9К72 Эльбрус

9К72 Эльбрус

        С 1993 года на смену Харьковскому высшему военному командно-инженерному училищу ракетных войск стратегического назначения имени маршала Советского Союза Н.И. Крылова пришёл Харьковский военный университет, а вместе с университетом пришли новые учебные программы и «новая» техника, которая на поверку оказалась старыми образцами Советских вооружений. Одним из таких образцовы вооружений был оперативно тактический ракетный комплекс 9К72 «Эльбрус»

        Оперативно-тактический ракетный комплекс. Разработка велась в СКБ-385 под руководством главного конструктора В.П.Макеева (зам.главного конструктора - В.Р.Серов, ведущий конструктор - Ю.Бобрышев) в рамках модернизации ракеты Р-11М по теме НИР "Урал" (Р-11МУ) с 1957 г. В результате НИР в декабре 1957 г. СКБ вышло с предложением создания ОТР с увеличенной по сравнению с Р-11М в два раза дальностью действия за счет замены двигателя на двигатель с турбонасосным агрегатом и доработки ракеты.

МАЗ-543А, СПУ 9П117

        24 февраля 1958 г. подписаны документы ВПК при СМ СССР и Постановление СМ СССР о создании комплекса ОТР на базе Р-11М №378-181 вышло 1 апреля 1958 г. Эскизный проект защищен в НИИ-88 в сентябре 1958 г., выпуск конструкторской документации завершен в ноябре 1958 г. Производство опытной серии и прототипов (Р-17 - вариант 1 - двигатель ОКБ-3) велось на заводе СКБ-385 в г.Златоуст в 1958-1959 г.г. Разработка рактного комплекса шла достаточно быстро.

         В апреле 1959 г. получены тактико-технические требования ГАУ МО СССР на ракету. В мае 1959 г. ТТТ утверждены, получен индекс ракеты ГАУ 8К14. По Постановлению СМ СССР от 17 июня 1959 г. серийное производство ракет Р-17 / 8К14 (Р-17 - вариант 2 - двигатель ОКБ-5 - с  1962 г.) велось на Воткинском машиностроительном заводе №235  (г.Воткинск, серия с 1959 по 1985 г.г.). В конце июля 1959 г. начата сборка первых двух ракет для огневых испытаний. Сборка ракет для летных испытаний начата в августе 1959 г.

9П117

        Летные испытания ракеты Р-17 проводились на полигоне Капустин Яр с 12 декабря 1959 г. по 25 августа 1961 г. (перый этап - 7 пусков - все успешные). Вторая серия ракет для испытания (Р-17 - вариант 2) производилась на Воткинском заводе с апреля 1960 г. (2 стендовые - готовность в июне 1960 г., лётные - июль 1960 г.). Огневые испытания второй серии - июль 1960 г. Второй этап летных испытаний начат на полигоне Капустин Яр 25 августа 1960 г. (всего проведено 25 пусков, первый пуск неудачный - ракета полетела в противоположну сторону, третий пуск так же неудачный - потеря управления на активном участке из-за короткого замыкания, остальные - успешные). 12 декабря 1960 г. начат третий этап испытаний.  Ракета Р-17 / 8К14 была принята на вооружение 24 марта 1962 г. в составе комплекса с гусеничной СПУ 2П19 (всего выпущено 56 шт.). В 1962 г. 3 ЦНИИ Министерства обороны СССР подготовил для комплекса 9К72 с ракетой 8К14 таблицы стрельбы.

        Постановлением СМ СССР №1116 от 10 октября 1962 г. начата разработка новой СПУ для ракеты Р-17 на колесном шасси МАЗ-543. В 1964 г. прошли лётные испытания модернизированной ракеты Р-17М (8К-14-1, принята на вооружение и серийно проиводилась). 7 ноября 1965 г. комплекс 9К72 с СПУ 9П117 впервые был показан на Параде на Красной Площади в Москве. В 1965 г. Пентагоном были получены спутниковые снимки новой ракеты типа Р-17 увеличенной дальности ("Р-17М"), которая была идентифицирована как KY-03 (Kapustin Yar).

Сравнение СПУ 9П917 и 9П917М

        Постановлением СМ СССР №75-26 от 27 января 1967 г. на вооружение принимается комплекс "Эльбрус" 9К72 в составе модернизированной в процессе производства ракеты Р-17 (8К14 и 8К14-1) и СПУ 9П117 на шасси МАЗ-543А (SCUD-B). Серийное производство СПУ 9П117 / 9П117М велось на Петропавловском заводе тяжелого машиностроения (г.Петропавловск) начиная с 1970 г. (выпуск установочной партии - с мая 1965 г., источник) и до конца 1980-х годов (всего произведено более 800 шт). Экспортное исполнение комплекса 9К72 носило наименование Р-300. Позже ведение конструкторской документации по ракете передано на Воткинский машиностроительный завод.

         Комплекс 9К72 - ракета - Р-17 / 8К14 / 8К14-1 - СПУ 9П117 / 9П117М / 9П117М1 / 9П117М1-1 / 9П117М1-3 на шасси МАЗ-543 "Ураган". Головной разработчик по наземным системам комплекса - ГСКБ (главный конструктор В.П. Петров, ведущий конструктор С.С. Ванин), приборы прицеливания - КБ завода №784 Киевского СНХ (главный конструктор С.П. Парняков), по СПУ - ЦКБ ТМ (главный конструктор - Н.А.Кривошеин). Серийное производство СПУ 9П117 / 9П117М и др. велось с 1965 г. на заводе "Баррикады", а с 1970 г. (как минимум) на Петропавловском заводе тяжелого машиностроения (г.Петропавловск).

         СПУ 9П117-1 отличается от 9П117 тем, что добавлен индикаторный блок П61502-1 для химической ГЧ 8Ф44Г / 8Ф44Г1;

        СПУ 9П117М (серия как минимум 1968-1976 г.г.) - отличается от 9П117 изменением механизма подъема стрелы для работы с ракетами большей массы (изменена система гидравлики). Кроме того на СПУ 9П117 / 9П117-1 имелось устройство бескрановой погрузки ракеты на направляющую (на 9П117М и позже признано нецелесообразным). В т.ч. выпускалась для экспорта без аппаратуры КБУ и пультовой аппаратуры для химических БЧ. В 1970 г. на Параде на Красной площади в Москве впервые показаны публике вместе с СПУ 9П117.

Стартовый стол ракет 8К14 комплекса 9К72

        СПУ 9П117М-1 - аналогично 9П117М, но с индикаторным блоком П61502-1 для химической ГЧ 8Ф44Г / 8Ф44Г1;

        СПУ 9П117М1 отличается от предыдущих использованием новой вспомогательной силовой установки (АПД-8-П/28-2М с радиатором от автомобиля ГАЗ-69 вместо АПД-8-П/28-2 с радиатором от автомобиля ГАЗ-20 "Победа"). Двигатель - 12 цилиндровый дизель Д12АН-650 мощностью 650 л.с.

        СПУ 9П117М1-1 (серия как минимум 1969-1980 г.г.) - установлен пост 2В12М-1 и 9В362М1 (КБУ);

        СПУ 9П117М1-3 – установлена автоматизированная боевая управляющая система (для управления нанесением ударов?).

ТТХ стартово пусковой устанвки 9П117М:

         Двигатель - 12 цилиндровый дизель Д12А-525 мощностью 525 л.с. при 2100 об/мин с рабочим объемом 38880 куб.см;

         Экипаж (расчет) - 4 чел. (2 кабины по 2 места тандемом);

         Колесная формула 8 х 8 с независимой подвеской, первые две оси поворотные, шины с автоматической подкачкой;

         Длина СПУ - 13360 мм

         Ширина СПУ - 3020 мм

         Высота СПУ с ракетой - 3330 мм (походное положение), 13670 мм (боевое положение)

         База - 7700 мм

         Клиренс - 440 мм

         Колея - 2375 мм

         Масса СПУ - 30,6 т (без ракеты и расчета), 37,4-39 т (с ракетой и расчетом)

         Скорость движения с незаправленной ракетой без БЧ:

         - до 60 км/ч шоссе (расстояние до 2000 км, по инструкции)

         - до 40 км/ч грунт (расстояние до 500 км, по инструкции)

         Скорость движения с незаправленной ракетой с БЧ - 10 км/ч (на расстояние до 15 км, плавно, по инструкции)

         Скорость движения с заправленной ракетой с БЧ или без БЧ - 60 км/ч (шоссе), 40 км/ч (грунт) на расстояние до 2000 км (по инструкции)Запас хода - 650 км (шоссе), 500 км (грунт)

         Радиус поворота по колее наружного колеса минимальный - 13.5 м

         Время подъема стрелы без ракеты в пусковое положение - 2.0-3.5 мин

         Время подъема ракеты в пусковое положение - 2.25-3.5 мин

         Время спуска стрелы без ракеты в предпусковое положение - 3.0-4.4 мин

         Время спуска ракеты в предпусковое положение - 3.0-4.0 мин

         Углы наведения по горизонтали - +-80 град.

         СПУ оснащалась радиостанцией Р-123 и переговорным устройством Р-124. СПУ вписывалась в ж.д. габариты 1В (СССР) и 02-Т (Западная Европа).

2Т3М грунтовая тележка

Грунтовая тележка 2Т3 / 2Т3М / 2Т3М1:

         Скорость движения с незаправленной ракетой без БЧ и в гермоукупорке:

         - до 40 км/ч шоссе (расстояние до 2000 км, по инструкции);

         - до 20 км/ч грунт (расстояние до 500 км, по инструкции);

         Скорость движения с незаправленной ракетой с БЧ - 10 км/ч (на расстояние до 15 км, плавно, по инструкции);

         Скорость движения с заправленной ракетой с БЧ или без БЧ - 40 км/ч (шоссе), 20 км/ч (грунт) на расстояние до 2000 км (по инструкции).

Ракета Р-17 (8К14, 8К14-1)

         Ракета Р-17 (8К14, 8К14-1) является баллистической ракетой с несущими топливными баками и неотделяемой БЧ. За счет использования насосной системы подачи топлива давление внутри баков ракеты Р-17 снижено более, чем в 6 раз по сравнению с Р-11М, что позволило уменьшить толщину стенок баков. Бак горючего размещен перед баком окислителя.

         Материал корпуса - стали 12Г2А, нержавеющая ЭИ712, алюминиевые сплавы В95, АК-6, АЛ-4.

        Материал баков - сплав 1Х21Н5Т (баки горючего и окислителя) и/или нержавеющая сталь ЭИ-811 (источник - "СКБ-385...")

Ракета 8К14 / Р-17,с габаритно-весовым макетом БЧ

Система управления и наведение

         - система управления ракеты инерциальная, наведение ракеты происходит прицеливанием на стартовом столе, на активном участке траектории с использованием газодинамических рулей (рулевые машины 1СБ14, 4 шт., графитированные рули 0100-0А/8А61) происходит стабилизация ракеты на траектории. В состав системы управления входят гироскопический интегратор продольных ускорений / автомат дальности 1СБ12 (управление скоростью, и, соответственно, дальностью полета, выдача команды на отсечку двигателя), гировертикант 1СБ10 с гироинтегратором боковых ускорений и гирогоризонт 1СБ9 (для стабилизации ракеты), временной механизм 1СБ15 и счетно-решающий прибор автомата стабилизации 1СБ13 (время непрерывной работы до 2 ч 15 мин, модификация 1СБ13М может работать 4 часа). В 1967-89 г.г. проводились НИОКР оптической цифровой системы наведения (см. ниже). Пуск может производиться с выносного пульта управления 9В344.

Ракеты 8К14 на контейнере 2Ш3

         Применение комплекса 9К72 может осуществляться с использованием автоматизированных систем управления нанесением ударов "Плед" или 1У120 "Вискоза" с передачей данных через радиорелейные станции Р-412 телекодом.

         При подготовке к старту снимаются данные по состоянию атмосферы до высоты 60000 м - для внесения кооректировки в наведение ракеты в зависимости от ветра - для этого используются метеорологические зонды РКЗ-1 поведение которых отслеживается метеорологическими РЛС типов РМС-1 (END TRAY), РПС-1 (BREAD BIN) или АРМС-3 "Улыбка" (комплекс 1В44 РПМК-1 LEG DRIVE). Данные о ветре поступают в командную машину 9С436. Метеобюллетень готовит метеобатарея (в него входит направление и скорость ветра на стандартных высотах, температура в этих слоях). Метеобюллетень с метеобатареи поступает в штаб ракетной бригады, окуда передается в дивизионы.

Рулевая система 8К14

         Система управления ракеты 8К14 разработана НИИ-592 (главный конструктор - Н.А.Семихатов), гироскопы - НИИ-944 (главный конструктор В.И.Кузнецов), электроавтоматика подрыва ядерного заряда - НИИ-1011 (главный конструктор - С.Г.Кочарянц, научный руководитель - Ю.Б.Харитон), приборы прицеливания СПУ - КБ завода №784 Киевского СНХ (главный конструктор - С.П.Парняков). В отличие от Р-11М приборы системы управления ракеты сосредоточены в специальном приборном отсеке.

         По вариантам ракет 8К14 комплекса 9К72 с системами самонаведения - см. раздел Модификации и обозначения

Гировертикант 1СБ10 ракеты Р-17

Двигатель:

         Р-17 (вариант 1) - однокамерный ЖРД С3.42Т ОКБ-3 (главный конструктор - Д.Д.Севрук, ведущий конструктор - Н.И.Леонтьев) - использовался на стадии проектирования и в первых сериях ракет Р-17. Двигатель разработан на базе ЖРД С3.42А.

        

         Горючее - керосиновая смесь ТМ-185 - 56+1,5% полимердистиллят; 40+1,0% легкое масло пиролиза; 4+0,5% трикризол;

         Окислитель - АК-27И - 69,8-70,2% азотной кислоты HNO3; 24-28% азотного тетроксида N2O4; 1,3-2% воды H2O; 0,03% оксид алюминия Al2O3; ингибитор 0,12-0,16% йод I2;

         Пусковое горючее - ТГ-02 "Самин" - 50+2% триэтиламин (с диэтиламином); 50+2% изомерный ксилидин; до 0,4 % H2O (сокращ. от «Топливо ГИПХ-02», также «Самин») ГОСТ 17147-80;

         Способ запуска - самовоспламенение пускового горючего и окислителя

         Подача топлива - турбонасосный агрегат работающий от газогенератора

         Масса сухая - 160 кг

         Тяга - 13000 кг (приблизительно)

Двигатель 9Д21

         Р-17 (вариант 2) - однокамерный ЖРД С5.2 / 9Д21 ОКБ-5 (главный конструктор - А.М.Исаев, ведущий конструктор - Н.В.Малышева), созданный на базе С2.253А ракеты Р-11М. Заново разработана камера сгорания двигателя и закритическая часть сопла. Двигатель открытой схемы с ТНА и газогенератором. Стартовая раскрутка турбины ТНА - от твердотопливного пускача, работа на режиме от газогенератора на основных компонентах Двигатель производился серийно с 1962 г. по 1985 г. Воткинским машиностроительным заводом. Конструкторское сопровождение ЖРД осуществлялось так же Воткинским заводом, главный конструктор В.Е.Тохунц.

         Горючее - керосиновая смесь ТМ-185 - 56+1,5% полимердистиллят; 40+1,0% легкое масло пиролиза; 4+0,5% трикризол;

         Окислитель - АК-27И - 69,8-70,2% азотной кислоты HNO3; 24-28% азотного тетроксида N2O4; 1,3-2% воды H2O; 0,03% оксид алюминия Al2O3; ингибитор 0,12-0,16% йод I2;

         Пусковое горючее - ТГ-02 "Самин" - 50+2% триэтиламин (с диэтиламином); 50+2% изомерный ксилидин; до 0,4 % H2O (сокращ. от «Топливо ГИПХ-02», также «Самин») ГОСТ 17147-80;

         Способ запуска - самовоспламенение пускового горючего и окислителя;

         Подача топлива - турбонасосный агрегат работающий от газогенератора;

        Тяга - 13310-13380 кг (по разным данным);

        Удельная тяга на земле - 230 кг на кг/с;

        Расход топлива - 57.83 кг/с;

        Импульс на уровне моря - 226 сек;

        Импульс в вакууме - 258 сек;

        Длина - 1490 мм

        Диаметр максимальный - 770 мм;

        Диаметр камеры сгорания внутр.- 380 мм;

        Диаметр критического сечения сопла - 124,5 мм;

        Диаметр выходного сечения сопла - 400 мм;

        Количество форсунок - 519 шт;

        Масса сухая - 120 кг;

        Давление в камере сгорания - 69,4 кг/кв.см;

        Давление на срезе сопла - 0,827 кг/кв.см;

        Ресурс двигателя - 100 сек;

        - горючее - керосиновая смесь ТМ-185 (ОСТ В6-02-43-84).

         Масса (при температуре):

        - 795 кг (при -40 или +50 град.С)

        - 822 кг кг (при +20 град.С)

        Состав:

         Полимердистиллят – 56+-1,5%

         Легкое масло пиролиза – 40+-1,0% (для увеличения плотности и устойчивости к окислению)

         Трикризол – 4+-0,5% (предотвращает кристаллизацию воды при отрицательніх температурах)

         - окислитель - азотная кислота HNO_3 (АК-27И "Меланж" ГОСТ В18112-72).

         Масса (при температуре):

         - 2825 кг (при -40 град.С);

         - 2830 кг (при +50 град.С);,/p>

         - 2919 кг (при +20 град.С).

         Состав:

         Концентрированная азотная кислота – 69,8 – 70,2 %;

         Четыреокись азота – 24 – 28 %;

         Вода – 1,3 – 2 %;

         Соли алюминия – не более 0,01%;

         Йод – 0,12 – 0,16 % (ингибитор);

         Плотность – 1,596 – 1,613;

         - пусковое горючее - ТГ-02 "Самин" (ГОСТ В17147-71), масса - 30 кг / 35 +-1 литров, заливается в ракету непосредственно перед пуском.

         Состав:

         Изомерные ксилидины – 50+-2%;

         Технический триэтиламин – 50+-2%;

         Вода – до 0,4%;

         Плотность 0,835-0,855;/p

ТТХ ракеты данные по 8К14:

  8К14 SCUD-B SCUD-C SCUD-D
Длина ракеты
11164 мм
11250 мм 11250 мм 12290 мм
Диаметр корпуса 880-885 мм 885 мм 885 мм 885 мм
Размах стабилизатора 1810 мм 1800 мм 1800 мм 1800 мм
Масса стартовая 5840-5950 кг 5900 кг 6370 кг 6500 кг
Масса БЧ 987-1016 кг 550-989 кг 600-700 кг 985 кг
Масса пустой (с БЧ) 2076 кг      
Масса топлива и воздуха 3786 кг      

        Прим. - диаметр корпуса 8К14 согласно ТТХ - 880 мм, но некоторые БЧ имеют диаметр миделя 884-885 мм.

        Масса стартовая (8К114) - 5860 кг

        Масса окислителя - 2919 кг

        Масса горючего - 822 кг

        Масса пускового горючего - 30 кг

        Масса сжатого воздуха - 15 кг

        Масса пустой ракеты с БЧ 8Ф14 - 2076 кг

        Масса пустой ракеты с БЧ 8Ф44 - 2074 кг

        Масса заправленной ракеты с БЧ 8Ф14 - 5852 кг

        Масса заправленной ракеты с БЧ 8Ф44 - 5860 кг

        Дальность действия:

        - 240 км (Р-17 / 8К14, по расчетным данным, 1957 г., а так же Р-17 вариант 1)

        - 50-240 км (Р-17 / 8К14, по Постановлению СМ СССР о создании, 1958 г.)

        - 270 км (Р-17 прототип и первых выпусков ?)

        - 50-300 км (Р-17 / 8К14 / 8К114, минимальная и максимальная дальность)

        - 275 км (Р-17 / 8К14, гарантированная дальность)

        - 450-575-600 км ("Р-17М" SCUD-C, разным западным данным)

        - 300 км (9К72О SCUD-D)

        КВО:

        - Р-17 прототип и первых серий - до 2000 м

        - Р-17 более поздних серий - 1000 м

        - Р-17 (SCUD-B) - по отечественным данным - +-180-610 м по дальности и +-100-350 м по курсу

        - SCUD-C - до 1000 м (700-900 м по западным данным)

        - 9К72О (SCUD-D) - 50 м

        Скорость на траектории:

        - 1500 м/с (максимальная)

        - 1130 м/с (в апогее)

        - 1400 м/с (на конечном этапе)

        Максимальная высота траектории - 24-86 км (мин.-макс. дальность)

        Пуск ракеты 8К14 допускается при температуре от -40 до +50 град С и скорости ветра до 15 м/с с порывами до 20 м/с.

        Время полета - 165-313 с (50-300 км)

        Время активной части полета - 90 с (максимальная дальность), 48 с (минимальная дальность)

        Время пуска ракеты СПУ 9П117М:

        - из готовности №1 - 5 минут

        - из готовности №2 - 10 минут

        - из готовности №3 - 18 минут

        

        Время подготовки к пуску по результатам испытаний - 25 мин

        

        Время пуска из готовности №1 - 15 мин (раскрутка гироскопов, включение электроцепей ракеты)

        Время запуска стартовой последовательности команд - 12 сек до пуска

        Время подготовки к старту - до 60 минут

        Временной норматив операции погрузки ракеты с траспортного полуприцепа на СПУ - 45 мин

        Время остановки гироприборов ракеты перед транспортировкой (в случае отказа от пуска) - 20 минут

        Время непрерывной работы бортовой аппаратуры ракеты (перед пуском) - не более 2 часов

        Предельный срок хранения ракет 8К14 / 8К14-1 в арсенале - 22 года (может быть продлен до 24 лет)

         Предельный срок хранения гироприборов ракет 8К14 / 8К14-1 в арсенале - 19.5 лет

        Гарантийный срок хранения ракет 8К14 / 8К14-1 - 7 лет

        Гарантийный срок хранения ракет 8К14 / 8К14-1 в полевых условиях в незаправленном состоянии - 2 года

        Гарантийный срок хранения заправленных ракет 8К14 - 1 год

        Гарантийный срок хранения заправленных ракет 8К14 в условиях жаркого климата - 6 месяцев

        Гарантийный срок нахождения заправленных ракет 8К14 в вертикальном положении - 7 суток

Основные типы боевых частей ракеты 8К14

         Боевое оснащение - ракета оборудована неотделяемой боевой частью (БЧ). Через разъемы аппаратура БЧ стыкуется с системой управления ракеты. Схема сопряжения аппаратуры БЧ предназначена для проверки состояния БЧ, проверки цепей взведения БЧ и снятия первой ступени предохранения в полете (схема для всех головных частей одинакова). Цепи взведения БЧ приводятся в рабочее состояние после отрыва ракеты от пускового стола. Через 4 секунды после подачи прибором 1СБ12 команды на выключение двигателя проходит команда на снятие первой ступени предохранения. Через разъем Ш5А система аварийного подрыва ракеты стыкуется с исполнительными элементами системы подрыва в головной части (взрыватель 8В53), а также готовится цепь снятия второй ступени предохранения. Вторая ступень предохранения снимается при спуске ракеты с 5000 м до 3000 м. Через разъем 03 кабельный ствол от разъема ОШО в хвостовой части ракеты стыкуется с электрической системой внутреннего подогрева БЧ в ядерном снаряжении. Донный взрыватель 8В53 системы аварийного подрыва уничтожает БЧ при поступлении сигнала на аварийный подрыв от системы АПР (ведущий конструктор системы АПР - Л.Н.Маслов, СКБ-385). Все головные части в ядерном снаряжении оснащаются системами внутреннего подогрева с термочехлом 2Ш2, позволявшими производить дистанционный контроль температуры заряда и подогрев заряда. Аппаратура управления ядерной боевой части позволяет устанавливать вид взрыва: наземный, воздушный низкий или воздушный высотный. Все специальные БЧ (ядерные, химические) траспортируются отдельно и устанавливаются на ракету перед применением.

Типы БЧ ракеты Р-17 и вариантов (8К14 и 8К14-1):

        Сразу хочу внести  оговорку  о том, что в ХВУ и Померках настоящих боевых частей к ракетам 8К14 не хранили. Были только учебные габаритно весовые макеты предназначенные для занятий курсантов.

Ядерная БЧ 8Ф14

         - фугасная сосредоточенного действия 8Ф44 (1959-1962 г.г.), масса 987 кг (экспортное исполнение - 8Ф44Э). Разработана с системой подрыва в НИИ-6. Способы подрыва:

         - Головной взрыватель контактный - 8В11706 с контактным устройством 8В11101

         - Донный взрыватель 8В11702 инициируется барометрическим блоком 8В11703 (взрыв на высоте над землей)

         - Взрыватель системы аварийного подрыва - 8В53

        Взрывчатое вещество - ТГАГ-5. После взрыва БЧ образовывается воронка глубиной от 1.4 до 4 м и диаметром 12 м. Хранение БЧ осуществляется в контейнере 9101-0А/8Ф14.

        Длина - 2650 мм

        Диаметр миделя - 884 мм

Контейнеры 9101-0А/8Ф14

        Масса БЧ - 987 кг

        Радиус поражения (по западным данным) - 50 м.

         - ядерная БЧ - корпус 8Ф14 боевая часть "269А" заряд РДС-4 (1959-1962 г.г.) мощностью 10 кт. Взрывательное устройство спецаппаратуры ДУ-АПР. БЧ разработана ВНИИТФ (г.Касли) / НИИ-1011 МСМ (главный конструктор - С.Г.Кочарянц, научный руководитель - Ю.Б.Харитон).

        Хранение БЧ осуществляется в контейнере 9101-0А/8Ф14. Длина - 2870 мм

        Диаметр миделя - 884 мм

        Центр тяжести корпуса ГЧ (от торца стыковочного шпангоута) - 892 мм

         Центр тяжести окончательно снаряженной ГЧ (от торца стыковочного шпангоута) - 787 мм

         Угол полураствора конуса носовой части БЧ - 9 градусов 35 минут

        Масса корпуса БЧ - 278,3 кг

        Масса БЧ - 989 кг

        Максимальная температура внутри корпуса БЧ в полете - +50 град

        При эксплуатации не менее, чем за 3 суток до пуска, поддерживается температура БЧ 20 град.С (+-5 град.С) при температуре воздуха от +15 до -40 град.С.

        При хранении допускается поддержание температуры БЧ от +5 до +35 град.С.

        8Ф14УТ - учебно-тренировочный вариант БЧ.

Боевая часть 8Ф44Г-1

- химическая 3Н8 (1967 г.) - проходила испытания с ракетой Р-17М / 8К14-1 в 1962-1964 г.г., принята на вооружение вместе с СПУ 9П117 в 1967 г. т.к. на СПУ 2П19 применяться не могла. БЧ подкалиберной формы (типа БЧ Р-17ВТО без аэродинамических рулей), на стандартную ракету 8К14 не могла быть установлена и потребовалась модернизация ракеты (Р-17М / 8К14-1), оснащалась ампульной батареей электропитания и вмещала в себя баллон с ОВ. Инициирующее устройство - прибор управления головной частью 9Б62 - перед стартом происходил наддув ёмкости с ОВ, а при срабатывании прибора управления ОВ вытеснением распылялось в атмосферу. Зона поражения - вытянутый эллипсоид с повышением концентрации ближе к точке падения БЧ. Снята с вооружения в 1980-е годы. Тип ОВ - ипритно-люизитная смесь Масса БЧ - 1016 кг

- химическая БЧ - корпус 8Ф44Г / 8Ф44Г-1 боевая часть "Туман-3" (1964 г.) выполнена в габаритах стандартной БЧ ракеты 8К14, но первоначально могла применяться только с ракетой 8К14-1 (т.к. использовала ампульные батареи  электропитания 1СБ25 / 1СБ25М, а их применение на БЧ возможно только на этой модели ракеты), позже конструкция БЧ доработана и могла применяться и на 8К14. Прошла испытания в 1963-1964 г., была принята на вооружение вместо химической БЧ 3Н8. Можно устанавливать высоту срабатывания заряда. Инициирующее устройство - предохранительно-исполнительный механизм И-214А. К 1987 г. на вооружении модификация 8Ф44Г-1. Хранение БЧ осуществляется в контейнере 9101-0/8Ф44Г или 9101-0/8Ф44Г-1. Может применяться с любых типов СПУ. Взведение БЧ происходило после выключения двигателя, на конечном этапе траектории радиовысотомер выдавал команду на ПИМ, который иниццировал взрыв БЧ с распылением ОВ.

         Диаметр - 884 мм

         Масса БЧ - 985 кг / 989 кг

         Масса отравляющего вещества - 555 кг (8Ф44Г / 8Ф44Г1)

         Тип ОВ:

         - 8Ф44Г - нервно-паралитический газ V первого поколения (в виде вязкой субстанции)

         - 8Ф44Г-1 - нервно-паралитический газ VX третьего поколения (ВР-33)

         Зона поражения при ветре - 0,8 х 4 км;

- химическая БЧ с вязким зоманом - создание БЧ планировалось Постановлением СМ от 11 сентября 1961 г. с использованием новых производственных мощностей заводов в Волгограде, Новочебоксарске и Павлодаре. Планы по созданию БЧ не реализованы.

        - ядерная БЧ - корпус 9Н33 заряд РА17 (испытания - 1964 г.) - плутониевый заряд имплозивного типа, мощность 300 кт,  замена ядерной БЧ 8Ф14. Взрывательное устройство спец аппаратуры ДУ-АПР. Хранение БЧ осуществляется в контейнере 9101-0А/8Ф14 (все модификации БЧ). В боевом заряде РА17 диаметр шарового имплозивного заряда меньше, чем в БЧ 269А (при более высокой мощности), поэтому заряд размещается ближе к носу БЧ, а корус головной части более острый – это улучшило статическую устойчивость и аэродинамику ракеты.

        Длина - 2870 мм

        Диаметр миделя - 884 мм

        Центр тяжести окончательно снаряженной ГЧ (от торца стыковочного шпангоута) - 933 мм Угол полураствора конуса носовой части БЧ - 9 градусов 30 минут

        Масса корпуса БЧ - 347 кг

        Масса БЧ - 989 кг

        Максимальная температуре внутри корпуса БЧ в полете - +50 град

        Температура БЧ при хранении - от +5 до +15 град.С. (при температуре воздуха ниже +5 град.С, все 9Н33)

        Температура БЧ при хранении - от +5 до +35 град.С. (при температуре воздуха выше +5 град.С, все 9Н33)

        Модификации корпуса БЧ:

        9Н33ГВМ - габаритно-весовой макет

        9Н33У, 9Н33УТ - учебный и учебно-тренировочный варианты БЧ

        - ядерная БЧ - корпус 9Н33 заряд РА17-2, модификация заряда РА17

        Мощность - 300 кт

        - ядерная БЧ - корпус 9Н33 заряд РА17-3, модификация заряда РА17

        Мощность - 300 кт

        - ядерная БЧ - корпус 9Н33-1 заряд РА104 - мощность 20 кт. Взрывательное устройство спецаппаратуры ДУ-АПР. Хранение БЧ осуществляется в контейнере 9101-0А/8Ф14 (все модификации БЧ).

        Температура БЧ при хранении - от 0 до +15 град.С. (при температуре воздуха ниже 0 град.С, все 9Н33-1)

        Температура БЧ при хранении - от 0 до +35 град.С. (при температуре воздуха выше 0 град.С, все 9Н33-1)

        Масса БЧ - 989 кг

        - ядерная БЧ - корпус 9Н33-1 заряд РА104-01 - мощность 200 кт. Взрывательное устройство спецаппаратуры ДУ-АПР.

        Масса БЧ - 989 кг

        - термоядерная БЧ - корпус 9Н33-1 (9Н33-1Б) заряд РА104-02 - мощность 500 кт. Взрывательное устройство спецаппаратуры ДУ-АПР.

        Масса БЧ - 989 кг

        - ядерная БЧ 407А14 в корпусе 8Ф14 мощностью 5 кт. На вооружение не поступала. Взрывательное устройство спецаппаратуры ДУ-АПР.

        - фугасно-зажигательная БЧ 8Ф45 - опытная БЧ, на вооружение не принята. ВВ - ТГАГ-5 с активной оболожчкой из состава АЦ-8 (вещество с высокой температурой горения).

        - кассетная БЧ 8Ф44К, НИОКР начаты в 1970 г. На вооружение не поступала либо не существовала вообще. Поражающие суббоеприпасы - 42 шт 122 мм боевых осколочно-фугасных элемента.

        - объемно-детонирующая БЧ (применялась советскими частями в Афганистане, 1979-1989 г.г., не подтверждено - возможно имеется ввиду взрыв обычной БЧ в сочетании с остатками топлива ракеты).

        - ядерные 3 х РГЧ (1980-е годы) - в 1980-е годы велись НИОКР модификации с 3 х ядерными РГЧ (похожими на РГЧ БРСД "Пионер" (SS-20 SABER). Оценочная мощность одной БЧ - 100 кт. Суммарная масса РГЧ должна была быть меньше массы стандартных БЧ, что должно было привести к увеличению дальности действия. Возможно, предполагалось использование на РГЧ оптических ГСН (предположение). Разработка была прекращена на стадии проектирования. Других данных нет.

        Примечание: ракета может оснащаться БЧ в боевом варианте либо в телеметрическом, так же у всех штатных БЧ существуют БЧ ГВМ - габаритно-весовые макеты;

Компоновочная схема комплекса 9К72

Цифрами обозначены:

1 - Отражатель стартового стола 20 - Отсек экипажа / радиостанция
2 - Стартовый стол 9Н117 21 - Захваты подъемной рампы ракеты (открыты)
3 - Стабилизирующая опора СПУ 22 - Подъемная рампа ракеты (опущена)
4 - Контрольная панель системы стабилизации и запуска 23 - Кабина управления насосами
5 - Огнетушитель 24 - Бак окислителя
6 - Контрольная панель подъема/опускания стола 25 - Бак горючего
7 - Контейнер с инструментами 26 - Отсек приборов системы управления 1
8 - Места для персонала в кабине упраления 27 - Взрывчатое вещество БЧ
9 - Кабина управления предстартовой подготовкой 28 - БЧ 8Ф44Ф
10 - Решетка забора воздуха 29 - Контактный взрыватель
11 - Места экипажа 30 - Донный взрыватель
12 - Баллоны сжатого воздуха для запуска двигателя СПУ 31 - Отсек приборов системы  управления 2
13 - Ступени для подъема в кабину 32 - Кабельный канал
14 - Место водителя
33 - Шланг подачи горючего к двигателю
15 - Фара 34 - Труба подачи окислителя
16 - Моторное отделение 35 - Турбокомпрессор двигателя
17 - Верхняя часть подъемной рампы 36 - Двигатель 9Д21
18 - Воздухозаборник двигателя 37 - Сжатый воздух для запуска топливной системы
19 - Антенна радиостанции  

        Комплекс 9К72 "Эльбрус", ракета Р-17 / 8К14, СПУ 9П117 - SS-1C SCUD-B (1965 г.) - оперативно-тактическая ракета, базовый вариант базируется на колесном СПУ 9П117 - классический SCUD.

        комплексы 9К72 с СПУ 9П117М на марше (фото КБМ им.В.П,Макеева)

         Комплекс 9К72Э / Р-300 "Эльбрус", ракета Р-17Э / 8К14Э - SS-1C SCUD-B (1965 г.) - экспортная модификация / исполнение Р-17.

Комплекс 9К77 "Рекорд", ракета Р-17М / 9М77 - SS-1D SCUD-C / KY-03 (1965 г.)

         - вариант ракеты с увеличенными баками и дальностью до 500 км. Разработку в инициативном порядке вело ОКБ-235 (КБ Воткинского машиностроительного заввода) под руководством Е.Д.Ракова. Разработка велась под шифром ОКР "Рекорд" в 1964-1968 г.г. Техническое руководство проектом возложено на СКБ-385 (В.П.Макеев) и СКБ-626 (Н.А.Семихатов). Предложение по созданию ракеты было рассмотрено ВПК при СМ СССР и разработка была начата Постановлением СМ СССР от марта 1963 г.

         Ракета создавалась на базе конструкции ракеты Р-17 с использованием нового типа топлива и новой системы управления ракеты. Проектная дальность - 500 км. Головная часть ракеты была неотделяемая. При увеличении дальности уменьшался и угол подхода ракеты к цели, особенно на предельной дальности, при этом коническая часть головной части за счет подъемной силы создавала кабрирующий момент,  который приводил к заначительному  ухудшению точности стрельбы. Главный конструктор Е.Д.Раков предложил использовать оригинальную конструкцию - головную часть с конусной перфорированной оболочкой и уменьшенным конусно-цилиндрическим приборным гермоотсеком. В этой конструкции аэродинамика обеспечивалась по конусу, подъемная сила - по цилиндру внутри его. Особые трудности возникли при подборе материала для перфорированного конуса - предложенная жаропрочная сталь горела на нисходящем атмосферном участке траектории ракеты. Из-за большого количества отверстий перфорации в наружной оболочке нанесение теплозащитного покрытия было практически невозможно. Летно-конструкторские испытания ракетного комплекса  9К77  проходили   на полигоне Капустин Яр с апреля 1964 г. по 1967 г. Председателем Государственной комиссии был генерал-полковник И.И.Волкотрубенко. Испытания проходили очень удачно, но четыре последних пуска прошли успешно и всего по программе ЛКИ было проведено 5 успешных пусков. Ракета по спутниковым снимкам была идентифицирована Министерством обороны США как KY-03.

         Масса стартовая - 6370 кг (данные западные)

         Масса БЧ - 600-700 кг (данные западные)

         Дальность действия - до 450 км (данные западные)

         В связи с созданием ОТР на твердом топливе «Темп-С»  с дальностью полета до 900 км работы по комплексу Р-17М были прекращены. В дальнейшем из-за разногласий с директором завода №235  В.Г.Садовниковым, не без участия А.Д.Надирадзе - конкурента проекта  9М77, главный конструктор ракеты и комплекса Е.Д.Раков был отстранен от разработки и в скоре уволен (ист - Карпенко).

Комплекс 9К72, ракета Р-17 / Р-17У / 8К14-1 (1967 г.)

         - ракета 8К14 с конструктивными изменениями для применения химической БЧ 3Н8 (испытания 1962-1964 г.г., принята на вооружение в 1967 г. вместе с СПУ 9П117), в некоторых источниках ракета называется Р-17У. Ракета состояла на вооружении. Стальной стыковочный шпангоут вместо алюминиевого, возможность установки более тяжелых (более 1000 кг) БЧ. По корпусу ракеты подведены воздухопроводы низкого и высокого давления к срезу приборного отсека (плоскости стыковки ракеты с БЧ). Может применяться с любыми БЧ, но с БЧ 3Н8 только на СПУ типа 9П117 (т.е. не применялась на гусеничной СПУ 2П19).

        Ракета-мишень Р-17 (1972 г.) - по решению ВПК при СМ СССР КБ Воткинского машиностроительного завода вело разработку ракеты-мишени на базе ракеты Р-17. Предназначение мишени - испытание зенитных ракетных комплексов с ограниченными возможностями ПРО. В корпусе ГЧ ракеты располагалась аппаратура с датчиками и устанавливался специальный бронированный блок для передачи данных о координатах и типе поражения ГЧ на землю. Конструкторская документация разработана в 1971-1972 г. В ноябре-декабре 1972 г. на полигоне Эмба тремя успешными пусками проведены испытания ракет-мишеней. Ракеты-мишени рекомендованы к принятию на вооружение и до 1977 г. изготавливались серийно небольшими партиями на Вотскинском машиностроительном заводе. Позже, вероятно, в мишени переделывались штатные ракеты Р-17. ракеты-мишени использовались для отработки возможностей ЗРК С-300, а позже и С-300ПМ на полигоне Капустин Яр.

         Ракета Р-17 серийное усовершенствование - модернизированный в ходе производства в Воткинске вариант серийной ракеты (середина 1970-х годов). Увеличено время хранения топлива в заправленной ракете до 90 суток (согласно данным СМИ) и до 1 года при хранении без пускового горючего. Дальность не менее 270 км.

        ГЧ выполнена в формате БЧ 3Н8, запуск возможен с любой СПУ типа 9П117 (после установки удлинняющей ложемент проставки).

        Длина БЧ - 4 м (по западным данным)

        Диаметр БЧ - 0.65 м (по западным данным)

        Состав машин комплекса:

СПУ типа 9П117

ТЗМ и агрегаты обеспечения хранения и погрузки ракет

Машина ввода данных 9С752 на шасси "Урал" (ввод полетного задания в аппаратуру головной части в стартовых отделениях)

Машины подготовки данных 9С751 на шасси "Урал" (машины для оцифровки космических или аэрофотоснимков, используемых для ввода полетного задания)

КШМ (служили для управления и передачи данных):

        - в ракетной бригаде - 9С92 на шасси КамАз

         - в ракетном дивизионе - 9С95 на шасси КамАз

         - в стартовой батарее - 9С96 на шасси КамАз

        Отделяющаяся БЧ с оптической ГСН (Долгих А., Ракета видит цель. // Красная звезда. 18.02.1993 г.)

         СПУ 9П117М комплекса 9К72-О с ракетой 8К14-1Ф (с оптической ГСН) - SS-1E SCUD-D. БЧ телеметрическая.

        Проекции Р-17ВТО

         Ракета "Р-17ВТО2" - название условное, модификация ракеты 8К14 с радиолокационной системой самонаведения. По неподтвержденным данным научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы такой системы велись. Вероятно, научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы до испытаний доведены не были, разработка скорее всего была прекращена. Точных данных по ГСН нет (т.е. может быть ГСН была пассивной радиолокационной, а может быть РЛ-ГСН с наведением по цифровой карте местности или какой-то другой принцип). Ясно одно, что с развитием новых более перспективных образцов вооружения работы над данным типом ракеты были прекращены как бесперспективные. Какой бы хорошей система наведения не была бы жидкостные топливные двигатели менее практичны и это главное.

        По материалам сайта: http://militaryrussia.ru


Рейтинг: 0/5 - 0 голосов

Комментарии (0)


 



Разрешённые теги: <b><i><br>Добавить новый комментарий:


Дата публикации:   2021-06-21 17:30:00

 Количество просмотров: 117

От автора