Р-36 (8К67)

Разработка, испытания и развертывание.
Постановлением Правительства от 12 мая 1962г. КБ «Южное» под руководством М.К.
Янгеля поручалось создать новый БРК с «тяжелой» ракетой способной доставить сверх-
мощный термоядерный заряд на межконтинентальную дальность. Новая ракета второго
поколения получила обозначение 8К67 и изначально разрабатывалась в вариантах: с
наземным и с шахтным стартами; с комбинированной СУ (имевшей канал радиокоррекции)
и чисто инерциальной. От наземного старта быстро отказались, а от комбинированной
СУ отказались в ходе летных испытаний. Инерциальная СУ вполне обеспечивала задан-
ную точность и при этом требовала меньших затрат при развертывании БРК. При проек-
тировании широко использовались отработанные на ракете Р-16 конструктивные решения
и технологии.
Испытания на полигоне Байконур начались 28 сентября 1963г. Первый пуск был
неудачным. Последующие пуски также проходили не всегда гладко, но тем не менее
государственная комиссия признала эту ракету перспективной и испытания продолжа-
лись. Постепенно удалось устранить все недостатки. Началась подготовка к серий-
ному производству ракет и строильство стартовых позиций, что позволило быстро
развернуть новый БРК. В конце мая 1966г. весь цикл испытаний был завершен, а 21
июля 1967г. ракетный комплекс с МБР Р-36 был принят на вооружение РВСН. 5 ноября
1966г. в г. Ужуре началась постановка на боевое дежурство первого ракетного полка
с ракетами этого типа.
В декабре 1967г. КБ "Южное" приступило к разработке на базе 8К67 ракеты с
РГЧ, получившей обозначение 8К67П. Ее разработка велась в исключительно сжатые
сроки, что было обусловлено тем, что в это же время в США велась разработка РГЧ
для ракет «Минитмен» и СССР не должен был отставать. Конструкция РГЧ разрабатыва-
лась с учетом выполнения требования по обеспечению переоснащения ракет 8К67, нахо-
дящихся на боевом дежурстве в шахтных ПУ в заправленном состоянии без их выемки из
ПУ и минимальных доработок наземного проверочно-пускового оборудования. Ракета
8К67П с РГЧ в составе БРК Р-36 была принята на вооружение в 1970г. Постановка на
боевое дежурство началась в 1971г. Всего до 1972г. включительно было развернуто
288 ШПУ для ракет Р-36. Комплекс Р-36 с ракетой 8К67 был снят с вооружения в 1978г.
с ракетой 8К67П - в 1979г

Р-36орб
В начале 60-х годов в США начались работы по программе "FOBS" (Fractional
Orbital Bombardment System) - «частично-орбитальной бомбардировки». Американские
военные достаточно серьезно изучали данный вопрос. Идея не получила поддержки по
причине высокой стоимости развертывания полномасштабной системы. Советский Союз
пошел дальше.
Разработка Р-36орб (индекс изделия - 8К69, код NATO - SS-9 Mod 3 «Scarp») на
базе МБР Р-36 и орбитального блока для нее была начата в КБ «Южное» согласно Пос-
тановления правительства от 16 апреля 1962г. Уже в декабре 1962г. был выполнен
эскизный проект, а в 1963г. началась разработка технической документации и изготов-
ление опытных образцов ракеты.
Летно-конструкторские испытания ракеты Р-36орб проходили в четыре этапа. На
первом отрабатывалась ракета-носитель, на втором – выведение орбитального блока
на околоземную орбиту, на третьем - система "частично-орбитального бомбометания" в
целом. Четвертый этап предусматривал сдачу системы заказчику.
Первый этап начался 16 декабря 1965г. пуском с наземной пусковой установки,
расположенной на площадке № 67 полигона Тюра-Там (космодром Байконур), Последний
состоявшийся 19 мая 1966 г. был впервые проведен из шахтной пусковой установки на
площадке № 69. Во всех пусках ракета вместо орбитального блока несла его габаритно-
весовой макет. Пуски были признаны успешными.
Второй этап (два пуска) ЛКИ был начат 17 сентября 1966г. когда ракета вывела
орбитальный блок на околоземную орбиту. Официально о запуске, как и о любом другом
запуске боевой ракеты (за редким исключением), сообщено не было. Однако западные
средства наблюдения зафиксировали появление на околоземной орбите, сначала одного
объекта, а через некоторое время еще 52 небольших объектов, идентифицированных как
возникшие в результате этого запуска. Очевидно что объект взорвался на орбите. Но
было ли это сделано умышленно или взрыв произошел произвольно, неизвестно.
Возможно при попытке сведения орбитального блока с орбиты, не сработала тормозная
двигательная установка (ТДУ) и в действие была приведена система аварийного уничто-
жения или же на этом этапе испытывался только сам орбитальный блок, не оборудован-
ный ТДУ (по причине неготовности) и после успешного выведения он был уничтожен.
Аналогичный запуск состоялся 2 ноября 1966г. О дальнейших пусках в рамках создания
системы "частично-орбитального бомбометания" официально сообщалось, как об очеред-
ных запусках спутников серии «Космос», но только после того, как их регистрировало
Космическое командование США.
С началом 1967г. начался третий этап ЛКИ в ходе которого было осуществлено
9 пусков с выводом орбитального блока на околоземную орбиту. По другим данным их
было 10. В целом пуски прошли успешно, но нарекания вызвала система наведения на
цель, которая не позволяла добиться требуемой точности.
Американская сторона впервые сообщила о том, что Советский Союз проводит испы-
тания системы «частично-орбитальной бомбардировки» только 3 ноября 1967г. К тому
времени основные испытания были уже завершены, и разработчики устраняли замечания,
сделанные заказчиком.
В 1968г. было осуществлено два (по другим данным четыре) пуска ракет Р-36орб.
19 ноября 1968 г. ракета-носитель Р-36орб и орбитальный блок 8Ф021 были приняты
на вооружение. Первый и единственный ракетный полк в составе 18 ШПУ Р-36орб
заступил на боевое дежурство 25 августа 1969г. на космодроме Байконур (командир
полка - А.В.Милеев).
В последующие годы запуски осуществлялись с частотой один - два в год и их
задачей было поддержание боеготовности системы. В 1971г. был осуществлен послед-
ний запуск по «частично-орбитальной траектории». В целом система не показала
желаемой эффективности в связи с чем ограничились развертыванием одного полка в то
время как ракеты Р-36 были развернуты в больших количествах. В 1979г. был подписан
Договор ОСВ-2 запрещавший сторонам иметь системы вооружений подобные FOBS. Из 18
ШПУ ракет Р-36орб, 12 подлежали ликвидации, а 6 оставшихся должны были быть перео-
борудованы для испытаний модернизируемых МБР. К январю 1983г. работы по ликвидации
ракет Р-36орб были завершены, и система была снята с вооружения.

Конструкция
Первая ступень ракеты Р-36 состоит из переходника, бака окислителя, прибор-
ного отсека, бака горючего и хвостового отсека. Двигатель 1-ой ступени РД-251
(8Д723) состоит из трех двухкамерных модулей РД-250, а также рулевого двигателя
РД-68М (тяга в пустоте 30т.) с четырьмя поворотными камерами сгорания. Длина сту-
пени составляла 18,9м. диаметр - 3м. сухой вес - 6,4т. а с полной заправкой -
122,3 т.
Вторая ступень состоит из приборного, топливного и хвостового отсеков. Компо-
ненты топлива размещены в едином топливном отсеке, разделенном на полости окисли-
теля и горючего промежуточным днищем (впервые реализован принцип плотной компонов-
ки отсеков ракеты). На 2-ой ступени установлен двухкамерный маршевый ЖРД РД-252
и рулевой - РД-69М с четырьмя рулевыми камерами (тяга в пустоте 5,5 т.). Дви-
гатели имеют высокую степень унификации с двигателями первой ступени. Длина сту-
пени составляет 9,4м. диаметр - 3м. сухой вес - 3,7 т, а вместе с топливом - 49,3т.
Для разделения ступеней и отделения ГЧ на обеих ступенях устанавливались тормозные
пороховые двигатели. На всех ступенях используется самовоспламеняющееся топливо:
окислитель - азотный тетраоксид (121,7т.), горючее – НДМГ (48,5т.). Наддув всех
баков в полёте осуществляется продуктами сгорания основных компонентов топлива. На
каждой ступени, для уменьшения гарантийных запасов топлива, устанавлена своя сис-
тема одновременного опорожнения баков. Наполнение баков компонентами топлива кон-
тролировалось системой контроля уровней. На ракете устанавливались также системы:
аварийного подрыва для ликвидации ГЧ при отклонениях параметров движения ракеты
сверх допустимых, дистанционного контроля загазованности отсеков ракеты парами ком-
понентов топлива, предохранения баков от вакуума и избыточного давления.
Одной из серьезных проблем, решенных при разработке этой ракеты, была проб-
лема обеспечения высокой степени герметичности топливных систем с целью выполнения
требования по семилетнему хранению в заправленном состоянии. В конструкции топлив-
ных баков применены прессованные и химфрезерованные панели, пустотелые шпангоуты,
изготавливаемые из прессованных профилей, что позволило значительно снизить вес
отсеков и упростить технологию их изготовления.
Элементы системы управления размещались в приборных отсеках на первой и второй
ступенях. Характерной особенностью СУ ракеты являлось то, что с целью повышения
боеготовности ракеты предусматривался форсированный разгон гироскопов гироблоков и
гироинтеграторов путем подачи на гиромоторы повышенного напряжения электропитания.
СУ обеспечивала автоматическую дистанционную предстартовую подготовку к пуску и
пуск ракеты из ШПУ с последующим (после выхода ракеты из шахты) наведением ракеты
на цель по азимуту разворотом в плоскость стрельбы (исключен поворотный пусковой
стол на старте), высокие по сравнению с предыдущими ракетами боеготовность и точ-
ность стрельбы.
Р-36 могла оснащаться двумя типами головных частей: моноблочной (8К67) и раз-
деляющейся с простым разбросом боевых блоков (8К67П). Все ГЧ имели в своем составе
комплекс средств преодоления ПРО.
Ракета 8К67 могла нести «тяжелую» ГЧ с зарядом мощностью 20 мт; (по другим
данным 25) или «легкую» с зарядом мощностью 8 Мт. Ракета 8К67П оснащалась разде-
ляющейся ГЧ 8Ф676 в составе трех ББ 8Ф677 мощностью по 2.3Мт. Основным силовым
узлом РГЧ являлась платформа, устанавливаемая на штатный приборный отсек ракеты.
Разведение ББ осуществлялось «скатыванием» их по наклонным направляющим при работа-
ющем двигателе 2-ой ступени. Для уменьшения аэродинамического сопротивления ББ
устанавливались с наклоном к продольной оси ракеты на 11°, а на их вершины устанав-
ливался обтекатель в виде трехконусного наконечника. Установка РГЧ на ракету потре-
бовала доработки бортовой СУ в части обеспечения электросвязи СУ с РГЧ. Конструк-
ция РГЧ не обеспечивал а индивидуального наведения каждого из трех блоков по
отдельной цели. Прицелить можно было один из блоков либо центр их группирования.
Тем не менее, применение такой РГЧ в условиях противодействия системы ПРО повысило
боевую эффективность ракеты 8К67П по сравнению с 8К67 примерно в 2 раза.
Орбитальный боевой блок 8Ф021, который отличал ракету «Р-36орб» от МБР «Р-36»,
состоял из корпуса, приборного отсека с системой управления, боевого блока с термо-
ядерным зарядом мощностью 2,3 мт.(по другим источникам 5мт.) и ТДУ, который сводил
блок с околоземной орбиты и обеспечивал попадание в цель. Отделение ББ происходило
путем сбрасывания давления из топливных баков ТДУ через специальные сопла.

Состав комплекса и его эксплуатация.
В состав БРК входило 6 ШПУ типа «ОС». Каждая шахта имела диаметр ствола 8,3м.
и высоту 41,5м. Расстояние между шахтными пусковыми установками составляло 6–10км.
Вблизи одной из них размещался командный пункт БРК, связанный линиями системы бое-
вого управления и связи со всеми стартовыми позициями. ШПУ состояла из оголовка и
шахтного ствола. ШПУ перекрывалась специальным защитным устройством (крышей) сдвиж-
ного типа, обеспечивающим герметизацию ствола шахты и защиту ракеты от поражающих
факторов ЯВ. В оголовке размещались источники электроснабжения, аппаратура техно-
логических и технических систем, обеспечивавшая дистанционные контроль техничес-
кого состояния систем ракеты и проведение операций по подготовке к пуску и пуск
ракеты. Ракета хранилась в заправленном состоянии в течение нескольких лет. Время
подготовки к пуску составляло 5 минут. Пуск ракеты проводился автоматически после
получения команды с КП. Ракета стартует с пускового стола, установленного в ШПУ.
Старт ракеты - газодинамический с запуском ДУ 1-ой ступени непосредственно в ШПУ.
Безударный выход из ШПУ обеспечивался движением ракеты по направляющим расположен-
ным в одной диаметральной плоскости пускового стакана. Скольжение ракеты по
направляющим обеспечивалось бугелями, закрепленными на 1-ой ступени ракеты. После
выхода ракеты из ШПУ бугели сбрасывались. Пусковой стол - неповоротный. Газовый
поток от работающей ДУ 1-ой ступени отводился (с помощью рассекателя газовых пото-
ков, установленного в нижней части ШПУ) в газоотводящие устройства, размещенные
вдоль ствола пускового стакана и в оголовке шахты в одной диаметральной плоскости.
ШПУ обеспечивал 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 ядер-
ного воздействия по БРК.

ТТХ

Ракета Р-36 Р-36ОРБ
Максимальная дальность
с «тяжелой» («легкой») ГЧ км. -10200 (15200) не ограничена
Стартовый вес ракеты
с «тяжелой» («легкой») ГЧ т. - 183.9 (182.0) - 181,3
Вес «тяжелой» («легкой») ГЧ кг. – 5825 (3950) - 3648
Длина с «тяжелой» ГЧ м. - 32.2 - 32,65
Диаметр м. - 3 - 3
Тяга двигателя 1 ступени
на земле (в пустоте) т. - 270.3 (303.2)
Тяга двигателя 2 ступени
в пустоте т. - 101.5
КВО м. - 1300

Наверх