I slutningen af 1965 blev 9K76 Temp-S operationelt-taktisk kompleks med forlænget rækkevidde vedtaget af de strategiske missilstyrker. Snart besluttede landets ledelse at fortsætte udviklingen af eksisterende projekter for at skabe lovende missilsystemer. Baseret på udviklingen på Temp-S-projektet samt brug af nogle nye ideer blev det foreslået at oprette et lovende kompleks, der modtog betegnelsen "Uranus".
Efter at have afsluttet arbejdet med Temp-S-projektet stoppede den sovjetiske industri ikke arbejdet inden for operationeltaktiske missilsystemer. Undersøgelsen af nye ideer og løsninger blev udført, ligesom udsigterne for den videre udvikling af sådanne systemer blev undersøgt. I efteråret 1967 blev der dannet nogle nye ideer, der kunne bruges til at skabe lovende projekter. Den 17. oktober samme år udstedte USSR Ministerråd et dekret, hvorefter industrien skulle omsætte nye ideer til et færdigt projekt. Et lovende hærmissilsystem (operationelt-taktisk missilsystem i den moderne klassifikation) blev betegnet "Uranus". Senere blev det tildelt indekset 9K711.
Udviklingen af Uranus -projektet blev overdraget til Moscow Institute of Heat Engineering. Chefdesigneren var A. K. Kuznetsov. Det blev også foreslået at inddrage Votkinsk Maskinbygningsværks designbureau i designarbejdet, og OKB-221 på Barrikady-anlægget skulle forberede et projekt til en selvkørende affyringsrampe. Efter afslutningen af udviklingen af Uranus -komplekset kunne forskellige virksomheder være involveret i projektet, hvis opgave ville være at fremstille de nødvendige produkter. Men listen over producenter af ny teknologi, ifølge tilgængelige data, er ikke blevet fastlagt.
Model af selvkørende affyringsanlæg 9K711 "Uranus"
Projektet med 9K711 Uranus operationelt-taktiske missilsystem burde have været udviklet under hensyntagen til den usædvanlige tekniske opgave. Komplekset foreslog at omfatte en selvkørende løfteraket baseret på et specielt hjulchassis. Denne maskine skulle være i stand til at transportere og opsende et guidet missil. Også i kommissoriet var der punkter om løfteraket til lufttransport og muligheden for uafhængigt at overvinde vandhindringer ved at svømme.
Det blev foreslået at udvikle to versioner af ballistiske missiler på én gang, der adskiller sig fra hinanden i en række hovedtræk og egenskaber. Et af disse produkter, betegnet "Uranus", skulle være et fast drivende missil, der blev affyret ved hjælp af en transport- og affyringscontainer. Raketten "Uran-P" (i nogle kilder kaldet "Uran-II") skulle til gengæld have en flydende motor og havde ikke brug for en affyringscontainer, i stedet for hvilken en affyringsrampe var påkrævet. Udviklingen af Uran flydende drivraket blev udført af Moscow Institute of Thermal Engineering uafhængigt, og Uran-P-projektet var planlagt til at blive skabt sammen med designerne af Votkinsk Maskinbygningsanlæg.
I første omgang skulle missilerne i det lovende kompleks bygges efter en to-trins-ordning. I 1970 blev kommissoriet revideret. Nu var det nødvendigt at udvikle to muligheder for et-trins guidede missiler. Sådanne forbedringer havde en betydelig indvirkning på projektet, men en række færdige ideer og løsninger måtte flytte fra den originale version af projektet til det nye.
Ifølge rapporter, specielt til missilkomplekset Uran, udviklede designerne af Barrikady-anlægget en ny version af en selvkørende affyringsrampe. Designet af en sådan maskine startede i 1968. På et af de eksisterende (eller potentielle) specielle chassis med de krævede egenskaber blev det foreslået at montere et sæt af alle de nødvendige enheder, fra transportmidler og affyring af raketten til kontroludstyret. Tilsyneladende burde køretøjer designet til at bruge missiler af to typer have haft nogle forskelle. Der er imidlertid ingen oplysninger om de tekniske egenskaber ved Uranus missilaffyringsrampe. I tilfælde af et produkt, der bruger en flydende motor, kendes fotografier af layoutet til affyringsrampen, så du kan se dets design.
Det blev foreslået at bruge et chassis med et 8x8 hjularrangement, som har nogle ligheder med eksisterende produkter. Navnlig ligner arkitekturen af chassiset på modellen til affyringsrampen designet af chassiset i et specielt køretøj ZIL-135, kendetegnet ved et reduceret mellemrum mellem de centrale aksler og øgede afstande mellem andre broer. Foran chassiset skulle en relativt stor kabine med arbejdspladser til alle besætningsmedlemmer passe. Bag førerhuset var der plads til motoren og nogle transmissioner. Hele den centrale og agterste del af skroget blev givet over for at rumme raketten og tilhørende enheder.
For at sikre den nødvendige mobilitet på forskellige landskaber blev et fire-akslet firehjulstræk chassis med hjul med stor diameter foreslået. Desuden blev det i den centrale del af maskinens akter foreslået at placere en vandstråle eller en propel til bevægelse gennem vandet. På grund af det forseglede design af skroget og hjælpefremdrivningsenheden kunne den selvkørende løfteraket flyde med en temmelig høj hastighed.
Raketten skulle passe ind i skrogets centrale rum. For at bringe produktet ud af skroget blev det foreslået at bruge et stort ovenlysvindue. I transportpositionen, ifølge tilgængelige data, skulle den lukkes med et forteltgardin, flyttes fremad ved hjælp af viklingsmekanismen. Åbningen i den bageste del af skroget blev lukket af et svingende dæksel. Inden raketten løftes, skulle dækslet og gardinet åbne adgangen til indersiden af bilens lastrum.
For at arbejde med Uran-P-raketten blev det foreslået at udstyre den selvkørende affyringsrampe med en svingende affyringsrampe. I transportpositionen skulle den placeres lodret og trækkes tilbage med raketten inde i lastrummet. Ved installation af komplekset på affyringsrampen skulle hydrauliske eller andre drev bringe bordet med raketten ud og stille dem i en opretstående position. Et besynderligt træk ved en sådan affyringsrampe var fraværet af en "traditionel" bom eller rampe til at løfte raketten. Hele vægten af raketten under løftning skulle overføres til affyringsringens understøtningsring. Desuden gjorde affyringsrampernes design det muligt at indlæse raketten uden at bruge en separat kran.
I 9K711 -projektet blev der foreslået separat transport af raketten og dens sprænghoved. Til transport af sidstnævnte, i fronten af lastrummet, blev der leveret særlige fastgørelseselementer med støddæmpere, termostatsystemer osv. Under forberedelsen af komplekset til affyring måtte besætningen lægge produkterne til kaj, hvorefter raketten kunne stige til en lodret position. Den faste drivraket i TPK behøvede tilsyneladende ikke sådanne midler og kunne transporteres samlet.
I tilfælde af en fast drivende raket skulle det selvkørende køretøj modtage et sæt udstyr, der var nødvendigt for at holde transport- og affyringscontaineren i den krævede position og stige, før der blev affyret. Følgelig var en anden konstruktion af fastgørelseselementer og en affyringsanordning påkrævet under hensyntagen til særegenhederne i beholderens struktur.
Launcherens forreste cockpit skulle rumme arbejdspladserne for besætningen på fire, samt et sæt af det nødvendige kontroludstyr. Forudsat placering af en kontrolpost med en førers arbejdsplads samt kommandantens arbejdspladser og to operatører med de nødvendige konsoller, der er nødvendige for at styre maskinens forskellige udstyr.
Den samlede længde af den selvkørende affyringsrampe skulle nå 12, 75 m. Bredde - 2, 7 m, højde i transportposition - ca. 2,5 m. Køretøjets kampvægt er ukendt. Baseret på kravene til overførsel af militære transportfly og egenskaberne ved flyet i slutningen af tresserne, kan nogle antagelser gøres.
Uranus ballistiske missilprojekt involverede oprettelsen af et produkt udstyret med en fast drivmotor. Indtil 1970 blev der udviklet en to-trins raket, hvorefter det blev besluttet at bruge en et-trins arkitektur. Efter en sådan revision måtte raketten få forskellige egenskaber og ændre dens udseende. Så en en-trins version af en fast drivende raket skulle have et cylindrisk legeme med stor forlængelse med en konisk næsekåbe. Aerodynamiske stabilisatorer eller ror kunne også bruges.
Model af fremdriftssystemet til Uranus -raketten
Det blev foreslået at transportere og opsende en fast drivraket ved hjælp af en transport- og affyringscontainer. Dette produkt skulle være en cylindrisk enhed med endehætter og et sæt interne enheder til at holde raketten i den nødvendige position. Designet af TPK gav vinduer designet til at fjerne nogle af gasserne under lanceringen.
Ifølge rapporter skulle produktet "Uranus" modtage en fastbrændstofmotor med en kontrolleret dyse. Desuden blev der på forskellige stadier af designet overvejet muligheden for at bruge gasroer. Det vides, at designet af en motor med de krævede egenskaber blev udviklet på Moscow Institute of Heat Engineering. Fast brændstof til et sådant kraftværk blev skabt af NII-125-specialister.
Et autonomt inertialt kontrolsystem skulle placeres i rakettens instrumentrum. Ved hjælp af et sæt gyroskoper skulle dette udstyr spore raketens bevægelse og udvikle korrektioner for betjeningen af styremaskinerne. I den endelige version af projektet blev det foreslået at udstyre raketten kun med en kontrolleret dyse på hovedmotoren uden brug af ror af et andet design.
Projektet "Uranus" i 1969 -versionen foreslog konstruktion af en raket med en længde på 2, 8 m og en diameter på 880 mm. Produktets lanceringsvægt var 4, 27 tons. Den anslåede flyvning nåede 355 km. Den cirkulære sandsynlige afvigelse er ikke mere end 800 m.
Et alternativ til den faste drivraket var flydende drivmiddel Uran-P. Som i tilfælde af fast brændsel var det oprindeligt nødvendigt at oprette et to-trins produkt, men senere blev denne idé opgivet. Tilsyneladende, i den nye version, skulle begge projekter have et lignende layout, der var forskellig i den anvendte motortype. Den største forskel i designet af de to missiler var forbundet med kraftværket.
De centrale og hale sektioner af Uran-P-raketten blev tildelt til at rumme brændstof- og oxidationstankene samt motoren. Det blev foreslået at udstyre motoren med en svingende dyse med drev til trykvektorstyring, der bruges af kontrolsystemer. Derudover blev det til kontrol foreslået at bruge en ekstra dyse på turbopumpeenhedens udstødningsrør. Ifølge nogle rapporter blev muligheden for langtidsopbevaring af raketten overvejet i en tanket tilstand overvejet. Sådanne opbevaringsperioder kan være op til 10 år.
Uran-P-produktets kontrolsystem skulle bruge de samme principper som Uranus-udstyret. Der blev foreslået et autonomt kontrolsystem baseret på inertial navigation. En lignende teknik var allerede blevet udarbejdet og havde de nødvendige egenskaber, som gjorde det muligt at bruge den i et nyt projekt.
Den flydende drivraket adskilte sig i lidt mindre dimensioner og nogle andre designfunktioner samt en række egenskaber. I projektet fra 1969 skulle Uran-P-raketten have en længde på 8,3 m med en diameter på 880 mm. Lanceringsvægten er 4 tons. På grund af den lavere affyringsvægt og den kraftigere motor skulle den flydende drivraket levere sprænghovedet til en rækkevidde på op til 430 km. Parametrene for KVO var ifølge beregningerne af projektforfatterne på niveau med Uranus -raketten.
Flere varianter af sprænghoveder beregnet til brug på Uran og Uran-P missiler blev udarbejdet. Så man overvejede muligheden for at skabe atomsprænghoveder med en vægt på 425 og 700 kg, 700 kg højeksplosiv fragmentering samt brændende og guidede sprænghoveder. Ud over sprænghovedet af den krævede type kunne missilerne bære midler til at bryde igennem fjendens forsvar. Først og fremmest blev det foreslået at anvende aktive kilder til jamming til fjendtlige radarsystemer, som kunne bruges både uafhængigt og i kombination med passiv jamming, lokkefugle osv.
I 1969 afsluttede Moscow Institute of Heat Engineering og Design Bureau of the Votkinsk Machine-Building Plant udviklingen af et udkast til version af 9K711 Uran-projektet. Snart blev projektet forsvaret, hvorefter industrien kunne fortsætte udviklingen af missilsystemet samt begynde forberedelserne til konstruktion af eksperimentelt udstyr. Efter at have forsvaret udkastet til design blev det besluttet at opgive rakettens to-trins arkitektur, ændre og forenkle deres design. Nye versioner af Uran og Uran-P missiler er blevet udviklet siden 1970.
Designet af et nyt operationelt-taktisk missilsystem fortsatte indtil 1972. På dette tidspunkt stødte arbejdet på nogle vanskeligheder, primært relateret til arbejdsbyrden for designorganisationer. Hovedudvikleren af Uranus-projektet var på det tidspunkt engageret i oprettelsen af et mobilt strategisk missilsystem 15P642 Temp-2S, hvorfor andre lovende udviklinger ikke fik behørig opmærksomhed. Som følge heraf fik forsvarsministeren S. A. Zverev, da han så den eksisterende situation, foreslog at opgive yderligere arbejde med Uranus -projektet.
I marts 1973 blev ministerens forslag nedfældet i den relevante beslutning fra Ministerrådet. Moskva Institute of Thermal Engineering måtte nu fokusere på et nyt projekt af komplekset med det interkontinentale ballistiske missil Temp-2S. Projekt 9K711 "Uranus" skulle have været lukket. Samtidig burde udviklingen herom ikke have været spildt. Den tilgængelige dokumentation om dette emne blev beordret til at blive overført til Kolomna Machine-Building Design Bureau.
Kompleks 9K714 "Oka", skabt på baggrund af udviklingen på "Uranus"
På det tidspunkt, hvor Ministerrådets dekret fremkom, var Uranus -projektet stadig i de tidlige udviklingsstadier. På dette stadium af arbejdet kunne projektets skabere ikke begynde at teste individuelle komponenter, endsige bygge og teste fuldgyldige produkter. Som et resultat forblev projektet i form af en stor mængde tegninger og andre designdokumenter. Derudover blev der foretaget en række mock-ups af udstyr, hvoraf et ifølge tilgængelige data i øjeblikket opbevares i museet på Kapustin Yar-teststedet.
Siden slutningen af 1972 har specialister fra Moscow Institute of Heat Engineering sammen med kolleger fra andre organisationer testet Temp-2S-komplekset. Afslutningen af arbejdet med "Uranus" gjorde det muligt endelig at frigøre de kræfter, der er nødvendige for at finjustere og implementere produktionen af et nyt kompleks til de strategiske missilstyrker. I slutningen af 1975 færdiggjorde MIT, Votkinsk maskinbygningsanlæg og Barrikady-virksomheden alt det nødvendige arbejde, hvorefter 15P645 Temp-2S-komplekset blev taget i brug.
Dokumentationen om Uranus-projektet blev overført til Mechanical Engineering Design Bureau, som på det tidspunkt var aktivt involveret i emnet operationeltaktiske missilsystemer. Designerne af denne organisation studerede de modtagne dokumenter og blev takket være dette bekendt med nogle af deres kollegers udvikling. Nogle ideer og løsninger fra Moskva Institute of Heat Engineering og Design Bureau of the Votkinsk Machine-Building Plant fandt snart anvendelse i nye projekter inden for raketteknologi. Især er der en opfattelse af, at nogle af ideerne fra Uranus-projektet allerede blev brugt i 1973 til at skabe 9K714 Oka operationelt-taktisk kompleks.
Det skal bemærkes, at versionen af kontinuiteten i de to projekter endnu ikke har modtaget acceptabel bekræftelse, men nogle funktioner i Uran- og Oka-systemerne samt designet af selvkørende affyringsramper viser tydeligt, at visse udviklinger i MIT specialister er ikke forsvundet og har fundet anvendelse i nye udviklinger. Derudover blev de bragt til serieproduktion og operation i hæren, omend som en del af et andet missilsystem.
Projektet med hærens missilsystem / operationelt-taktisk missilsystem 9K711 "Uranus" er blevet udviklet i flere år, men forlod aldrig scenen af designarbejde. Som en del af dette projekt blev det foreslået at udvikle to missilmuligheder på én gang med de nødvendige egenskaber samt en ny selvkørende affyringsrampe med en række usædvanlige funktioner. På trods af alle de positive egenskaber stod Uranus -projektet dog over for nogle problemer. Samtidig med "Uran" designede Moscow Institute of Thermal Engineering andre missilsystemer, der var af større interesse for kunden. Som et resultat førte indlæsning af organisationen til, at Temp-2S-projektet blev udviklet, og Uranus blev lukket på grund af mangel på muligheder. Ikke desto mindre bidrog de originale ideer og løsninger stadig til den videre udvikling af indenlandsk raketteknologi, men allerede inden for rammerne af nye projekter.
