Стратегическое ракетно-ядерное оружие

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.

МБР Р-36 на параде

Испытания проводились на полигоне Байконур. 28 сентября 1963 года состоялся первый пуск, который завершился неудачно. Несмотря на первоначальные неполадки и отказы члены государственной комиссии под руководством генерал- лейтенанта М. Г. Григорьева признали ракету перспективной и в конечном успехе не сомневались. Принятая к тому времени система испытаний и отработки ракетного комплекса позволила одновременно с летными испытаниями развернуть серийное производство ракет, технологического оборудования, а также строительство стартовых позиций. В конце мая 1966 года весь цикл испытаний был завершен, а 21 июля следующего года БРК с МБР Р-36 приняли на вооружение.

Двухступенчатая Р-36 выполнена по схеме «тандем» из высокопрочных алюминиевых сплавов. Первая ступень обеспечивала разгон ракеты и состояла из хвостового отсека, двигательной установки и несущих топливных баков горючего и окислителя. Топливные баки наддувались в полете продуктами сгорания основных компонентов и имели устройства для гашения колебаний.

Двигательная установка состояла из шестикамерного маршевого и четырехкамерного рулевого жидкостных ракетных двигателей. Маршевый ЖРД собирался из трех одинаковых двухкамерных блоков, укрепленных на общей раме. Подачу компонентов топлива к камерам сгорания обеспечивали три ТНА, турбины которых раскручивались продуктами сгорания топлива в газогенераторе. Суммарная тяга двигателя у земли составляла 274 т. Рулевой ЖРД имел четыре поворотные камеры сгорания с одним общим турбонасосным агрегатом. Камеры устанавливались в «карманах» хвостового отсека.

Вторая ступень обеспечивала разгон до скорости, соответствующей заданной дальности стрельбы. Ее топливные баки несущей конструкции имели совмещенное днище. Размещенная в хвостовом отсеке двигательная установка состояла из двухкамерного маршевого и четырехкамерного рулевого жидкостных ракетных двигателей. Маршевый ЖРД РД-219 по конструкции во многом аналогичен двигательным блокам первой ступени. Основным отличием было то, что камеры сгорания были рассчитаны на большую степень расширения газа и их сопла также имели большую степень расширения. В состав двигателя входили две камеры сгорания, питающий их ТНА, газогенератор, агрегаты автоматики, двигательная рама и другие элементы. Он развивал тягу в вакууме 101 т и мог работать в течение 125 секунд. Рулевой двигатель по конструкции не отличался от двигателя, установленного на первой ступени.

МБР Р-36 на старте

Все ЖРД ракеты были разработаны конструкторами ГДЛ-ОКБ. Для их питания применялось двухкомпонентное самовоспламеняющиеся при контакте топливо: окислитель — смесь окислов азота с азотной кислотой, горючее — несимметричный диметилгидразин. Для заправки, слива и подачи компонентов топлива к ракетным двигателям на ракете устанавливалась пневмогидросистема.

Ступени отделялись друг от друга и головной части посредством срабатывания разрывных болтов. Для исключения соударений было предусмотрено торможение отделившейся ступени за счет срабатывания тормозных пороховых двигателей.