Р-36-О / 8К69 - SS-9 mod.3 SCARP FOBS | MilitaryRussia.Ru — отечественная военная техника (после 1945г.)

Р-36-О / 8К69 - SS-9 mod.3 SCARP FOBS

Автор: DIMMI
Создана: 20.03.2022 10:38:23
Изменена: 03.04.2022 22:45:21
Комментариев: 0
Категории: ЗЕМЛЯ / Баллистические ракеты земля-земля / Межконтинентальные баллистические ракеты / Р-36-О / 8К69 - SS-9 mod.3 SCARP FOBS /

ДАННЫЕ НА 2022 г. (стандартное пополнение)
Комплекс 8П769, ракета Р-36-О / 8К69 - SS-9 mod.3 SCARP FOBS


Глобальная межконтинентальная баллистическая ракета (МБР). Ракета разработана ОКБ-586 (с 1966 г. - КБ "Южное", г.Днепропетровск, генеральный конструктор - М.К.Янгель), главный конструктор - М.И.Галась. Разработка орбитального 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. Испытания орбитального варианта ракеты планировалось 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. 


Глобальная МБР на Западе получила наименование FOBS - Fractional Orbital Bombardment System - "частично орбитальная бомбардировочная (ударная) система". Основные преимущества такого типа ракеты перед обычной МБР:
- неограниченная дальность действия;
- возможность поражения цели разными ракетами, но одновременно с разных направлений (например, через Северный и Южный полюса);
- меньшее время полета до цели по кратчайшему направлению, чем у обычной МБР;
- невозможность прогнозирования района падения боеголовки пока она находится на орбитальном участке полета;
- удовлетворительная точность при максимальных дальностях.

Создание ракеты и орбитальной ступени вело 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. Эскизный проект Р-36-О разработан в декабре 1962 г. 

Первоначально ампулизация ракеты не предусматривалась, но 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.

Для проведения испытаний Р-36-О на полигоне Байконур на площадке 67 была проведена реконструкция стартового оборудования. Подготовка к проведению испытаний начата в конце 1964 г. На полигоне Капустин Яр в районе пос. Новая Казанка в 1966 г. установлена измерительная система "Вега". Позже были проведены огневые испытания всех ступеней и огневые испытания орбитальной ступени в условиях невесомости (на самолете). Первый аварийный пуск орбитальной баллистической ракеты Р-36-О (иногда в источниках - Р-36орб) / 8К69 состоялся 16 декабря 1965 г. В 1966 году выполнено 4 успешных пуска ракеты. В первом успешном пуске ракета вывела орбительную ступень на круговую орбиту высотой 150 км наклонением 65 градусов. После одного витка вокруг Земли боевая часть упала в заданный район с высокой точностью.

Подготовка к пуску ракеты Р-36-О / 8К69 со стартового стола на полигоне Байконур, 1965-1966 г.г. Антенны телеметрического оборудования на головной части позже были убраны (Стратегические ракетные компелксы наземного базирования. М., "Военный парад", 2007 г.)




Подготовка к пуску ракеты Р-36-О / 8К69 со стартового стола на полигоне Байконур, 1965-1966 г.г. (обработка фото MilitaryRussia.Ru)

Пуски МБР Р-36-О / 8К69 программы ЛКИ (летно-конструкторских испытаний) и после принятия ракеты на вооружение:
№пп Дата Полигон Тип ПУ Ракета Описание
1 16.12.1965 Байконур, площадка 67/21
01Л, ГЧ 01Л Планировался пуск по полигону Кура. Пуск не состоялся из-за аварийной ситуации.  
Во время окончания заправки 2-й ступени горючим, в ресиверной, из которой шел наддув емкостей горючего азотом, началась утечка азота. Учитывая, что запас азота был на две заправки, мы могли бы закончить заправку при травлении азота, но руководитель испытаний направил в ресиверную специалистов управления, при работе которых по поиску травления азота прошла ложная команда на отстрел наполнителей 2-й ступени. Наполнители отстыковались, горючее с высоты хлынуло на бетон, от удара воспламенилось, и начался пожар.
2 05.02.1966 Байконур, площадка 67/21   02Л, ГЧ 02Л Успешный пуск по полигону Кура
3 15.03.1966 Байконур, площадка 67/21   03Л, ГЧ 03Л Аварийный пуск
4 19.05.1966 Байконур, площадка 67/22   04Л, ГЧ 04Л Аварийный пуск (по отечественным данным - успешный пуск)
5 17.09.1966 Байконур, площадка 162/36 ОС (?) 05Л, ГЧ 05Л ЛКИ 2-я часть, успешный пуск по высокой орбитальной траектории (апогей 1421 км) по полигону Новая Казанка
6 02.11.1966 Байконур, площадка 162/36 ОС (?) 06Л, ГЧ 06Л ЛКИ 2-я часть, успешный пуск по высокой орбитальной траектории (апогей 1752 км) по полигону Новая Казанка
7 25.01.1967 Байконур, площадка 162/36 ОС (?) 07Л, ГЧ 07Л ИСЗ Космос-139 ЛКИ 2-я часть, успешный пуск по высокой орбитальной траектории (апогей 1539 км) по полигону Новая Казанка. По российским данным - первый успешный пуск из ШПУ ОС. Продолжительность полета составила 5626,6 сек (источник)
8 22.03.1967 Байконур, площадка 161/35 ОС (?) 08Л, ГЧ 08Л ЛКИ 2-я часть, Аварийный пуск (апогей 140 км) по полигону Новая Казанка
9 17.05.1967 Байконур, площадка 161/35 ОС (?) 09Л, ГЧ 09Л ИСЗ Космос-160 ЛКИ 2-я часть, Успешный пуск (апогей 234 км) по полигону Новая Казанка
10 17.07.1967 Байконур, площадка 162/36 ОС (?) 11Л, ГЧ 11Л ИСЗ Космос-169 ЛКИ 2-я часть, Успешный пуск (апогей 232 км) по полигону Новая Казанка
11 31.07.1967 Байконур, площадка 161/35 ОС (?) 12Л, ГЧ 12Л ИСЗ Космос-170 ЛКИ 2-я часть, Успешный пуск (апогей 396 км) по полигону Новая Казанка
12 08.08.1967 Байконур, площадка 162/36 ОС (?) 10Л, ГЧ 10Л ИСЗ Космос-171 ЛКИ 2-я часть, Успешный пуск (апогей 328 км) по полигону Новая Казанка
13 19.09.1967 Байконур, площадка 161/35 ОС (?) 14Л, ГЧ 14Л ИСЗ Космос-178 ЛКИ 2-я часть, Успешный пуск (апогей 311 км) по полигону Новая Казанка
14 22.09.1967 Байконур, площадка 162/36 ОС (?) 15Л, ГЧ 15Л ИСЗ Космос-179 ЛКИ 2-я часть, Успешный пуск (апогей 214 км) по полигону Новая Казанка
15 18.10.1967 Байконур, площадка 161/35 ОС (?) 16Л, ГЧ 16Л ИСЗ Космос-183 ЛКИ 2-я часть, Успешный пуск (апогей 315 км) по полигону Новая Казанка
16 28.10.1967 Байконур, площадка 162/36 ОС (?) 13Л, ГЧ 13Л ИСЗ Космос-187 ЛКИ 2-я часть, Успешный пуск (апогей 240 км) по полигону Новая Казанка
17 25.08.1968 Байконур, площадка 162/36 ОС (?) 17Л(5МО), ГЧ 17ЛУ ИСЗ Космос-218 ЛКИ 2-я часть, Успешный пуск (апогей 232 км) по полигону Новая Казанка. Боевая часть 8Ф673 спасена с помощью парашютной системы (ист. - Стратегические ракетные комплексы)
18 20.05.1968 Байконур, площадка 162/36 ОС (?) 18Л(6МО), ГЧ 18ЛУ ЛКИ 2-я часть. Успешный пуск по суборбитальной траектории по полигону "Акватория" в Тихом океане.
19 27.05.1968 Байконур, площадка 161/35 ОС (?) 19Л(7МО), ГЧ 19ЛУ ЛКИ 2-я часть. Успешный пуск по суборбитальной траектории по полигону "Акватория" в Тихом океане.
20 02.10.1968 Байконур, площадка 161/35 ОС (?) 10Т, ГЧ 20Л ИСЗ Космос-244 ЛКИ 2-я часть, Успешный пуск (апогей 193 км) по полигону Новая Казанка.
21 15.09.1969 Байконур, площадка 191/66 ОС 50Т, ГЧ 21Л ИСЗ Космос-298 Успешный учебно-боевой пуск (апогей 181 км) по полигону Новая Казанка.
22 28.07.1970 Байконур, площадка 191/66 ОС 49Т, ГЧ 22Л ИСЗ Космос-354 Успешный учебно-боевой пуск (апогей 178 км) по полигону Новая Казанка.
23 25.09.1970 Байконур, площадка 191/66 ОС 4502741-260T, ГЧ 22511-65 ИСЗ Космос-365 Успешный пуск модернизированной ракеты 8К69М (апогей 174 км) по полигону Новая Казанка.
24 08.08.1971 Байконур, площадка 191/66 ОС 22501-07, ГЧ 51027-40-251 ИСЗ Космос-433 Успешный пуск модернизированной ракеты 8К69М (апогей 300 км) по полигону Новая Казанка.
(источник 1)

США впервые заявили об испытаниях в СССР системы FOBS 3 ноября 1967 г. 7 ноября 1967 г. ракеты Р-36-О впервые были открыто показаны на Параде на Красной площади в Москве. С ракет были сняты рулевые двигатели второй ступени и были установлены нестандартные макеты головных частей (источник).


Ракеты Р-36-О комплекса 8К69 / SS-9 SCARP FOBS на Параде в Москве, 7 ноября 1968 г.

В мае 1968 г. испытания Р-36-О были завершены. Всего в ходе ЛКИ выполнено 20 пусков, в т.ч. 4 пуска по полигону Кура, 13 пусков по рейону Новая Казанка и 2 пуска по району "Акватория" в Тихом океане. 4 пуска были аварийными в основном по причине брака производства. В пуске №17 боевая часть 8Ф673 была спасена с помощью парашютной системы. Испытания завершены пуском 20 мая 1968 г.
 
Серийное производство МБР Р-36-О велось на Южном машиностроительном заводе в Днепропетровске. Ракета Р-36-О принята на вооружение Постановлением Совмина СССР от 19.11.1968 г. Первый и единственный полк с ракетами 8К69 заступил на боевое дежурство на полигоне Байконур 25 августа 1969 г. с 6 ШПУ (позже их количество увеличено до 18 ШПУ). 

Ракетно-техническая бригада для эксплуатации МБР Р-36-О сформирована в октябре 1969 г. К июлю 1979 г. на базе управления бригады сформировано управление отдельных инженерно-испытательных частей (ОИИЧ) для эксплуатации МБР Р-36 и Р-16. В 1982 г. полигон Байконур передан Главному управлению космических средств Министерства обороны СССР (ГУКОС). 

Ракета Р-36-О и снята с боевого дежурства в январе 1983 г. в связи с заключением Договора ОСВ-2 в 1979 г., который запрещал СССР и США развертывание "частично орбитальных" ракет. Управление ОИИЧ расформировано к 1 ноября 1983 г. 12 из 18 ШПУ подлежали демонтажу, а оставшиеся 6 ШПУ могли использоваться для испытания других ракетных комплексов.


Пусковое и наземное оборудование:
Стартовый комплекс 8П869 со стартовым столом 8У255, подъемно-установочный агрегат 8Т178 и 8Т178Т, тягач с пневмоприводом 8Т181.

Комплекс 8П769 ШПУ ОС-69 / 8К69-ОС
 - шахтная пусковая установка аналогичная ШПУ МБР Р-36 / 8К67. Разработка косплекса стартового оборудования велась КБ Специального Машиностроения (КБСМ), главный конструктор - Е.Г.Рудяк. В состав стартового комплекса входили 6 ШПУ разнесенных на расстояние 8-10 км

Пуск из ШПУ горячий - на маршевых двигателях - со стартового стола, установленного в ШПУ. 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. Защитное устройство - сдвижное, на рельсах.

Глубина ШПУ - 41,5 м
Диаметр ствола шахты - 8,3 м
Диаметр пускового стакана - 4,64 м
Уровень защищенности от ударной волны ядерного взрыва - 2 кг/кв.см

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

Система внутреннего электроснабжения разработана ЦЛИ-31 Министерства обороны СССР.

Командный пункт комплекса из 6 ШПУ - подземный защищенный. Разработка системы дистанционного управления комплекса (СДУК) велась НИИАП.
Уровень защищенности от ударной волны ядерного взрыва - 10 кг/кв.см

Агрегаты обслуживания комплекса разработаны КБ транспортного машиностроения (КБТМ) - 7 агрегатов - и предприятиями-смежниками - также 7 агрегатов 
(источник):
стыковочно-изотермическая машина 15Т14;
- кантователь 15Т18 (руководитель проекта Ю.В.Ларионов) - предназначен для снятия орбитальной ГЧ 8Ф021 с изотермической машины 15Т14 и укладки на тележку 15Т19;
- 15Т19 - транспортная тележка для перевозки орбитальной ГЧ;
- 15Я5 - термочехол для орбитальной ГЧ (руководитель проекта Р.Б.Щербачев) - предназначен для сохранения теплового режима при операциях с орбитальной ГЧ.



Ракета Р-36-О / 8К69:
Конструкция
 - ракета жидкостная двухступенчатая с несущими баками с последовательным соединением ступеней, приборным отсеком и головной частью. Несущие баки выполнены из алюминиево-магниевого сплава АМГ-6. 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).

Орбитальная ракета Р-36-О, модель
(фото - Myroslav Gyurosi, http://www.ausairpower.net/APA-Sov-FOBS-Program.html).


1-я ступень - 8С691

2-я ступень - 8С692

Орбитальная головная часть (ОГЧ) 8Ф021 с боевым блоком 8Ф673

Маршевые ступени почти полностью идентичны ступеням базовой МБР
Р-36. Вместо единого приборного отсека были установлены приборный отсек уменьшенных размеров и переходник с аппаратурой системы управления. После выведения орбитальной ступени на расчетную орбиту переходник с системой управления отделялся от 2-й ступени ракеты и совершал орбитальный полет вместе с орбитальной ступенью до момента запуска тормозного двигателя. 

Орбитальная ступень 8Ф021 ракеты Р-36-О выполняла торможение и сход с орбиты. Для этого использовалась система управления с гирогоризонтом и гировертикантом, а также специальная тормозная двигательная установка 8Д612. Внутри топливных емкостей ступени для работы в условиях невесомости установлены разделительные сетки обеспечивающие бескавитационную работу насосов подачи топлива. Заправка и ампулизация орбитальной ступени обеспечивалась в специальном помещении после чего ступень устанавливалась на ракету в ШПУ. 

Орбитальная ступень 8Ф021 с боевым блоком, приборным отсеком-переходником и 1-й ступенью, модель
(фото - Myroslav Gyurosi, http://www.ausairpower.net/APA-Sov-FOBS-Program.html).

Орбитальная ступень 8Ф021 ракеты Р-36-О / 8К69
(Стратегические ракетные компелксы наземного базирования. М., "Военный парад", 2007 г.)

Система управления - автономная инерциальная система управления ракеты создавалась НИИ-692 ("Хартрон", г.Харьков) под руководством главного конструктора В.Г.Сергеева, командные приборы разработаны НИИ-944. Разработка системы управления начата в апреле 1962 г. по заказу 241 (источник).

Система прицеливания оптическая автоматическая 15Ш12 разработки ЦКБ-784 "ЦКБ "Арсенал"), 
главный конструктор С.П.Парняков, руководитель работ И.А.Нечаев, ведущий конструктор А.С.Галушко (источник). 

Орбитальная ступень управляется СУОС - системой управления, ориентации и стабилизации, которая оснащена автоматом стабилизации с гировертикантом и гирогоризонтом и автоматом управления дальностью, который выдавал команду на включение тормозной двигательной установки. СУОС сопряжена с радиовысотомером РВ-21 "Каштан", который измеряет расстояние до Земли в начале орбительного участка полета и перед началом торможения орбительной ступени. В системе управления используется аналоговое счетно-решающее устройство.

Состав и компоновка системы управления модифицированы (например, добавлен радиовысотомер). Вместо единого приборного отсека были установлены приборный отсек уменьшенных размеров и переходник с аппаратурой системы управления. После выведения орбитальной ступени на расчетную орбиту переходник с системой управления отделялся от 2-й ступени ракеты и совершал орбительный полет вместе с орбитальной ступенью до момента запуска тормозного двигателя орбитальной ступени. 

При первых испытательных пусках на головной части ракеты устанавливались антенны системы телеметрии. Позже они были убраны.

Система управления обеспечивала полет орбительной ракеты по следующей программе:
1. Разворот ракеты в полете после выхода из ШПУ до заданного азимута стрельбы (в диапазоне углов 180).
2. Разделение 1-й и 2-й ступеней.
3. Выключение двигателей 2-й ступени и отделение управляемой ОГЧ.
4. Продолжение автономного полета ОГЧ по орбите искусственного спутника Земли, управление ОГЧ с помощью системы успокоения, ориентации и стабилизации.
5. После отделения ОГЧ коррекция ее углового положения таким образом, чтобы к моменту первого включения радиовысотомера РВ-21 ось антенны была направлена к геоиду.
6. После проведения коррекции ОГЧ движение по орбите с углами атаки 0 градусов.
7. В расчетный момент времени первое измерение высоты полета радиовысотомером.
8. Перед вторым измерением тормозная коррекция высоты полета.
9. Второе измерение высоты полета радиовысотомером.
10. Ускоренный разворот ОГЧ в положение спуска с орбиты.
11. Перед спуском с орбиты выдержка в течение 180 сек для отработки угловых возмущений и успокоения ОГЧ.
12. Запуск тормозной двигательной установки и отделение приборного отсека.
13. Выключение тормозной ДУ и отделение (через 2-3 с) отсека ТДУ от боевого блока. Отделение тормозной двигательной установки от головной части обеспечивалось сбрасыванием давления из топливных баков через специальные сопла.


Двигательные установки: аналогично двигательным установкам ракеты Р-36 - 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 КБ-4 ОКБ-586 под руководством главного конструктора И.И.Иванова. Серийное производство всех двигателей для ракет велось на заводе №586 в Днепропетровске (с 1966 - Южный машиностроительный завод).

1-я ступень:
- маршевая двигательная установка РД-261 состоящая из трех автономных двухкамерных ЖРД РД-260 - каждый двухкамерный ЖРД имел один ТНА (турбонасосный агрегат), газогенератор и пироавтоматику. Подача компонентов топлива освществлялась турбонасосами. В двигателе не использовалось дожигание генераторного газа.
Высота ДУ - 2,88 м
Диаметр ДУ - 2,52 м
Масса сухая ДУ - 1730 кг
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
Время работы - 120 с

- рулевой 4-х камерный ЖРД РД-68М / 8Д68М / РД-855 с поворотными двигателями 
Высота ДУ - 0,98 м
Диаметр ДУ - 3,45 м
Угол поворота камеры ЖРД - 42 град.
Масса ДУ - 320 кг
Тяга у земли - 29,1 т
Удельный импульс у земли - 254 ед
Удельный импульс в пустоте - 292 ед
Число включений - 1
Время работы - 127 с

- 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-262 с высотным соплом с большой степенью расширения.
Высота ДУ - 2,68 м
Диаметр ДУ - 2,59 м
Масса сухая ДУ - 725 кг
Тяга в пустоте - 101,2 т / 120 т (по др.данным)

Удельный импульс в пустоте - 315,3 ед
Давление в камере сгорания - 91 кг/кв.см

- рулевой 4-х камерный ЖРД РД-69М / 8Д69М / РД-856 с поворотными двигателями, унифицированный по конструкции с ЖРД РД-68М
Высота ДУ - 0,9 м
Диаметр ДУ - 3,35 м
Угол поворота камеры ЖРД - 50 град.
Масса ДУ - 112,5 кг
Тяга в пустоте - 5,53 т
Удельный импульс в пустоте - 280,5 ед
Число включений - 1
Время работы - 163 с


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

Орбитальная ступень: тормозная двигательная установка 8Д612 / РД-854 (
источник) с однокамерным ЖРД разработки КБ-4 ОКБ-586 (главный конструктор И.И.Иванов) работала на основных компонентах топлива - горючее - несимметричный диметилгидразин (НДМГ), окислитель - азотный третраоксид. Подача топлива осуществляется турбонасосным агрегатом, который запускается пиростартером. 
Высота ДУ - 1,505 м
Диаметр оси сраза рулевого сопла - 1,53 м
Масса ДУ - 100 кг
Масса топлива - 2000 кг
Тяга в пустоте - 7,7 т
Удельный импульс в пустоте - 312,2 ед
Число включений - 1
Время работы - 70 с


На выхлопных газах турбины работают 4 управляющих сопла орбитальной ступени, расположенных на заднем срезе вокруг сопла тормозного двигателя. Они выполняют стабилизацию ступени по тангажу и рысканию на участке активного тормозения при сходе с орбиты. Стабилизацию по крену выполняют 4 тангенциально расположенных на ступени сопла.

Двигательная установка орбитальной ступени 8Ф021. Видно большое сопло тормозного двигателя 8Д612 и 4 управляющих сопла.

ТТХ ракеты Р-36-О:
  Р-36-О / 8К69 SS-9 mod.3 SCARP FOBS
Длина 32,65 м
Длина 1-й ступени 18,87 м
Длина 2-й ступени 10,3 м
Диаметр корпуса 3,05 м
Масса стартовая 181,297 - 182 т
Масса 1-й и 2-й ступеней заправленных 167,4 т
Масса стартовая 1-й ступени 122,3 т
Масса стартовая 2-й ступени 49,3 т
Масса забрасываемая / масса ГЧ 5400 кг
Масса орбитальной ГЧ 3648 кг
Масса боевого блока 1410 кг
Масса КСП ПРО 238 кг
Масса пустой 1-й ступени 6,4 т
Масса пустой 2-й ступени 3,7 т
Масса топлива 166,2 т
Масса топлива 1-й ступени 118,9 т
Масса топлива 2-й ступени 48,5 т
Масса топлива орбитальной ГЧ 2 т
Дальность действия 40000 км и более (при пуске на Восток)
15000 - 34000 км (при пуске на Запад)
Высота орбиты штатно 120-180 км
КВО по разным данным 1100 м
1800-5500 м

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


Боевое оснащение:
МБР Первый пуск
варианта ракеты
Головная часть Боевые блоки Заряд Примечание
Р-36-О / 8К69 16.12.1965 Орбитальная ГЧ 8Ф021 состоящая из ББ 8Ф673, отсека управления (длина 1790 мм) и тормозной ДУ Боевой блок 8Ф673 массой 1410 кг
Длина - 2140 мм
Диаметр - 1420 мм
2,3 Мт мощность (источник)

Согласно источнику в хвостовых отсеках 2-й ступени ракеты не устанавливались контейнеры со средствами КСП ПРО.


Орбитальная ступень 8Ф021 с боевым блоком 8Ф673 ракеты Р-36-О / 8К69, модель (фото обработано)

Развертывание: в полк МБР Р-36 входила стартовая позиция с 6 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 - 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

- 1969 г. - начато развертывание полков с ШПУ Р-36-О на полигоне Байконур. Монтажно-испытательный корпус (МИК) головных частей на площадке 38 обслуживался 98-й испытательная ракетно-боевой бригадой. Здесь же располагалось хранилище ГЧ. Монтажно-испытательный корпус для нужд самой ракеты (МИК-42) и техническая позиция находилась на пл.43 (источник).


МБР Р-36-О на боевом дежурстве РВСН СССР:
  Р-36-О / 8К69 Полки РВСН
1969 6 ШПУ (1 полк) 794-й ракетный полк - 6 ШПУ с 25.08.1969 г., площадки 160, 161, 162, 163, 164, 165 и 232
1970 12 ШПУ (2 полка) 157-й ракетный полк - 6 ШПУ с 30.06.1970 г., площадки 191, 192, 193, 194, 195. 196 и 230
1971 12 ШПУ (2 полка)  
1972 18 ШПУ (3 полка) 353-й ракетный полк - 6 ШПУ с конца 1971 г., площадки 241, 242, 243, 244, 245, 246 и 231
1973 18 ШПУ  
1974 18 ШПУ  
1975 18 ШПУ  
1976 18 ШПУ  
1977 18 ШПУ  
1978 18 ШПУ  
1979 18 ШПУ  
1980 18 ШПУ  
1981 18 ШПУ  
1982 18 ШПУ Полки начинают сниматься с боевого дежурства
1983 менее 18 ШПУ  

- 1984 г. май - ШПУ полков демонтированы.


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.
Железняков А.Б. "Сатана" и "Воевода". Самое грозное ядерное оружие мира. М., Яуза-Эксмо, 2016 г.  
Ракетный комплекс с тяжелой орбительной МБР Р-36ОРБ 8К69 (источник)
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)

Каталог