В 1966 году молодой тульский инженер Центрального конструкторско-исследовательского бюро спортивного и охотничьего оружия Виктор Васильевич Ребриков для увеличения эффективности стрельбы из автомата АКМ сконструировал первый советский подствольный дульнозарядный гранатомет-мортирку ТКБ-048.
В течение трех лет продолжалась разработка подствольного гранатомета конструкции В. В. Ребрикова ТКБ-048 и его модификации ТКБ-048М. Практически это был первый подствольный гранатомет в мире. Задумывалось это оружие для поражения целей навесным огнем на расстоянии 50-400м осколочно-кумулятивной гранатой.
Гранатомет монтировался под стволом автомата АКМ / АКМС на узле крепления штык-ножа. Он представлял собой нарезное стреляющее дульнозарядное устройство с длиной ствола 140 мм, позволявшее вести прицельный навесной огонь на дальности от 50 до 400 метров, т.е. от максимального броска ручной гранаты до минимальной дальности выстрела из миномета. Внутреннее устройство "Искры" в принципе не сильно отличается от устройства подствольного гранатомета "Костер". Существенным отличием является наличие у "Искры" кранового устройства для выпуска части пороховых газов при стрельбе полным зарядом. Этот элемент позволяет уменьшить начальную скорость гранаты и обеспечивает ведение навесного огня. Другой особенностью "Искры" было то, что дульные срезы гранатомета и автомата находились на одном уровне, позволяя таким образом контролировать положение оружия при стрельбе из амбразур и не мешать ведению огня надкалиберными боеприпасами.

Осколочно-кумулятивная граната ОКГ-40

онструктор этого же бюро К. Демидов создал под него осколочно-кумулятивную гранату ТКБ-047 (ОКГ-40). Конструкция гранатомёта позволяла использовать помимо штатной гранаты ОКГ-40 и головную часть гранаты ПГ-7 (от гранатомёта РПГ-7). Однако гранатомет "Искра" и осколочно-кумулятивная граната ОКГ-40 не выдержали полигонных испытаний, и их доработка была признана нецелесообразной.
Многочисленные претензии, высказанные в ходе испытаний, заключались в сложности прицеливания из "Искры", резком изменении боя автомата с присоединенным к нему гранатометом, значительной отдаче комплекса при стрельбе из гранатомета, в 5 раз превышавшей энергию отдачи при стрельбе из АКМ штатными патронами. Столь сильная отдача приводила к невозможности ведения бойцом огня из гранатомета с упором приклада автомата в плечо. Из-за некоторых ошибок в конструкции в процессе стрельбы из гранатомёта у части гранат наблюдалось нарушение траектории полета. Они падали на грунт боком или задом наперед, что приводило к срабатыванию взрывателя не от ударного действия, а от самоликвидатора, снижая, таким образом, эффективность осколочного действия боеприпаса по цели. Кроме этих недостатков следует упомянуть и недостаточное количество осколков убойной массы гранаты и неэффективность осколочно-фугасного действия в целом, поскольку подрыв гранаты, выпущенной из ОКГ-40, происходил при значительном заглублении гранаты в грунт.
Прицеливание при стрельбе из «Искры» является довольно сложной операцией, из-за необходимости одновременно производить визирование по цели прицелом и выводить на середину пузырёк продольного уровня по его отражению в металлическом зеркале прицела. Конструкция прицела гранатомёта, в связи с введением продольного уровня, позволяет производить точное визирование только по цели, находящейся на одном уровне с гранатомётом. Во всех остальных случаях для наведения гранатомёта в цель необходимо находить на местности, в створе с целью и, примерно, на одном уровне с гранатомётом, какую-либо точку наводки на местности.
Кроме того, специалистов не устроила и бронепробиваемость новых гранат. Результаты испытаний показали, что гранаты ОКГ-40 при стрельбе по 30-миллиметровой бронеплите под углом 45 градусов по нормали обеспечивают только 33-57 % пробитий.
Поэтому, в начале 1971 года разработка гранатомета ОКГ-40 "Искра" была окончательно прекращена, но сама идея создания эффективного средства ближнего боя, каким зарекомендовал себя подствольный гранатомет, отнюдь не была забыта.

Подствольный гранатомёт "Искра" на автомате АКМ

Нож "Штрафбат", как явный потомок "ножа разведчика", был вторым "родственником" легендарного советского боевого ножа, приобретенный мною на осенней выставке "Клинок" 2006 г. О первом - "Спецназе" от Титова - узнал только на выставке, а "Штрафбат", хоть и был новинкой, но широко разрекламированной в тематических печатных изданиях, так что внешний вид ножа не был новостью.

Как всегда, златоустовская компания "АиР" предлагает несколько вариантов исполнения ножа: с наборной берестяной, кожаной и цельной деревянной рукоятями. Береста показалась слишком светлой и несерьезной, так что выбор стоял между блестящей темной кожей и обычным орехом. Выбрано было дерево.

Нож совсем нельзя назвать копией или репликой боевого ножа, это изделие всего лишь "по мотивам", лишь использующее (и весьма агрессивно) легенду в маркетинговых целях. Не знаю, причастен ли к появлению ножа И. А. Скрылев, в последнее время тесно сотрудничавший с АиР-ом, но в тематике, элементах конструкции и даже названии чувствуется что-то родственное изделиям НОКС. Чем нож отличен от "НР-40"? Да, практически, всем.

Клинок, выполненный из коррозионно стойкой стали, короче знаменитого прототипа, но не на столько, чтобы только удовлетворить ГОСТ-ам разделочных ножей (до 150 мм). Конструктор почему-то отказался от "лишнего" сантиметра незаточенной части (пяты) клинка перед обухом. Теперь вынести палец вперед на клинок за гарду практически нельзя. Вот толщина обуха явно чуть уменьшена только ради вписывания в хозяйственно-бытовые ножи с сохранением развитой гарды, это вполне понятно. В эстетических целях на боковых поверхностях клинка с обоих сторон выбраны узкие недлинные (до середины клинка) долы ("кровостоки"), клинок получил визуальное членение как по ширине, так и по длине, зтал чуть более "легким", чуть более "игрушечным" и менее скучным. В оформление вписаны клейма. На одном боку вдоль гарды псевдодревнерусским шрифтом "ЗЛАТОУСТ". На другом - небольшой логотип АиР-а и, в продолжении дола, название шрифтом без засечек "ШТРАФБАТ". Заточка ровная, бреющая.

Рукоять еще более значительно отличается от прототипа. Во-первых, нет жестяных втулок-оковок ни спереди, ни сзади. Если в кожаных или берестяных вариантах рукояти есть текстолитовые прокладки, стягивающие пакет и визуально расчленяющие длину рукояти, то деревянная ручка смотрится цельным куском. Во-вторых, рукоять чуть удлиннилась. В-третьих, форма рукояти претерпела следующие изменения: головка стала выраженней и кручковатей, это теперь самая широкая чась рукояти. Брюшко изменило форму и положение, сместившись ближе к головке. А вот ближе к гарде и ширина, и толщина рукояти заметно уменьшились. Если у "ножа армейского образца 1940 г." берешь в руку рукоять и ощущаешь, что каждый палец одинаково уверенно охватывает ее, удержание равномерное, то у аировского "Штрафбата" явный уклон к гарде. Передние пальцы сомкнуты глубже, от указательного до безымянного идет расширение, а мизинец снова проваливается в выемку. Жесткого равномерного хвата не получается. Единственный способ крепко ухватить "Штрафбат" подсказан конструктором: нужно упереть подушечку большого пальца в верхний ус перекрестия гарды. Гарда также заметно отличается от НР-овской: вместо плавного "неправильного" S-образного изгиба (у брюшка ко клинку, у спинки к рукояти), гарда загнута в традиционные стороны, причем у брюшка плавно, а со стороны обуха резко, градусов под 45, образуя плоскую площадку для упора пальца. На площадке выполнена накатка для предотвращения скольжения пальца. Гарда заметно у́же прототипа, причем верхняя (со стороны обуха) часть крестовины шире нижней. Удержание с упором пальца в гарду достаточно надежно, но требует привычки. Вообще же рукоять "Штрафбата" более легка и управляема в сравнении с прототипом. Если НР берешь как молоток, который в любой момент можно взять потверже, то Штрафбат ближе к авторучке - не сильно и тремя пальцами щепоти. Баланс ножа нормален: чуть за указательным пальцем.

Ножны кожаные, с фиксацией ножа ремешком на шпенек. Нож входит в ножны только одной сторной. Подвес жесткий, только на узкий ремень.

Общие ощущения. Нож получился. Хоть и сильно отличающийся от прототипа (прежде всего в глаза бросается пропорции клинок/рукоять), но однозначно узнаваемый. Уменьшение длины и отказ от пяты клинка оправдать не могу: все равно рез коренной частью клинка геометрически "выключен" гардой. Ножом можно работать. Нормальные режущие качества для продуктов, легкий милитаристский налет, хорошая игрушка.

Сертификат и информационный листок относят нож к хозяйственно-бытовым разделочным ножам по совокупности параметров (длина до 150 мм при обухе ненее 2,4 мм.)

Противолодочные ракеты 91РЭ1 и 91РТЭ2 предназначены для поражения современных и перспективных подводных лодок (в том числе многоцелевых атомных ракетных) в подводном, перископном и надводном положениях в любых акваториях Мирового океана, в том числе в районах с малыми глубинами.

Ракеты 91РЭ1 и 91РЭ2 разработаны в ОАО "ОКБ "Новатор" (г.Екатеринбург) на базе противолодочного комплекса 86Р "Водопад".

Ракета 91РЭ1 входит в интегрированный ракетный комплекс "Калибр-ПЛЭ" для вооружения подводных лодок (экспортное обозначение "Club-S"), ракета 91РЭ2 в интегрированный ракетный комплекс "Калибр-НКЭ" для вооружения надводных кораблей (экспортное обозначение "Club-N"). Комплексы "Калибр-ПЛЭ" и "Калибр-НКЭ" предназначены для поражения наземных, морских надводных и подводных целей в условиях интенсивного огневого и радиоэлектронного противодействия противника.

В состав ракетных комплексов "Калибр-НКЭ" и "Калибр-ПЛЭ" входят:
боевые средства:
противокорабельные ракеты ракеты 3М-54Э, 3М-54Э1,
высокоточные крылатые ракеты для поражения наземных целей 3М-14Э,
противолодочные ракеты 91РЭ2 ("Калибр-НКЭ") и 91РЭ1 ("Калибр-ПЛЭ")
универсальная система управления (СУ) ракетным комплексом,
пусковые установки,
комплект средств погрузки.
универсальный комплекс наземного оборудования.

Ракеты комплекса "Калибр-ПЛЭ" стартуют из штатных торпедных аппаратов подводной лодки калибра 533 мм, а комплекса "Калибр-НКЭ" - из подпалубных унифицированных вертикальных ПУ 3C-14Э или палубных наклонных ЗС-14ПЭ. Наличие в составе систем ракет различного назначения, а также единая универсальная корабельная часть позволяет варьировать боекомплектом ракет на носителях в зависимости от поставленной задачи и конкретной боевой обстановки.

Первым иностранным заказчиком ракетного комплекса "Club-N" стала Индия. Комплекс установлен на построенных по заказу индийских ВМС на Балтийском заводе (г. Санкт-Петербург) фрегатах проекта 11356 (типа "Talwar" - см. фото ). 19 июля 2000 г. на заводе "Адмиралтейские верфи" (г.Санкт-Петербург) была спущена на воду построенная для ВМС Индии ДПЛ проекта 877ЭКМ, на которой установлен комплекс оружия "Club-S". На остальных лодках, закупленных Индией ранее, "Club-S" устанавливается в рамках выполняемых на заводах "Звездочка" (г. Северодвинск) и "Адмиралтейские верфи" работ по их ремонту и модернизации.

Комплекс "Калибр-НКЭ" входит в состав вооружения эскадренных миноносцев проекта 21956, разрабатываемых Северным проектно-конструкторским бюро (г.Санкт-Петербург).

Обозначение данной системы по классификации США/НАТО - SS-N-27 "Sizzler".
Состав:

Общий принцип действия ракет обоих типов предусматривает их пуск в зону местонахождения обнаруженной подводной цели по данным целеуказания от внешних источников, предварительно введенным в бортовую систему управления. В качестве средства поражения ракеты 91РЭ1 и 91РЭ2 используют скоростную противолодочную ракету АПР-3МЭ или самонаводящуюся малогабаритную торпеду МПТ-1УМЭ (вес-300 кг, диаметр-324 мм, длина-3000 мм, масса БЧ-60кг). АПР-3МЭ и МПТ-1УМЭ относятся к третьему поколению противолодочного оружия и обеспечивают самостоятельный поиск и обнаружение подводной цели в бесшумном режиме, скоростное сближение с ней и поражение до начала выполнения ею маневров уклонения и противодействия.

Баллистическая ракета 91РЭ1 (см. схему, где: 1.АПР-3МЭ, 2.аэродинамический обтекатель, 3.аэродинамические тормоза, 4.двигатель, 5.решетчатые рули) класса " подводная лодка - подводная лодка" запускается в зону местонахождения обнаруженной подводной цели из торпедных аппаратов калибра 533мм с глубины погружения от 20 до 150 м при скорости лодки до 15 узлов. Дальность стрельбы при пуске с глубины от 20 до 50 м составляет 5-50 км, а при пуске с глубины 150 м - 5-35 км. По одной цели может быть произведен залповый пуск до четырех ракет. Время предстартовой подготовки составляет 10 сек.

Твердотопливный двигатель первой ступени 91РЭ1 обеспечивает ее движение на подводном участке траектории, выход из-под воды и набор высоты. Затем происходит отделение РДТТ, и вторая ступень летит по управляемой траектории в зону цели. При полете на воздушном участке траектории бортовая инерциальная система управления обеспечивает стабилизацию и наведение ракеты в заданную точку прицеливания.

Противолодочная ракета 91РЭ2 (см. схему, где: 1.аэродинамический обтекатель, 2.АПР-3МЭ, 3.аэродинамические рули, 4.двигатель) предназначена для вооружения надводных кораблей, оснащенных унифицированными пусковыми установками 3C-14Э или 3С-14ПЭ. 91РЭ2 запускается при любых скоростях корабля-носителя. Стартовый двигатель ракеты 91РЭ2 менее мощный, чем у ракеты 91РЭ1, он обеспечивает выход ракеты из корабельной пусковой установки и набор высоты. В расчетной точке осуществляется отделение второй ступени, которая на парашюте приводняется, после чего осуществляет поиск и наведение на подводную цель (см. схему применения ). Дальность стрельбы - 40 км. Время предстартовой подготовки составляет 10 сек.

Предстартовая подготовка ракет 91РЭ2, формирование и ввод полетного задания осуществляется универсальной системой управления (СУ) ракетным комплексом 3Р-14Н. Она представляет собой автоматизированную систему, работающую в реальном масштабе времени в составе боевой информационно-управляющей системы (БИУС) корабля-носителя. На кораблях проекта 11356 установлена БИУС "Требование-М", разработанная ОАО НПФ "Меридиан". БИУС "Требование-М" представляет собой открытую распределенную адаптивную вычислительную систему. Сопряжение СУ ракетного комплекса с БИУС осуществляется по цифровому каналу локальной сети с помощью специальных приборов сопряжения. По данным целеуказания и командам от БИУС "Требование-М" и навигационного комплекса корабля-носителя СУ ракетного комплекса вырабатывает данные для стрельбы, управляет предстартовой подготовкой и пуском ракет различного назначения из состава комплекса, а также регламентной проверкой систем комплекса и ракет. Информация о состоянии ракетного комплекса, наличии боезапаса, планах его использования, командах управления передается в графическом и табличном виде на автоматизированные рабочие места (АРМ) БИУС "Требование-М". Это обеспечивает централизованное управление всеми системами вооружения корабля с целью их оптимального использования при решении различных боевых задач, в т.ч. управление боевыми действиями корабля против подводных лодок и использованием противолодочного оружия. Все приборы в составе СУ ракетного комплекса (кроме пульта управления ракетным оружием) - беспультовые, необслуживаемые, в брызго- и водозащитном исполнении. Аппаратура пожаро- и взрывобезопасна, не требует охлаждения в процессе работы.

Регламентное обслуживание ракет в процессе хранения на базе и их подготовку к погрузке на носители обеспечивает универсальный комплекс наземного оборудования из состава комплекса.

Пистолет СПП-1М является индивидуальным оружием пловца-аквалангиста. Огонь из пистолета ведется одиночными выстрелами. Пистолет заряжается вручную патронами СПС, жестко закрепленными специальной обоймой емкостью 4 патрона. Дальность, на которой сохраняется убойное действие пули, составляет в воде на глубине до 5 м — 17 м, на глубине до 10 м — 14 м, на глубине до 20 м — 11 м, а на воздухе — 20 м. В комплект пистолета СПП-1М входят: десять обойм для патронов, кобура из искусственной кожи, приспособление для заряжания патронов в обоймы, поясной ремень, три металлических пенала для снаряженных обойм, шомпол для чистки и разборки, масленка.

Безотказность автомата гарантируется при эксплуатации в любых климатических условиях в интервале температур от —10°С до +40°С (перед погружением).

Армейский оперативно-тактический ракетный комплекс 9К72 "Эльбрус" с ракетой 8К-14 (Р-17) предназначен для поражения живой силы, пунктов управления, аэродромов и других важнейших объектов противника.

ОТРК 9К72 был разработан в 1958-1961 годах в СКБ-385 (главный конструктор - В.П. Макеев) с участием ряда КБ и НИИ. Разработчиками основных систем комплекса были назначены:
НИИ-592 - по бортовой системе управления (главный конструктор - Н.А. Семихатов);
ОКБ-3 - по двигателю на первом этапе летных испытаний (главный конструктор - Д.Д. Севрук, ведущий конструктор - Н.И. Леонтьев);
ОКБ-5 - по двигателю со второго этапа летных испытаний (главный конструктор - А.М. Исаев, ведущий конструктор - Н.В. Малышева);
НИИ-944 - по гироскопическим приборам (главный конструктор - В.И. Кузнецов);
НИИ-6 - по разрывному заряду и обычному снаряжению головной части;
НИИ-1011 МСМ - по спецзаряду и комплекту электроавтоматики (научный руководитель - Ю.Б. Харитон, главный конструктор - С.Г.Кочарянц) ;
ГСКБ - по комплексу наземного оборудования, (главный конструктор - В.П. Петров, ведущий конструктор С.С. Ванин);
завод 784 Киевского СНХ - по приборам прицеливания (главный конструктор С.П. Парняков);
ОКБТ Ленинградского Кировского завода - по стартовому агрегату на гусеничном ходу (главный конструктор - Ж.Я. Котин);
ЦКБ ТМ - по стартовому агрегату на колесном ходу (главный конструктор - Н.А.Кривошеин).

К тому времени на вооружении Советской армии уже стояла ракета 8К11 на стартовом агрегате 8У218 и при разработке ракеты 8К14 конструкторы ориентировались на использование наземного оборудования, разработанного для ракеты 8К11. Такой подход позволил значительно сэкономить средства и время, необходимые для создания нового комплекса (ракета 8К14 была разработана всего за 3 года и 5 месяцев). Комплекс 9к72 с ракетой 8к14 на стратовом агрегате 2П19 (на базе ИСУ-152К) постановлением Совмина СССР был принят на вооружение 24 марта 1962 г. Колесный стартовый агрегат транспортных испытаний не выдержал - потребовалось усилить раму. После проведенных доработок пусковая установка 9П117 на четырехосном колесном шасси автомобиля "МАЗ-543А" была принята на вооружение постановлением Совета Министров СССР № 75-26 от 27.1.1967г. В дальнейшем 2П19 заменялись на 9П117, но эта замена была произведена не повсеместно. К концу 80-хх годов 2П19 всё еще находились на вооружении в ракетных бригадах в Кандалакше и на Кавказе, где гусеничная техника более предпочтительна.

За долгие годы службы комплекс неоднократно модернизировался. Модернизированная ракета 8К14-1 (Р-17М) взаимозаменяема с ракетой 8К14 (Р-17) и не отличается по своим ТТХ. Вышеназванные ракеты отличаются только по возможности использования боевых частей. 8К14-1 может нести более тяжелые боевые части с другой геометрической формой, которые могут оснащаться ампульными батареями (а ракеты более позднего выпуска – и БЧ с баллонами высокого давления). Так же не является принципиальной разница в стартовых агрегатах. И в 2П19, и в 9П117 (любой модификации) стоит одинаковая взаимозаменяемая пультовая аппаратура.

В 80-х годах ЦНИИАГ (ЦНИИ автоматики и гидравлики) приступил к выполнению опытно-конструкторской работы (ОКР) по созданию отделяемой управляемой головной части с оптико-электронной системой наведения для ракеты Р-17. Были разработаны программно-математическое обеспечение, аппаратура оптико-электронной системы наведения, бортовая аппаратура системы управления головной части, наземная аппаратура подготовки эталонных изображений и аппаратура ввода полетного задания в головную часть ракеты. Пуски модернизированных ракет начаты в 1984 году. Новая система получила название "Аэрофон", но экспериментальные пуски показали большую зависимость от погодных условий в месте старта и цели, поэтому от модернизации комплекса в дальнейшем отказались.

Комплекс широко поставлялся на экспорт в страны Варшавского договора, Иран, Ирак, Ливию, Сирию, Иемен, Вьетнам и другие. Согласно заявлению Комитета министров обороны Варшавского договора от 30.01.1989 г. в странах Варшавского договора состояла на вооружении 661 ракета Р-17.

Комплекс 9К72 является на настоящий момент морально устаревшим, громоздким, но достаточно надежным и до сих пор стоит на вооружении, хотя производство ракет и комплектующих закончено еще в конце 80-х.

На западе комплекс получил обозначение "Scud"-B.
Состав:

В состав ракетного комплекса 9К72 входят:
Ракета 8К14 (см. вид сбоку, снизу-сверху), ракета 8К14-1
Головные части:
8Ф44
8Ф44Г1
269А в корпусе 8Ф14
3Н8
РА17 в корпусе 9Н33
РА104 в корпусе 9Н33-1
РА104-1 в корпусе 9Н33-1
РА104-2 в корпусе 9Н33-1Б
Подъемно-транспортное оборудование:
2Т3 (2Т3М, 2Т3М1) - грунтовая тележка
9Ф21МА (9Ф21МУ), 2У662Д (2У662ДУ), 2У662М (2У662МУ), 9Ф223 - машина хранилище, в 80-хх годах заменена на специальный автомобиль типа 8М257У1, НГ2В1, НГ22В1 (возможно использование специально доработанных грузовых автомобилей)
ЗиЛ-157 (ЗиЛ-131, Урал-4320) - бортовой автомобиль для перевозки комплектующих в контейнере 9103-0
8Т22, 9Т31М (9Т31М1) - специальный автомобильный кран (возможно использование КС2573)
9Т37 - комплект грузоподъемных средств
9Т55А - комплект такелажа
Заправочное оборудование:
2Г1У (2Г1), 9Г29 (9Г29М) - автозаправщик горючего
8Г17М1, 9Г30 - автоаправщик окислителя (возможно использование АКЦ-4-255Б)
8Т311 (8Т311М) - обмывочно-нейтрализационная машина
8Г33У, УКС-400В - компрессорная станция в комплекте с индикатором влажности 8Ш31
Испытательное оборудование:
2В11 (2В11М1) - машина горионтальных испытаний (МГИ)
9В41 (9В41М) - машина автономных испытаний (МАИ)
8Н01 (8Н01М) - бензоэлектрический агрегат, заменен на бензоэлектростанцию ЭСБ-12-ВС400 (возможно использование дизельной электростанции ЭСД-10)
Пусковое оборудование:
9П117 (9П117-1, 9П117М, 9П117М1, 9П117М1-1, 9П117М1-3) - стартовый агрегат в комплекте с приборами прицеливания 8Ш18 (см. комп.схему, описание )
2П19 (2П19-1) - стартовый агрегат в комплекте с приборами прицеливания 8Ш18
Вспомогательное оборудование:
2Щ1 (2Щ1М2) - автомашина ЗИП
2Т5 - ангарно-транспортная тележка
8Г27 (8Г27У, 8Г27К) - подогреватель воздуха
8Ю11 (8Ю11У) - палатка утепленная
8Ю44 (8Ю44М) - полевая химическая лаборатория
9В292 - машина "Контроль" (воможно использование комплекта "Целина" или ему подобного)
9Т114 - тележка для авиатранспортирования (головных частей в штатной укупорке).

Пусковая установка 9П117М разработана на базе четырехосного колесного шасси МАЗ-543. Двенадцатицилиндровый дизельный двигатель жидкостного охлаждения Д12А-525 (мощностью 525 л. с. при 2000 об/мин), позволяет установке с заправленной ракетой и пристыкованной головной частью двигаться со скоростью 15км/ч по местности и 45км/ч по шоссе. Двигатель расположен в передней части машины. По сторонам от него находятся две двухместные кабины, изготовленные из полиэфирной смолы, армированной стеклотканью. Сиденья в кабинах размещены тандемом. Все колеса шасси ведущие, с системой регулирования давления воздуха в шинах. Первая и вторая пара колес — управляемые. Все колеса имеют независимую подвеску.

Ракета 8К14 - баллистическая ракета с жидкостным реактивным двигателем (ЖРД) , автономной инерциальной системой управления, системой аварийного подрыва и неотделяемой боевой частью. ЖРД обеспечивает максимальную дальность стрельбы 300 км (минимальная дальность - 50 км). Гарантированная дальность стрельбы – 275 км. Ресурс работы двигателя- 100с. Система управления ракеты 8К14 (см. описание) предназначена для подготовки к пуску,осуществления пуска и управления полётом ракеты. Система аварийного подрыва ракеты (АПР) (см. описание) предназначена для ликвидации боевого заряда головной части в воздухе в случае аварийного полёта ракеты. Максимальная высота траектории полета ракеты - 86 км , минимальная - 24 км. Полетное время - от 165 до 313с. Обеспечиваемое системой управления среднее вероятное круговое отклонение составляет в длину от 180 до 610м и в ширину от 100 до 350м. Органы управления - газодинамические рули, установленные в выходном сечении сопла.

Ракета заправляется:
окислитель АК-27И "Меланж"(вес - 2919 кг, плотность - 1,596 - 1,613),
Концентрированная азотная кислота - 69,8 - 70,2 %
Четыреокись азота - 24 - 28 %
Вода - 1,3 - 2 %
Соли аллюминия - не более 0,01%
Йод - 0,12 - 0,16 % (ингибитор)
основное горючее ТМ-185 (вес - 822 кг),
Полимердистиллят - 56+-1,5%
Легкое масло пиролиза - 40+-1,0% (для увеличения плотности и устойчивости к окислению кислородом)
Трикризол - 4+-0,5% (предотвращает кристаллизацию воды при отрицательных температурах)
пусковое горючее ТГ-02 "Самин"(вес - 30 кг, плотность 0,835-0,855),
Изомерные ксилидины - 50+-2%
Технический триэтиламин - 50+-2%
Вода - до 0,4%
сжатый воздух (вес - 15 кг).

8к14 оснащается ядерными боеголовками 9Н33(РА-17), 9Н33-1 (РА-104, РА-104-1, РА-104-2) или 8Ф14 (269А) мощность до 10 кт (заряд типа РДС-4), фугасной 8Ф44, химической 8Ф44Г1 (масса V-газа 555кг). Вес головных частей - 987кг.

Головная часть (ГЧ) стыкуется с ракетой при помощи 16 гаек с пружинными кольцами. Для обеспечения правильности стыковки служат два направляющих штифта. Линия стыка закрывается баллистической лентой и заклеивается полиэтиленовой лентой с липким слоем ГОСТ 20477-75. Для обеспечения электрической связи головной части с ракетой служат разъемы ГШР1, ГШР2, Ш5А и 03. Через разъемы ГШР1 и ГШР2 аппаратура управления головной части стыкуется с системой управления ракеты (через схему сопряжения системы управления ракеты с аппаратурой головных частей). Схема сопряжения аппаратуры управления ГЧ с аппаратурой системы управления ракеты предназначена для проверки исходного состояния головной части, проверки цепей взведения ГЧ и снятия первой ступени предохранения в полете. Схема сопряжения системы управления ракеты с аппаратурой головных частей для всех головных частей одинакова. На технической позиции предусматривается проверка схемы сопряжения при подключенном эквиваленте головной части, на стартовой позиции - при состыкованной головной части.

Схема сопряжения выполняет следующие основные функции:
контроль наличия первой ступени предохранения;
контроль наличия второй ступени предохранения;
автоматическое восстановление первой ступени предохранения в случае ее взведения;
проверка целостности цепей взведения головной части с помощью эквивалента головной части на технической позиции;
проведение комплексных испытаний системы управления при подключенной головной части на стартовой позиции;
снятие первой ступени предохранения в полете после отключения двигательной установки.

Цепи взведения головной части подготавливаются после отрыва ракеты от стартового стола. Через 4 секунды после подачи прибором 1СБ12 команды на выключение двигателя проходит команда на снятие первой ступени предохранения. Через разъем Ш5А система АПР ракеты стыкуется с исполнительными элементами системы АПР в головных частях, а также готовится цепь снятия второй ступени предохранения. Вторая ступень предохранения снимается при опускании 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 головных частей в ядерном снаряжении.

Ракета 8К14 может оснащаться головными частями телеметрического варианта или головными частями в боевом снаряжении. Первоначально ракета 8К14 разрабатывалась для применения с головными частями в обычном снаряжении 8Ф44 (фугасная) и в ядерном снаряжении 8Ф14 (269А) с урановым зарядом типа РДС-4 мощностью до 10 кт. Когда встал вопрос про возможность оснащения ракеты 8К14 головной частью с химическим зарядом, то выяснилось, что данная ракета не может быть оснащена такой головной частью, так как головная часть должна иметь на борту мощный источник питания длительного хранения (например ампульную батарею). Кроме того возникли проблемы с размещением баллона с отравляющим веществом в габаритах ГЧ. Разработанная головная часть 3Н8 получилась более тяжелая (1016 кг) и другой формы (подкалиберная, но более длинная). Для использования данной головной части была разработана ракета 8К14-1. Чтобы нести более тяжелую и длинную ГЧ вместо алюминиевого стали использовать стальной стыковочный шпангоут, а для возможности задействования ампульной батареи головной части одновременно с ампульными батареями СУ и САПР ракеты - подвели воздухопровод низкого давления к срезу приборного отсека (плоскости стыковки ракеты с БЧ). Позже вместо головной части 3Н8 на вооружение была принята ГЧ 8Ф44Г, которая имела обычные габариты и вес. Дальнейшей модернизацией химических боевых частей стала 8Ф44Г1. Аппаратура управления химической боевой части позволяет устанавливать высоту срабатывания заряда.

На смену ядерной боевой части 8Ф14 пришла головная часть в ядерном снаряжении 9Н33 с зарядом РА-17 (плутониевый заряд имплозивного типа). Дальнейшей модернизацией ядерных боевых частей стала 9Н33-1 с зарядами различной мощности (РА104 - ядерный заряд мощностью до 50 кт, РА104-1 - ядерный заряд мощностью до 100 кт, РА104-2 - термоядерный заряд). Все головные части в ядерном снаряжении оснащались системами внутреннего подогрева, позволявшими производить дистанционный контроль температуры заряда и подогрев заряда. Аппаратура управления ядерной боевой части позволяет устанавливать вид взрыва: наземный, воздушный низкий или воздушный высотный. Фугасная боевая часть 8Ф44 подрывается при ударе о землю.

Для решения ряда особых задач эффективность специального стрелкового оружия, обеспечивающего бесшумную и беспламенную стрельбу, оказывается недостаточной. Такие задачи, как повреждение командных пунктов противника, уничтожение ракет на марше и на стартовых позициях, вертолетов и самолетов на земле, расстройство важных звеньев управления и другие, в том числе и диверсионные, требуют использование более мощного оружия, сочетающего те же специальные свойства с большим разрушительным действием.

В 70-х годах на вооружение специальных подразделений СА поступил специальный бесшумный стрелково-гранатометный комплекс "Тишина". Комплекс включал специальную бесшумную модификацию 7,62-мм автомата Калашникова со складным плечевым упором АКМСБ с прибором бесшумной и беспламенной стрельбы ПБС-1 и специальный 30-мм бесшумный подствольный гранатомет.

Разработка подвижного грунтового ракетного комплекса, оснащенного межконтинентальной баллистической ракетой (МБР), началась в КБ "Южное" (г.Днепропетровск) в 1964 году. Первый вариант МБР РТ-20(8К99) представлял из себя трехступенчатую твердотопливную ракету. При проведении следующей стадии проектных работ для уменьшения стартового веса ракеты было принято решение о разработке двухступенчатой РТ-20П с первой ступенью, оснащенной твердотопливным ракетным двигателем, и второй ступенью с ЖРД. Такое решение было принято вследствие того, что ракета размещалась на подвижной гусеничной самоходной установке на базе танка Т-10М (обьект 821), которая не могла транспортировать ракету массой более 30т.
Официально разработка комплекса была задана постановлением СМ СССР от 24 августа 1965 года. В 1966 году был выполнен эскизный проект подвижного комплекса 15П699.
Разработчик самоходной пусковой установки - КБСМ (гл.конструктор Б.Г.Бочков), твердотопливный двигатель первой ступени разрабатывался в КБ машиностроения (гл.конструктор Цирюльников М.Ю.), разработчик заряда - НИИ-130 (гл.конструктор Л.Н.Козлов). Параллельно основному варианту размещения ракет в КБСМ прорабатывалось несколько шахтных вариантов базирования МБР РТ-20П.
Летный испытания ракеты начались в октябре 1967 года в Плесецке (технический руководитель испытаний В.С.Будник). Было проведено 12 испытательных пусков после чего в октябре 1969 года вышло постановление СМ СССР о прекращении работ. Причиной прекращения работ была сложность эксплуатации подвижного комплекса с жидкостным ракетным двигателем на второй ступени, а также отсутствие государственной программы по его размещению на территории страны.
Впервые комплекс был продемонстрирован на военном параде в Москве 7 ноября 19665 года.
Комплекс получил обозначение НАТО SS-X-15 "Scrooge".
Состав:
В состав комплекса 15П699 входило:
шесть самоходных ПУ СМ-СП21 с ракетами РТ-20П(8К99);
машина боевого управления 15Н809;
две машины подготовки позиции 15Н1034;
две дизель-электростанции 15П694;
узел связи "Рельеф".
Ракета 8К99 предполагалось использовать в двух вариантах: с легкой (см.схему 1) и тяжелой (см.схему 2) головными частями. Головные части - моноблочные, термоядерные. "Легкая" головная часть имела корпус, выполненный в виде набора трех усеченных конусов со сферическим притуплением. Для уменьшения аэродинамического сопротивления на "легкой” головной части устанавливался конический обтекатель, сбрасываемый во время работы двигателя второй ступени, когда ракета достигнет разряженных слоев атмосферы. Головная часть крепилась к верхнему стыковочному шпангоуту приборного отсека с помощью трех разрывных болтов. Для отделения головной части от второй ступени ракеты использовались три двигателя обратной тяги.

Приборный отсек в случае использования "легкой" головной части имеет форму усеченного конуса, "тяжелой" головной части - цилиндрическую форму. В приборном отсеке размещена основная часть приборов системы управления ракетой. Система управления ракетой 8К99 - инерциальная, автономная с гироприборами на воздушном подвесе ( вес СУ- 250кг) и быстродействующей цифровой вычислительной машиной. Связь бортовой аппаратуры с пусковой установкой осуществляется с помощью двух блоков разъемов, один из которых расположен на боковой поверхности корпуса приборного отсека другой - на контейнере. Перед выходом ракеты из контейнера при помощи разрывных болтов и отталкивающих пружин происходит разделение блока разъемов контейнера. После выхода ракеты из контейнера аналогичным образом разделяется блок разъемов ракеты. Оставшаяся на ракете часть блока закрывается крышкой. Приборный отсек крепится болтами к верхнему торцевому шпангоуту топливного отсека.

Топливный отсек представляет собой емкость, разделенную промежуточным днищем на две полости: верхнюю для окислителя и нижнюю для горючего. В качестве окислителя используется азотный тетраоксид в качестве горючего - несимметричный диметилгидразин (НДМГ) К нижнему торцевому шпангоуту топливного отсека при помощи стержневой рамы крепится жидкостный ракетный двигатель 15Д12 второй ступени. Управление второй ступенью по углам тангажа и рысканья осуществляется вдувом турбогаза в закритическую часть сопла двигателя. Для управления по крену служат две пары тангенцильно установленных управляющих сопла, также использующих турбогаз.

Разделение ступеней "горячее", т.е. срабатывание разрывных болтов происходит после запуска двигательной установки второй ступени. В оболочке переходного отсека имеются окна, обеспечивающие выход газов на начальной стадии процесса разделения. Соударение корпуса переходного отсека с двигателем второй ступени при разделении, исключено специально принятыми конструктивными мерами.

Переходной отсек с помощью болтов соединен с твердотопливным двигателем первой ступени. На переднем днище двигателя первой ступени расположен пороховой ракетный двигатель конечной ступени, запускаемый после выгорания топлива в двигателе первой ступени и заканчивающий свою работу после разрыва связей между ступенями ракеты. Сопло двигателя конечной ступени выходит в полость основного двигателя.

К нижнему торцевому шпангоуту двигателя первой ступени крепится хвостовой отсек, предохраняющий сопла двигателя и рулевой привод от воздействия потока воздуха и газовых струй. Исполнительными органами системы управления первой ступени являются четыре поворотных сопла твердотопливного двигателя. Вдоль корпусов обеих ступеней ракеты снаружи проложены и закреплена с помощью кронштейнов бортовая кабельная сеть, с противоположной стороны вдоль корпуса второй ступени проложены трубопроводы пневмогидравлической системы.

Крепление ракеты к опорным пятям контейнера производится с помощью восьми разрывных болтов, установленных на нижнем торцевом шпангоуте двигателя первой ступени. Радиальному перемещению ракеты и контейнера препятствуют четыре опорных кольца.

Старт ракеты производится из вертикально расположенного контейнера. Пусковой контейнер - термостатирован. Перед стартом осуществляется азимутальное прицеливание ракеты, которое заключается в совмещении оси Х гиростабилизированной платформы с плоскостью стрельбы. Грубое совмещение оси Х с плоскостью стрельбы (±10°) производится путем разворота стартового агрегата , в точное - поворотом гиростабилизированной платформы. Ввод полетного задания в СУ - дистанционный.

По команде "Пуск" начинаются операции, предшествующие старту ракете: проверка бортовых систем, переключение ракеты на бортовое питание и т.д. Примерно через 3мин, после команды "Пуск" подрывается удлиненный кумулятивный заряд крышки ТПК, запускается пороховой двигатель увода крышки и последняя отделяется от контейнера. После разделения блока разъемов контейнера и разрыва болтов крепления ракеты к ТПК запускается пороховой аккумулятор давления, расположенный в контейнере, и при достижении в подракетном объема давления 6х105Н/м2 ракета начинает движение. Форма порохового заряда аккумулятора давления выбрана таким образом, что указанное давление в подракетном объеме в процессе движения ракеты в контейнере поддерживается постоянным. В момент выхода из ТПК ракета достигает скорости 30м/с. На высоте 10-20м над срезом контейнера происходит запуск РДТТ первой ступени. Одновременно осуществляется отделение опорных колец и разделение блока разъемов ракеты. Двигатель первой ступени работает примерно 58с. При падении давления в камере до 5х105Н/м2 запускается пороховой двигатель конечной ступени, который, работает до полного выгорания топлива. Через 11с после запуска двигателя конечной ступени запускается двигатель второй ступени, при выходе которого на режим 90% номинальной тяги происходит разделение ступеней ракеты. В случае использования, "легкой" головной части на 56с работы двигателя второй ступени производится сброс головного обтекателя. При достижении требуемого сочетания параметров движения ракеты (скорости, координат и др.), обеспечивающего заданную дальность стрельбы, система управления подает команду на выключение двигателя. Одновременно производится отделение головной части.

Перед выходом ракеты из ТПК. в случае необходимости, мояет быть произведено аварийное прекращение пуска. Предусмотрена также возможность аварийного подрыва ракеты в полете.

На первой ступени ракета в качестве органов управления используются четыре поворотных сопла твердотопливного двигателя. Поворот сопл осуществляется гидравлическими рулевыми машинами. Для выработки газа используется пороховой аккумулятор давления. Управление второй ступенью ракеты по углам тангажа и рыскания осуществляется посредством вдува газа в закритическую часть сопла ЖРД. Вторая ступень проектировалась и выпускалась в ампулизированном исполнении. Управление второй ступенью по углу крена осуществляется двумя парами тангенциально установленных управляющих сопл. Для работы управляющих сопл и вдува используется газ, отбираемый после турбины турбонасосного агрегата двигательной установки второй ступени (турбогаз). Подача газа на вдув и в управляющие сопла осуществляется газораспределителями, которые приводятся в действие электродвигателями.

Управление ракетой осуществляется посредством шести каналов управления:
канала стабилизации по углу крена;
канала боковой стабилизации;
канала управления нормальной скоростью;
канала управления продольной скоростью;
канала управления дальностью полета (канала управления выключением двигателя второй ступени и отделением головной части);
канала управления разделением ступеней.

Каждый из первых четырех каналов управления представляет собой замкнутую систему автоматического регулирования, работающую по принципу устранения рассогласования между текущим значением регулируемого параметра и его программным значением. Работа пятого и шестого каналов осуществляется по разомкнутой схеме, т.е. при выполнении необходимых условий подаются команды на разделение ступеней, выключение двигателя второй ступени и отделение головной частя.

В ракете реализовано так называемое "горячее" разделение ступеней, при котором отделение первой ступени происходит после запуска двигателя второй ступени. В конце работы двигателя первой ступени ракета набирает высоту около 27км. Производить разделение ступеней на столь малой высоте невыгодно, поскольку из-за больших аэродинамических сил, действующих на ракету, потребовались бы значительные усилия для разведения ступеней на безопасное расстояние. В связи с этим ступени разделяются после достижения ракетой высоты ~ 40 км. В период подъема до этой высоты управляемость ракета обеспечивается вспомогательным двигателем - пороховым ракетным двигателем конечной ступени тяги, который запускается после выгорания топлива в двигателе первой ступени.

Отделение головной части производится в конце активного участка траектории в период последействия тяги двигателя второй ступени. Сначала срабатывают три разрывных болта, при помощи которых головная часть крепится к приборному отсеку, а затем производится торможение ракетной части второй ступени за счет истечения газа наддува бака окислителя через два противосопла, расположенных на переднем днище бака. Противосопла сообщаются с атмосферой через два люка в корпусе приборного отсека. Вскрытие сопл происходит в результате срабатывания удлиненных детонирующих зарядов, приводимых в действие электродетонаторами. Крышки люков приборного отсека вышибаются заглушками, вылетающими из сопл. После вскрытия сопл срабатывает пироклапан, через который газ наддува истекает в направлении, перпендикулярном продольной оси ракеты. В результате этого вторая ступень, выполняющая также роль ложной цели, уводится с траектории головной части.

Новый специальный стрелково-гранатометный комплекс получил несколько странное название "Канарейка" (индекс — 6С1). Концепция комплекса осталась без изменений. Незначительным доработкам подвергся гранатомет. Главная из них — переход на метательные патроны, выполненные на базе гильзы штатного 5,45-мм автоматного патрона. Внешне гранатомет практически неотличим от прежней модификации.

Специальная модификация укороченного автомата АКС-74У — АКС-74УБ — оснащена узлами крепления гранатомета. С автоматом используется более современные модели приборов бесшумной стрельбы ПБС. Модификация ПБС-4 не имеет резиновой шайбы и наряду с патронами "УС" допускает стрельбу и обычными патронами.

Для уменьшения габаритов комплекса к автомату разработан укороченный магазин емкостью 20 патронов, который может использоваться наряду со штатными 30 и 45-патронными.

Максимальная прицельная дальность стрельбы из гранатомета комплекса "Тишина" — 300 м. Кумулятивная граната обеспечивает пробитие брони толщиной 10 мм и необходимое запреградное действие по цели. У "Канарейки" эти характеристики увеличены и составляют соответственно 400 м и 15 мм. Максимальная прицельная дальность стрельбы из 7,62-мм и 5,45-мм автоматов патронами УС — 400 метров.

Масса незаряженного гранатомета — 2 кг. Масса 7,62-мм автомата АКМСБ с ПБС-1 и 30-мм бесшумным гранатометом, без гранаты и патронов — ок. 6 кг. Масса 5,45-мм автомата АКС-74УБ с ПБС-4 и 30-мм бесшумным гранатометом БС-1, без гранаты и патронов — 5,43 кг, длина с откинутым прикладом — 900 мм.

Работы по созданию подвижного боевого железнодорожного ракетного комплекса (БЖРК) с межконтинентальными баллистическими ракетами (МБР) начались в середине 1970-х годов. Первоначально комплекс разрабатывался с ракетой РТ-23, оснащаемой моноблочной головной частью. После испытаний БЖРК с МБР РТ-23 был принят в опытную эксплуатацию.

Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 9 августа 1983 года была задана разработка ракетного комплекса с ракетой РТ-23УТТХ "Молодец" (15Ж61) в трех вариантах базирования: боевой железнодорожный, подвижный грунтовый "Целина-2" и шахтный. Головной разработчик - КБ "Южное" (генеральный конструктор В.Ф.Уткин). В ноябре 1982 года был разработан эскизный проект ракеты РТ-23УТТХ и БЖРК с усовершенствованными железнодорожными пусковыми установками (ЖДПУ). В частности, для стрельбы с любой точки маршрута, в том числе с электрифицированных железных дорог, БЖРК был оснащен высокоточной навигационной системой, а ЖДПУ - специальными устройствами закорачивания и отвода контактной сети (ЗОКС).

Комплекс принят на вооружение 28 ноября 1989 года.

В 1991 году НПО "Южное" предложило использовать ракету типа РТ-23УТТХ для запуска космических аппаратов на орбиту Земли с высоты 10 километров, после сброса ракеты на специальной парашютной системе с тяжелого транспортного самолета АН-124-100. Дальнейшего развития этот проект не получил. В настоящее время комплекс снят с вооружения.

На западе ракета РТ-23УТТХ (15Ж61) получила обозначение SS-24 "Sсаlреl" Моd 3 (РL-4).

Наименование по СНВ-1 - РС-22В, классификация по СНВ-1 - собранная МБР в пусковом контейнере (Класс А)
Состав:

В состав БЖРК входит железнодорожный состав стандартной для комплекса конфигурации:
три трехвагонных пусковых модуля с МБР РТ-23УТТХ;
командный модуль в составе 7 вагонов;
вагон-цистерна с запасами горюче-смазочных материалов;
два тепловоза ДМ-62.

В каждом из локомотивов несет дежурство отдельная локомотивная бригада. При подготовке офицерских локомотивных бригад БЖРК, для детального ознакомления с маршрутом, они периодически откомандировываются на гражданские составы МПС, следующие по тому же маршруту.

БЖРК выглядит как обычный состав из рефрижераторных и пассажирских вагонов. Пусковые модули имеют по восемь колесных пар. Остальные вагоны - вагоны обеспечения, имеют по четыре колесные пары.

Ракета РТ-23УТТХ (см.схему) имеет три ступени плюс ступень разведения боевых блоков. Первая, вторая и третья ступени имеют цельномотанный корпус типа "кокон" из композиционного материала. Первая ступень оснащена твердотопливным двигателем 15Д206 (заимствован с ракеты 15Ж44) с центральным неподвижным, частично утопленным соплом, работающем на смесевом топливе Т9-БК-8Э. Вторая и третья ступени также имеют твердотопливные двигательные установки, сопло - центральное неподвижное, раздвижное. Топливо второй ступени - "Старт", третьей - АП-65. Управление первой ступенью осуществляется вдувом горячих газов в закритическую часть сопла двигательной установки, второй - отклонением головной части и частично аэродинамическими рулями, установленными на носовом обтекателе.

Головная часть - разделяющегося типа индивидуального наведения с десятью боевыми блоками (ББ) мощностью 0.43Мт, размещенными в один ярус. Боевая ступень (БС) оснащалась многофункциональным жидкостным ракетным двигателем 15Д264 (РД-866), работающим на тетраоксиде диазота и несимметричном диметилгидразине (НДМГ+АТ). Многофункциональный без дожигания генераторного газа двигатель 15Д264 (РД-866) содержит однокамерный ЖРД большой тяги (ЖРД БТ), шестнадцать ЖРД малой тяги (ЖРД МТ), а также централизованный источник питания, состоящий из двух турбонасосных агрегатов с газогенераторами и двух питателей. РД-866 обеспечивает многократное включение и регулирование тяги ЖРД БТ и ЖРД МТ. Двигатель работает по комбинированной схеме (вытеснительная и насосная подачи компонентов топлива) и обеспечивает питание компонентами топлива потребителей в широком диапазоне изменения расходов и давлений. Максимальное суммарное время работы ЖРД БТ - 330с, ЖРД МТ - 1200с. Максимальное количество включений ЖРД БТ - 14, ЖРД МТ - 10000.

Двигатель РД-866 предназначен для выполнения следующих задач:
создания управляющих усилий по крену в полете боевой ступени;
создания (на участке разведения ) тяги и управляющих усилий, различных по величине и направлению, при многократных включениях ЖРД БТ и ЖРД МТ;
питания горючим гидроприводов качания камеры двигателя большой тяги на участке разведения.

Отделение боевой ступени (БС) происходило по классической "толкающей" схеме. После отделения ЖРД БТ выводил боевую ступень в заданную точку пространства, ЖРД МТ разворачивали БС платформой вперед и доворачивали ступень отделяющимся боевым блоком (ББ) вниз. После срабатывания пиропатронов крепления и отсоединения главного штепсельного разъёма происходило безимпульсное отделение ББ. После отделения боевого блока ЖРД МТ отводили БС в сторону и разворачивали ступень платформой назад для запуска ЖРД БТ, который выводил БС в точку отделения следующего ББ. Процедура повторялась для каждого боевого блока. Таким образом применялась сложная комбинированная модель разведения с использованием и тянущей и толкающей схем. Выбор точек разведения (предположительно) выполнялся не по жёсткой программе (с 1 по 10), а по вероятностной, чтобы противнику невозможно было бы просчитать схему разведения.

На ракете 15Ж61 сохранены отработанные на ракетах 15Ж44 и 15Ж52 схемные и конструктивные решения по управлению полетом II и III ступеней отклонением головного отсека, минометному разделению ступеней, отделению боевой ступени и разведению элементов боевого оснащения. Минометное разделение ступеней обеспечивается за счет наддува газом от порохового аккумулятора давления межступенного объема и поперечного деления переходного отсека удлиненным кумулятивным зарядом. Такая конструкция гарантирует безударное разделение ступеней и обеспечивает максимальную плотность компоновки межступенной части ракеты.

Ракета имеет оригинальный обтекатель головной части с изменяемой геометрией. Металическая гофрированная вставка под действием внутреннего давления, создаваемого специальным аккумулятором давления, в полёте распрямлялась, приобретая вид конуса вращения. Такое решение применено для уменьшения габаритной длины ракеты и ее размещения в вагоне.

Система управления - инерциальная с бортовой цифровой вычислительной машиной (БЦВМ) разработана НПО АП под руководством главного конструктора В.А.Лапыгина.

Особенностью системы управления является решение ряда новых задач:
восстановление информации в вычислителе после воздействия ядерного взрыва путем ее перезаписи в оперативное запоминающее устройство из хранителя информации на магнитном диске;
реализация принципов терминального наведения;
использование элементной базы повышенной стойкости к поражающим факторам ядерного взрыва (1 уровень);
сопряжение с системой боевого управления "Сигнал-А".

Прицеливание осуществляется с помощью наземного гирокомпаса и электронно-оптических средств передачи азимута в бортовую гиростабилизированную платформу.

Пусковая установка (см.схему) 15П761 разработана в КБ специального машиностроения (КБСМ) под руководством главного конструктора Уткина А.Ф. на базе четырехтележечного восьмиосного вагона грузоподъемностью 135 тонн. Транспортно-пусковой контейнер (ТПК) оснащен системой термостатирования и автоматикой пуска ракеты. Подъем ТПК в вертикальное положение осуществляется пневматическим приводом с помощью ПАД'а. Вагон - пусковая установка оборудован открывающейся крышей с гидравлическим приводом и устройством для отвода контактной сети. Даже уменьшение массы ракеты на 1.5 тонны по сравнению с шахтным вариантом не позволило уложиться в допустимую осевую нагрузку на путь. Для решения этой проблемы применены специальные "разгрузочные" устройства, перераспределяющие часть веса на соседние вагоны.

Пуск ракет может осуществляться с любой точки маршрута. Для этого состав останавливается, специальным устройством отводится в сторону контактная подвеска. Пусковой контейнер поднимается в вертикальное положение. После чего осуществляется минометный старт ракеты. Уже в воздухе ракета заклоняется с помощью порохового ускорителя и только после этого запускается маршевый двигатель. Заклонение ракеты позволило отвести струю маршевого двигателя от пускового комплекса и обеспечить его устойчивость.

Каждая из трех пусковых установок, входящих в БЖРК может осуществлять пуск как в составе поезда, так и автономно.

Гарантийный срок хранения ракеты 15 лет.

В силу необычности использованного патрона конструкция пистолета также довольно необычна. Пистолет использует схему автоматики со свободным затвором, при этом возвратная пружина затвора расположена внутри затвора над стволом, на направляющем стержне. Ствол пистолета состоит из двух частей - подвижного в продольной плоскости патронника и неподвижной нарезной части. Патронник имеет возможность откатываться назад примерно на 8 миллиметров и имеет свою возвратную пружину, расположенную под ним. В момент выстрела, когда пуля выходит из гильзы и начинает врезаться в нарезы передней части ствола, давление пороховых газов, запертых в гильзе между толкающим пулю поддоном и донцем гильзы, начинает толкать гильзу вместе с удерживающим ее патронником назад. Вместе с ними начинает двигаться и затвор. После отката патронника на восемь миллиметров он останавливается, упершись в рамку оружия, а затвор, двигаясь по инерции, извлекает стреляную гильзу и выбрасывает ее. В это время патронник под действием своей возвратной пружины возвращается в переднее положение. В конце отката затвор «подхватывает» специальным выступом на своей внутренней поверхности патронник, и благодаря его добавочной массе, а также силе возвратной пружины патронника происходит плавное безударное торможение затвора, дополнительно снижающее звук работы автоматики. Еще одним полезным свойством такой конструкции является то, что благодаря разгерметизации ствола за пулей в канале ствола за пулей не создается пониженного давления (пороховые газы гильзу не покидают). В противном случае создавшееся за пулей пониженное давление давало бы дополнительный шум (хлопок) врывающегося в ствол атмосферного воздуха в момент вылета пули.

Ударно-спусковой механизм пистолета ПСС двойного действия, отъемный коробчатый магазин вмещает шесть патронов. В конструкции предусмотрена затворная задержка, обеспечивающая удержание затвора в заднем положении после израсходования всех патронов.
Использование специальных патронов позволило добиться уникальных характеристик, но платой за них стали специальный, сложный в изготовлении и дорогой патрон, являющийся к тому же опасным сразу после применения и в течение какого-то времени после выстрела из-за высокого остаточного давления в гильзе (порядка 1 000 кг/см2).

Зенитный ракетный комплекс "Starstreak" предназначен для поражения широкого спектра средств воздушного нападения, включая сверхзвуковые самолеты и низколетящие ударные вертолеты до рубежа эффективного использования ими своего вооружения.

Комплекс "Starstreak" разработан в трех вариантах: переносного ЗРК (SL), носимо-возимого на основе легкой многозарядной пусковой установки (LML) и самоходного на бронированном шасси "Stormer" (SP). Последний вариант предназначен для обеспечения ПВО бронетанковых частей.

Головным разработчиком комплекса "Starstreak" является фирма "Thales Air Defence Ltd" (бывшая "Shorts Missile Systems"). Кроме нее в разработке и производстве комплекса участвуют: "GKN Defence" (бронированное шасси "Stormer"), "Avimo" (прицельно-оптическая система), "Racal Instruments" (контрольно-поверочная аппаратура), "Hunting Engineering" (пусковая установка), "BAe RO" (ракетный двигатель и взрыватель), "BAe Systems" (блок гироскопов и шина данных), "Marconi Avionics". В июле 2001года подписан контракт на разработку системы опознавания "свой-чужой" с французской фирмой "Thales Communications".

Официально зенитно-ракетный комплекс "Starstreak" принят на вооружение армии Великобритании 1 сентября 1997 года, модифицированная многозарядная пусковая установка - в 2000г. С 1998 года комплекс в варианте SP поставляется на экспорт. В 2003 голу фирма "Thales Air Defence Ltd" выиграла тендер на поставку ЗРК "Starstreak" для воруженных сил ЮАР на общую сумму свыше 20.6 млн. евро. Контракт осуществляется в рамках южноафриканской программы модернизации войск противовоздушной обороны наземного базирования.

Модификация ракеты "Starstreak" — ракета класса "воздух—воздух" "Helstreak". В сентябре 1988г. фирма "Shorts" заключила соглашение об оснащении ракетным вооружением ближнего боя вертолет АН-64 "Apache". Эта система под названием "Helstreak" состоит из одной или нескольких спаренных бортовых ракетных установок (весом по 50 кг каждая) и передатчика системы наведения. Ракета "Helstreak" адаптировалась и на другие вертолеты.

В 1991 г. был представлен вариант комплекса "Starstreak" для использования на морской многопусковой системе. Две установки по три ракеты на каждой могут обслуживаться с одного рабочего места.
Состав:

Все варианты комплекса используют единую ракету "Starstreak HVM" (High Velocity Missile) , которая находится в унифицированном транспортно-пусковом контейнере. Ракета оснащается двухступенчатым твердотопливным двигателем. Отличительной особенностью ракеты является оригинальная боевая часть, которая представляет из себя три стреловидных копья и систему их разведения. Каждое копье ( длина копья - 0.45м, диаметр - 0.02м) имеет свой контур управления и наведения по лазерному лучу, термобатарею, бронебойный сердечник и заряд взрывчатого вещества. После разведения копья выстраиваются в треугольный боевой порядок вокруг лазерного луча. За счет высокой скорости полета копье пробивает корпус цели, а затем взрывается внутри ее с нанесением максимального ущерба. На всей дальности полета копья обладают достаточной маневренностью для уничтожения целей, летящих с перегрузкой до 9g. Гарантийный срок боеспособности ракеты - 10лет.

Прицельный узел включает в себя легкосплавный герметичный оптический прицел со стабилизированной лазерной системой и монокулярный прицел, а также герметичный блок управления, размещенный в литой форме, которая содержит источник питания (с одной литиево-сульфидной батареей) и электронные блоки, необходимые для обработки данных и управления.

Блок управления имеет джойстик, пусковой механизм, общий включатель, включатель компенсации ветра и прибор учета уровня высоты. В ходе боя наводчик захватывает цель своим монокулярным прицелом и запитывает прицельный блок от источника питания. Прицельная метка находится в центре поля обзора наводчика, который удерживает выбранную цель в перекрестье прицела. Упреждение по азимуту и углу места гарантирует, что ракета уничтожит цель путем попадания, в том числе и в заднюю полусферу.

После окончания предпусковых операций захвата наводчик нажимает на спусковой механизм. От источника питания запускается стартовый ускоритель. Ракета вылетает из ТПК, стартовый двигатель при этом отключается. Ускоритель разгоняет ракету до высокой скорости, чтобы она имела достаточное вращение для создания центробежной силы, развертывающей стабилизаторы. Ускоритель отделяется от ракеты после ее вылета из ТПК на безопасном расстоянии от стрелка, менее чем через секунду полета включается основной двигатель и разгоняет ракету до скоростей, лежащих в диапазоне от МЗ до М4. После отключения основного двигателя по сигналу датчика скоростного напора автоматически отстреливаются три стреловидных копья. Стреловидные копья наводятся по лазерному лучу, формируемому прицельным узлом с помощью двух лазерных диодов, один из которых сканирует в горизонтальной, а другой — в вертикальной плоскостях.

После пуска оператор продолжает совмещать цель с прицельной меткой, используя для этого джойстик. По некоторым данным, введение дополнительного программного обеспечения позволяет удерживать углоизмерительный прибор на цели автоматически. После завершения стрельбы оператор вместо пустого ТПК присоединяет к прицельному узлу новый.

Самоходный вариант комплекса SP ( варианты размещения на шасси "Stormer", М113, "Piranha") имеет 8 пусковых контейнеров, расположенных двумя пакетами по четыре, и оснащается инфракрасной пассивной системой обнаружения и сопровождения целей ADAD ("Air Defence Alerting Device") фирмы "Thales Optronics" ( бывшая "Pilkington Optronics"). Дальность обнаружения цели типа "самолет" составляет около 18км, типа "вертолет" - 8км. Время от момента обнаружения цели до пуска ракет менее 5с. Возимый боекомплект - 12 ракет. Машина снабжена системами спутниковой связи и спутниковой навигации (см.фото).

Известен также вариант размещения комплекса "Starstreak" с уменьшенным (до четырех) числом пусковых контейнеров (см.фото) на шасси автомобиля повышенной проходимости (см.фото 1, фото 2).

Модифицированная легкая многозарядная пусковая установка LML (см.фото) состоит из трех стандартных комплексов "Starstreak", расположенных «светофорно» (вертикально). Переносной прицельный узел монтируется на поворотном устройстве, которое может быстро разворачиваться на 360 градусов. Пусковая установка может получать целеуказание от системы ADAD или внешней РЛС обнаружения, оснащается системой опознавания "свой-чужой" и инфракрасным прицелом "Starlite", обеспечивающим возможность круглосуточного применения комплекса. Вес треноги - 16кг, прицельного блока - 19.5кг, следящей системы - 9кг, инфракрасного прицела - 6кг. Пуск ракет может быть осуществлен за время менее 9с от момента обнаружения цели, все три ракеты могут быть выпущены за время менее 2 минут.

Комплекс может эксплуатироваться при температуре от -30° до +60° С.
Тактико-технические характеристики: Дальность поражения, км 0.3 - 6
Высота поражения , км 5
Максимальная скорость ракеты,М 3-4
Время полета на дальность 3км, с 3.5
Длина ракеты, мм 1369
Вес ракеты, кг 14