЧ. Успешный пуск по полигону Кура
2 11.09.1968 Байконур, площадка 140/33 ШПУ ОС 22500-01Л, опытная РГЧ ОК-6500 Успешный пуск по полигону Кура
3 04.10.1968 Байконур, площадка 140/33 ШПУ ОС 22500-03Л, опытная РГЧ ОК-6500 Успешный пуск по полигону Кура
4 18.12.1968 Байконур, площадка 140/33 ШПУ ОС 22500-04Л, опытная РГЧ ОК-6500 Успешный пуск по полигону Кура
5 18.04.1969 Байконур, площадка 161/35 ШПУ ОС 22500-05Л, штатная ГЧ 8Ф676 Первый пуск со штатной РГЧ 8Ф676. Успешный пуск по полигону Кура
6 25.09.1969 Байконур, площадка 162/36 ШПУ ОС 1-й пуск по программе учебно-боевых пусков (УБП, источник) Успешный пуск по полигону Кура
7 08.10.1969 Байконур, площадка 162/36 ШПУ ОС УБП-2, ракета Ю51024-54Т, моно ГЧ 8Ф675 по западным данным (источник Успешный пуск по полигону Кура
8 23.10.1969 Байконур, площадка 161/35 ШПУ ОС УБП-3, ракета Ю22502-03Т, ГЧ 8Ф675 Успешный пуск по полигону Кура. Пуск в рамках мероприятия "Пальма-3" - серия пусков ракет в присутствии высшего военно-политического руководства СССР
9 24.10.1969 Байконур, площадка 142/34 ШПУ ОС УБП-4, ракета Ю22502-04Т, ГЧ 8Ф675 Успешный пуск по полигону Кура. Пуск в рамках мероприятия "Пальма-3" - серия пусков ракет в присутствии высшего военно-политического руководства СССР
10 25.10.1969 Байконур, площадка 162/36 ШПУ ОС УБП-5, РГЧ 8Ф676 Успешный пуск по полигону Кура
11 04.11.1969 Байконур, площадка 142/34 ШПУ ОС-67 №1Л УБП-6, ракета 22502-02, ГЧ 8Ф675 Успешный пуск по полигону Кура
12 02.12.1969 Байконур, площадка 162/36 ШПУ ОС УБП-7, РГЧ 8Ф676 Успешный пуск по полигону Кура
13 18.02.1970 Байконур, площадка 162/36 ШПУ ОС УБП-8, ракета 22500-05Т, ГЧ 8Ф675 Успешный пуск по полигону Кура
14 09.03.1970 Байконур, площадка 162/36 ШПУ ОС УБП-8 (?), ракета 22500-09Т, ГЧ 8Ф675 Успешный пуск по полигону Кура
15 28.03.1970 Байконур, площадка 161/35 ШПУ ОС УБП-9, РГЧ 8Ф676 Успешный пуск по полигону Кура
16 30.03.1970 Байконур, площадка 162/36 ШПУ ОС УБП-10, РГЧ 8Ф676 Успешный пуск по полигону Кура
17 11.04.1970 Байконур, площадка 162/36 ШПУ ОС УБП-11, ракета 22500-02Л, ГЧ 8Ф675 Успешный пуск по полигону Кура
18 13.04.1970 Байконур, площадка 142/34 ШПУ ОС УБП-12, РГЧ 8Ф676 Успешный пуск по полигону Кура
19 15.04.1970 Байконур, площадка 161/35 ШПУ ОС УБП-13, ракета 22500-07Л, ГЧ 8Ф675 Успешный пуск по полигону Кура
20 27.04.1970 Байконур, площадка 142/34 ШПУ ОС УБП-14, ракета 22500-08Л, ГЧ 8Ф675 Успешный пуск по полигону Кура
21 23.10.1970 Байконур, площадка 162/36 ШПУ ОС УБП-15, РГЧ 8Ф676 Успешный пуск по полигону Кура
22 29.10.1970 Байконур, площадка 142/34 ШПУ ОС УБП РВСН, РГЧ 8Ф676  Успешный пуск по полигону Кура (источник
23 05.11.1970 Байконур, площадка 162/36 ШПУ ОС УБП РВСН, РГЧ 8Ф676 Успешный пуск по полигону Кура (источник

За участие в создании ракеты Р-36 в апреле 1967 г. заместитель Главного конструктора КБ “Южное” В.В. Грачев удостоен Ленинской премии. В том же году Главный конструктор М.К. Янгель, начальник проектного комплекса КБ “Южное” Н.Ф. Герасюта и начальник головного конструкторского подразделения М.И. Галась – Государственной премии СССР. В 1969 г. за создание баллистической и орбитальной модификаций Р-36 первому заместителю Главного конструктора КБ “Южное” В.Ф. Уткину присвоено звание Героя Социалистического Труда, а заместители Главного конструктора И.И. Купчинский, А.И. Чигарев и В.Ф. Егоров, начальники отделов Н.И. Никитин и А.А. Красовский удостоены Государственной премии СССР.


Пусковое и наземное оборудование:
1. Стартовый стол 8У867 - первые три пуска ракет 8К67, а так же первые пуски ракет 8К69 производились со стартового стола на площадке 67 полигона Байконур. Комплекс оборудования разработан КБ транспортного машиностроения (КБТМ) под руководством В.П.Петрова и В.Н.Соловьева.

2. Групповые ШПУ 8У262 - на первом этапе разработки предполагалось развертывание тяжелых МБР в групповых ШПУ - когда на один командный пункт приходилось три или более связанных между собой ШПУ. В 1963 году этот вариант развертывания ракет был отвергнут т.к. современной боеголовкой мегатонного класса могла быть поражена целиком вся стартовая позиция. 

3. ШПУ типа "ОС" ОС-67 - штатная шахтная пусковая установка МБР Р-36 / 8К67. Пуск из ШПУ горячий - на маршевых двигателях - со стартового стола. Безударный выход ракеты из ШПУ обеспечивался движением ракеты по направляющим в одной диаметральной плоскости пускового стакана. Скольжение ракеты по направляющим обеспечивалось бугелями, закрепленными на I ступени ракеты. После выхода ракеты из ШПУ бугели сбрасывались. Пусковой стол и стакан  - неповоротные, не имели устройств и механизмов азимутального наведения. Газовый поток от работающей ДУ I ступени отводился с помощью рассекателя газовых потоков, установленного в нижней части ПУ, в газоотводящие устройства, размещенные вдоль ствола пускового стакана и в оголовке шахты в одной диаметральной плоскости. 

Разработку стартового комплекса вело ЦКБ-34 под руководством Е.К.Рудяка. Разработка ОС-67 начата в 1963 г. 
Глубина ШПУ - 41,5 м
Диаметр ствола шахты - 8,3 м
Диаметр пускового стакана - 4,64 м

В состав ракетного комплекса входило шесть рассредоточенных боевых стартовых позиций ОС с одиночными ШПУ - между ШПУ выдерживалось расстояние 8-10 км. Вблизи одной из ШПУ размещался командный пункт РК котлованного типа, связанный линиями системы боевого управления и связи со всеми стартовыми позициями. Уровень защищенности РК от ударной волны ядерного взрыва  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 размещались источники электропитания, аппаратура и оборудование технологических и технических систем. Состав оборудования обеспечивал длительное хранение ракеты в заправленном состоянии, а также дистанционное с КП РК или автономное - с каждой стартовой позиции из оголовка ПУ - проведение операций по подготовке к пуску и пуск ракеты. Боевое применение обеспечивалось 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 РК.

Для снаряжения пусковой установки ракета опускалась в шахту, выполнялась заправка ракеты компонентами топлива после чего выполнялась ампулизация ракеты и ракета вставала на боевое дежурство.


4. Наземное и арсенальное оборудование комплекса разработано КБ транспортного машиностроения (КБТМ) под руководством В.П.Петрова и В.Н.Соловьева.

Транспортно-установочный агрегат 8Т178

Изотермический транспортный агрегат для перевозки и установки РГЧ разработан для ракет Р-36П.

Заправочное оборудование ракетого комплекса создано КБТХМ. Разработка начата в июне 1962 г. Для скоростной заправки ракеты копмонентами топлива впервые был применен метод вытеснения окислителя воздухом, а горючего - азотом. В 1965 г. начаты работы по созданию оборудования для долгохранимого ампулизированного варианта ракеты по техзаданию главного конструктора комплекса стартового оборудования.
- 8Г165П - автоцистерна для заправки окислителем на базе тягача КрАЗ (в комплект входило 6 автоцистепн емкостью по 16 тонн)
- 15Г17 - передвижная заправочная станция окислителя (насосный агрегат)
- 8Г135М - передвижной азотовоздухозаправщик (один для окислителя и один для горючего), агрегат был ранее разработан и уже использовался в РВСН
- 8Г166У - автоцистерна для заправки горючим на базе тягача КрАЗ (в комплект входило 4 автоцистерны емкостью по 16 тонн)
- 15Г18 - передвижная заправочная станция горючего
- 15В13 - машина управления заправкой компонентами топлива - единая для окислителя и горючего
Кроме подвижных агрегатов к каждой ШПУ монтировались стационарные системы:
- 15Г15 - система заправки окислителем
- 15Г16 - система заправки горючем 

Серийное производство агрегатов 15Г17, 15Г18 и 15В13 было организовано на новосибирском заводе "Сибсельмаш". Опытные экземпляры к планируемым датам начала летных испытаний - 1-й квартал 1965 г. - выпустить не успели, что привело к задержке испытательных пусков из ШПУ ОС. Позже, в серии агрегаты были модернизированы и серийно производились уже под индексами 15Г17М, 15Г18М и 15В13М  (ист. - История вооружения РВСН).

Средства управления комплексом - унифицированный командный пункт котлованного типа, который обеспечивал дистанционное управление подготовкой и пуском МБР комплекса..



Ракета Р-36 / 8К67:
Конструкция - ракета жидкостная двухступенчатая с несущими баками с последовательным соединением ступеней, приборным отсеком и головной частью. Несущие баки выполнены из алюминиево-магниевого сплава АМг-6Н. Корпуса баков окислителя и горючего первой ступени и нижней полости топливного отсека выполнялись из прессованных и химически фрезерованных панелей с продольными ребрами. Топливный отсек второй ступени представлял собой единую емкость (впервые был внедрен единый топливный отсек), разделенную внутри промежуточным сферическим днищем. Верхняя часть топливного отсека служила баком окислителя, а нижняя — горючего. Конструкция обеспечивала плотную компоновку ракеты и уменьшение ее массы. Корпус верхней полости топливного отсека второй ступени выполнялся из гладких листов. В полости горючего 2-ой ступени была исключена тоннельная труба, а магистраль окислителя изготовлена из цельнопрессованной трубы с приваренными к ней спиральными сильфонами. Наддув топливных баков всех ступеней обеспечивался продуктами сгорания основных компонентов топлива, отбираемых из системы питания рулевых двигателей с помощью специальных газогенераторов. Наполнение топливных баков горючим и окислителем контролировалось системой контроля уровней. На обеих ступенях ракеты устанавливались системы одновременного опорожнения баков, уменьшающие гарантийные запасы и остатки компонентов топлива. Предохранение баков от вакуума и избыточного давления осуществлялось специальной системой. В состав ракты входила система дистанционного контроля загазованности отсеков ракеты парами компонентов топлива (источник).

Приборные отсеки изготавливались из магниевых сплавов МА2-1 и ВМ65-1, а на их наружную поверхность наносилось тонкослойное теплоизолирующее покрытие на основе древесной муки и фенолформальдегидного лака.

В ходе проектирования корпуса боевых блоков массу конструкции снизили за счет учета деформационного и предельного состояния силовых элементов. На наружную поверхность наносилось специальное теплозащитное радиопоглощающее покрытие, разработанное совместно с ВИАМ.

В хвостовом отсеке 2-й ступени размещались средства преодоления ПРО противника: контейнерами с ложными целями, которые отстреливались от из специальных контейнеров пиропатронами в момент отделения головной части. Отстреливаемыми объектами вокруг ГЧ создавалсь множество ложных целей.

Одной из самых сложных при создании ракеты оказалась проблема обеспечения герметичности заправленных ракет на боевом дежурстве, которая была успешно решена специалистами ЦНИИмаш, Института сварки им. Патона, ВИАМ, ВИЛС, НИИПМ, ЮМЗ и др. Длительное хранение компонентов топлива в баках ракеты обеспечивалось специальной гидравлической системой. При этом важнейшие элементы автоматики двигательной установки ракеты защищались от воздействия компонентов топлива и их паров специальными предохранительными мембранами и устройствами, Переходник, приборные и хвостовые отсеки представляли собой клепаные оболочки, подкрепленные стрингерами и шпангоутами (источник).



Ракета Р-36 / 8К67. Цифрами обозначены: 1 – верхняя часть кабельного короба; 2 – бак окислителя второй ступени; 3 – бак горючего второй ступени; 4 – датчик давления системы регулирования тяги; 5 – рама крепления двигателей к корпусу; 6 – турбонасосный агрегат; 7 – сопло ЖРД; 8 – рулевой ЖРД второй ступени; 9 – тормозной пороховой двигатель первой ступени; 10 – защитный обтекатель рулевого двигателя; 11 – заборное устройство; 12 – бак окислителя первой ступени; 13 – блок системы управления ракеты, расположенный на первой ступени; 14 – бак горючего первой ступени; 15 – защищенный трубопровод подачи окислителя; 16 – крепление рамы ЖРД к корпусу хвостового отсека первой ступени; 17 – камера сгорания ЖРД; 18 – рулевой двигатель первой ступени; 19 – дренажный патрубок; 20 – датчик давления в баке горючего; 21 – датчик давления в баке окислителя.

Ракета Р-36П - боевые блоки устанавливались на платформе, опирающейся на приборный отсек 2-й ступени ракеты. Разведение боевых блоков осуществлялось "скатыванием" блоков по наклонным направляющим при работающем двигателе 2-й ступени ракеты. Для уменьшения аэродинамического сопротивления на активном участке траектории блоки устанавливались под углом 11 градусов к центральной продольной оси ракеты. На вершину блоков монтировался аэродинамический обтекатель. 

Система управления - изначально предполагалось использование на МБР комбинированной системы управления - инерциальной автономной с радиокоррекцией. Унифицированная система радиоуправления для МБР Р-9, Р-36 и УР-100 создавалась НИИ-885 под руководством М.И.Борисенко. Система была испытана в 1962 г. После летных испытаний ракеты Р-36  - первые пыть пусков выполнялись с системой радиокоррекции - стало ясно, что автономная инерциальная система управления обеспечивает требуемую точность и от системы радиокоррекции отказались.

Автономная инерциальная система управления ракеты создавалась НИИ-692 ("Хартрон", г.Харьков) под руководством главного конструктора В.Г.Сергеева, командные приборы разработаны НИИ-944. Работы по созданию систем управления начаты НИИ-692 в апреле 1962 г. - для ракеты 8К67 по заявке №217 и для ракеты 8К69 по заявке №241 (источник).. В декабре 1963 г. система управления МБР 8К67 принята в эксплуатацию - выполнен первый успешный пуск ракеты (источник). Особенностью системы управления было то, что повышение боеготовности ракетного комплекса впервые обеспечивалось форсированным разгоном гироскопов, гироблоков и гироинтеграторов за счет подачи на гиромоторы новышенного напряжения по специальной программе.

Основным элементом инерциальной системы управления МБР Р-36 является гиростабилизированная платформа, построенная на гироблоках повышенной точности и электромеханическом счетном приборе. После старта МБР разворачивалась по азимуту на угол плюс/минус 10 градусов. Сигнал поступал от датчиков азимутальной ориентации гиростабилизированной платформы. При лётно-конструкторских испытаниях в приборном отсеке размещается также и аппаратура телеметрической информации. Введение в приборы автомата стабилизации активных дифференцирующих и интегрирующих контуров, а также применение совершенных источников питания значительно повысили точность стрельбы. Снаружи на корпусе приборного отсека расположена бортовая параболическая антенна системы радиоуправления. В полёте ракеты зеркало антенны и излучатель находятся в плоскости стрельбы. Антенны бортовые рамочные, задействованные в системе телеметрической информации, работают только на этапе лётно-конструкторских испытаний (ист. - Гудилин).

Также на ракете устанавливались следующие системы:
- аварийного подрыва для ликвидации ГЧ при отклонениях параметров движения ракеты на активном участке траектории;
- дистанционного контроля загазованности внутренних отсеков ракеты парами ракетного топлива;
- система предохранения баков от вакуума и контроля избыточного давления;

21 июля 1967 г. КБ Электроприборостроения (НИИ-692, "Хартрон) получило задание на разработку системы уравления МБР 8К67П с разделяющейся головной частью группового наведения / рассеивающегося типа (источник). Т.к. блоки не разводились по индивидуальным траекториям, то система управления обеспечивала наведение либо центра группы блоков либо одного из трех блоков на точку цели. Считается, что такое решение повысило боевую эффективность МБР как минимум в 2 раза с учетом необходимости преодоления средств ПРО по сравнению с обычной МБР Р-36.


Двигательные установки: топливо на всех ступенях самовоспламеняющееся с горючим - несимметричным диметилгидразином (НДМГ), и окислителем - азотным третраоксидом. Наддув баков в полете осуществлялся продуктами сгорания основных компонентов топлива. Разработка маршевых двигателей была начата ОКБ-456 под руководством В.П.Глушко в 1962 г. Рулевые двигатели разработаны в ОКБ-586. Серийное производство всех двигателей для ракет велось на заводе №586 в Днепропетровске (с 1966 - Южный машиностроительный завод).

1-я ступень:
- маршевая двигательная установка РД-251 / 8Д723 состоящая из трех автономных двухкамерных ЖРД РД-250 - каждый двухкамерный ЖРД имел один ТНА (турбонасосный агрегат), газогенератор и пироавтоматику. Подача компонентов топлива освществлялась турбонасосами. В двигателе не использовалось дожигание генераторного газа.
Тяга у земли - 270,3 т
Тяга в пустоте - 303,2 т
Удельный импульс у земли - 267,8 ед
Удельный импульс в пустоте - 300,3 ед
Давление в камере сгорания - 85 кг/кв.см

- рулевой 4-х камерный ЖРД РД-68М / РД-855 с поворотными двигателями

- 4 х тормозные РДТТ размещались в хвостовом отсеке ступени, предназначены для торможения и увода 1-й ступени после разделения со 2-й ступенью ракеты.

2-я ступень:
- маршевый двухкамерный ЖРД РД-252 с высотным соплом с большой степенью расширения.
Тяга в пустоте - 101,2 т
Удельный импульс в пустоте - 315,3 ед
Давление в камере сгорания - 91 кг/кв.см

- рулевой 4-х камерный ЖРД РД-69М с поворотными двигателями, унифицированный по конструкции с ЖРД РД-68М

- тормозные РДТТ для увода и торможения ступени после отделения ГЧ.


ТТХ ракеты Р-36 и модификаций:
  Р-36 (проект) Р-36 / 8К67
тяжелая ГЧ
SS-9 mod.1
Р-36 / 8К67
легкая ГЧ
SS-9 mod.2
Р-36О / 8К69
SS-9 mod.3
FOBS
Р-36П / 8К67П
РГЧ
SS-9 mod.4
Длина 30,6 м
32,2 м (финальный вариант) 
32,2 м 31,7 м 32,65 м 32,2 м
Диаметр корпуса 3 м 3 м 3 м 3 м 3 м
Масса стартовая 165 т (первый вариант эскизного проекта)
183,9 т (финальный вариант эскизного проекта)
183,9 т 182 т 181,297 т 183,45 т
Масса забрасываемая / масса ГЧ 4700 кг (тяжелая ГЧ 8Ф671)
3400 кг (легкая ГЧ 8Ф672)
1410 кг (орбитальная ГЧ 8Ф673)
5825 кг 3950 кг 5400 кг
6000 кг
3600 кг боевые блоки
Масса боевого блока   4560 кг 2852 кг 1700 кг (?) 1410 кг
Масса КСП ПРО   272 кг 272 кг 238 кг 401 кг
Масса топлива   166,9 - 170,2 т 166,2 т 166,2 т 166,2 т
Масса топлива 1-й ступени   118,9 т 118,9 т 118,9 т 118,9 т
Масса топлива 2-й ступени   48,5 т 48,5 т 48,5 т 48,5 т
Дальность действия 12000 км (8 Мт ББ)
16000 км (20 Мт ББ)
10200 км 15200-15500 км  40000 км и более 10200 - 12000 км
КВО до 5000 м (по ТЗ) 1300-1900 м (по отечественным данным)
900-920 м (по западным данным)
1300-1900 м (по отечественным данным)
920 м (по западным данным)
1800-5500 м 1850 м

Время пуска из положения полной боевой готовности - 4 мин
Гарантированный срок боевого дежурства (нахождения заправленных ракет в ШПУ) - 7 / 7,5 лет (по разным данным, при регламентных работах 1 раз в 2 года)
Полетная надежность по итогам пусков - 0,95 (Р-36) и 0,954 (Р-36П)
Условия боевого применения - температура воздуха от -40 до +50 град.С, скорость ветра у поверхности Земли 25 м/с


Боевое оснащение:
МБР Первый пуск
варианта ракеты
Головная часть Боевые блоки Заряд Примечание
Р-36 / 8К67 28.09.1963 8Ф674 - легкая моноблочная ГЧ (по эскизному проекту 8Ф672)

КСП ПРО "Лист" расположен в контейнерах на 2-й ступени МБР (масса КСП ПРО 272 кг)
легкий ББ массой 2852 кг Р354Г мощностью 8 Мт на дальность 16000 км разработки ВНИИТФ Легкий заряд ВНИИТФ мощностью до 10 Мт разработан по схеме предложенной Л.П.Феоктистовым. Заряд отработан в ходе испытаний взрывами в 1961-1962 г.г. (ист. - Атомные города)

Заряд ВНИИТФ мощностью 19100 кт испытан 25.09.1962 г. на полигоне Новая Земля

Серийное производство боевых блоков велось пензенским заводом №592 (нане - ПО "Старт")
Р-36 / 8К67 1965 г. 8Ф675 - тяжелая  моноблочная ГЧ (по эскизному проекту 8Ф671)

КСП ПРО "Лист" расположен в контейнерах на 2-й ступени МБР (масса КСП ПРО 272 кг)
тяжелый ББ массой 4560 кг А604Г мощностью 20 Мт на дальность 12000 км разработки ВНИИЭФ Заряд ВНИИЭФ мощностью 20 000 кт испытан на полигоне Новая Земля 27.09.1962 г.

Серийное производство зарядов 20 Мт ведет комбинат "Электрохимприбор" (г.Лесной Свердловской области), боевые блоки выпускаются заводом №1134 (ныне - ФНПЦ ПО "Старт", г.Заречный) (источник)
Р-36-О / 8К69 16.12.1965 Орбитальная ГЧ состоящая из ББ 8Ф673 и отсека управления 8Ф021 Боевой блок 8Ф673 2,3 Мт мощность (источник) См.отдельную статью по ракете Р-36-О
Р-36П / 8К67П 23.08.1968 Опытная разделяющаяся ГЧ  рассеивающегося типа ОК-6500 и КСП ПРО 3 х боевых блока на базе 8Ф673 Предполагалось использование заряда мощностью 2.3 Мт разработки КБ-11 (ВНИИЭФ) боевого блока 8Ф673 от орбитального варианта МБР Р-36-О Разработку РГЧ вел отдел боевого оснащения ОКБ-586 под руководством В.А.Пащенко (ист. - История вооружения РВСН).

Разведение боевых блоков осуществлялось движением их по наклонным направляющим ("скатывание") при работающем двигателе 2-й ступени МБР. Индивидуальное наведение отсутствовало и прицеливание обеспечивалось либо одного боевого блока либо центра группровки из трех боевых блоков. Тем не менее, такая РГЧ повышала боевую эффективность МБР в 2 раза.
Р-36П / 8К67П 18.04.1969 Разделяющаяся ГЧ  рассеивающегося типа 8Ф676 и КСП ПРО 3 х боевых блока 8Ф677 массой по 1410 кг Заряд АА-57 мощностью 2,3 Мт разработки ВНИИЭФ (КБ-11), заряд испытан в 1962 г. (источник) Усовершенствованная штатная РГЧ 8Ф676 создана на базе опытной РГЧ ОК-6500 по Постановлению правительства от 18.12.1968 г.

Комплекс средств преодоления (КСП) ПРО "Лист" - разработка КСП ПРО начата ОКБ-586 совместно с НИИ-108 по дополненым тактико-техническим треблованиям, которые приняло Министерство обороны СССР в 1963 г. по оснащению МБР системы радиотехнической защиты в связи с развертыванием в США работ по системе ПРО "Найк-Зевс" и позже "Сейфгард". Разработкой в ОКБ-586 руководил Н.И.Урьев (ист. - История вооружения РВСН). КСП ПРО "Лист" включал в себя:
- радиопоглощающее покрытие совмещенное с теплозащитным покрытием на боевом блоке МБР
- срадства искажения отражающих показателей головной части в виде специального прибора, установленного в донной части ГЧ
- набор пассивных ложных целей - 15 ложных целей трех типов, которые размещались в контейнерах на 2-й ступени МБР.
Испытания КСП ПРО проходили в 1962-1963 г.г. на стендах и, позже, пусками ракет по специально созданной "внутренней трассе" - с полигона Капустин Яр до противоракетного полигона Сары-Шаган на Балхаше - пуски выполнялись доработанными ракетами 8К63 и 11К65.
В июле 1965 г. впервые ракета Р-35 была оснащена КСП ПРО. Комплекс принят на вооружение в 1967 г. вместе с МБР Р-36 (ист. - Горбулин).
Масса КСП ПРО - 272 кг (Р-36)

Для оснащения МБР Р-36П был разработан новый комплекс средств преодоления ПРО.

После начала строительства системы ПРО "Сейфгард" с атмосферным эшелоном (1969 г.) в КБ "Южное" начато создание КСП ПРО, который включал квазитяжелые ложные цели, легкие цели для внеатмосферного участка траектории и устройство рассеивания дипольных отражателей, которые закрывали весь боевой порядок атакующей МБР  (ист. - Горбулин).


Боевой блок 8Ф677 для РГЧ ракеты Р-36П в музее ВНИИЭФ (источник)

Развертывание: в полк МБР Р-36 входила стартовая позиция с 6 ШПУ типа ОС и командным пунктом. В составе дивизии РВСН был также один полк с 10 ШПУ типа ОС и командным пунктом. 


Модификации:
Ракета Р-36 / 8К67 - базовый вариант тяжелой МБР с моноблочной ГЧ, а также вариант ракеты с легкой моноблочной ГЧ.

Ракета Р-36-О / Р-36обр / 8К69 - орбитальная глобальная МБР.

Ракета Р-36П / 8К67П - МБР с РГЧ рассеивающегося типа. МБР разрабатывалась с учетом переоснащения уже развернутых ракет Р-35 на новое боевое оснащение без извлечения ракет из ШПУ.

Ракета Р-36-ОМ / 8К69М (иногда в источниках ОР-36М) - модернизированный вариант ракеты Р-36-О с ампулизированными баками. Модернизация проведена в 1970 г. Выполнено два успешных испытательных пуска в 1970 г. и в 1971 г.


Статус
: СССР / Россия


МБР Р-36 в составе РВСН СССР:
  Р-36 / 8К67 Р-36П / 8К67П
1966 30
62-я ракетная дивизия, Ужур, Красноярский край
-
1967   -
1968 156 -
1969 170 (источник) -
1970 252 -
1971   6
1972 288  
1973 268 (ист. - Горбулин)  
1974 252  
1975    
1976 132 100 (ист. - История вооружения РВСН)
1977    
1978    
1979
сняты с вооружения
1980 сняты с вооружения -
1981 - -
1982 - -
1983 - -



Источники:
Атомные города Урала. Город Снежинск. // Екатеринбург, Банк культурной информации, 2009 г.
Горбулин В.П., Колтачихина О.Ю., Храмов Ю.А. Основные периоды и этапы развития ракетно-космической техники Украины. Ч.2. Создание боевых стратегических баллистических ракет и ракетных комплексов (1957-1990). // Наука та наукознавство. №2 / 2014 г.
Гудилин В.Е., Слабкий Л.И., Ракетно-космические системы. М., 1996 г.
Железняков А.Б. "Сатана" и "Воевода". Самое грозное ядерное оружие мира. М., Яуза-Эксмо, 2016 г.  
История вооружения РВСН. М., Столичная энцеклопедия, 2021 г.
Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро "Южное". Украина, Днепропетровск, 2000 г.
Стратегические ракетные компелксы наземного базирования. М., "Военный парад", 2007 г.
Стратегический ракетный комплекс Р-36 с ракетой 8К67 (источник)
Тяжелый случай. Часть 1. // Техника и вооружение. №2 / 2015 г.

Каталог