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 стартеВсе 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.
Для Р-36 разработали комбинированную систему управления. Автономная инерциальная система обеспечивала управление на активном участке траектории и включала автомат стабилизации, автомат дальности, систему СОБ, обеспечивающую одновременную выработку окислителя и горючего из баков, систему разворота ракеты после старта на назначенную цель. Система радиоуправления должна была корректировать движение ракеты в конце активного участка. Однако в процессе летных испытаний стало ясно, что автономная система обеспечивает заданную точность стрельбы (КВО около 1200 м) и от радиосистемы отказались. Это позволило значительно снизить финансовые затраты и упростить эксплуатацию ракетного комплекса.
МБР Р-36 оснащалась моноблочной термоядерной головной частью одного из двух типов: легкой — мощностью 18 Мт и тяжелой — мощностью 25 Мт. Для преодоления противоракетной обороны противника на ракете устанавливался надежный комплекс специальных средств. Кроме того, имелась система аварийного уничтожения боевого заряда, которая срабатывала при отклонениях параметров движения на активном участке траектории сверх допустимых.
Пуск ракеты производился автоматически из одиночной ШПУ, где она хранилась в заправленном состоянии в течение 5 лет. Длительный срок эксплуатации был достигнут путем герметизации ракеты и создания оптимального температурно-влажностного режима в шахте. БРК с Р-36 обладал уникальными боевыми возможностями и значительно превосходил американский комплекс аналогичного назначения с ракетой «Титан-2» прежде всего по мощности ядерного заряда, точности стрельбы и защищенности.
Последней из советских ракет этого периода, поступившей на вооружение, стала боевая твердотопливная МБР PC-12. Но еще задолго до этого, в 1959 году, в конструкторском бюро, возглавляемом С. П. Королевым, началась разработка экспериментальной ракеты с двигателями на твердом топливе, предназначенной для поражения объектов в интервале средних дальностей. По результатам испытаний агрегатов и систем этой ракеты конструкторы сделали вывод, что можно создать и межконтинентальную ракету. Развернулась дискуссия между сторонниками и противниками этого проекта. В то время советская технология создания больших смесевых зарядов только зарождалась, и естественно были сомнения в конечном успехе. Слишком все было ново. Решение на создание твердотопливной ракеты приняли на самом «верху». Не последнюю роль сыграли известия из США о начале испытаний МБР на смесевом твердом топливе. 4 апреля 1961 года вышло в свет постановление правительства, в котором КБ Королева назначалось головным по созданию принципиально нового боевого ракетного комплекса стационарного типа с межконтинентальной ракетой на твердом топливе, оснащенной моноблочной головной частью. К решению этой задачи привлекались многие научно-исследовательские организации и конструкторские бюро. Для испытания межконтинентальных ракет и реализации ряда других программ 2 января 1963 года создается новый испытательный полигон Плесецк.
В процессе разработки ракетного комплекса пришлось решать сложные научно- технические и производственные проблемы. Так, были разработаны смесевые твердые топлива, крупногабаритные заряды двигателей и освоена технология их изготовления. Создана принципиально новая система управления. Был разработан новый тип пусковой установки, обеспечивающий старт ракеты на маршевом двигателе из глухого пускового стакана.
РС-12, вторая и третья ступени без ГЧМБР PC-12 (СССР) 1968 г.Первый пуск ракеты РТ-2П состоялся 4 ноября 1966 года. Испытания проводились на полигоне Плесецк под руководством государственной комиссии. Потребовалось ровно два года, чтобы полностью рассеять все сомнения скептиков. 18 декабря 1968 года ракетный комплекс с этой ракетой был принят на вооружение частей РВСН.
Ракета РТ-2П имела три ступени. Для их соединения между собой применили соединительные отсеки ферменной конструкции, позволявшие свободно выходить газам маршевых двигателей. Двигатели второй и третьей ступени включались за несколько секунд до срабатывания пироболтов.
Ракетные двигатели первой, второй ступеней имели стальные корпуса и сопловые блоки, состоящие из четырех разрезных управляющих сопел. Ракетный двигатель третьей ступени отличался от них тем, что имел корпус смешанной конструкции. Все двигатели были выполнены в разных диаметрах. Сделано это было для того, чтобы обеспечить заданную дальность полета. Для запуска РДТТ использовались специальные воспламенители, укрепленные на передних днищах корпусов.
Система управления ракеты — автономная инерциальная. Она состояла из комплекса приборов и устройств, осуществлявших управление движением ракеты в полете с момента пуска и до перехода к неуправляемому полету головной части. В системе управления были применены счетно-решающие приборы и маятниковые акселерометры. Элементы СУ размещались в приборном отсеке, установленном между головной частью и третьей ступенью, а ее исполнительные органы — на всех ступенях в хвостовых отсеках. Точность стрельбы составила 1,9 км.
МБР несла моноблочный ядерный заряд мощностью 0,6 Мт. Контроль технического состояния и пуск ракет проводился дистанционно с командного пункта БРК. Важными для войск особенностями этого комплекса явились простота эксплуатации, сравнительно небольшое количество обслуживающих агрегатов и отсутствие средств заправки.
Появление у американцев систем ПРО потребовало модернизации ракеты применительно к новым условиям. Работы начались в 1968 году. 16 января 1970 года на полигоне Плесецк состоялся первый испытательный пуск модернизированной ракеты. Спустя два года ее приняли на вооружение.
