Постановлением Правительства СССР от 12 мая 1962 года конструкторскому бюро «Южное» было поручено создать стратегический ракетный комплекс Р-36 с ракетой «тяжелого» класса, способной доставить к цели сверхмощный термоядерный заряд. Новая ракета второго поколения 8К67 предназначалась для поражения объектов противника, защищенных мощной системой ПРО. В техническом задании предусматривалось разработка ракеты в двух вариантах: с наземным (от которого в дальнейшем отказались) и с шахтным стартами. При проектировании широко использовались отработанные на ракете 8К64 (Р-16) конструктивные решения и технологии.

Разработка 8К67 велась ускоренными темпами и уже в конце мая 1966 года был завершен весь цикл испытаний, а 21 июля 1967 ракетный комплекс Р-36 был принят на вооружение РВСН. 5 ноября 1966 года в г. Ужуре началась постановка на боевое дежурство первого ракетного полка с ракетами этого типа.

Практически сразу после завершения испытаний ракеты 8К67 (в декабре 1967 г.) КБ «Южное» приступило к разработке на базе 8К67 ракеты с разделяющейся головной частью (РГЧ). Особенностью создания нового варианта ракеты, получившей обозначение 8К67П, было то, что ее разработка велась в исключительно сжатые сроки. Требование по ускоренному созданию РГЧ было обусловлено тем, что в это же время в США велась разработка РГЧ для ракеты «Minuteman» и СССР не должен был отставать. При этом конструкция РГЧ разрабатывалась с учетом выполнения требования по обеспечению переоснащения ракет 8К67, находящихся на боевом дежурстве в шахтных ПУ в заправленном состоянии без их выемки из ПУ, сведению к минимуму доработок ПУ и наземного проверочно-пускового оборудования.

Ракета 8К67П с разделяющейся ГЧ в составе БРК Р-36 была принята на вооружение в 1970 г., постановка на боевое дежурство началась в 1971 г.

Комплекс Р-36 с ракетой 8К67 был снят с вооружения в 1978 г., с ракетой 8К67П — в 1979 г.

На западе комплекс получил обозначение SS-9 «Scarp».

Состав:

Двухступенчатая 8К67 выполнена по схеме «тандем» с последовательным разделением ступеней. Первая ступень обеспечивает разгон ракеты. Она состоит из переходника, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. Первая ступень была оснащена маршевым двигателем РД-251 (8Д723), состоящим из трех двухкамерных модулей РД-250, а также рулевого двигателя РД-68М с четырьмя поворотными камерами сгорания и имела тягу на земле 274 т. В хвостовом отсеке устанавливаются четыре тормозных пороховых ракетных двигателя, срабатывающих при отделении второй ступени.

Вторая ступень обеспечивает разгон до скорости, соответствующей заданной дальности стрельбы и состоит из приборного, топливного и хвостового отсеков. Топливные баки имеют совмещенное днище и выполняются по несущей схеме. Вторая ступень оснащена двухкамерным маршевым двигателем РД-252 и четырёхкамерным рулевым ЖРД РД-69М. Двигатели имеют высокую степень унификации с двигателями первой ступени. Для питания всех ЖРД используется двухкомпонентное самовоспламеняющееся топливо: окислитель — азотный тетраоксид (АТ), горючее — НДМГ. Наддув всех баков в полёте осуществляется продуктами сгорания основных компонентов топлива. На каждой ступени, для уменьшения гарантийных запасов топлива, устанавлена своя система одновременного опорожнения баков.

Ракета разрабатывалась с двумя типами системы управления: комбинированной с каналом радиокоррекции и чисто инерциальной.Однако, в ходе летных испытаний от комбинированной системы управления отказались поскольку инерциальная СУ вполне обеспечивала заданную точность стрельбы. Это позволило значительно снизить затраты на производство и развертывание БРК. Элементы системы управления размещались в приборных отсеках на первой и второй ступенях.

Одной из серьезных проблем, решенных при разработке и отработке этой ракеты, была проблема обеспечения высокой степени герметичности топливных систем с целью выполнения требования по семилетнему хранению в заправленном состоянии.

На ракете 8К67 были внедрены следующие новые технические решения:

разработаны и применены две моноблочные ГЧ с наиболее мощными из испытанных к тому времени боевыми зарядами и комплекс средств противодействия системе ПРО вероятного противника;

разработана автономная СУ, обеспечивающая автоматическую дистанционную предстартовую подготовку к пуску и пуск ракеты из ШПУ с последующим (после выхода ракеты из шахты) наведением ракеты на цель по азимуту разворотом в плоскость стрельбы (исключен поворотный пусковой стол на старте), высокие по сравнению с предыдущими ракетами боеготовность и точность стрельбы;

применен новый более энергетически эффективный окислитель — азотный тетроксид;

на II ступени компоненты топлива размещены в едином топливном отсеке, разделенном на полости окислителя и горючего промежуточным днищем (впервые реализован принцип плотной компоновки отсеков ракеты);

в конструкции топливных баков применены прессованные химфрезерованные панели и пустотелые шпангоуты, изготавливаемые из прессованных профилей, что позволило значительно снизить вес отсеков и упростить технологию их изготовления;

в полости горючего II ступени исключена тоннельная труба, а магистраль окислителя изготовлена из цельнопрессованной трубы с приваренными к ней спиральными сильфонами;

применен «горячий» наддув топливных баков с помощью специальных газогенераторов, работающих на основных компонентах топлива, отбираемых из системы питания рулевых двигателей ступеней;

для исключения периода невесомости запуск маршевого двигателя II ступени производится при заранее запущенном в работу рулевом двигателе этой ступени;

обеспечены повышенные эксплуатационные качества ракеты в заправленном топливом состоянии посредством ампулизации конструкции ракеты и ее топливной системы;

обеспечена повышенная неуязвимость ракет на старте за счет рассредоточения пусковых установок.

Характерной особенностью автономной СУ ракеты являлось то, что с целью повышения боеготовности ракеты предусматривался форсированный разгон гироскопов гироблоков и гироинтеграторов путем подачи на гиромоторы повышенного напряжения электропитания. СУ разработана ОКБ-692, а командные приборы СУ разработаны НИИ-944.

На обеих ступенях ракеты устанавливались системы одновременного опорожнения баков, уменьшающие гарантийные запасы и остатки компонентов топлива. Наполнение баков компонентами топлива контролировалось системой контроля уровней. На ракете устанавливались также системы: аварийного подрыва для ликвидации ГЧ при отклонениях параметров движения ракеты на АУТ сверх допустимых, дистанционного контроля загазованности отсеков ракеты парами компонентов топлива, предохранения баков от вакуума и избыточного давления. Для разделения ступеней и отделения ГЧ на I и II ступенях устанавливались тормозные пороховые двигатели.

Боевое оснащение ракеты 8К67:

моноблочная ГЧ с ББ «тяжелого» класса с зарядом мощностью 20 Мт;

моноблочная ГЧ с ББ «легкого» класса с зарядом мощностью 8 Мт;

система радиотехнической защиты ГЧ (система «Лист»)

Ракета стартует с пускового стола, установленного в ШПУ. Старт ракеты из шахтной ПУ — газодинамический с запуском ДУ I ступени непосредственно в пусковой установке. Безударный выход ракеты из ПУ обеспечивался движением ракеты по направляющим в одной диаметральной плоскости пускового стакана. Скольжение ракеты по направляющим обеспечивалось бугелями, закрепленными на I ступени ракеты. После выхода ракеты из ШПУ бугели сбрасывались. Пусковой стол — неповоротный, не имел устройств и механизмов азимутального наведения. Газовый поток от работающей ДУ I ступени отводился с помощью рассекателя газовых потоков, установленного в нижней части ПУ, в газоотводящие устройства, размещенные вдоль ствола пускового стакана и в оголовке шахты в одной диаметральной плоскости.

В состав БРК входило шесть рассредоточенных боевых стартовых позиций, на каждой из которых размещались одиночные шахтные ПУ. Вблизи одной из них размещался командный пункт БРК, связанный линиями системы боевого управления и связи со всеми стартовыми позициями. Уровень защищенности БРК от ударной волны ЯВ составлял: ШПУ — 2 кгс/см²; КП — 10 кгс/см². ШПУ состояла из оголовка и вертикального ствола с нижней частью шахты. ПУ перекрывалась специальным защитным устройством (крышей) сдвижного типа, обеспечивающим герметизацию ствола шахты и защиту ракеты от поражающих факторов ЯВ. В оголовке размещались источники электропитания, аппаратура и оборудование технологических и технических систем. Состав оборудования обеспечивал длительное хранение ракеты в заправленном состоянии, а также дистанционное с КП БРК или автономное — с каждой стартовой позиции из оголовка ПУ — проведение операций по подготовке к пуску и пуск ракеты

Боевое применение в любых метеоусловиях при температурах воздуха от — 40 до + 50°С и скорости ветра у поверхности земли до 25 м/с, до и после ядерного воздействия по БРК.

Основным отличием ракеты 8К67П от ракеты 8К67 является оснащение ее новым типом головной части — разделяющейся ГЧ 8Ф676 в составе трех ББ 8Ф677 мощностью по 2,3Мт и КСП ПРО. Основным силовым узлом РГЧ являлась платформа, устанавливаемая на штатный приборный отсек ракеты. Для крепления ББ на платформе и последующего их разведения использовались установочные кольца с каретками, опирающимися на направляющие платформы. Разведение ББ осуществлялось «скатыванием» их по наклонным направляющим при работающем двигателе II ступени ракеты. Для уменьшения аэродинамического сопротивления на АУТ боевые блоки устанавливались с наклоном к продольной оси ракеты на 11°, а на вершины ББ устанавливался обтекатель в виде трехконусного наконечника.

Установка РГЧ на ракету потребовала доработки бортовой СУ в части обеспечения электросвязи СУ с РГЧ. 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 повысило боевую эффективность ракеты 8К67П по сравнению с ракетой 8КВ7 в ~ 2 раза.

Состав и структура нового БРК остались такими же, как и у БРК с ракетами 8К67. Для наземной эксплуатации РГЧ потребовалась доработка наземного проверочного пускового оборудования и технической позиции РК в части строительства корпуса сборки РГЧ, создания изотермического транспортного агрегата для перевозки РГЧ.

Отработка БРК и ракеты 8К67 проводилась на 5 НИИП. Первый пуск ракеты был проведен 28 сентября 1963 г., а закончились ЛКИ в мае 1966 г. За этот период проведено 85 пусков, из них – 14 отказов, 7 из которых приходятся на первые 10 пусков. Всего же было проведено 146 пусков всех модификаций ракеты. 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.

Отработка БРК с ракетами 8К67П с РГЧ также проводилась на 5 НИИП. Первый пуск экспериментальной РГЧ — август 1968 г., еще 4 успешных экспериментальных пуска — до конца 1968 г. СЛИ усовершенствованной штатной РГЧ 8Ф676 с ББ 8Ф677 начались в 1969 г. и завершились в 1970 г., включая пуски в район «Акватория».