Виталия Герасименко совместно с КБ 'Южное', НПО машиностроения и Московским институтом теплотехники были разработаны комплексы средств преодоления ПРО 'Лист', 'Пальма', 'Береза', 'Каштан', 'Магнолия', 'Лавр', 'Вяз', 'Кипарис' и другие. Сотрудниками института Юрием Банниковым, Игорем Легким и Геннадием Бородиным были разработаны так называемые тяжелые ложные цели (ТЛЦ). В отличие от легких ложных целей, они не сгорали при входе в плотные слои атмосферы, а выдерживая высокую температуру, 'прикрывали' боевые блоки почти до самой земли.
Как уже говорилось, разработку 'Листа' для Р-36 вело руководимое Янгелем ОКБ-586 в Днепропетровске. НИИ- 108, возглавляемый Петром Плешаковым (после перехода Плешакова в министерство радиопромышленности институт возглавил Николай Емохонов) также принимал участие в работе. В институте темой непосредственно занимался Николай Пономарев. Серийное производство 'Листа' было развернуто на Южном машиностроительном заводе.
Серийное производство ракеты Р-36 развернуто в декабре 1965 года на Южном машиностроительном заводе под руководством директора завода Александра Макарова. Летно-конструкторские испытания ракеты были завершены в мае 1966 года. 7 ноября 1967 года ракета была показана на параде в Москве.
Для строительства ШПУ ОС МБР Р- 36 было выбрано шесть новых позиционных районов. По данным РВСН, 5 ноября 1966 года неподалеку от города Ужур Красноярского края первые ракетные комплексы Р-36 поставлены на боевое дежурство. 21 июля 1967 года новый боевой ракетный комплекс был принят на вооружение в ШПУ одиночного старта.
В 1978 году Р-36 снята с вооружения.
В 1967 году под руководством Михаила Янгеля на основе МБР Р-36 была разработана двухступенчатая космическая ракета-носитель 'Циклон-2А' 11К67. С 1967 года по 1969 год было произведено восемь пусков этой ракеты. Созданы также космические ракеты-носители 'Циклон-2' 11К69 и 'Циклон-3' 11К68.
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
Р-36-О. 8К69
В 1962 году в СССР была начата разработка трех проектов так называемых -глобальных или орбитальных ракет – Р- 36-0 в ОКБ-586 Михаила Янгеля, ГР-1 в ОКБ-1 Сергея Королева и УР-200А в ОКБ-52 Владимира Челомея. На вооружение была принята только Р-36-0 (в печати приводится также вариант названия Р-36 орб).
Разработка ракеты в ОКБ-586 под руководством Михаила Янгеля начата 16 апреля 1962 года после выхода постановления правительства 'О создании образцов межконтинентальных баллистических и глобальных ракет и носителей тяжелых космических объектов'. 'Орбитальные ракеты по сравнению с баллистическими обеспечивают следующие преимущества:
неограниченную дальность полета, позволяющую поражать цели, недосягаемые для баллистических межконтинентальных ракет;
возможность поражения одной и той же цели с двух взаимно противоположных направлений;
меньшее время полета орбитальной головной части по сравнению со временем полета головной части баллистических ракет (при пуске орбитальной ракеты по кратчайшему направлению);
невозможность прогнозирования района падения боевого заряда ОГЧ при движении на орбитальном участке;
возможность обеспечения удовлетворительных точностей попадания в цель при очень больших дальностях пуска.
Основное преимущество орбитальной ракеты Р-36 Орб. заключалось в ее способности эффективно преодолевать противоракетную оборону противника'. (Межконтинентальные баллистические ракеты СССР (РФ) и США. История создания, развития и сокращения/Под. ред. Е.Б.Волкова. – М.: РВСН, 1996. С. 135).
Энергетические возможности ракеты Р-36 позволяли выводить ядерную боеголовку в космос на низкую орбиту. Масса ГЧ и мощность боезаряда снижались, но достигалось важнейшее качество – неуязвимость для систем ПРО. Ракета могла нанести удар по территории США не с северного направления, где сооружалась система противоракетной обороны со станциями предупреждения о ракетном нападении, а с южного направления, где у Соединенных Штатов системы ПРО не было.
Эскизный проект двухступенчатой орбитальной ракеты разработан в декабре 1962 года.
