МБР Р-36 (индекс ГРАУ - 8К67) - межконтинентальная баллистическая ракета тяжелого класса, способная нести термоядерный заряд и преодолевать мощную систему ПРО. Разработка нового стратегического ракетного комплекса Р-36 была начата в СССР на основании постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 1021-436сс от 12 мая 1962 года в ОКБ-586 под руководством М. К. Янгеля. При проектировании использовались отработанные на ракете Р-16 конструктивные решения и технологии. Изначально разработка велась в двух вариантах: с комбинированной системой управления с каналом радиокоррекции и с чисто инерциальной системой управления. Но в ходе летных испытаний от комбинированной системы отказались, так как инерциальная обеспечивала заданную точность стрельбы. Это позволило значительно снизить затраты на производство и развертывание комплекса.
Двухступенчатая ракета выполнена по схеме «тандем» с последовательным расположением ступеней. Первая ступень обеспечивала разгон ракеты и была оснащена маршевым двигателем РД-251, состоявшим из трех двухкамерных модулей РД-250. Маршевый ЖРД имел тягу на уровне моря 274 тс. Также на 1-й ступени был установлен четырехкамерный рулевой двигатель РД-68М с поворотными камерами сгорания. В хвостовом отсеке были установлены четыре тормозных пороховых ракетных двигателя, запускающиеся при разделении 1-й и 2-й ступеней. Вторая ступень обеспечивала разгон до скорости, соответствующей заданной дальности стрельбы. Она была оснащена двухкамерным маршевым двигателем РД-252 и четырехкамерным рулевым двигателем РД-69М. Эти двигатели имели высокую степень унификации с двигателями 1-й ступени. Для отделения головной части на 2-й ступени также были установлены тормозные пороховые двигатели.
ЖРД ракеты работали на высококипящем двухкомпонентном самовоспламеняющемся топливе. В качестве горючего использовался несимметричный диметилгидразин (НДМГ), в качестве окислителя - азотный тетраоксид (АТ). Ракета оснащалась моноблочной головной частью с наиболее мощными из испытанных к тому времени боевыми зарядами мощностью 8 или 20 мегатонн. В хвостовом отсеке 2-й ступени были установлены контейнеры со средствами для эффективного преодоления системы ПРО противника. Система защиты состоит из специальных устройств, которые отстреливаются из контейнеров пиропатронами в момент отделения головной части и создают в районе боеголовки мишени ложных целей. Старт ракеты производился из ШПУ.
Разработка ракеты велась ускоренными темпами, и уже через год с небольшим начались ее летные испытания. Первый испытательный пуск МБР Р-36 был произведен 28 сентября 1963 года с космодрома Байконур и был неудачным. В ходе первой серии испытаний из 10 пусков семь были аварийными. Всего было произведено 85 испытательных пусков, из которых 14 оказались неудачными. Первые три пуска ракеты проводились со стартового стола открытой стартовой позиции, последующие - из ШПУ. Пуск первой летной ракеты не состоялся из-за возгорания ракеты на стартовом столе по причине неправильно спроектированных газоотводящих каналов стартового стола. 21 июля 1967 года ракетный комплекс с МБР Р-36 был принят на вооружение.
В декабре 1967 года, практически сразу после завершения испытаний ракеты Р-36, началась разработка МБР Р-36П (8К67П) с разделяющейся головной частью (РГЧ). Новая головная часть состояла из трех боевых блоков мощностью по 2,3 мегатонны и комплекса средств преодоления ПРО. Разведение боевых блоков осуществлялось «скатыванием» их по наклонным направляющим при работающем двигателе 2-й ступени ракеты. Конструкция РГЧ не обеспечивала 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 повышало боевую эффективность такой ракеты по сравнению с моноблочной примерно в 2 раза. Испытательные пуски МБР Р-36П также проводились с космодрома Байконур. Первый пуск состоялся в августе 1968 года. Ракета с РГЧ была принята на вооружение в 1970 году, а снята с вооружения - в 1979 году.
Технические характеристики МБР 8К67 Р-36
Длина, м - 32,2
Диаметр, м - 3
Стартовая масса, т - 183,9
Забрасываемый вес, т - 3,95-5,825
Максимальная дальность, км - 15200
Точность (КВО), км - + 5
Тип головной части - моноблочная
Количество боевых блоков - 1
Мощность заряда, Мт - 8/20
