Р-36. 8К67 [SS-9. Scarp]

Р-36 – двухступенчатая межконтинентальная баллистическая ракета для ШПУ ОС. Разработана в КБ "Южное" под руководством Михаила Янгеля. Проектирование начато 16 апреля 1962 года. Первый пуск с наземного старта на полигоне Байконур проведен 28 сентября 1963 года (аварийный пуск). Первый успешный испытательный пуск с наземного старта состоялся 3 декабря 1963 года. Первый пуск из групповой ШПУ проведен 14 января 1965 года. Первый пуск из ШПУ ОС – 27 апреля 1965 года. Испытания завершены в мае 1966 года. Комплекс поставлен на боевое дежурство 5 ноября 1966 года. Комплекс принят на вооружение 21 июля 1967 года.

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

ШПУ ОС разработана в ЦКБ-34 под руководством Евгения Рудяка. Способ старта – газодинамический. Наземный стартовый комплекс создан в КБТМ под руководством Владимира Петрова и Всеволода Соловьева. Стационарный установщик разработан в ЦКБ тяжелого машиностроения под руководством Николая Кривошеина. Система заправки спроектирована в КБТХМ. Система прицеливания разработана под руководством главного конструктора Киевского завода "Арсенал" Сергея Парнякова. Автономная СУ спроектирована НИИ-692 под руководством Владимира Сергеева. Гироскопические командные приборы созданы в НИИ-944 под руководством Виктора Кузнецова. Комплекс бортового электрооборудования разработан под руководством Николая Лидоренко. Комплекс средств преодоления ПРО разработан в КБ "Южное" и в НИИ- 108 под руководством Николая Пономарева. Ракета имеет моноблочную ядерную отделяемую в полете головную часть.

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

Максимальная дальность стрельбы с легкой ГЧ, км 15 200

Максимальная дальность стрельбы с тяжелой ГЧ, км 70 200

Максимальная стартовая масса ракеты, т 184

Масса незаправленной ракеты, т  17,7

Масса головной части, т 3,9 – 5,8

Масса топлива, т 166

Длина ракеты, м 31,7

Максимальный диаметр корпуса, м  3

Тяга маршевого двигателя первой ступени у земли, тс 241

Удельный импульс тяги маршевого двигателя первой ступени, кгс с/кг … 270

Время работы маршевого двигателя первой ступени, с 120

Тяга маршевого двигателя второй ступени, тс 96

Удельный импульс тяги маршевого двигателя второй ступени, кгс-с/кг ..317

Время работы маршевого двигателя второй ступени, с 125-160

Первоначально установленный гарантийный срок, лет 5