Systemy rakietowe krótkiego zasięgu Elbrus. Legendarny „scud”
|
System ten został zaprojektowany w Biurze Projektowym im. Korolev (OKB-1) i zainstalowany na niemieckim A4/V-2. ale był o połowę mniejszy. Pierwszy testowy start odbył się 18 kwietnia 1953 roku.
Pojawiły się pewne trudności z paliwem naftowym prototypu i jego wyciekiem; pierwsza wersja rakiety SS-1B Scud-A weszła do służby w lipcu 1955 roku. Pocisk ten, znany w ZSRR jako R-11 i 8K11, zaliczany był do broni operacyjno-taktycznej. Zasięg SS-1B na podwoziu czołgu IS-2 wynosił 180 km, a moc ładunku atomowego 50 kT. Prawdopodobne odchylenie kołowe (CPD) wynosiło 3 km.
W 1962 roku wypuszczono ulepszoną wersję tego modelu, znaną na Zachodzie jako SS-1C „Scud-B”, a w ZSRR jako R-17 „Elbrus” i 8K14. R-17 miał ulepszony system naprowadzania, wykorzystujący podstawowy system inercyjny z trzema żyroskopami. Mieszankę paliwową rakiety udoskonalono, dodając dimetylohydrazynę i dymiący na czerwono kwas azotowy. Aby zwiększyć mobilność, system został zainstalowany na ośmiokołowej podstawie MAZ-543P. Oprócz broni konwencjonalnej głowica rakietowa mogłaby być wyposażona w broń chemiczną i nuklearną. Do 1970 roku system Scud-B stanowił 75% z 300 działających instalacji Scud.
Następnie pojawił się system SS-1D „Scud-S” z lekką głowicą bojową o masie 600 kg, która jest oddzielana po wyłączeniu silnika, i zasięgiem około 550 km. Nie było jednak jasne, czy model ten został wprowadzony do użytku. SS-1E Scud-D, zaprojektowany pod koniec lat 80. XX wieku, miał ulepszony system naprowadzania, który obejmował aktywny radar naprowadzania terminala, szeroką gamę głowic bojowych i zasięg 700 km. Ale ten model również mógł nie zostać przyjęty.
R-11 FM został opracowany jako system uzbrojenia do montażu na łodziach podwodnych i jest produkowany od 1955 roku. We wrześniu października 1955 r. przeprowadzono testy rakietowe na Morzu Białym z łodzi podwodnej Projektu 611. Pocisk ten miał zasięg 150 km i został dopuszczony do działań morskich w 1959 roku. R-11 FM nie był używany w działaniach bojowych. W ZSRR systemy Scud-B i Scud-S zostały przyjęte na poziomie armii i grup armii w brygadach składających się z batalionu dowodzenia z trzema bateriami ogniowymi każda, trzech wyrzutni, z trzema systemami przeładowania każda, unoszących jedną rakietę.
Scud A i Scud B eksportowano do krajów Układu Warszawskiego, Egiptu, Syrii, Libii, Iraku i Jemenu Południowego.Libia była chyba jedynym krajem, który używał Scud C i największym eksporterem radzieckiej broni. W 1986 r., w odpowiedzi na ataki USA, Libia wystrzeliła dwie rakiety Scud-B w kierunku obiektów Marynarki Wojennej Stanów Zjednoczonych we Włoszech. Jednak rakiety nie trafiły w cel.
17 stycznia 1991 r. Irak wystrzelił w Tel Awiw rakietę Scud B. Saddam Husajn użył tych rakiet w odpowiedzi na trwającą kampanię wojskową przeciwko zajęciu Kuwejtu. Chociaż rakiety były naładowane ładunkami konwencjonalnymi, Izraelczycy obawiali się, że Irak, który używał już broni chemicznej podczas wojny z Iranem, nie używa niczego jeszcze gorszego.
Irak po raz pierwszy użył Scud B w wojnie z Iranem, aby zaatakować Teheran.
W 1991 r., podczas pierwszej nocy wojny w Zatoce Perskiej, w Izraelu eksplodowało osiem rakiet Scud. Ponadto pierwszej nocy Irak przeprowadził ataki rakietowe na Arabię Saudyjską.
Do końca wojny wystrzelono 86 irackich rakiet Scud (40 w Izrael i 46 w Arabię Saudyjską).Niewielka liczba irackich rakiet Scud została zniszczona podczas wojny, więc nadal pozostają one potencjalną bronią masowego rażenia.
Jeden z niewielu krajów na świecie, który ma w swoim arsenale te straszliwe rakiety odziedziczone po ZSRR. Poniżej znajduje się kilka linijek o tym, co reprezentuje ten kompleks. Ale główną cechą danych Elbrus OTRK jest niszczycielska siła rakiet, z których każdy waży ponad tonę. Nie bez powodu były one przeznaczone do globalnego niszczenia infrastruktury miejskiej i wojskowej, wrażliwych i strategicznych obiektów wroga, głęboko na tyłach.
24 marca 1962 roku uchwałą Rady Ministrów ZSRR przyjęto system rakiet operacyjno-taktycznych 9K72 Elbrus z rakietą 8K-14 (R-17). W krajach NATO kompleks otrzymał oznaczenie SS-1c Scud B (angielski: Scud - Squall). W Związku Radzieckim kompleksy 9K72 zostały połączone w brygady rakietowe Wojsk Lądowych. Zazwyczaj brygada składała się z trzech dywizji ogniowych, każda z trzema bateriami. Każda bateria miała po jednym SPU i TZM.
Od samego początku R-17 był projektowany jako środek przenoszenia taktycznych głowic nuklearnych o mocy 5-10 kt i maksymalnym zasięgu ognia 300 km. CEP znajdował się w odległości 450-500 metrów. W latach 70. stworzono nowe głowice termojądrowe o mocy 20, 200, 300 i 500 kt dla rakiet kompleksu Elbrus. Podczas obsługi rakiety z głowicą nuklearną na głowicę rakiety zakładano specjalną osłonę termostatyczną.
I choć oficjalnie zaprzeczano obecności broni chemicznej w ZSRR, rakiety R-17, oprócz nuklearnych, mogły przenosić głowice chemiczne. Początkowo jednostki bojowe były wyposażone w mieszankę musztardowo-lewizytową. Pod koniec lat 60-tych przyjęto do służby głowice kasetowe z binarnym środkiem nerwowym R-33, którego właściwości były pod wieloma względami zbliżone do środka Western VX. Ten środek paraliżujący jest najbardziej toksyczną bronią chemiczną, jaką kiedykolwiek sztucznie zsyntetyzowano, jest 300 razy bardziej toksyczny niż fosgen użyty podczas I wojny światowej. Broń i sprzęt wojskowy narażony na działanie substancji P-33 stwarzają zagrożenie dla personelu w ciepłej porze roku przez kilka tygodni. Ta trwała toksyczna substancja ma zdolność wchłaniania się do lakieru, co znacznie komplikuje proces odgazowania. Teren skażony środkiem P-33 przez kilka tygodni staje się nienadający się do długotrwałych działań bojowych. Głowica odłamkowo-burząca 8F44 o wadze 987 kg zawierała około 700 kg potężnego materiału wybuchowego TGAG-5. Głowice odłamkowo-burzące były wyposażone głównie w eksportowe rakiety R-17E. W ZSRR używano ich z reguły do strzelectwa kontrolnego i szkoleniowego.
Przez wiele lat służby OTRK był wielokrotnie modernizowany. Dotyczyło to przede wszystkim rakiety. Zmodernizowany pocisk 8K14-1 miał lepsze parametry użytkowe i mógł przenosić cięższe głowice bojowe. Rakiety różnią się jedynie możliwością użycia głowic bojowych. W przeciwnym razie rakieta 8K14-1 jest całkowicie wymienna z 8K14 i nie różni się charakterystyką działania. Rakiety wszystkich modyfikacji można było używać z dowolnej jednostki startowej, wszystkie miały wymienne wyposażenie sterujące. Przez lata produkcji udało się osiągnąć bardzo wysoki poziom niezawodności technicznej rakiet i wydłużyć czas przebywania w stanie zatankowanym z 1 roku do 7 lat, okres gwarancji wzrósł z 7 do 25 lat.
Niezbyt wysoką celność rakiet częściowo rekompensowały potężne głowice konwencjonalne lub nuklearne, całkiem odpowiednie do niszczenia skupisk wojsk wroga lub celów na dużym obszarze.
Jednakże użycie taktycznej broni nuklearnej groziło przekształceniem się w wzajemne zniszczenie nuklearne, a podczas „wielkiej wojny” użycie broni nuklearnej nie zawsze jest wskazane. Dlatego w latach 80. w ZSRR prowadzono prace mające na celu poprawę celności kompleksu poprzez stworzenie głowicy rakietowej w ramach projektu projektowo-rozwojowego Aerofon.
Odłączana głowica 9N78 o masie 1017 kg w sprzęcie konwencjonalnym została wycelowana w cel w końcowej części trajektorii zgodnie z poleceniami poszukiwacza optycznego. W tym celu podczas przygotowań do startu do jednostki pamięci systemu naprowadzania załadowano „portret” celu. Przy sporządzaniu „portretu” celu wykorzystano zdjęcia lotnicze wykonane przez samoloty rozpoznawcze. Maksymalny zasięg zmodernizowanego pocisku 8K14-1F wynosił 235 km, a celność trafienia w odłączalną głowicę 9N78 50-100 m. Zmodyfikowany system rakietowy składał się z maszyny do przygotowywania i wprowadzania danych. Celność ognia zmodyfikowanego kompleksu 9K72-1 zależała w dużym stopniu od jakości i skali zdjęć lotniczych oraz warunków pogodowych panujących na obszarze docelowym.
Jednak w dzisiejszych czasach inżynierowie całkowicie zmodernizowali system nawigacji, gdzie wraz z „portretem” obiektu zniszczenia dodano mapę 100% GLONASS i GPS. Zatem dzisiaj rakieta ta spadnie dosłownie 1 metr od określonego celu.
Pod koniec lat 80-tych poważnie zmodernizowano wersję R-17, która mogła już przenosić głowicę bojową o masie 700 kg na odległość 500 km. W sumie KRLD zbudowała około 700 rakiet Hwasong-5 i Hwasong-6. Oprócz armii północnokoreańskiej dostarczano je do Zjednoczonych Emiratów Arabskich, Wietnamu, Kongo, Libii, Syrii i Jemenu. W 1987 roku Iran stał się pierwszym nabywcą partii rakiet Hwasong-5, kraj ten otrzymał kilkaset północnokoreańskich rakiet balistycznych.
W 1986 roku Irak rozpoczął montaż własnych wersji P-17 – Al-Hussein i Al-Abbas. W celu zwiększenia zasięgu ognia poważnie zmniejszono masę głowicy irackich rakiet. Dzięki temu wzrosła pojemność zbiorników paliwa i długość rakiet. Irackie rakiety balistyczne „Al Hussein” i „Al Abbas” mają lekkie głowice bojowe o masie zmniejszonej o 250–500 kg. Przy zasięgu startu „Al Hussein” – 600 km i „Al-Abbas” – 850 km, CEP wynosił 1000–3000 metrów. Przy takiej precyzji możliwe było skuteczne uderzanie jedynie w cele o dużym obszarze.
Amerykanie zostali zmuszeni do użycia przeciwlotniczych systemów rakietowych Patriot przeciwko irackim Scudom, ale skuteczność ich użycia nie była zbyt wysoka. Z reguły na jednego Scuda wystrzeliwano 3-4 rakiety. Często głowica fragmentacyjna systemu rakietowego MIM-104 była w stanie rozbić pocisk balistyczny na kilka fragmentów, ale głowica nie została zniszczona. W rezultacie głowica spadła i eksplodowała nie w docelowym obszarze, ale ze względu na nieprzewidywalność toru lotu uszkodzony pocisk stwarzał nie mniejsze zagrożenie.
W kwietniu 1991 r. trzy rakiety wystrzelono w kierunku miasta Asadabad we wschodnim Afganistanie. Jedna z rakiet spadła na rynek miejski, zabijając około 1000 osób.
Dziś te straszne rakiety na wyposażeniu Armenii i Republiki Górskiego Karabachu odstraszają azerbejdżańskich poszukiwaczy przygód, których celem jest powtórzenie ludobójstwa Ormian na terytorium starożytnego Artsakh. Dzięki temu systemowi rakietowemu miażdżący cios zostanie zadany Baku, infrastrukturze naftowo-gazowej, a w razie zagrożenia ludności cywilnej Artsakh i tamie Mingaczewir.
Pierwsza modyfikacja Scuda – radzieckiego pocisku R-11 (R-11M), opracowany w OKB-1 Korolev. Pierwszy udany start odbył się 21 maja tego roku, a rakieta została wprowadzona do służby. Miał zasięg 270 (150) km i bardzo niską celność: prawdopodobne odchylenie kołowe wynosiło 3 km. Pocisk posiada głowicę monoblokową z możliwością zamontowania głowicy nuklearnej (tylko R-11M) o mocy 10 kiloton. R-11 wykorzystuje wyporowy układ zasilania paliwem.
Dokonano także modyfikacji rakiety dla okrętów podwodnych - R-11FM o maksymalnym zasięgu 250 km.
R-11 wykorzystywał naftę i kwas azotowy jako paliwo, R-17 używał TM-185 i AK-27I. jako paliwo startowe - TG-02 SAMIN
Na bazie R-11 stworzono rakietę R-17 (projekt 8K14, SS-1c Scud-B kompleks 9K72 R-300 Elbrus), przyjęty do służby w Rosji i mający zasięg 300 km. Pociski mogły przenosić konwencjonalną głowicę odłamkowo-burzącą lub nuklearną. Później opracowano głowice chemiczne i nowe głowice nuklearne (termojądrowe). Do transportu i wystrzeliwania rakiet opracowano podwozie gąsienicowe 2P19 na bazie czołgu, zewnętrznie podobne do jednostki startowej rakiety R-11M. W 1967 roku przyjęto ośmiokołowe samobieżne podwozie MAZ-P. Obecnie różne modyfikacje Scudów są używane w ponad 40 krajach na całym świecie.
W krajach, które wyprodukowały 8K14 na licencji, prowadzono prace mające na celu zwiększenie zasięgu rakiety (głównie poprzez zmniejszenie masy głowicy bojowej. W szczególności KRLD opracowała modyfikację, w której poprzez zmniejszenie obciążenia bojowego, pojemność paliwa czołgów zwiększono i odpowiednio zwiększono zasięg lotu rakiet. Jednocześnie celność rakiety spadła o prawie połowę w porównaniu z radzieckim oryginałem. Zmiany te w literaturze zachodniej określano jako Scud-S. Dalszy rozwój modelu znany jest także pod północnokoreańską nazwą „Nodong-1” („Trud-1”). Pierwszy udany test został przeprowadzony przez KRLD w 1993 roku i wykazał zwiększoną dokładność strzelania. Modyfikacja ta często pojawia się w źródłach zagranicznych pod tym oznaczeniem Scud-D. Należy jednak zaznaczyć, że oznaczenia te nie są oficjalne i mogą być błędnie stosowane przez różne źródła. Ponadto istnieje znaczna liczba modyfikacji 8K14 nawet w obrębie określonej serii, dlatego poniższe dane należy traktować orientacyjnie.
R-11 SS-1b Scud A |
R-17 SS-1c Scud B |
? SS-1d Scud C |
? SS-1e Scud D |
|
---|---|---|---|---|
Długość, m | 10,7 | 11,164 | 11,25 | 12,29 |
Średnica, m | 0,88 | 0,88 | 0,88 | 0,88 |
Masa startowa, kg | 4400 | 5900 | 6400 | 6500 | 950 | 985 | 600 | 985 |
Układ napędowy | Jednostopniowy, płynny | |||
Zasięg ognia, km | 270 (150) | 300 | 550 | 700 |
KWO, m.in | 3000 | 450 | 900 | 50 |
Zastosowanie bojowe
R-11 został wprowadzony do służby około , a od tego roku zaczęto go zastępować nowocześniejszymi modyfikacjami. Duża liczba rakiet została rozmieszczona w Europie Wschodniej i na Bliskim Wschodzie. Były wielokrotnie używane w konfliktach regionalnych.
Spinki do mankietów
- SS-1 „Scud” (R-11/8K11, R-11FM (SS-N-1B) i R-17/8K14) (angielski)
Fundacja Wikimedia. 2010.
Zobacz, co „SCAD” znajduje się w innych słownikach:
- ... Wikipedii
- „SCAD Yalpug” Bolgrad… Wikipedia
Główny artykuł: Command Conquer: Generals Zero Hour Uwaga: w opisie jednostek i budynków użyto bezpłatnego tłumaczenia na język rosyjski, ponieważ nie było oficjalnej lokalizacji tej gry. Spis treści 1 USA 1.1 Budynki 1.2 Piechota 1.3... ... Wikipedia
Program rakietowy Korei Północnej- KRLD pracuje nad stworzeniem różnego rodzaju technologii rakietowych od końca lat sześćdziesiątych. Prace nad programem rakietowo-kosmicznym rozpoczęły się w połowie lat 70. i były prowadzone przy użyciu technologii radzieckich. Oparte na systemach rakietowych... ... Encyklopedia newsmakers
Główny artykuł: Wojna w Libii Głównymi uczestnikami wojny domowej w Libii są oddziały lojalne wobec rządu Muammara Kaddafiego (tzw. lojaliści) oraz oddziały opozycyjnej Tymczasowej Rady Narodowej (TNA, tzw.… ... Wikipedii
Pociski kierowane i rakiety to broń bezzałogowa, której trajektorie ruchu od punktu startu do celu realizowane są za pomocą silników rakietowych lub odrzutowych oraz środków naprowadzania. Rakiety zwykle mają... Encyklopedia Colliera
W tym artykule znajduje się opis terminu „Elbrus”; zobacz także inne znaczenia. Rakieta/kompleks R 17, indeks: 8K14/9K72 Oznaczenie NATO: SS 1c „Scud B” ... Wikipedia
Operacja Flashpoint Deweloper Bohemia Interactive Studio Wydawcy ... Wikipedia
Artykuł ten należy całkowicie przepisać. Wyjaśnienia mogą znajdować się na stronie dyskusji... Wikipedia
Książki
- Biuro SCAD. Wersja 21. Kompleks komputerowy SCAD++, Karpilovsky V.S., Kriksunov E. SCAD Office. Wersja 21. Kompleks komputerowy SCAD++. Informator…
Dzisiaj Kaddafi zaatakował pustynię Scudem. Jednak nigdzie nie dotarłem.
Broń jest przestarzała, pochodzi z lat 50-tych. Ale, co dziwne, amerykańska obrona powietrzna nie mogła go zestrzelić w 1991 roku.
R-11 - SS-1B SCUD-A
DANE ZA 2010 rok (aktualizacja standardowa)
Rakieta R-11/8A61 "Ziemia" - SS-1B SCUD-A
Rakieta R-11M/8K11/8K11M - SS-1B SCUD-A/KY-01
Rakieta R-11MU/8K12 (projekt)
Rakieta R-150 / R-170 - wersja eksportowa
System rakietowo-rakietowo-operacyjny. Rozwój jednostopniowej rakiety wykorzystującej wysokowrzące składniki paliwa o okresie przydatności do spożycia w pozycji napełnionej do 1 miesiąca rozpoczął się na temat prac badawczych nad N2 zgodnie z dekretem Rady Ministrów ZSRR z dnia 4 grudnia 1950 r. Rozwój przeprowadzono w OKB-1 NII-88 pod ogólnym kierownictwem S.P. Korolewa (główni projektanci - 1950-1953 - Evgeniy Vasilievich Sinilshchikov, od wiosny 1953 - V.P.Makeev). Pocisk powstał na podstawie wyników badań i elementów konstrukcyjnych krajowych odpowiedników niemieckich rakiet V-2 i Wasserfal. Wstępny projekt rakiety R-11 był gotowy 30 listopada 1951 roku. Prace badawczo-rozwojowe nad rakietą R-11 i przygotowanie do produkcji seryjnej w zakładach SKB-385 w Złatoust w obwodzie czelabińskim rozpoczęły się w całości zgodnie z uchwałą Rada Ministrów ZSRR z 13 lutego 1953 r.
SPU 2U218 z rakietą R-11M/8K11 PRL (Zaloga Steven J., Scud Ballistic Missile and Launch Systems 1955-2005. Osprey Publishing. 2006).
Próby w locie rakiet (pierwszy etap) rozpoczęto 18 kwietnia 1953 r. i kontynuowano do 2 czerwca 1953 r. na poligonie Kapustin Yar (10 startów, jako paliwo zamiast nafty użyto TG-02 Tonka). Pierwsze udane wystrzelenie rakiety R-11 przeprowadzono 21 maja 1953 r. W pierwszym etapie testów przeprowadzono 4 wystrzelenia na odległość 270 km i 6 wystrzeleń na odległość 250 km (4 i 1 odpowiednio zakończyły się sukcesem, 3 rakiety nie dotarły do celu, 2 starty miały charakter awaryjny – jedna awaria układu sterowania w wyniku upadku rakiety 765 m od startu i jeden z powodu nieszczelności układu napędowego).
Data uruchomienia | Zakres | Opis |
18.04.1953 | 250 lub 270 km | awaria układu kontroli skoku wynikająca z wady produkcyjnej, rakieta spadła 765 m od miejsca startu |
21.05.1953 | 250 lub 270 km | pierwszy udany start |
Kwiecień-maj 1953 | 250 lub 270 km | rozruch awaryjny z powodu nieszczelności układu napędowego |
Kwiecień-maj 1953 | 250 lub 270 km | |
Kwiecień-maj 1953 | 250 lub 270 km | |
Kwiecień-maj 1953 | 250 km | |
Kwiecień-maj 1953 | 250 km | |
Kwiecień-maj 1953 | 250 km | |
Kwiecień-maj 1953 | 270 km | |
02.06.1953 | 250 lub 270 km | ostatnie uruchomienie pierwszego etapu prób w locie |
13 listopada 1953 roku wydano dekret Rady Ministrów ZSRR o rozmieszczeniu produkcji rakiet R-11 w zakładzie nr 385 w Zlatoust (produkowano w tym zakładzie do 1959 roku), zapewniono wsparcie produkcyjne przez SKB-385, przedstawiciel OKB-1 NII-88 w SKB-385 - V.P.Makeev. Na podstawie wyników pierwszego etapu testów S.P. Korolev zaakceptował poprawiony projekt techniczny R-11 26 stycznia 1954 r.
Projekt rakiety R-11M rozpoczęto w styczniu 1954 r., a 26 sierpnia 1954 r. wydano dekret Rady Ministrów ZSRR w sprawie stworzenia rakiety R-11M (główny projektant - Michaił Fedorowicz Reshetnev) - nośnika rakiety nuklearnej RDS-4 ładunek - na bazie rakiety R-11.
Drugi etap testów odbył się tam od 20 kwietnia do 13 maja 1954 roku. 9 z 10 startów na odległość 270 km zakończyło się sukcesem. Szósty start miał charakter awaryjny (5 maja 1955 r., awaria automatycznego urządzenia stabilizującego po 80 sekundach lotu). Próby celownicze rakiety R-11 prowadzono od grudnia 1954 do stycznia 1955 (5 udanych startów). Próby państwowe R-11 przeprowadzono w okresie styczeń-luty 1955 (10 udanych startów).
W lutym 1955 roku na bazie R-11 rozpoczęto tworzenie wersji morskiej R-11FM(8A61FM, główny projektant - Iwan Wasiljewicz Popkow), przeznaczony do wystrzelenia z łodzi podwodnych (pierwsze na świecie udane wystrzelenie rakiety balistycznej z SSBN pr.611V 16 września 1955 r. o godzinie 17:32 na Morzu Białym).
11 kwietnia 1955 r. Zarządzeniem Ministra Przemysłu Obronnego D.F. Ustinova wiceprezes Makeev został mianowany zastępcą głównego projektanta OKB-1 S.P. Korolev ds. rakiety R-11 i głównym projektantem SKB-385. W czerwcu 1955 roku podjęto decyzję o masowej produkcji rakiet R-11 w zakładzie pilotażowym nr 385. Rakieta R-11 z indeksem GRAU 8A61 przyjęty do służby 13 lipca 1955 r W rzeczywistości rakieta R-11 nie została dostarczona jednostkom bojowym i była eksploatowana na terenie poligonu Kapustin Jar (a być może także w innych miejscach).
W sierpniu 1955 roku przeniesiono dokumentację rakiet R-11FM i R-11M z OKB-1 do SKB-385 i w Zlatoust rozpoczęto produkcję rakiet R-11M. Testy rakiety R-11M przeprowadzono w trzech etapach od 30 grudnia 1955 r. do 11 kwietnia 1957 r. (22 starty, wystrzelenia pierwszej i drugiej partii fabrycznej rakiet nie powiodły się). Po sfinalizowaniu projektu rakiety i poprawie jakości montażu (maj-czerwiec 1957 r.) przeprowadzono 6 udanych startów R-11M. Próbne starty przeprowadzono na początku 1958 roku (5 startów). Rakieta R-11M pod symbolem 8K11 przyjęty sił lądowych uchwałą Rady Ministrów ZSRR z dnia 1 kwietnia 1958
Od 1958 r. w zakładzie nr 235 (Wotkińskie Zakłady Budowy Maszyn) produkowane są rakiety R-11, a od 1959 r. rakiety R-11M. Nazwa eksportowej wersji kompleksu z rakietą R-11M SCUD-A to R-150 i R-170. Znaleziono także nazwę kompleksu „Ziemia” – kompleks OTR R-11M – prawdopodobnie będący tematem badań. Z dużym prawdopodobieństwem nazwa Pentagonu dla obiektów odkrytych w wyniku rozpoznania kosmicznego – KY-01 (Kapustin Yar) – należy do rakiety 8K11 z SPU 2U218. Ostatni start wojskowego R-11M odbył się 18 maja 1965 roku, po czym rakiety wycofano ze służby. Bardziej znany OTR R-17 SCUD-B powstał na bazie rakiety R-11M.
System sterowania rakietą- układ sterowania rakietą jest bezwładnościowy, rakieta prowadzona jest po platformie startowej, układ sterowania utrzymuje rakietę na trajektorii w sekcji aktywnej za pomocą sterów grafitowych gazodynamicznych i wydaje polecenie wyłączenia silnika po osiągnięciu przez rakietę wymagana prędkość. W skład układu sterowania wchodzi żyroskopowy integrator przyspieszeń podłużnych L-22-5, żyroskopowy L00-3F i żyrohoryzont L11-3F (wg danych rakiety R-11FM). Pracami nad systemem sterowania kierował N.A. Pilyugin.
Wyrzutnia: rozwój sprzętu naziemnego przeprowadził GSKB „Spetsmash” pod przewodnictwem wiceprezesa Barmina.
R-11 w pierwszym etapie testów (1953) - zastosowano naziemne wyposażenie rakiety przeciwlotniczej R-101 z pewnymi modyfikacjami (analogicznie do rakiety Wasserfal)
R-11 – rakietę przewożono na naczepie pojazdem ZIS-151, start przeprowadzono z transportowanej przez pojazd wyrzutni, montażu rakiety na wyrzutni 8U22 dokonał: podnośnik-montażer 8U227 na podwoziu ciężkiego ciągnika artyleryjskiego AT-T. W latach 1960-1961 Wózek transportowy 2T3 został wyprodukowany w zakładach Arsenal (Bryańsk) i był ciągnięty przez pojazd ZIL-157V. Sprzęt startowy kompleksu - 8U22 - stół startowy, 8U227 - instalator, 8Ш12 - zestaw urządzeń celowniczych.
Rozmieszczenie kompleksu OTR R-11 (Zaloga Steven J., Scud Ballistic Missile and Launch Systems 1955-2005. Osprey Publishing. 2006).
R-11M - wyrzutnia gąsienicowa 2U218 „Tulpan” („obiekt 803”, w prasie spotyka się także oznaczenie 8U218) oparta na ISU-152K, opracowana w latach 1955–1956. w fabryce Kirowa (Leningrad) pod przewodnictwem K.N. Ilyina. Jednostka produkowana była masowo w Zakładach Kirowa (nr 47) w latach 1959-1962 (produkcję zaprzestano dekretem Rady Ministrów ZSRR nr 1116 z 10 października 1962 r.). W sumie wyprodukowano 56 sztuk.
Waga PU - 40 t
Maksymalna prędkość jazdy - 42 km/h
SPU 2U218 Ludowego Wojska Polskiego (zdjęcie z lat 60. XX w. z defilady w Warszawie autorstwa J. Magnuskiego z książki Zaloga Steven J., Scud Ballistic Missile and Launch Systems 1955-2005. Osprey Publishing. 2006)
Występy boczne SPU 2U218 (Witold Muszyński, NTW nr 3/2001)
Transport rakiet R-11M/8K11 odbywał się na wózku naziemnym 8T137, 2T3, 2T3M lub 2T3M1. Wózki ciągnione są odpowiednio przez ciągniki ZIL-157, ZIL-157 i ZIL-131V i wyposażone są w akumulator 6-ST-42-EMZ oraz urządzenia zabezpieczające (filtr F-5, przewody ekranowane) tłumiące zakłócenia radiowe. Wózek zapewnia ogrzewanie specjalnej głowicy rakiety. Na wyposażeniu wózków naziemnych typu 2T3 znajduje się kołyska 2Sh3 (8T04), pokrywa termiczna 2Sh2, przyłącze drenażowe 1603/2T3, przyłącze drenażowe 1604/2T3 oraz adapter 1-820/2T3. Wózki 2T5 służą do transportu rakiet drogą powietrzną, a także do rutynowych prac magazynowych i konserwacyjnych.
Wózek 8T137:
Długość - 14,89 m
Szerokość - 2,8 m
Wysokość - 3,9 m (z markizą)
Masa z jedną rakietą napędzaną – 13650 kg
Prędkość autostradowa - 40 km/h
Prędkość jazdy - 20 km/h
Rakieta R-11 / R-11M:
Rakieta R-11M na wózku naziemnym 2T3 (Shirokorad A.B., Atomic bar of the XX century. M., Veche, 2005)
Liczba kroków - 1
Silnik:
Jednokomorowy silnik rakietowy na paliwo ciekłe S2.253 / 8D511 opracowany przez OKB-2, głównego projektanta Isaeva A.M. (opracowany w 1952 r.). Rakieta R-11FM ma silnik S2.253A.
Metoda rozruchu - samozapłon paliwa rozruchowego i utleniacza
Zasilanie paliwem odbywa się za pomocą akumulatora ciśnienia cieczy (w pierwszych rakietach eksperymentalnych w 1953 r. - akumulatora ciśnienia proszku).
Paliwo - nafta T-1 / TS-1
- utleniacz - kwas azotowy AK-20I (20% czterotlenek azotu + 80% kwas azotowy)
- paliwo startowe - TG-02 „Tonka-250” (mieszanina 50% ksylidyny i 50% trietyloaminy, w pierwszym etapie testów została wykorzystana jako paliwo – według źródła „SKB-385…”)
- ciąg - 8300 kg przy podłożu (10300 kg w pustce)
Ciąg - 13300 kg (R-11M, prawdopodobnie w pustce)
- impuls właściwy - 219 jednostek (przy ziemi)
Czas działania - 90 s
R-11 | R-11M | |
Długość rakiety | 10424 mm | 10344 mm (10500 mm według innych danych) |
Średnica obudowy | 880 mm | 880 mm |
Rozpiętość stabilizatora | 1818 mm | 1818 mm |
Waga | Według różnych źródeł 5337-5350 kg | Według różnych źródeł 5409,6-5846 kg |
Sucha masa | 1336 kg (1645 kg według innych danych) | 1654 kg |
Waga konstrukcji | 962 kg | |
Masa paliwa | 3664 kg (3705 kg według innych danych) | 3705 kilogramów |
Masa głowicy:
R-11 - 540 kg (w czasie testów)
R-11 - 690 kg (głowica standardowa)
R-11 - 347 kg (wg innych danych, 1997)
R-11 - 1000 kg (burzący materiał wybuchowy)
R-11M - 600 kg (według niektórych źródeł standardowa głowica konwencjonalna)
R-11M - 860-900 kg (naszym zdaniem z głowicą nuklearną)
Masa wybuchowa - 535 kg (R-11, głowica o masie 690 lub 600 kg)
Zakres:
R-11 – 250-270 km (w czasie testów)
R-11 – 270 km (ze standardową głowicą o masie 690 kg)
R-11 z głowicą 1000 kg - 150 km
R-11M – 170-180 km (według różnych źródeł)
R-11/R-11M - 60 km (minimum)
R-11MU – 150 km (wg TTZ)
Maksymalna prędkość trajektorii - 1430-1500 m/s
Wysokość lotu wzdłuż trajektorii - 78 km
Czas lotu pełnego zasięgu (270 km) - 5,4 min
Czas przygotować się do startu:
3,5 godziny (R-11, standardowy pociąg drogowy)
30 minut (R-11M, standardowy SPU)
PYTANIE:
R-11 według parametrów technicznych - 3000 m
R-11M według parametrów technicznych - 3000 m
Koszt rakiety R-11M z konwencjonalną głowicą bojową wynosi od 42 000 do 53 200 rubli (ceny z 1958 r.).
Koszt rakiety R-11M z głowicą nuklearną wynosi od 4 do 8 milionów rubli (z różnymi typami głowic nuklearnych, ceny z 1958 r.).
Koszt kompleksu 8K11 z konwencjonalną głowicą wynosi 800 000 rubli (ceny z 1958 r.).
Głowica bojowa:
R-11 - materiał wybuchowy o masie do 1000 kg
Silnie wybuchowy
- głowica nuklearna 3N10 z ładunkiem RDS-4 o mocy około 10 kt. Opracowany w latach 1954-1958. Wszedł do służby w kwietniu 1958 r. Opracowanie ładunku nuklearnego przeprowadzono w KB-11 (obecnie RFNC-VNIIEF, Sarov) pod kierownictwem Yu.B. Kharitona i S.G. Kocharyantsa. Głowicę nuklearną zaprojektował KB-25 MSM (obecnie Ogólnorosyjski Instytut Automatyki im. N.L. Dukhova).
Średnica - nie więcej niż 880 mm
Modyfikacje:
R-11/8A61(1955) - rakieta operacyjno-taktyczna.
R-11M/8K11(1958) - rakieta operacyjno-taktyczna.
R-11A / V-11A / R-11A-MV(1958) - zgodnie z Rozporządzeniem Rady Ministrów ZSRR z dnia 11 lipca 1956 r. opracowano rakietę geofizyczną na bazie rakiety R-11. Pierwsza seria do prób w locie - 7 rakiet. Pierwszy start odbył się 4 października 1958 roku. Wyrzutnie odbywały się w rejonach polarnych ZSRR od SPU 2U218 na wysokość do 100 km. Ogółem w latach 1958-1961. W celu zbadania górnych warstw atmosfery przeprowadzono 11 wystrzeleń rakiet R-11A. Modyfikacja R-11A-MV miała na celu przetestowanie wyposażenia spadochronowego AMS przed wystrzeleniem na Wenus i Marsa; w 1962 roku wykonano 5 startów.
R-11MU/8K12(projekt, 1957) - rakieta operacyjno-taktyczna, modernizacja rakiety R-11M - temat projektu badawczego Ural. Rozwój SKB-385 rozpoczął się (główny projektant - wiceprezes Makeev, wiodący projektant od czerwca 1957 - Yu. Bobryshev) zgodnie z dekretem Rady Ministrów ZSRR wydanym w marcu 1957 roku. Projekt obejmował modernizację rakiety (powielanie obwodów elektrycznych i poszczególnych elementów wyposażenia, poprawa właściwości) bez zmiany składu złożonego wyposażenia. Ze względu na zmianę masy wyposażenia, do utrzymania zasięgu niezbędny był mocniejszy silnik z zespołem turbopompy do podawania paliwa (zamiast układu wyporowego). W projekcie zaproponowano zastosowanie silnika S3.42 OKB-3 (główny konstruktor D.D. Sevruk), przy którym szacowany zasięg powinien wynosić 240 km (zamiast 150 km według TTZ). Wykorzystując nowy silnik, twórcy zaproponowali stworzenie nowego pocisku zamiast modernizacji pocisku R-11M. Uchwała Rady Ministrów ZSRR nr 378-181 z dnia 1 kwietnia 1958 r. określiła rozwój rakiety R-17 na bazie rakiety R-11MU.
Skład systemu rakietowego z rakietą P-11/8A61:
Rakieta 8A61
Sprzęt startowy:
8U22 - stół startowy
8U227 - instalator
8Sh12 - zestaw przyrządów celowniczych
8T137 - wózek naziemny (opisany powyżej w podrozdziale "Wyrzutnia")
8T22 - żuraw samochodowy (długość - 13,3 m, szerokość - 3,44 m, wysokość transportowa - 3,3 m, wysokość robocza - 8,64 m)
2Ш9 - trawers
Sprzęt testowy:
8N211 - maszyna kontrolno-testująca
Sprzęt elektryczny:
8N042 - jednostka gazowo-elektryczna prądu stałego
Sprzęt do tankowania:
8G14 - cysterna z paliwem
8G17 - dozownik utleniacza (podwozie ZIL-151, do 1959 r.)
8T339 - części zamienne do pojazdu
8T322 - przyczepa akcesoryjna
8G27 - nagrzewnica powietrza
8Yu11 - namiot izolowany
8Yu42 - terenowe laboratorium chemiczne
Skład systemu rakietowego z rakietą P-11M/8K11:
Rakieta 8A61 lub 8K11
Sprzęt startowy:
8U218 - jednostka rozruchowa
8Ш18 - zestaw przyrządów celowniczych
Sprzęt do przeładunku i transportu:
8T137 / 8T137M - wózek naziemny, modyfikacja 8T137M zapewniała ogrzewanie głowicy nuklearnej (opisane powyżej w podrozdziale „Wyrzutnia”)
2T3 / 2T2M - wózek naziemny, modyfikacja 2T3M zapewniała ogrzewanie głowicy nuklearnej
8T05 - przyłącze spustowe (komplet wózka uziemiającego)
8Т04 - kontener (komplet wózka do kopania)
8G07 - zbiornik do napełniania (komplet wózka naziemnego)
8T22 - dźwig samochodowy (patrz wyżej)
8T328 - pojazd magazynowy na podwoziu ZIL-157 z systemem ogrzewania głowicy bojowej
9F21M - pojazd do przechowywania głowic specjalnych 3N10
Sprzęt testowy:
8N16 - pojazd testowy, podwozie ZIL-157 lub ZIL-151, wyposażony w urządzenia 8G04, 8G05 i 8G06.
Sprzęt elektryczny:
8Н01 - benzynowo-elektryczny agregat prądotwórczy
8N03 - jednostka gazowo-elektryczna prądu stałego
8Н067 - stacja ładowania akumulatorów
Sprzęt do tankowania:
8G14 lub 2G1 / 2G1U - cysterna paliwowa
8G17 (podwozie ZIL-151, do 1959, ZIL-157 od 1959) / 8G17M (od 1959, ZIL-157KG) - dozownik utleniacza
8G33U - stacja kompresorowa (podwozie ZIL-157), kompresor z silnikiem YAZ M204A, ciśnienie - 120-350 kPa/cm2, minimalna temperatura pracy - -55 st. C.
8Ш31 - wskaźnik wilgotności
Sprzęt pomocniczy:
8T339 - części zamienne do pojazdu
8G27U - nagrzewnica powietrza
8YU11U - namiot izolowany
8Yu44 - polowe laboratorium chemiczne
8T121 - wózek do transportu hangarowego
8T311 - maszyna myjąco-neutralizująca
Skład brygady rakietowej Pociski 8K11 na gąsienicowych SPU:
Trzy sekcje po trzy baterie z jednym SPU w każdej.
Kontroluj akumulator.
Jednostka saperów.
Jednostki bojowe i wsparcia technicznego.
Ogółem w brygadzie: 9 SPU, do 500 pojazdów ogólnego i specjalnego przeznaczenia, 800 osób (w tym 243 osoby w bateriach rozruchowych). Załoga jednej baterii to 27 osób (1 SPU + konserwacja).
Kompleks 8K11 z SPU 2U218 Narodowej Armii Ludowej NRD
(Shirokorad A.B., Atomowy baran XX wieku. M., Veche, 2005)
SS-1B SCUD-A SPU 2U218 z rakietą R-11M/8K11
(K.-H. Eyermann, Raketen – Schield und Schwert. 1968 NRD)
SPU 2U218 2. brygady artylerii samobieżnej Armii Ludowej NRD (Stallberg, 1970) i SPU 2U218 18. brygady rakietowej Ludowego Wojska Polskiego (Belesławiec, 1965). Rysunek z książki Załoga Steven J., Scud Ballistic Missile and Launch Systems 1955-2005. Wydawnictwo Osprey. 2006
Projekcje SPU 2U218 (Zaloga Steven J., Scud Ballistic Missile and Launch Systems 1955-2005. Osprey Publishing. 2006).
Status:
ZSRR:
- maj 1955 - zarządzeniem Szefa Sztabu Generalnego Armii Radzieckiej nr 3/464128 233 brygada inżynieryjna (była brygada artylerii dużej mocy Woroneskiego Okręgu Wojskowego) została przeniesiona do sztabu trzech odrębnych dywizji z nadaniem numerów oddziałów i prezentacją Banerów. Od lipca 1960 do kwietnia 1963 trzecia dywizja została wycofana z jednostki i istniała jako samodzielna jednostka w ramach 1. Armii Pancernej. Na mocy tej samej dyrektywy brygada została ponownie wyposażona w kompleksy z rakietami R-11 (8A61), a później R-11M (8K11). To pierwsza jednostka bojowa wyposażona w rakiety R-11.
1955 - dowódca baterii major Yamnikov (233. brygada inżynieryjna) przeprowadził pierwsze kompleksowe szkolenie na nowym sprzęcie.
1956 27 czerwca - na Państwowym Poligonie w Kapustinie Jar dowódca baterii 233. brygady inżynieryjnej mjr Maramzin oddał pierwszy w historii jednostki strzał z nowego sprzętu. Od tego czasu aż do 1965 roku jednostka oddała ponad 40 strzałów.
- 1957 7 listopada - Pociski R-11M po raz pierwszy pokazano publiczności podczas parady na Placu Czerwonym w Moskwie.
- 1958 - początek prac badawczo-rozwojowych R-11MU (temat „Ural”), w wyniku których powstała rakieta R-17 (OKB-385).
1958 7 maja – podjęto decyzję o przerzuceniu 233. brygady inżynieryjnej do NRD (Kochstedt) i podporządkowanej Naczelnemu Dowódcy GSVG. Przeniesienie odbyło się od 6 września do 6 października 1958 r. Brygada znajdowała się w GSVG do 1966 r.
- 1958 sierpień - brygady inżynieryjne RVGK zostały przeniesione z podporządkowania Wiceministra Obrony ds. Broni Specjalnej i Rakiet (później - dowódcy Strategicznych Sił Rakietowych) do sił lądowych:
1. 77. brygada RVGK - utworzona w 1953 r. na poligonie Kapustin Yar, po czym została przerzucona do Karpackiego Okręgu Wojskowego (początkowo uzbrojona w rakiety R-2).
2. 90. brygada RVGK - utworzona w 1952 r. na poligonie Kapustin Jar, przerzucona do Kijowskiego Okręgu Wojskowego (początkowo uzbrojona w rakiety R-2).
3. 233. brygada RVGK - od 1955 r. uzbrojona w rakiety R-11M (patrz wyżej).
- 1959-1962 - przemysł wyprodukował 56 SPU 8U218.
- 1960 1 lipca - na bazie 199. Brygady Artylerii Armat Gwardii utworzono 199. Brygadę Rakietową Gwardii, uzbrojoną w rakiety 8K11 z SPU 8U218. Pierwszy start brygady odbył się w 1962 roku na poligonie 60-B we wsi Damanovsky (Białoruś).
- 1960 - 159. Brygada Rakietowa zostaje uzbrojona w rakiety 8K11 z 8U218 SPU. W sumie Siły Zbrojne ZSRR dysponują 5 brygadami rakietowymi wyposażonymi w rakiety R-11M.
- 1961 - podjęto decyzję o wyposażeniu armii państw członkowskich Układu Warszawskiego w kompleks 8K11. Dostawy rozpoczęły się w tym samym roku.
- 1961 10 i 13 września - podczas ćwiczeń Wołgi na poligonie testów nuklearnych na wyspie Nowa Ziemia miały miejsce prawdziwe wystrzelenia rakiet 9K11 z głowicami nuklearnymi.
- 1962 - część brygad została rozmieszczona w ramach GSVG (NRD) z późniejszym przezbrojeniem do kompleksu 8K14.
- 1965 18 maja - ostatni start wojskowego R-11. kompleks został wycofany z użytku. W trakcie testów i eksploatacji wykonano łącznie 78 startów (w tym 1 nieudany).
- 1967 - rozpoczyna się wycofywanie kompleksu 8K11 z eksploatacji. Według zachodnich danych wyprodukowano łącznie 2500 rakiet R-11M.
- 1970 - w służbie 50 kompleksów SPU 8K11 (wg danych zachodnich prawdopodobnie w magazynach w jednostkach bojowych).
- 1971 - w służbie 40 kompleksów SPU 8K11 (wg danych zachodnich prawdopodobnie w magazynach w jednostkach bojowych).
- 1972 - w służbie 20 kompleksów SPU 8K11 (wg danych zachodnich prawdopodobnie w magazynach w jednostkach bojowych).
- 1973 - w służbie z 10 kompleksami SPU 8K11 (wg danych zachodnich prawdopodobnie w magazynach w jednostkach bojowych).
- 1974 - w ZSRR SA nie ma kompleksów.
Eksport:
Bułgaria - były dostawy R-11/R-11M.
Węgry:
Rozpoczęły się lata 70. - w służbie znajduje się kompleks 8K11 SCUD-A, 12 wyrzutni i 5. oddzielna brygada rakietowa Tapolka.
1962 wrzesień - utworzono 2 brygady rakietowe z rakietami R-11M na SPU 8U218 - 5. brygadę rakietową „Bruno Leuschner” (Demen) i 3. brygadę rakietową „Otto Schwab” (Tautenhain).
1970 - 2 brygady rakietowe („artyleria samobieżna”) pozostają w służbie.
Iran:
- 1979 i później - reeksport SCUD-A z KRLD. Do końca wojny z Irakiem przeprowadzono 120 startów;
- 1988 od lutego - użycie głowic chemicznych;
1957 20 sierpnia - zarządzenie Ministra Przemysłu Obronnego ZSRR w sprawie transferu technologii rakietowych (R-2, R-11 itp.) do Chin, przekazano dokumentację dotyczącą produkcji R-11.
1960-1961 - Utworzono 20 pułków (dywizji) z rakietami R-2 i R-11.
KRLD:
1965 - pierwsze dostawy SCUD-A/B;
- 1991 - w służbie 54 jednostki. SCUD-A/B/C;
1962 - utworzono 2 brygady rakietowe z rakietami R-11M na SPU 8U218 - 18. brygadę rakietową (Bolesławiec) i jeszcze jedną.
1963 - Polscy rakietowcy wzięli udział w ćwiczeniach z wyrzutniami rakiet na poligonie Kapustin Jar.
1963 IV kwartał - dostarczono do Polski pierwszych 6 zespołów 8K11 z SPU 2U218.
1965 - nadal w służbie (2 brygady), w całym okresie dostarczono 48 wyrzutni (4 brygady rakietowe).
Rumunia – 1972 – dostarczono 24 wyrzutnie (2 brygady rakietowe).
Czechosłowacja – w całym okresie dostarczono 36 wyrzutni (3 brygady rakietowe).
Lata 1967-1970 - w służbie dwóch brygad rakietowych (311. w Starej Bolesławiu i 321. w Hranicach).
Operacyjno-taktyczny system rakietowy 9K72 (Scud-B)
W ciągu wielu lat funkcjonowania kompleks był kilkukrotnie modernizowany. Zmodernizowany pocisk 8K14-1 (R-17M) jest wymienny z pociskiem 8K14 (R-17) i nie różni się pod względem parametrów użytkowych. Wyżej wymienione rakiety różnią się jedynie możliwością zastosowania głowic bojowych. 8K14-1 może przenosić cięższe głowice bojowe o innym kształcie geometrycznym, które mogą być wyposażone w baterie ampułkowe (a późniejsze rakiety mogą być również wyposażone w głowice z cylindrami wysokociśnieniowymi). Również różnica w jednostkach początkowych nie jest fundamentalna. Zarówno 2P19, jak i 9P117 (dowolna modyfikacja) mają to samo wymienne wyposażenie panelu sterowania.
W latach 80-tych TsNIIAG (TsNII Automation and Hydraulics) rozpoczął prace rozwojowe nad stworzeniem odłączanej sterowanej głowicy bojowej z optyczno-elektronicznym systemem naprowadzania dla rakiety R-17. Opracowano oprogramowanie i wsparcie matematyczne, wyposażenie optyczno-elektronicznego systemu naprowadzania, wyposażenie pokładowe systemu sterowania głowicą, naziemne wyposażenie do przygotowywania obrazów referencyjnych oraz wyposażenie do wejścia misji lotniczej w głowicę rakiety. Wystrzelenia zmodernizowanych rakiet rozpoczęły się w 1984 roku. Nowy system nazwano „Aerophone”, ale starty eksperymentalne wykazały dużą zależność od warunków pogodowych w miejscu startu i celu, dlatego później zarzucono modernizację kompleksu.
Kompleks był szeroko eksportowany do krajów Układu Warszawskiego, Iranu, Iraku, Libii, Syrii, Jemenu, Wietnamu i innych. Według oświadczenia Komitetu Ministrów Obrony Układu Warszawskiego z dnia 30 stycznia 1989 r. w krajach Układu Warszawskiego na uzbrojeniu znajdowało się 661 rakiet R-17.
Kompleks 9K72 jest obecnie przestarzały, nieporęczny, ale dość niezawodny i nadal służy, chociaż produkcję rakiet i komponentów zakończono pod koniec lat 80-tych.
Kompleks 9K72 - rakieta - R-17 / 8K14 / 8K14-1 - SPU 9P117 / 9P117M / 9P117M1 / 9P117M1-1 / 9P117M1-3 na podwoziu MAZ-543 Uragan. Głównym twórcą systemów naziemnych kompleksu jest GSKB (główny projektant V.P. Petrov, wiodący projektant S.S. Vanin), urządzenia celownicze - biuro projektowe zakładu nr 784 kijowskiej SNKh (główny projektant S.P. Parnyakov), dla SPU - TsKB TM (główny projektant - N.A. Krivoshein). Produkcja seryjna SPU 9P117 / 9P117M i innych prowadzona jest od 1965 roku w zakładzie Barrikady, a od 1970 (przynajmniej) w Zakładzie Inżynierii Ciężkiej w Pietropawłowsku (Pietropawłowsk).
Na zachodzie kompleks otrzymał oznaczenie „Scud”-B. Pocisk 8K14 może być wyposażony w głowice telemetryczne lub bojowe. Początkowo rakieta 8K14 została opracowana do współpracy z konwencjonalnymi głowicami bojowymi 8F44 (odłamkowo-burzącymi) i głowicami nuklearnymi 8F14 (269A) z ładunkiem uranowym typu RDS-4 o mocy do 10 kt. Kiedy pojawiło się pytanie o możliwość wyposażenia rakiety 8K14 w głowicę z ładunkiem chemicznym, okazało się, że rakieta ta nie może być wyposażona w taką głowicę, gdyż głowica musi mieć na pokładzie potężne źródło energii do długotrwałego przechowywania (na przykład bateria ampułek). Ponadto pojawiły się problemy z umieszczeniem cylindra z toksyczną substancją w wymiarach głowicy bojowej. Opracowana głowica 3N8 okazała się cięższa (1016 kg) i miała inny kształt (podkalibrowy, ale dłuższy). Do wykorzystania tej głowicy opracowano rakietę 8K14-1. Aby móc przenosić cięższą i dłuższą głowicę, zamiast aluminiowej zastosowano stalową ramę dokującą, a także aby móc korzystać z baterii ampułkowej głowicy jednocześnie z bateriami ampułkowymi układu sterowania rakiety i systemu CAD, niskociśnieniową kanał powietrzny doprowadzono do wycięcia przedziału przyrządowego (płaszczyzny dokowania rakiety z głowicą). Później zamiast głowicy 3N8 przyjęto głowicę 8F44G, która miała zwykłe wymiary i wagę. Kolejną modernizacją głowic chemicznych był 8F44G1. Urządzenia sterujące głowicą chemiczną pozwalają na ustawienie wysokości, na której następuje wystrzelenie ładunku.
Schemat rozmieszczenia kompleksu 9K72(czerp z książki Zaloga Steven J., Scud Ballistic Missile and Launch Systems 1955-2005. Osprey Publishing. 2006):
Liczby wskazują:
1 - Reflektor platformy startowej |
20 - Przedział załogi / stacja radiowa |
2 - Stół startowy 9N117 |
21 - Uchwyty rampy podnośnika rakietowego (otwarte) |
3 - Podpora stabilizująca SPU |
22 - Rampa do podnoszenia rakiet (obniżona) |
4 - Panel sterowania systemem stabilizacji i startu |
23 - Kabina sterująca pompą |
5 - Gaśnica |
24 - Zbiornik utleniacza |
6 - Panel sterujący do podnoszenia/opuszczania stołu |
25 - Zbiornik paliwa |
7 - Pojemnik z narzędziami |
26 - Komora przyrządów układu sterowania 1 |
8 - Miejsca dla personelu w kabinie sterowniczej |
27 - Wybuchowa głowica bojowa |
9 - Kabina sterownicza przygotowań przed startem |
28 - głowica 8F44F |
10 - Kratka wlotu powietrza |
29 - Zapalnik kontaktowy |
11 - Miejsca załogi |
30 - Zapalnik dolny |
12 - Butle ze sprężonym powietrzem do rozruchu silnika SPU |
31 - Komora przyrządów układu sterowania 2 |
13 - Schody umożliwiające wejście do kabiny |
32 - Kanał kablowy |
14 - Fotel kierowcy |
33 - Wąż doprowadzający paliwo do silnika |
34 - Rura zasilająca utleniacz |
|
16 - Komora silnika |
35 - Turbosprężarka silnika |
17 - Górna część rampy podnoszącej |
36 - Silnik 9D21 |
18 - Wlot powietrza do silnika |
37 - Sprężone powietrze do uruchomienia układu paliwowego |
19 - Antena radiowa |
Głowicę nuklearną 8F14 zastąpiono głowicą nuklearną 9N33 z ładunkiem RA-17 (ładunek plutonowy typu implozji). Kolejną modernizacją głowic nuklearnych był 9N33-1 z ładunkami o różnej mocy (RA104 - ładunek nuklearny o mocy do 50 kt, RA104-1 - ładunek nuklearny o mocy do 100 kt, RA104-2 - ładunek termojądrowy). Wszystkie głowice nuklearne zostały wyposażone w wewnętrzne systemy grzewcze, co umożliwiało zdalną kontrolę temperatury ładunku i wstępne podgrzewanie ładunku. Urządzenia sterujące głowicą nuklearną umożliwiają ustawienie rodzaju wybuchu: naziemny, nisko-powietrzny lub wysokogórski. Głowica odłamkowo-burząca 8F44 eksploduje po uderzeniu w ziemię.
Brygada rakietowa uzbrojona w kompleks 9K72 obejmuje w swoich jednostkach wsparcia baterię meteorologiczną. Na podstawie wyników wystrzelenia balonu meteorologicznego tworzony jest biuletyn meteorologiczny „Meteo-44”, który wykorzystuje się w dalszych obliczeniach. Jeżeli dywizja rakietowa działa w oderwaniu od głównych sił (ze względu na oddalenie nie ma możliwości wykorzystania wyników „Meteo-44”), wówczas możliwe jest wykorzystanie „Meteo-11” – artyleryjskiego biuletynu meteorologicznego otrzymywanego z najbliższe jednostki artylerii i przeprowadza się ponowne przeliczenie „Meteo-11”. 11” w Meteo-44. Meteo-44 obejmuje: datę i godzinę pomiaru, wysokość nad poziomem morza, na której znajduje się stacja meteorologiczna, ciśnienie i temperaturę na stacji meteorologicznej, temperaturę, kierunek i prędkość wiatru na wysokościach 24 km i 34 km, temperaturę na wysokości 44 km. km, 54 km i 64 km.
Prowadząc działania bojowe w Republice Afganistanu, dywizja 9K72 z sukcesem przeprowadziła ponad tysiąc startów bojowych. W górach, aby uzyskać maksymalny efekt, często wystrzeliwano rakiety 8k14 z głowicą odłamkowo-burzącą na minimalny zasięg. Jednocześnie w chwili wyłączenia silnika w zbiornikach rakiety pozostało pół tony głównego paliwa i co najmniej dwie tony utleniacza. A efekt eksplozji tych elementów i późniejszego pożaru na zboczach gór znacznie przekroczył efekt eksplozji głowicy odłamkowo-burzącej.
Kompleks 9k72, który został oddany do użytku w wielu stanach, brał czynny udział w walkach w wielu lokalnych wojnach.
W 1973 roku egipskie jednostki rakietowe wystrzeliły kilka rakiet 8k14 w kierunku izraelskich celów na Synaju.
Opracowane w Iraku na bazie 8K14 rakiety balistyczne El Hussein i El Abbas posiadają lekkie głowice bojowe o masie zmniejszonej odpowiednio o 250 i 500 kg. Ze względu na zmniejszoną ładowność i dzięki ulepszonym układom napędowym rakiety te mają maksymalny zasięg lotu 550 i 850 km, jednak na tych dystansach system naprowadzania zapożyczony z 8K14 nie zapewnia już akceptowalnej dokładności strzelania.
W latach 1980-1988, podczas wojny iracko-irańskiej, P-17 i jego warianty były używane przez obie strony w „wojnie o miasta” – atakach na duże obszary zaludnione.
Podczas operacji Pustynna Burza Irak wielokrotnie używał swoich systemów rakietowych przeciwko żołnierzom amerykańskim i celom cywilnym w Kuwejcie, Izraelu i Arabii Saudyjskiej. W czasie tego konfliktu ujawniono niedostateczną skuteczność stosowanych systemów obrony powietrznej, nawet wobec przestarzałych już rakiet typu R-17.
Techniczny charakterystyka systemu rakietowego 9K72 ( Pomknąć- B):
Zasięg ostrzału, km 50-300
Masa startowa, kg 5862
Masa rakiety bez paliwa, kg 2076
Długość, mm 11164
Średnica koperty, mm 880
Rozpiętość stabilizatora, mm 1810
Masa wyrzutni 9P117 z rakietą, t 37
Zasięg przelotu bez tankowania, km 500
Załoga bojowa wyrzutni 9P117, 8 osób
DANE ZA 2017 rok (aktualizacja standardowa)
Kompleks 9K72 „Elbrus”, rakieta R-17/8K14, SPU 2P19 – SS-1B SCUD-A
Kompleks 9K72 „Elbrus”, rakieta R-17/8K14 – SS-1C SCUD-B
Kompleks 9K72 „Elbrus”, rakieta R-17 / 8K14-1 - SS-1C SCUD-B
Kompleks 9K72M "Elbrus-M" (?), R-17M - SS-1D SCUD-C / KY-03
Kompleks 9K73, rakieta R-17V / 8K114 („helikopter”)
Kompleks 9K72-O, rakieta R-17VTO / 8K14-1F „Aerofon” (z poszukiwaczem optycznym) - SS-1E SCUD-D
R-300 – oznaczenie eksportowe rakiety 9K72
Operacyjno-taktyczny system rakietowy. Prace rozwojowe przeprowadzono w SKB-385 pod przewodnictwem głównego projektanta V.P. Makeeva (zastępca głównego projektanta - V.R. Serov, wiodący projektant - Yu. Bobryshev) w ramach modernizacji rakiety R-11M na temat prac badawczych „Ural (R-11MU) od 1957 r. W wyniku badań przeprowadzonych w grudniu 1957 r. SKB wystąpiło z propozycją stworzenia OTR o podwójnym zasięgu w porównaniu do R-11M poprzez wymianę silnika na silnik z zespołem turbopompowym i modyfikowanie rakiety.
24 lutego 1958 roku podpisano dokumenty kompleksu wojskowo-przemysłowego podlegającego Radzie Ministrów ZSRR i Uchwałę Rady Ministrów ZSRR w sprawie utworzenia kompleksu OTR na bazie R-11M nr 378- 181 wydano 1 kwietnia 1958. Projekt projektu zabezpieczono w NII-88 we wrześniu 1958, wydanie dokumentacji projektowej zakończono w listopadzie 1958. Produkcja serii pilotażowej i prototypów (R-17 - opcja 1 - silnik OKB-3 ) przeprowadzono w latach 1958-1959 w zakładach SKB-385 w Zlatoust. W kwietniu 1959 r. Ministerstwo Obrony GAU ZSRR otrzymało wymagania taktyczne i techniczne dotyczące rakiety. W maju 1959 roku zatwierdzono TTT i uzyskano indeks rakiety GAU 8K14. Zgodnie z Dekretem Rady Ministrów ZSRR z dnia 17 czerwca 1959 r. w Wotkinsk Machine prowadzona była seryjna produkcja rakiet R-17/8K14 (R-17 - opcja 2 - silnik OKB-5 - od 1962 r.) -Zakład Budowlany nr 235 (Wotkińsk, seria z lat 1959-1985). Pod koniec lipca 1959 roku rozpoczęto montaż dwóch pierwszych rakiet do prób ogniowych. Montaż rakiet do prób w locie rozpoczął się w sierpniu 1959 roku.
Rakieta 8K14 kompleksu 9K72 z SPU 9P117 (fot. KBM im. V.P. Makeeva)
Kompleks 9K72 SS-1C SCUD-B na SPU 9P117M na paradzie na Placu Czerwonym w Moskwie (9 maja 1985)
Próby w locie rakiety R-17 prowadzono na poligonie Kapustin Jar od 12 grudnia 1959 r. do 25 sierpnia 1961 r. (pierwszy etap – 7 startów – wszystkie udane). Drugą serię rakiet do testów (R-17 - opcja 2) produkowano w zakładach w Wotkińsku od kwietnia 1960 r. (2 stanowiska - gotowe w czerwcu 1960 r., oblot - lipiec 1960 r.). Próby ogniowe drugiej serii - lipiec 1960 r. Drugi etap prób w locie rozpoczął się na poligonie Kapustin Yar 25 sierpnia 1960 r. (w sumie przeprowadzono 25 startów, pierwszy start zakończył się niepowodzeniem - rakieta przeleciała w przeciwnym kierunku) kierunku, trzeci start również się nie udał - utrata kontroli na aktywnym odcinku z powodu zwarcia, reszta pomyślna). 12 grudnia 1960 roku rozpoczął się trzeci etap testów. Próby z kołowym SPU 2P20 przeprowadzono w 1961 roku. Wystrzelenia na odległość 300 km przeprowadzono 25 sierpnia 1961 roku (2 starty, zakończone sukcesem). Kompleks z SPU 2P19 wziął udział w paradzie na Placu Czerwonym w Moskwie 7 listopada 1961 r. (4 SPU). Rakietę R-17/8K14 wprowadzono do służby 24 marca 1962 roku w ramach kompleksu z gąsienicowym SPU 2P19 (w sumie wyprodukowano 56 sztuk). W 1962 roku 3. Centralny Instytut Badawczy Ministerstwa Obrony ZSRR przygotował stoły strzelnicze dla kompleksu 9K72 z rakietą 8K14.
Dekretem Rady Ministrów ZSRR nr 1116 z 10 października 1962 r. Rozpoczęto prace nad nowym SPU dla rakiety R-17 na podwoziu kołowym MAZ-543. W 1964 roku przeprowadzono próby w locie zmodernizowanego rakiety R-17M (8K-14-1, przyjętej do służby i produkcji seryjnej). 7 listopada 1965 roku na Paradzie na Placu Czerwonym w Moskwie po raz pierwszy pokazano kompleks 9K72 z 9P117 SPU. W 1965 roku Pentagon otrzymał zdjęcia satelitarne nowego pocisku rakietowego typu R-17 o zwiększonym zasięgu („R-17M”), który zidentyfikowano jako KY-03 (Kapustin Yar).
Uchwałą Rady Ministrów ZSRR nr 75-26 z dnia 27 stycznia 1967 roku do służby przyjęto kompleks Elbrus 9K72 w ramach modernizowanego w trakcie produkcji pocisku R-17 (8K14 i 8K14-1) oraz 9P117 SPU na podwoziu MAZ-543A (SCUD-B). Produkcja seryjna SPU 9P117/9P117M prowadzona była w Zakładach Inżynierii Ciężkiej w Pietropawłowsku od 1970 roku (produkcja partii pilotażowej – od maja 1965) do końca lat 80-tych XX wieku (w sumie wyprodukowano ponad 800 sztuk). Eksportowa wersja kompleksu 9K72 nosiła nazwę R-300. Później utrzymanie dokumentacji projektowej rakiety zostało przeniesione do Zakładu Budowy Maszyn w Wotkińsku.
Wyrzutnia:
R-17 / 8K14 - gąsienicowy SPU 2P19 / 2P19-1 („obiekt 810”) oparty na ISU-152 (IS-2) opracowany w fabryce Kirowa (Leningrad) pod kierownictwem K.N. Ilyina. Urządzenie zostało wyprodukowane masowo w fabryce w Kirowie. Został wycofany z Sił Zbrojnych ZSRR po wymianie na 9P117 i modyfikacjach od 1967 do 1976. Służył w dwóch brygadach rakietowych co najmniej do 1989 roku (brygada rakietowa na Kaukazie i we wsi PinOzero z PTRB w Kandalaksha).
Załoga - 8 osób
Długość SPU - 7,05 m
Długość SPU z rakietą – 12,6 m
Szerokość - 3,24 m
Wysokość w marszu - 3,3 m
Prześwit - 48 cm
Masa SPU z rakietą – 42,5 t
Moc silnika (diesel A-308) - 520 KM.
Maksymalna prędkość na autostradzie – 40 km/h
Maksymalna prędkość na ziemi - 25 km/h
Prędkość ruchu rakiety paliwowej z głowicą bojową lub bez:
40 km/h (po autostradzie do 500 km zgodnie z instrukcją)
25 km/h (na ziemi do 500 km zgodnie z instrukcją)
40-50 km/h przy załadunku SPU 2P19 na przyczepę MAZ-5247G (odpowiednio teren i autostrada zgodnie z instrukcją)
Zasięg przelotowy na autostradzie - 500 km
Stacje radiowe - R-113 i R-108 (po 1 szt.)
SPU 2P19 z rakietą R-17 i bez w Muzeum Artylerii (St. Petersburg, 2007)
SPU 2P19 z rakietą R-17 (Sprzęt i uzbrojenie. Nr 2/1990)
SPU 2P19 z rakietą R-17/8K14 SS-1B SCUD-A, kwiecień 1974. Numery końcowe SPU - 401 i 410
(Radziecki przegląd wojskowy. Nr 8/1985)
Kompleks 9K72 - rakieta - R-17 / 8K14 - eksperymentalny kołowy SPU 2P20 na podwoziu MAZ-535. Badania przeprowadzono w latach 1961-1962. (nie dokładnie). Testów nie przeszedł - trzeba było wzmocnić ramę.
R-17 / 8K14 - eksperymentalny gąsienicowy SPU typu 2P19 - „obiekt 816” / „obiekt 817”. SPU oparte na ISU-152 zostały opracowane przez OKTB fabryki w Kirowie pod kierownictwem K.N.Ilyina, generalnego projektanta - Zh.Ya.Kotina, w 1963 roku „Obiekt 817” został wyposażony w dźwig do załadunku rakiety na wagon. Instalacja „Obiekt 817” została wypuszczona jako prototyp, instalacja „Obiekt 816” została wypuszczona jako seria pilotażowa.
Eksperymentalny SPU „obiekt 817” (Kotin Zh.Ya, Popov N.S., Bez tajemnic i tajemnic. St. Petersburg, 1995)
R-17V / 9K73 - lekka 4-kołowa wyrzutnia 9P115 / VPU-01 (wyrzutnia śmigłowców), przeznaczona do transportu śmigłowcami Mi-10 lub Mi-6RVK. SPU został opracowany przez GSKB / KBTM pod kierownictwem L.T. Bykova. Prototyp SPU 9P115 wyprodukowano w 1963 roku. Testy zakończono w 1965 roku.
Kompleks 9K72 - rakieta - R-17 / 8K14 / 8K14-1 - SPU 9P117 / 9P117M / 9P117M1 / 9P117M1-1 / 9P117M1-3 na podwoziu MAZ-543 Uragan. Głównym twórcą systemów naziemnych kompleksu jest GSKB (główny projektant V.P. Petrov, wiodący projektant S.S. Vanin), urządzenia celownicze - biuro projektowe zakładu nr 784 kijowskiej SNKh (główny projektant S.P. Parnyakov), dla SPU - TsKB TM (główny projektant - N.A. Krivoshein). Produkcja seryjna SPU 9P117 / 9P117M i innych prowadzona jest od 1965 roku w zakładzie Barrikady, a od 1970 (przynajmniej) w Zakładzie Inżynierii Ciężkiej w Pietropawłowsku (Pietropawłowsk).
Pierwsza wersja układu SPU na podwoziu MAZ-543 według twórców filmu dokumentalnego „Samochody w mundurach” (TRK Sił Zbrojnych RF „Zvezda”, 2009)
SPU 9P117, wyraźnie widoczne są podnośniki hydrauliczne z tyłu pojazdu, które po późniejszych modyfikacjach zniknęły (fot. Zaloga Steven J., Scud Ballistic Missile and Launch Systems 1955-2005. Osprey Publishing. 2006).
SPU 9P117-1 różni się od 9P117 tym, że dodano blok wskaźnikowy P61502-1 dla głowicy chemicznej 8F44G / 8F44G1;
SPU 9P117M (seria co najmniej 1968-1976) - różni się od 9P117 zmianą mechanizmu podnoszenia wysięgnika do pracy z rakietami o większej masie (zmieniony został układ hydrauliczny). Ponadto SPU 9P117 / 9P117-1 posiadał urządzenie do bezdźwigowego ładowania rakiety na prowadnicę (w 9P117M i później uznano to za niewłaściwe). Zawiera został wyprodukowany na eksport bez wyposażenia KBU i wyposażenia panelu sterowania dla głowic chemicznych. W 1970 roku na Paradzie na Placu Czerwonym w Moskwie po raz pierwszy pokazano je publiczności razem z SPU 9P117.
Porównanie SPU 9P917 i 9P917M (zdjęcie Departamentu Obrony USA,
Załoga Steven J., Systemy rakiet balistycznych i wyrzutni Scud 1955-2005. Wydawnictwo Osprey. 2006)
SPU 9P117M-1 - podobny do 9P117M, ale ze wskaźnikiem P61502-1 dla głowicy chemicznej 8F44G / 8F44G1;
SPU 9P117M1 różni się od poprzednich zastosowaniem nowego pomocniczego zespołu napędowego (APD-8-P/28-2M z chłodnicą z samochodu GAZ-69 zamiast APD-8-P/28-2 z chłodnicą z samochodu GAZ-69 samochód GAZ-20 Pobieda).
Silnik - 12-cylindrowy diesel D12AN-650 o mocy 650 KM.
SPU 9P117M1 Wojska Polskiego, na zdjęciu widoczna osłona termiczna głowicy 2Sh2 (zdjęcie - W.Luczak z książki Zaloga Steven J., Scud Ballistic Missile and Launch Systems 1955-2005. Osprey Publishing. 2006)
SPU 9P117M1-1 (seria co najmniej 1969-1980) - zamontowano słupek 2V12M-1 i 9V362M1 (KBU);
SPU 9P117M1-3 - zainstalowany jest zautomatyzowany system kontroli walki (w celu kontrolowania dostarczania uderzeń?).
TTX SPU 9P117M:
Silnik - 12-cylindrowy diesel D12A-525 o mocy 525 KM. przy 2100 obr./min. i pojemności skokowej 38880 cm3
Załoga (obliczenia) - 4 osoby. (2 kabiny z 2 siedzeniami w tandemie)
Formuła kół 8x8 z niezależnym zawieszeniem, dwie pierwsze osie obrotowe, opony z automatycznym pompowaniem.
Długość SPU - 13360 mm
Szerokość SPU - 3020 mm
Wysokość wyrzutni z rakietą wynosi 3330 mm (położenie złożone), 13670 mm (położenie bojowe)
Podstawa - 7700 mm
Prześwit - 440 mm
Tor - 2375 mm
masa SPU - 30,6 ton (bez rakiety i załogi), 37,4-39 ton (z rakietą i załogą)
Prędkość poruszania się rakietą bez paliwa bez głowicy bojowej:
Autostrada do 60 km/h (odległość do 2000 km zgodnie z instrukcją)
Do 40 km/h w terenie (odległość do 500 km zgodnie z instrukcją)
Prędkość lotu rakiety paliwowej z głowicą lub bez wynosi 60 km/h (autostrada), 40 km/h (ziemia) na dystansie do 2000 km (zgodnie z instrukcją)
Zasięg przelotu - 650 km (autostrada), 500 km (teren)
Minimalny promień skrętu wzdłuż zewnętrznego rozstawu kół - 13,5 m
Czas potrzebny na podniesienie wysięgnika bez rakiety do pozycji startowej wynosi 2,0-3,5 minuty
Czas podnieść rakietę do pozycji startowej - 2,25-3,5 minuty
Czas opuszczania wysięgnika bez rakiety do pozycji przedstartowej - 3,0-4,4 min
Czas opadania rakiety do pozycji przed startem - 3,0-4,0 min
Poziome kąty skierowania - +-80 stopni.
SPU wyposażony był w radiostację R-123 i domofon R-124. SPU pasuje do kolei. wymiary 1B (ZSRR) i 02-T (Europa Zachodnia).
Wózek do gleby 2T3 / 2T3M / 2T3M1:
Prędkość ruchu rakietą bez paliwa, bez głowicy i w hermetycznym uszczelnieniu:
Autostrada do 40 km/h (odległość do 2000 km zgodnie z instrukcją)
Do 20 km/h w terenie (odległość do 500 km zgodnie z instrukcją)
Prędkość poruszania się rakiety bez paliwa z głowicą bojową wynosi 10 km/h (na dystansie do 15 km płynnie, zgodnie z instrukcją)
Prędkość lotu rakiety paliwowej z głowicą lub bez wynosi 40 km/h (autostrada), 20 km/h (ziemia) na dystansie do 2000 km (zgodnie z instrukcją)
Platforma startowa dla rakiet 8K14 kompleksu 9K72
Mi-6PRTBV to mobilny śmigłowiec rakietowo-bazowy techniczny. Opracowany w 1960 r. i testowany w latach 1960–1962. PRTBV przeznaczony jest do transportu rakiet typu R-11M i R-17 na miejsce startu za pomocą śmigłowca Mi-6.
Rakieta R-17 (8K14, 8K14-1) to rakieta balistyczna z nośnymi zbiornikami paliwa i nieodłączną głowicą bojową. Dzięki zastosowaniu pompowego układu zasilania paliwem ciśnienie wewnątrz zbiorników rakiety R-17 zostało obniżone ponad 6-krotnie w porównaniu z R-11M, co umożliwiło zmniejszenie grubości ścianek zbiorników. Zbiornik paliwa znajduje się przed zbiornikiem utleniacza.
Materiał obudowy - stal 12G2A, stal nierdzewna EI712, stopy aluminium V95, AK-6, AL-4.
Materiał zbiornika - stop 1Х21Н5Т (zbiorniki paliwa i utleniacza) i/lub stal nierdzewna EI-811 (źródło - „SKB-385…”)
Rakieta 8K14/R-17, na pierwszym zdjęciu rakieta z modelem masy całkowitej głowicy (fot. Państwowego Centrum Badawczego Biura Projektowego im. V.P. Makeeva)
Rakieta 8K14 (R-17 - SCUD-B).
System kontroli i prowadzenie- układ sterowania rakietą jest bezwładnościowy, rakietę nakierowuje się poprzez nacelowanie na wyrzutnię, a na aktywnym odcinku trajektorii za pomocą sterów gazodynamicznych (maszyny sterowe 1SB14, 4 szt., stery grafitowe 0100-0A/8A61) rakieta jest ustabilizowana na trajektorii. Układ sterowania składa się z żyroskopowego integratora przyspieszeń wzdłużnych / zasięgu automatycznego 1SB12 (sterowanie prędkością i odpowiednio zasięgiem lotu, wydawanie polecenia wyłączenia silnika), żyrowertykanta 1SB10 z żyrointegratorem przyspieszeń poprzecznych i żyrohoryzontu 1SB9 (do stabilizacji rakiety), mechanizm rozrządu 1SB15 i urządzenie liczące do automatycznej stabilizacji 1SB13 (czas pracy ciągłej do 2 godzin 15 minut, modyfikacja 1SB13M może pracować 4 godziny). W latach 1967-89 Przeprowadzono prace badawczo-rozwojowe nad optycznym, cyfrowym systemem naprowadzania (patrz poniżej). Uruchomienie można wykonać z panelu zdalnego sterowania 9B344.
Kompleks 9K72 może być używany przy użyciu zautomatyzowanych systemów kierowania strajkiem „Pled” lub 1U120 „Viskose” z transmisją danych za pośrednictwem radiowych stacji przekaźnikowych R-412 telekod.
W ramach przygotowań do wystrzelenia pobierane są dane o stanie atmosfery do wysokości 60 000 m - w celu dostosowania naprowadzania rakiety w zależności od wiatru - w tym celu wykorzystywane są sondy pogodowe RKZ-1, których zachowanie monitorowany jest przez radary meteorologiczne typu RMS-1 (KOŃCÓWKA), RPS-1 (CHLEBAK) lub ARMS-3 „Uśmiech” (kompleks 1B44 RPMK-1 LEG DRIVE). Dane dotyczące wiatru są przesyłane do pojazdu dowodzenia 9S436. Biuletyn pogodowy przygotowywany jest poprzez baterię pogodową (zawiera kierunek i prędkość wiatru na standardowych wysokościach, temperaturę panującą w tych warstwach). Biuletyn pogodowy z baterii pogodowej dociera do dowództwa brygady rakietowej, skąd przekazywany jest do dywizji.
System sterowania rakietą 8K14 został opracowany przez NII-592 (główny projektant - N.A. Semikhatov), żyroskopy - NII-944 (główny projektant V.I. Kuzniecow), automatykę elektryczną do detonacji ładunku jądrowego - NII-1011 (główny projektant - S.G. Kocharyants, kierownik naukowy - Yu.B. Khariton), urządzenia celownicze SPU - biuro projektowe zakładu nr 784 kijowskiego SNH (główny projektant - S.P. Parnyakov). W przeciwieństwie do R-11M, przyrządy systemu kontroli rakiet są skoncentrowane w specjalnym przedziale przyrządów.
Warianty rakiet 8K14 kompleksu 9K72 z systemami naprowadzającymi - patrz rozdział Modyfikacje i oznaczenia(poniżej).
Pocisk Gyroverticant 1SB10 R-17
(Zaloga Steven J., Scud Ballistic Missile and Launch Systems 1955-2005.
Wydawnictwo Osprey. 2006).
Lokalizacja urządzeń sterujących rakietą 8K14 (R-17 - SCUD-B).
Lokalizacja urządzeń sterujących na wyciętej makiecie rakiety 8K14 / R-17 / SCUD-B w salonie w Orewie (zdjęcie – kwiecień 2014, http://users.livejournal.com/___lin___/, obrobione).
Silnik:
R-17 (opcja 1)- jednokomorowy silnik rakietowy S3.42T OKB-3 (główny konstruktor - D.D. Sevruk, główny projektant - N.I. Leontyev) - zastosowano na etapie projektowania i w pierwszej serii rakiet R-17. Silnik został opracowany w oparciu o silnik rakietowy na ciecz S3.42A.
Sucha masa - 160 kg
Ciąg - 13000 kg (w przybliżeniu)
R-17 (opcja 2)- jednokomorowy silnik rakietowy S5.2 / 9D21 OKB-5 (główny projektant - A.M. Isaev, wiodący projektant - N.V. Malysheva), stworzony na bazie rakiety S2.253A R-11M. Komora spalania silnika i nadkrytyczna część dyszy zostały opracowane na nowo. Silnik z obiegiem otwartym z pompą paliwa i generatorem gazu. Rozpoczęcie rozkręcania turbiny TNA - z wyrzutni na paliwo stałe, praca w trybie z generatora gazu na głównych elementach.Silnik produkowany był seryjnie w latach 1962-1985 przez Zakłady Budowy Maszyn w Wotkińsku. Wsparcie projektowe silnika rakietowego na paliwo ciekłe zapewnił także zakład w Wotkińsku, główny projektant V.E. Tokhunts.
Paliwo - mieszanina nafty TM-185 - 56+1,5% destylat polimerowy; 40+1,0% lekkiego oleju pirolitycznego; 4+0,5% trikryzolu
Utleniacz – AK-27I – 69,8-70,2% kwas azotowy HNO3; 24-28% czterotlenek azotu N2O4; 1,3-2% woda H2O; 0,03% tlenek glinu Al2O3; inhibitor 0,12-0,16% jod I2
Paliwo startowe – TG-02 „Samin” – 50+2% trietyloamina (z dietyloaminą); 50+2% izomeryczna ksylidyna; do 0,4% H2O (w skrócie „Fuel GIPH-02”, także „Samin”) GOST 17147-80
Metoda rozruchu - samozapłon paliwa rozruchowego i utleniacza
Zasilanie paliwem – zespół turbopompy zasilany generatorem gazu
Ciąg - 13310-13380 kg (według różnych źródeł)
Nacisk właściwy na podłoże - 230 kg na kg/s
Zużycie paliwa - 57,83 kg/s
Impuls na poziomie morza - 226 sek
Impuls w próżni - 258 sek
Długość - 1490 mm
Maksymalna średnica - 770 mm
Średnica wewnętrznej komory spalania - 380 mm
Średnica przekroju krytycznego dyszy - 124,5 mm
Średnica wylotu dyszy - 400 mm
Liczba dysz - 519 szt.
Sucha masa - 120 kg
Ciśnienie w komorze spalania – 69,4 kg/cm2
Ciśnienie na wylocie dyszy - 0,827 kg/cm2
Żywotność silnika - 100 sek
Silnik 9D21 (zdjęcie - Załoga Steven J., rakieta balistyczna Scud i
Uruchomienie systemów 1955-2005. Wydawnictwo Osprey. 2006).
Schemat ideowy silnika 9D21 rakiety 8K14 SCUD.
Rakieta R-17/8K14, widok od strony silnika. Wyraźnie widoczne grafitowe stery gazodynamiczne oraz dysza generatora gazu (http://www.modelwork.pl).
Stery gazodynamiczne silnika 9D21 rakiety 8K14/R-17 w salonie w Orewie (zdjęcie – kwiecień 2014, http://users.livejournal.com/___lin___/).
Paliwo - mieszanka nafty TM-185 (OST V6-02-43-84).
Waga (w temperaturze):
795 kg (w temperaturze -40 lub +50 stopni C)
822 kg kg (w temperaturze +20 stopni C)
Destylat polimerowy - 56+-1,5%
Lekki olej pirolityczny - 40+-1,0% (w celu zwiększenia gęstości i odporności na utlenianie)
Tricrizol - 4+-0,5% (zapobiega krystalizacji wody w ujemnych temperaturach)
Utleniacz - kwas azotowy HNO_3 (AK-27I „Melanż” GOST B18112-72).
Waga (w temperaturze):
2825 kg (w temperaturze -40 stopni C)
2830 kg (w temperaturze +50 stopni C)
2919 kg (w temperaturze +20 stopni C)
Stężony kwas azotowy - 69,8 - 70,2%
Czterotlenek azotu - 24 - 28%
Woda - 1,3 - 2%
Sole glinu - nie więcej niż 0,01%
Jod - 0,12 - 0,16% (inhibitor)
Gęstość - 1,596 - 1,613
Paliwo startowe - TG-02 „Samin” (GOST V17147-71), waga – 30 kg / 35 +-1 litrów, wlewa się do rakiety bezpośrednio przed startem.
Izomeryczne ksylidyny - 50+-2%
Techniczna trietyloamina - 50+-2%
Woda - do 0,4%
Gęstość 0,835-0,855
Charakterystyki użytkowe rakiety:
Dane dla 8K14 - krajowe, dla SCUD - zachodnie
8K14 | SCUD-B | SCUD-C | SCUD-D | |
Długość rakiety | 11250 mm | 11250 mm | 12290 mm | |
Średnica obudowy | 880-885 mm | 885 mm | 885 mm | 885 mm |
Rozpiętość stabilizatora | 1810 mm | 1800 mm | 1800 mm | 1800 mm |
Waga początkowa | 5840-5950 kg | 5900 kg | 6370 kg | 6500 kg |
Masa głowicy | 987-1016 kg | 550-989 kg | 600-700 kg | 985 kg |
Masa pusta (z głowicą bojową) | 2076 kg | |||
Paliwo i masa powietrza | 3786 kg |
Notatka - średnica kadłuba 8K14 według specyfikacji technicznych wynosi 880 mm, ale niektóre głowice mają średnicę środkową 884-885 mm.
Masa początkowa (8K114) - 5860 kg
Masa utleniacza - 2919 kg
Masa paliwa - 822 kg
Początkowa masa paliwa - 30 kg
Masa sprężonego powietrza - 15 kg
Masa pustej rakiety z głowicą 8F14 wynosi 2076 kg
Masa pustej rakiety z głowicą 8F44 wynosi 2074 kg
Masa rakiety napędzanej z głowicą 8F14 wynosi 5852 kg
Masa napędzanej rakiety z głowicą 8F44 wynosi 5860 kg
Zakres:
240 km (R-17/8K14 wg danych obliczeniowych 1957, a także R-17 wersja 1)
50-240 km (R-17/8K14, zgodnie z Dekretem Rady Ministrów ZSRR o utworzeniu, 1958)
270 km (prototyp R-17 i pierwsze wydania?)
50-300 km (R-17 / 8K14 / 8K114, zasięg minimalny i maksymalny)
275 km (R-17/8K14, zasięg gwarantowany)
450-575-600 km ("R-17M" SCUD-C, różne dane zachodnie)
300 km (9К72О SCUD-D)
Prototyp i pierwsza seria R-17 - do 2000 m
9K72O (SCUD-D) - 50 m
Prędkość trajektorii:
1500 m/s (maksymalna)
1130 m/s (w apogeum)
1400 m/s (w fazie końcowej)
Maksymalna wysokość trajektorii - 24-86 km (zasięg min.-maks.)
Start rakiety 8K14 dozwolony jest przy temperaturach od -40 do +50 stopni C i prędkości wiatru do 15 m/s w porywach do 20 m/s.
Czas lotu - 165-313 s (50-300 km)
Czas lotu aktywnego - 90 s (maksymalny zasięg), 48 s (minimalny zasięg)
Czas wystrzelenia rakiety SPU 9P117M:
Od gotowości nr 1 - 5 minut
Od gotowości nr 2 - 10 minut
Od gotowości nr 3 - 18 minut
Czas przygotowania do startu zgodnie ze specyfikacją techniczną na początku prac badawczo-rozwojowych - 60 minut
Czas przygotowania do startu na podstawie wyników testów – 25 minut
Czas wystrzelenia z gotowości nr 1 - 15 minut (rozkręcić żyroskopy, włączyć obwody elektryczne rakiety)
Czas rozpoczęcia początkowej sekwencji poleceń - 12 sekund przed startem
Czas przygotowania do startu - do 60 minut
Norma czasu operacji załadunku rakiety z naczepy transportowej na SPU wynosi 45 minut
Czas zatrzymania urządzeń żyroskopowych rakiety przed transportem (w przypadku niepowodzenia startu) wynosi 20 minut.
Czas ciągłej pracy urządzeń pokładowych rakiety (przed startem) - nie więcej niż 2 godziny
Maksymalny okres przechowywania rakiet 8K14/8K14-1 w arsenale wynosi 22 lata (z możliwością przedłużenia do 24 lat)
Maksymalny okres przechowywania żyroskopów rakietowych 8K14 / 8K14-1 w arsenale wynosi 19,5 lat
Gwarantowany okres przechowywania rakiet 8K14/8K14-1 wynosi 7 lat
Gwarantowany okres trwałości rakiet 8K14 / 8K14-1 w warunkach polowych w stanie niezapełnionym wynosi 2 lata
Gwarantowany okres trwałości napędzanych rakiet 8K14 wynosi 1 rok.
Gwarantowany okres trwałości napędzanych rakiet 8K14 w gorącym klimacie wynosi 6 miesięcy
Okres gwarancji na utrzymanie zasilanych rakiet 8K14 w pozycji pionowej wynosi 7 dni
Sprzęt bojowy - rakieta jest wyposażona w nieodłączną głowicę bojową (głowicę). Za pomocą złączy sprzęt głowicy bojowej jest podłączony do systemu sterowania rakietą. Obwód interfejsu wyposażenia głowicy ma na celu sprawdzenie stanu głowicy, sprawdzenie obwodów uzbrajania głowicy i usunięcie pierwszego stopnia zabezpieczenia w locie (obwód jest taki sam dla wszystkich głowic). Obwody uzbrajające głowicy są przywracane do stanu roboczego po podniesieniu rakiety z wyrzutni. 4 sekundy po wydaniu przez urządzenie 1SB12 polecenia wyłączenia silnika wysyłane jest polecenie usunięcia pierwszego stopnia zabezpieczenia. Poprzez złącze Sh5A łączy się awaryjny system detonacji rakiety z elementami wykonawczymi układu detonacji w głowicy bojowej (zapalnik 8B53) oraz przygotowany jest również obwód do usuwania drugiego stopnia zabezpieczenia. Drugi stopień zabezpieczenia jest usuwany, gdy rakieta opada z wysokości 5000 m na 3000 m. Poprzez złącze 03 magistrala kablowa ze złącza OSHO z tyłu rakiety jest połączona z wewnętrznym systemem ogrzewania elektrycznego głowicy nuklearnej. Dolny bezpiecznik 8B53 awaryjnego systemu detonacji niszczy głowicę bojową po otrzymaniu sygnału do awaryjnej detonacji z systemu APR (wiodącym projektantem systemu APR jest L.N. Maslov, SKB-385). Wszystkie głowice nuklearne wyposażone są w wewnętrzne systemy grzewcze z osłoną termiczną 2Sh2, co umożliwiło zdalną kontrolę temperatury ładunku i wstępne podgrzanie ładunku. Urządzenia sterujące głowicą nuklearną umożliwiają ustawienie rodzaju wybuchu: naziemny, nisko-powietrzny lub wysokogórski. Wszystkie specjalne głowice (jądrowe, chemiczne) są transportowane oddzielnie i instalowane na rakiecie przed użyciem.
Typy głowic Pociski R-17 i ich warianty (8K14 i 8K14-1):
Odłamkowo-burzący skoncentrowany akcji 8F44 (1959-1962), masa 987 kg (wersja eksportowa - 8F44E). Opracowany z systemem detonacyjnym w NII-6. Metody detonacji:
Bezpiecznik głowicy stykowej - 8V11706 z urządzeniem stykowym 8V11101
Bezpiecznik dolny 8V11702 jest inicjowany przez blok barometryczny 8V11703 (eksplozja na wysokości nad ziemią)
Bezpiecznik systemu detonacji awaryjnej - 8B53
Materiał wybuchowy - TGAG-5. Po eksplozji głowicy powstaje krater o głębokości od 1,4 do 4 m i średnicy 12 m. Głowica przechowywana jest w pojemniku 9101-0A/8F14.
Długość - 2650 mm
Średnica części środkowej - 884 mm
Masa głowicy – 987 kg
Promień uszkodzenia (według danych zachodnich) - 50 m
Główne typy głowic rakiety 8K14 (R-17 - SCUD-B). Poprzednia wersja tego zdjęcia była niepoprawna.
Głowica nuklearna - kadłubowa głowica 8F14 „269A” ładująca RDS-4 (1959-1962) o mocy 10 kt. Urządzenie wybuchowe specjalnego wyposażenia DU-APR. Głowicę opracował VNIITF (Kasli) / NII-1011 MSM (główny projektant - S.G. Kocharyants, kierownik naukowy - Yu.B. Khariton).
Głowice przechowywane są w pojemniku 9101-0A/8F14.
Długość - 2870 mm
Średnica części środkowej - 884 mm
Środek ciężkości korpusu głównego (od końca ramy dokującej) - 892 mm
Środek ciężkości ostatecznie wyposażonej głowicy (od końca ramy dokującej) – 787 mm
Kąt połówkowy stożka czołowego głowicy bojowej wynosi 9 stopni i 35 minut
Masa korpusu głowicy – 278,3 kg
Masa głowicy – 989 kg
Maksymalna temperatura wewnątrz obudowy głowicy podczas lotu wynosi +50 stopni
Podczas operacji, co najmniej na 3 dni przed startem, temperatura głowicy utrzymuje się na poziomie 20 stopni C (+-5 stopni C) przy temperaturze powietrza od +15 do -40 stopni C.
Podczas przechowywania dopuszcza się utrzymanie temperatury głowicy od +5 do +35 stopni C.
8F14UT - wersja szkoleniowa głowicy
Chemiczny 3N8 (1967) - testowany z rakietą R-17M/8K14-1 w latach 1962-1964, wprowadzony do służby razem z SPU 9P117 w 1967 r., ponieważ nie można było używać na SPU 2P19. Głowica podkalibrowa (np. głowica R-17VTO bez sterów aerodynamicznych) nie mogła być zamontowana na standardowym rakiecie 8K14 i wymagała modernizacji rakiety (R-17M/8K14-1), została wyposażona w ampułkowy zasilacz akumulator i zawierał cylinder ze środkiem. Urządzenie inicjujące - urządzenie sterujące częścią głowicową 9B62 - przed startem poddano działaniu ciśnienia pojemnik ze środkiem chemicznym, a po uruchomieniu urządzenia sterującego środek chemiczny został wyrzucony do atmosfery. Dotknięty obszar jest wydłużoną elipsoidą ze wzrostem stężenia bliżej punktu uderzenia głowicy. Wycofany ze służby w latach 80.
Rodzaj OM - mieszanka musztardowo-lewizytowa
Masa głowicy – 1016 kg
Głowica chemiczna - korpus Głowica 8F44G / 8F44G-1 „Tuman-3” (1964) wykonana jest w wymiarach standardowej głowicy rakiety 8K14, ale początkowo mogła być używana tylko z rakietą 8K14-1 (ponieważ wykorzystywała moc ampułki zasilają baterie 1SB25 / 1SB25M, a ich użycie na głowicach jest możliwe tylko w tym modelu rakiety), później konstrukcja głowicy została ulepszona i mogła być używana na 8K14. Testowano go w latach 1963-1964 i wprowadzono do służby zamiast głowicy chemicznej 3N8. Można ustawić wysokość, na której następuje wystrzelenie ładunku. Urządzeniem inicjującym jest mechanizm uruchamiający bezpieczeństwa I-214A. Do 1987 roku w służbie była modyfikacja 8F44G-1. Głowice przechowywane są w pojemniku 9101-0/8F44G lub 9101-0/8F44G-1. Może być stosowany z dowolnym typem SPU. Uzbrojenie głowicy nastąpiło po wyłączeniu silnika, w końcowej fazie trajektorii radiowysokościomierz wydał polecenie do PIM, który zainicjował eksplozję głowicy poprzez rozpylenie środków chemicznych. Głowica służyła do 1997 r. Według stanu na 1987 r. w bazie w Szczuczach znajdowało się 317 głowic 8F44G-1, a głowicę 8F44-1 pokazano zachodnim obserwatorom w Szychanach w 1987 r.
Średnica - 884 mm
Masa głowicy – 985 kg / 989 kg
Masa substancji toksycznej - 555 kg (8F44G / 8F44G1)
8F44G - gaz nerwowy I generacji V (w postaci lepkiej substancji)
8F44G-1 - gaz paraliżujący VX trzeciej generacji (VR-33)
Głowica chemiczna z lepkim somanem – utworzenie głowicy bojowej zaplanowano Uchwałą Rady Ministrów z dnia 11 września 1961 r., wykorzystując nowe moce produkcyjne zakładów w Wołgogradzie, Nowoczeboksarsku i Pawłodarze. Plany stworzenia głowicy bojowej nie zostały zrealizowane.
Głowica nuklearna - korpus 9N33 ładunek RA17 (testy - 1964) - ładunek plutonowy typu implozji, moc 300 kt, zamiennik głowicy nuklearnej 8F14. Urządzenie wybuchowe specjalnego wyposażenia DU-APR. Głowice przechowywane są w pojemniku 9101-0A/8F14 (wszystkie modyfikacje głowic). W szarży bojowej PA17, średnica ładunku implozyjnego kuli jest mniejsza niż w głowicy 269A (przy większej mocy), dzięki czemu ładunek jest umieszczony bliżej czoła głowicy, a rdzeń głowicy jest ostrzejszy - poprawiło to statykę
stabilność rakiety i aerodynamika.
Długość - 2870 mm
Średnica części środkowej - 884 mm
Środek ciężkości ostatecznie wyposażonej głowicy (od końca ramy dokującej) – 933 mm
Kąt połówkowy stożka czołowego głowicy bojowej wynosi 9 stopni i 30 minut
Masa korpusu głowicy bojowej – 347 kg
Masa głowicy – 989 kg
Maksymalna temperatura wewnątrz obudowy głowicy podczas lotu wynosi +50 stopni
Temperatura przechowywania głowicy wynosi od +5 do +15 stopni C. (przy temperaturze powietrza poniżej +5 stopni C, wszystkie 9H33)
Temperatura przechowywania głowicy wynosi od +5 do +35 stopni C. (przy temperaturze powietrza powyżej +5 stopni C, wszystkie 9H33)
Modyfikacje korpusu głowicy:
9N33GVM - ogólny układ ciężarków
9N33U, 9N33UT - wersje edukacyjno-szkoleniowe głowic
Głowica nuklearna - korpus 9N33, ładunek RA17-2, modyfikacja ładunku RA17
Moc - 300 kt
Głowica nuklearna - korpus 9N33, ładunek RA17-3, modyfikacja ładunku RA17
Moc - 300 kt
Głowica nuklearna - korpus 9N33-1, ładunek RA104 - moc 20 kt. Urządzenie wybuchowe specjalnego wyposażenia DU-APR. Głowice przechowywane są w pojemniku 9101-0A/8F14 (wszystkie modyfikacje głowic).
Temperatura głowicy podczas przechowywania wynosi od 0 do +15 stopni C. (przy temperaturze powietrza poniżej 0 stopni C, wszystkie 9N33-1)
Temperatura głowicy podczas przechowywania wynosi od 0 do +35 stopni C. (przy temperaturze powietrza powyżej 0 stopni C, wszystkie 9N33-1)
Masa głowicy – 989 kg
Głowica nuklearna - korpus 9N33-1 ładunek RA104-01 - moc 200 kt. Urządzenie wybuchowe specjalnego wyposażenia DU-APR.
Masa głowicy – 989 kg
Głowica termojądrowa - korpus 9N33-1 (9N33-1B) ładunek RA104-02 - moc 500 kt. Urządzenie wybuchowe specjalnego wyposażenia DU-APR.
Masa głowicy – 989 kg
Głowica nuklearna 407A14 w obudowie 8F14 o mocy 5 kt. Nie wszedł do służby. Urządzenie wybuchowe specjalnego wyposażenia DU-APR.
Głowica odłamkowo-zapalająca 8F45 - głowica eksperymentalna, nie dopuszczona do służby. Materiał wybuchowy - TGAG-5 z aktywną powłoką ze składu AC-8 (substancja o wysokiej temperaturze spalania).
Głowica kasetowa 8F44K, badania i rozwój rozpoczęły się w 1970 roku. Nie weszła do służby lub w ogóle nie istniała. Niszczące amunicje - 42 sztuki bojowych elementów odłamkowo-burzących kal. 122 mm.
Wolumetryczna głowica detonująca (używana przez jednostki radzieckie w Afganistanie w latach 1979-1989, niepotwierdzona - być może oznacza to eksplozję konwencjonalnej głowicy w połączeniu z resztą paliwa rakietowego).
Jądrowe 3 x MIRV (lata 80. XX w.) - w latach 80. XX w. prowadzono prace badawczo-rozwojowe nad modyfikacjami 3 x nuklearnych MIRV (podobnych do MIRVed Pioneer MRV (SS-20 SABRE). Szacowana moc jednej głowicy wynosi 100 kt. Masa całkowita MIRV-ów powinna być mniejsza od masy standardowych głowic, co powinno skutkować zwiększeniem zasięgu. Możliwe, że w MIRV-ie zamierzono (założenie) zastosowanie poszukiwaczy optycznych. Prace rozwojowe zatrzymano na etapie projektowania. Żadnych innych danych.
Uwaga: rakieta może być wyposażona w głowicę w wersji bojowej lub telemetrycznej, a wszystkie głowice standardowe posiadają także głowice GVM – modele o masie całkowitej;
Schemat rozmieszczenia kompleksu 9K72(czerp z książki Zaloga Steven J., Scud Ballistic Missile and Launch Systems 1955-2005. Osprey Publishing. 2006):
Liczby wskazują:
1 - Reflektor platformy startowej | 20 - Przedział załogi / stacja radiowa |
2 - Stół startowy 9N117 | 21 - Uchwyty rampy podnośnika rakietowego (otwarte) |
3 - Podpora stabilizująca SPU | 22 - Rampa do podnoszenia rakiet (obniżona) |
4 - Panel sterowania systemem stabilizacji i startu | 23 - Kabina sterująca pompą |
5 - Gaśnica | 24 - Zbiornik utleniacza |
6 - Panel sterujący do podnoszenia/opuszczania stołu | 25 - Zbiornik paliwa |
7 - Pojemnik z narzędziami | 26 - Komora przyrządów układu sterowania 1 |
8 - Miejsca dla personelu w kabinie sterowniczej | 27 - Wybuchowa głowica bojowa |
9 - Kabina sterownicza przygotowań przed startem | 28 - głowica 8F44F |
10 - Kratka wlotu powietrza | 29 - Zapalnik kontaktowy |
11 - Miejsca załogi | 30 - Zapalnik dolny |
12 - Butle ze sprężonym powietrzem do rozruchu silnika SPU | 31 - Komora przyrządów układu sterowania 2 |
13 - Schody umożliwiające wejście do kabiny | 32 - Kanał kablowy |
14 - Fotel kierowcy | 33 - Wąż doprowadzający paliwo do silnika |
15 - Reflektor | 34 - Rura zasilająca utleniacz |
16 - Komora silnika | 35 - Turbosprężarka silnika |
17 - Górna część rampy podnoszącej | 36 - Silnik 9D21 |
18 - Wlot powietrza do silnika | 37 - Sprężone powietrze do uruchomienia układu paliwowego |
19 - Antena radiowa |
Modyfikacje i oznaczenia:
Kompleks 9K72 „Elbrus”, rakieta R-17 / 8K14,SPU 2P19 - SS-1B SCUD-A(1962) - rakieta operacyjno-taktyczna, wersja podstawowa - głęboka modernizacja OTR R-11M (SKB-385). W porównaniu z R-11M zamieniono zbiorniki utleniacza i paliwa, zainstalowano nowy silnik rakietowy na paliwo ciekłe z zespołem turbopompy oraz poprawiono układ sterowania. pierwsza wersja kompleksu została oparta na gąsienicowym SPU 2P19.
Sekcja rakiety 8K14 / R-17 (ryc. KBM nazwany na cześć V.P. Makeeva)
Kompleks 9K73, rakieta R-17V/8K114(1963) - kompleks śmigłowców 9K73 z helikopterem Mi-6RVK (1963). Dekretem Rady Ministrów ZSRR nr 135-66 z dnia 5 lutego 1962 r. Rozpoczęto prace nad kompleksem rakietowo-helikopterowym R-17V, składającym się z lekkiego SPU i helikoptera Mi-10. Opracowanie zostało przeprowadzone przez OKB-235 zakładu nr 235 - Zakład Budowy Maszyn w Wotkińsku, główny projektant - E.D. Rakov. Podczas realizacji projektu R-17V w 1963 roku powstał kompleks 9K73 ze śmigłowcem Mi-6RVK, rakietą 8K114 i 9P115 SPU. SPU został opracowany przez GSKB / KBTM pod kierownictwem L.T. Bykova. Prototyp SPU 9P115 wyprodukowano w 1963 roku. Próby zakończono w 1965 roku. Po badaniach w 1965 roku, według niepotwierdzonych danych, kompleks wszedł do służby próbnej w wojsku (nie został przyjęty do służby). Od 1970 roku kompleks był nadal w fazie próbnej.
SS-1C SCUD-B (1965) - modyfikacja eksportowa/wersja R-17.
Kompleks 9K77 „Rekord”, rakieta R-17M / 9M77 - SS-1D SCUD-C / KY-03(1965) – wersja rakiety z większymi zbiornikami i zasięgiem do 500 km. Prace rozwojowe były aktywnie prowadzone przez OKB-235 (Biuro Projektowe Zakładu Budowy Maszyn w Wotkińsku) pod kierownictwem E.D. Rakowa. Rozwój prowadzono pod hasłem „Rekord” B+R w latach 1964-1968. Zarządzanie techniczne projektem powierzono SKB-385 (wiceprezes Makeev) i SKB-626 (N.A. Semikhatov). Propozycja stworzenia rakiety została rozpatrzona przez kompleks wojskowo-przemysłowy w ramach Rady Ministrów ZSRR, a prace nad nią rozpoczęły się uchwałą Rady Ministrów ZSRR z marca 1963 roku.
Pocisk powstał w oparciu o konstrukcję rakiety R-17, wykorzystując nowy rodzaj paliwa i nowy system sterowania rakietą. Zasięg projektowy - 500 km. Głowa rakiety była nierozłączna. Wraz ze wzrostem zasięgu zmniejszał się kąt podejścia pocisku do celu, szczególnie przy maksymalnym
zasięgu, natomiast stożkowa część główki pod wpływem siły nośnej wytwarzała moment pochylający, który doprowadził do znacznego pogorszenia celności strzelania. Główny projektant E.D. Rakov zaproponował zastosowanie oryginalnej konstrukcji – głowicy ze stożkową perforowaną skorupą i zmniejszoną stożkowo-cylindryczną komorą ciśnieniową na instrumenty. W tej konstrukcji aerodynamikę zapewniał stożek, a siłę nośną zapewniał znajdujący się w nim cylinder. Szczególne trudności pojawiły się przy wyborze materiału na perforowany stożek - proponowana stal żaroodporna spaliła się w opadającym atmosferycznym odcinku trajektorii rakiety. Ze względu na dużą liczbę perforacji w powłoce zewnętrznej nałożenie powłoki termoochronnej było prawie niemożliwe.
Testy projektu w locie systemu rakietowego 9K77 odbywały się na poligonie Kapustin Yar od kwietnia 1964 do 1967 roku. Przewodniczącym Państwowej Komisji był generał pułkownik I.I. Volkotrubenko. Testy wyszły bardzo pomyślnie, ale ostatnie cztery starty zakończyły się sukcesem, a w sumie w ramach programu LKI przeprowadzono 5 udanych startów. Departament Obrony USA zidentyfikował rakietę jako KY-03 na zdjęciach satelitarnych.
Masa początkowa - 6370 kg (dane zachodnie)
Masa głowicy - 600-700 kg (dane zachodnie)
Zasięg - do 450 km (dane zachodnie)
W związku z powstaniem OTR na paliwo stałe Temp-S o zasięgu lotu do 900 km, prace nad kompleksem R-17M zostały wstrzymane. Następnie, w wyniku nieporozumień z dyrektorem fabryki nr 235 V.G. Sadovnikova, nie bez udziału A.D. Nadiradze, konkurenta projektu 9M77, główny projektant rakiety i kompleksu E.D. Rakov został usunięty z rozwoju i wkrótce został zwolniony ( Wschód - Karpenko).
Kompleks 9K72, rakieta R-17 / R-17U / 8K14-1(1967) - rakieta 8K14 ze zmianami konstrukcyjnymi pod kątem zastosowania głowicy chemicznej 3N8 (testy w latach 1962-1964, przyjęta w 1967 wraz z 9P117 SPU), w niektórych źródłach rakieta nosi nazwę R-17U. Rakieta była w służbie. Stalowa rama dokująca zamiast aluminium, możliwość montażu cięższych (ponad 1000 kg) głowic. Kanały powietrzne niskiego i wysokiego ciśnienia są połączone wzdłuż korpusu rakiety z wycięciem przedziału przyrządowego (płaszczyzny, w której rakieta dokuje z głowicą bojową). Może być używany z dowolną głowicą, ale z głowicą 3N8 tylko na SPU typu 9P117 (tzn. nie była używana na gąsienicowej SPU 2P19).
Rakieta docelowa R-17(1972) - decyzją kompleksu wojskowo-przemysłowego Rady Ministrów ZSRR biuro projektowe zakładów budowy maszyn w Wotkińsku opracowywało rakietę docelową opartą na pocisku R-17. Celem celu jest przetestowanie przeciwlotniczych systemów rakietowych o ograniczonych możliwościach obrony przeciwrakietowej. W obudowie głowicy rakietowej znajdował się sprzęt z czujnikami oraz zainstalowano specjalną jednostkę pancerną do przesyłania na ziemię danych o współrzędnych i rodzaju uszkodzeń głowicy. Dokumentację projektową opracowano w latach 1971-1972. W listopadzie i grudniu 1972 r. rakiety docelowe zostały przetestowane poprzez trzy udane wystrzelenia na poligonie testowym Emba. Pociski docelowe zalecono do przyjęcia i do 1977 r. Produkowano masowo w małych partiach w Zakładzie Budowy Maszyn w Wotskińsku. Później prawdopodobnie zamieniono standardowe rakiety R-17 na cele. rakiety docelowe wykorzystano do przetestowania możliwości systemu przeciwlotniczego S-300, a później S-300PM na poligonie Kapustin Jar.
Seryjne ulepszenie rakiety R-17- wersja seryjnej rakiety zmodernizowana podczas produkcji w Wotkińsku (połowa lat 70. XX w.). Czas przechowywania paliwa w załadowanej rakiecie został wydłużony do 90 dni (według doniesień medialnych) i do 1 roku w przypadku przechowywania bez paliwa startowego. Zasięg co najmniej 270 km.
Kompleks 9K72-O (optyczny) „Aerofon”, rakieta R-17VTO / 8K14-1F - SS-1E SCUD-D / SCUD-C VTO (?) / SCUD-D(1979) - w latach 1967-1973 w TsNIIAG (Centralny Instytut Naukowo-Badawczy Automatyki i Hydrauliki) pod kierownictwem Z.M. Persitsa wspólnie z NPO „Geofizyka” prowadzono prace badawczo-rozwojowe nad optycznym poszukiwaczem fotoreferencyjnym (fotoreferencyjnym – zdjęciem terenu z lokalizacją celu) na produkt oparty na rakiecie 8K14-1 (projekt „Aerophone”). W latach 1974-75 stworzono prototyp poszukiwacza optycznego z cyfrowym przetwarzaniem danych (cyfrowy obraz obszaru z wyborem z komputerowej biblioteki obrazów). W latach 1975-79 Poszukiwacz był testowany na samolocie Su-17.
Testy rozwojowe systemu rakietowego z głowicą Aerofon rozpoczęto na poligonie Kapustin Yar w ramach pierwszego etapu testów (temat projektu Flag R&D) od listopada 1977 r. do września 1979 r. Głowicę z głowicą poszukiwawczą testowano poprzez starty na OTR 8K14-1. Pierwsze wystrzelenie rakiety 8K14-1 z głowicą bojową i działającym poszukiwaczem odbyło się 29 września 1979 r. Zasięg wystrzelenia wynosi 300 km, COE kilka metrów. W pierwszym etapie testów przeprowadzono łącznie 3 wystrzelenia rakiet. Podjęto decyzję o stworzeniu seryjnej wersji wojskowej kompleksu Aerofon - wykonawcy: CNIIAG, Wotkińskie Zakłady Budowy Maszyn i Podolskie Zakłady Budowy Maszyn.
Drugi etap testów - fabryczne testy projektu w locie kompleksu - odbył się w latach 1983-1986 (w sumie wykonano 8 startów). 24 września i 31 października 1984 r. – nieudane starty. Pomyślne testy od 1985 roku.
Trzeci etap – próby państwowe kompleksu Aerofon z uwzględnieniem ulepszeń i modernizacji w oparciu o wyniki dwóch pierwszych etapów testów – odbył się w okresie od marca 1986 r. do września 1989 r. Przewodniczący Państwowej Komisji, Zastępca Szefa Wydziału Rakietowego Siły i artyleria Leningradzkiego Okręgu Wojskowego, generał dywizji Aleksiej Pietrowicz Grobowoj. Podczas testów państwowych przeprowadzono 22 wystrzelenia rakiet z głowicą Aerofon. Postanowiono przyjąć kompleks do eksploatacji próbnej i do nauki w szkołach wyższych.
Kompleks został oddany do próbnej eksploatacji pod nazwą 9K72-O w 1989 roku. We wrześniu 1990 roku wszedł w skład 22. brygady rakietowej Białoruskiego Okręgu Wojskowego (skład – 381, 383, 397 rozkazów, łącznie w składzie znajduje się 18 SPU 9P117M). brygada, Kremenczug, Dombovar, jednostka wojskowa 14359. Rozwiązana 3 maja 2005) przybył do Kapustin Jar w celu przeprowadzenia inspekcji i przeprowadzenia próbnych startów kompleksu 9K72-O Aerofon. Do wystrzeleń wykorzystano testowe wersje rakiet z białymi, odłączanymi częściami oraz wersję standardową z zieloną głowicą. Pierwszy start odbył się za pomocą pojedynczej rakiety, drugi start odbył się za pomocą pary. Wyniki - przy zasięgu startu wynoszącym 150-200 km (sądząc po trajektorii startu i czasie wyłączenia silnika) CEP wahał się od 2-6 m do nieco ponad 10 m. Starty odbywały się przy dobrej pogodzie. W 1993 roku do prób wszedł do 22. Brygady Rakietowej wraz z zautomatyzowanym systemem kierowania uderzeniem 1U120 Viskosa (choć istnieją niepotwierdzone informacje o rozwiązaniu brygady w 1992 roku), a w latach 90. XX w. kompleks został wystawiony na eksport. Kompleks nie został przyjęty do eksploatacji ze względu na duże uzależnienie poszukiwacza od pogody (zachmurzenie). Od 2008 roku kompleksy 9K72-O znajdują się w magazynie jednej z brygad rakietowych.
Występy R-17VTO
(Shirokorad A.B., Atomowy baran XX wieku. M., Veche, 2005)
Rakieta „R-17VTO2”- nazwa warunkowa, modyfikacja rakiety 8K14 z radarowym systemem naprowadzania. Według niepotwierdzonych danych prowadzono prace badawczo-rozwojowe nad takim systemem. Prawdopodobnie prace badawczo-rozwojowe nie zostały wprowadzone do testów, rozwój (prawdopodobnie) został zatrzymany. Nie ma dokładnych danych na temat poszukiwacza (tj. poszukiwacz mógł być pasywnym poszukiwaczem radarowym lub mógł to być poszukiwacz RL ze wskazówkami opartymi na cyfrowej mapie obszaru lub na innej zasadzie).