Pod sam koniec 1965 r. kompleks operacyjno-taktyczny o zwiększonym zasięgu 9K76 Temp-S został przyjęty przez strategiczne siły rakietowe. Wkrótce przywódcy kraju postanowili kontynuować rozwój istniejących projektów w celu stworzenia obiecujących systemów rakietowych. W oparciu o rozwój projektu Temp-S, a także wykorzystując kilka nowych pomysłów, zaproponowano stworzenie obiecującego kompleksu, który otrzymał oznaczenie „Uran”.
Po zakończeniu prac nad projektem Temp-S przemysł radziecki nie zaprzestał prac w zakresie systemów rakiet operacyjno-taktycznych. Przeprowadzono badanie nowych pomysłów i rozwiązań, a także badano perspektywy dalszego rozwoju takich systemów. Jesienią 1967 r. powstały nowe pomysły, które można wykorzystać do tworzenia obiecujących projektów. 17 października tego samego roku Rada Ministrów ZSRR wydała dekret, zgodnie z którym przemysł musiał przełożyć nowe pomysły na gotowy projekt. Obiecujący wojskowy system rakietowy (system rakiet operacyjno-taktycznych we współczesnej klasyfikacji) został oznaczony „Uran”. Później przypisano mu indeks 9K711.
Opracowanie projektu Urana powierzono Moskiewskiemu Instytutowi Inżynierii Cieplnej. Głównym projektantem był A. K. Kuzniecow. Zaproponowano również zaangażowanie biura projektowego Wotkińskiego Zakładu Budowy Maszyn w prace projektowe, a OKB-221 zakładu Barrikady miało przygotować projekt wyrzutni samobieżnej. Po zakończeniu rozbudowy kompleksu Urana, w projekt mogłyby zostać zaangażowane różne przedsiębiorstwa, których zadaniem byłoby wytwarzanie wymaganych produktów. Lista producentów nowej technologii według dostępnych danych nie została jednak ustalona.
Model kompleksu wyrzutni samobieżnych 9K711 "Uran"
Projekt operacyjno-taktycznego systemu rakietowego 9K711 Uranus powinien był zostać opracowany z uwzględnieniem nietypowego zadania technicznego. Kompleks zaproponował włączenie wyrzutni samobieżnej opartej na specjalnym podwoziu kołowym. Maszyna ta miała być w stanie przetransportować i wystrzelić jeden pocisk kierowany. Również w zakresie zadań pojawiły się punkty dotyczące transportowalności powietrznej wyrzutni i możliwości samodzielnego pokonywania przeszkód wodnych przez pływanie.
Zaproponowano opracowanie dwóch wersji rakiet balistycznych jednocześnie, różniących się między sobą szeregiem głównych cech i cech. Jeden z tych produktów, oznaczony „Uran”, miał być kierowanym pociskiem rakietowym na paliwo stałe, wystrzeliwanym za pomocą kontenera transportowo-wyrzutniowego. Z kolei rakieta „Uran-P” (w niektórych źródłach określana jako „Uran-II”) musiała mieć płynny silnik i nie potrzebowała pojemnika startowego, zamiast którego wymagana była wyrzutnia. Rozwój rakiety Uran na paliwo ciekłe został przeprowadzony niezależnie przez Moskiewski Instytut Inżynierii Cieplnej, a projekt Uran-P miał zostać stworzony wspólnie z projektantami Wotkińskiego Zakładu Budowy Maszyn.
Początkowo pociski obiecującego kompleksu miały być budowane według schematu dwustopniowego. W 1970 r. zmieniono zakres uprawnień. Teraz konieczne było opracowanie dwóch opcji jednostopniowych pocisków kierowanych. Takie usprawnienia miały znaczący wpływ na projekt, ale szereg gotowych pomysłów i rozwiązań musiało przejść z pierwotnej wersji projektu do nowej.
Według doniesień, specjalnie dla kompleksu rakietowego Uran, projektanci fabryki Barrikady opracowywali nową wersję wyrzutni samobieżnej. Projektowanie takiej maszyny rozpoczęto w 1968 roku. Na jednym z istniejących (lub przyszłych) specjalnych podwozi o wymaganych właściwościach zaproponowano zamontowanie zestawu wszystkich niezbędnych jednostek, od środków transportu i wystrzeliwania rakiety po urządzenia sterujące. Najwyraźniej pojazdy przeznaczone do używania pocisków dwóch typów powinny mieć pewne różnice. Brakuje jednak informacji o cechach technicznych wyrzutni rakiet Uranus. W przypadku produktu wykorzystującego silnik cieczowy znane są zdjęcia układu wyrzutni, pozwalające na obejrzenie jego konstrukcji.
Zaproponowano użycie podwozia z układem kół 8x8, który ma pewne podobieństwa z istniejącymi produktami. W szczególności architektura podwozia modelu wyrzutni przypomina konstrukcję podwozia pojazdu specjalnego ził-135, charakteryzującego się zmniejszoną szczeliną między osiami środkowymi i zwiększonymi odległościami między innymi mostami. Przed podwoziem miała zmieścić się stosunkowo duża kabina z miejscami pracy dla wszystkich członków załogi. Za kabiną znalazło się miejsce na silnik i niektóre jednostki napędowe. Całą środkową i rufową część kadłuba przeznaczono na pomieszczenie rakiety i powiązanych jednostek.
Aby zapewnić wymaganą mobilność w różnych krajobrazach, zaproponowano czteroosiowe podwozie z napędem na wszystkie koła z kołami o dużej średnicy. Dodatkowo w centralnej części rufy maszyny zaproponowano umieszczenie strumienia wody lub śmigła do poruszania się po wodzie. Dzięki szczelnej konstrukcji kadłuba i pomocniczej jednostki napędowej wyrzutnia samobieżna mogła unosić się z dość dużą prędkością.
Rakieta miała zmieścić się w środkowym przedziale kadłuba. Aby wydobyć produkt z kadłuba, zaproponowano zastosowanie dużego świetlika. W pozycji transportowej, zgodnie z dostępnymi danymi, należało ją zamknąć za pomocą markizy-zasłony, przesuwanej do przodu za pomocą mechanizmu zwijającego. Otwór w rufowej części kadłuba zamykała wahliwa pokrywa. Przed podniesieniem rakiety osłona i kurtyna miały otwierać dostęp do wnętrza przedziału ładunkowego pojazdu.
Do współpracy z rakietą Uran-P zaproponowano wyposażenie wyrzutni samobieżnej w wahadłową wyrzutnię. W pozycji transportowej musiał być umieszczony pionowo i schowany wraz z rakietą wewnątrz przedziału ładunkowego. Podczas rozmieszczania kompleksu na wyrzutni napędy hydrauliczne lub inne miały doprowadzić stół z rakietą i ustawić je w pozycji pionowej. Ciekawą cechą takiej wyrzutni był brak „tradycyjnego” wysięgnika lub rampy do podnoszenia rakiety. Cały ciężar rakiety podczas podnoszenia miał zostać przeniesiony na pierścień nośny wyrzutni. Ponadto konstrukcja wyrzutni umożliwiła załadowanie rakiety bez użycia osobnego dźwigu.
W projekcie 9K711 zaproponowano oddzielny transport rakiety i jej głowicy bojowej. Do transportu tych ostatnich w przedniej części przedziału ładunkowego przewidziano specjalne elementy mocujące z amortyzatorami, systemami termostatowania itp. Podczas przygotowywania kompleksu do wystrzelenia załoga musiała zadokować produkty, po czym rakieta mogła wznieść się do pozycji pionowej. Rakieta na paliwo stałe w TPK najwyraźniej nie potrzebowała takich środków i mogła być transportowana zmontowana.
W przypadku rakiety na paliwo stałe pojazd samobieżny miał otrzymać zestaw wyposażenia niezbędnego do utrzymania pojemnika transportowego i startowego w wymaganej pozycji i wzniesienia się przed odpaleniem. W związku z tym wymagana była inna konstrukcja elementów złącznych i urządzenia uruchamiającego, biorąc pod uwagę specyfikę konstrukcji kontenera.
Przedni kokpit wyrzutni miał pomieścić miejsca pracy czteroosobowej załogi, a także zestaw niezbędnego sprzętu sterującego. Przewidziano umieszczenie stanowiska sterowania z miejscem pracy kierowcy, a także stanowiska dowódcy i dwóch operatorów z niezbędnymi konsolami niezbędnymi do sterowania różnym wyposażeniem maszyny.
Całkowita długość wyrzutni samobieżnej miała osiągnąć 12,75 m. Szerokość – 2,7 m, wysokość w pozycji transportowej – ok. 2,5 m. Masa bojowa pojazdu nie jest znana. Na podstawie wymagań dotyczących przekazania wojskowych samolotów transportowych oraz charakterystyki samolotu końca lat sześćdziesiątych można poczynić pewne założenia.
Projekt rakiety balistycznej Uranus polegał na stworzeniu produktu wyposażonego w silnik na paliwo stałe. Do 1970 roku opracowano rakietę dwustopniową, po czym zdecydowano się na architekturę jednostopniową. Po takiej rewizji rakieta musiała uzyskać inne cechy i zmienić swój wygląd. Tak więc jednostopniowa wersja rakiety na paliwo stałe miała mieć cylindryczny korpus o dużym wydłużeniu ze stożkową owiewką nosową. Można również zastosować stabilizatory aerodynamiczne lub stery kierunku.
Model układu napędowego rakiety Uran
Zaproponowano transport i wystrzelenie rakiety na paliwo stałe za pomocą kontenera transportowo-wyrzutniowego. Ten produkt miał być cylindryczną jednostką z zaślepkami i zestawem wewnętrznych urządzeń do utrzymania rakiety w wymaganej pozycji. Konstrukcja TPK przewidywała okna przeznaczone do usuwania części gazów podczas startu.
Według doniesień produkt „Uran” miał otrzymać silnik na paliwo stałe z kontrolowaną dyszą. Ponadto na różnych etapach projektowania rozważano możliwość zastosowania sterów gazowych. Wiadomo, że projekt silnika o wymaganych właściwościach został opracowany w Moskiewskim Instytucie Inżynierii Cieplnej. Paliwo stałe do takiej elektrowni zostało stworzone przez specjalistów NII-125.
Autonomiczny system sterowania bezwładnościowego miał znajdować się w przedziale przyrządów rakiety. Za pomocą zestawu żyroskopów sprzęt ten miał śledzić ruch rakiety i opracowywać poprawki do działania maszyn sterowych. W ostatecznej wersji projektu zaproponowano wyposażenie rakiety tylko w sterowaną dyszę silnika głównego, bez użycia sterów o innej konstrukcji.
Projekt „Uran” w wersji z 1969 r. przewidywał budowę rakiety o długości 2,8 mi średnicy 880 mm. Masa startowa produktu wynosiła 4,27 t. Szacowany zasięg lotu osiągnął 355 km. Prawdopodobne odchylenie kołowe nie przekracza 800 m.
Alternatywą dla rakiety na paliwo stałe był Uran-P na paliwo ciekłe. Podobnie jak w przypadku paliwa stałego, początkowo wymagane było stworzenie produktu dwuetapowego, później jednak zrezygnowano z tego pomysłu. Podobno w nowej wersji oba projekty miały mieć podobny układ, różniący się rodzajem zastosowanego silnika. Główna różnica w konstrukcji obu pocisków była związana z elektrownią.
Centralna i tylna część rakiety Uran-P zostały przeznaczone do pomieszczenia zbiorników paliwa i utleniacza, a także silnika. Zaproponowano wyposażenie silnika w wahliwą dyszę z napędami do sterowania wektorem ciągu wykorzystywanym przez układy sterowania. Ponadto do sterowania zaproponowano zastosowanie dodatkowej dyszy na rurze wydechowej zespołu pompy turbo. Według niektórych doniesień przewidywano możliwość długoterminowego przechowywania rakiety w stanie zatankowanym. Takie okresy przechowywania mogą wynosić do 10 lat.
System sterowania produktem Uran-P miał wykorzystywać te same zasady, co sprzęt Urana. Zaproponowano autonomiczny system sterowania oparty na nawigacji inercyjnej. Podobna technika została już opracowana i posiadała wymagane właściwości, które umożliwiły jej zastosowanie w nowym projekcie.
Rakieta na paliwo ciekłe różniła się nieco mniejszymi wymiarami i kilkoma innymi cechami konstrukcyjnymi, a także szeregiem cech. W projekcie z 1969 r. rakieta Uran-P miała mieć długość 8,3 m i średnicę 880 mm. Masa startowa to 4 t. Ze względu na mniejszą masę startową i mocniejszy silnik rakieta na paliwo płynne miała wystrzelić głowicę na zasięg do 430 km. Parametry KVO, według obliczeń autorów projektu, były na poziomie rakiety Uranus.
Opracowywano kilka wariantów głowic przeznaczonych do pocisków Uran i Uran-P. Rozważano więc możliwość stworzenia głowic nuklearnych o masie 425 i 700 kg, 700-kilogramowego odłamku wybuchowego, a także głowic zapalających i kierowanych. Oprócz głowicy bojowej wymaganego typu pociski mogły przenosić środki do przebijania się przez obronę wroga. Przede wszystkim proponowano wykorzystanie aktywnych źródeł zagłuszania dla systemów radarowych wroga, które mogłyby być używane zarówno samodzielnie, jak i w połączeniu z zagłuszaniem pasywnym, wabikami itp.
W 1969 r. Moskiewski Instytut Techniki Cieplnej i Biuro Projektowe Wotkińskiego Zakładu Budowy Maszyn zakończyły opracowywanie wstępnej wersji projektu 9K711 Uranium. Wkrótce projekt został obroniony, po czym przemysł mógł kontynuować rozwój systemu rakietowego, a także rozpocząć przygotowania do budowy sprzętu doświadczalnego. Po obronie projektu postanowiono zrezygnować z dwustopniowej architektury pocisków, zmieniając i upraszczając ich konstrukcję. Nowe wersje pocisków Uran i Uran-P są opracowywane od 1970 roku.
Projekt nowego systemu rakiet operacyjno-taktycznych trwał do 1972 roku. W tym czasie prace napotkały pewne trudności, związane przede wszystkim z obciążeniem pracą organizacji projektowych. Główny twórca projektu Uranus w tym czasie był zaangażowany w stworzenie mobilnego strategicznego systemu rakietowego 15P642 Temp-2S, dlatego inne obiecujące rozwiązania nie otrzymały należytej uwagi. W rezultacie Minister Przemysłu Obronnego S. A. Zverev, widząc zaistniałą sytuację, zaproponował rezygnację z dalszych prac nad projektem Uranus.
W marcu 1973 r. propozycja ministra została zapisana w odpowiedniej uchwale Rady Ministrów. Moskiewski Instytut Techniki Cieplnej musiał teraz skoncentrować się na nowym projekcie kompleksu z międzykontynentalnym pociskiem balistycznym Temp-2S. Projekt 9K711 „Uran” powinien zostać zamknięty. Jednocześnie rozwój na nim nie powinien był zmarnować. Dostępną dokumentację na ten temat zlecono przekazanie do Biura Konstrukcyjnego Budowy Maszyn Kołomna.
Kompleks 9K714 „Oka”, stworzony na podstawie rozwoju „Uran”
W momencie ukazania się dekretu Rady Ministrów projekt Uranus był jeszcze w początkowej fazie rozwoju. Na tym etapie prac twórcy projektu nie mogli przystąpić do testowania poszczególnych komponentów, nie mówiąc już o budowaniu i testowaniu pełnoprawnych produktów. W rezultacie projekt pozostał w postaci dużej ilości rysunków i innych dokumentów projektowych. Ponadto wykonano szereg makiet sprzętu, z których jedna według dostępnych danych znajduje się obecnie w muzeum poligonu badawczego Kapustin Yar.
Od końca 1972 roku specjaliści z Moskiewskiego Instytutu Techniki Cieplnej wraz z kolegami z innych organizacji testują kompleks Temp-2S. Zakończenie prac nad „Uranem” umożliwiło wreszcie uwolnienie sił niezbędnych do dostrojenia i uruchomienia produkcji nowego kompleksu dla Strategicznych Sił Rakietowych. Do końca 1975 roku MIT, Wotkiński Zakład Budowy Maszyn i przedsiębiorstwo Barrikady wykonały wszystkie niezbędne prace, po których oddano do użytku kompleks 15P645 Temp-2S.
Dokumentacja projektu Urana została przekazana do Biura Konstrukcyjnego Inżynierii Mechanicznej, które w tym czasie aktywnie zajmowało się tematem systemów rakiet operacyjno-taktycznych. Projektanci tej organizacji przestudiowali otrzymane dokumenty i dzięki temu zapoznali się z niektórymi osiągnięciami swoich kolegów. Niektóre pomysły i rozwiązania Moskiewskiego Instytutu Techniki Cieplnej i Biura Projektowego Wotkińskiego Zakładu Budowy Maszyn wkrótce znalazły zastosowanie w nowych projektach technologii rakietowej. W szczególności istnieje opinia, że niektóre pomysły z projektu Uranus zostały już wykorzystane w 1973 roku do stworzenia kompleksu operacyjno-taktycznego 9K714 Oka.
Należy zauważyć, że wersja ciągłości obu projektów nie uzyskała jeszcze akceptowalnego potwierdzenia, jednak niektóre cechy systemów Uran i Oka, a także konstrukcja wyrzutni samobieżnych, wyraźnie wskazują, że niektóre osiągnięcia MIT specjaliści nie zniknęli i znaleźli zastosowanie w nowych rozwiązaniach. Ponadto zostały wprowadzone do seryjnej produkcji i eksploatacji w wojsku, choć w ramach innego systemu rakietowego.
Projekt wojskowego systemu rakietowego / operacyjno-taktycznego systemu rakietowego 9K711 „Uran” był opracowywany przez kilka lat, ale nigdy nie opuścił etapu prac projektowych. W ramach tego projektu zaproponowano opracowanie dwóch opcji pocisków jednocześnie o wymaganych właściwościach, a także nowej wyrzutni samobieżnej o wielu nietypowych cechach. Niemniej jednak, pomimo wszystkich pozytywnych cech, projekt Uran napotkał pewne problemy. Równolegle z „Uranem” Moskiewski Instytut Inżynierii Cieplnej zaprojektował inne systemy rakietowe, które były bardziej interesujące dla klienta. W rezultacie ładowanie organizacji doprowadziło do opracowania projektu Temp-2S, a Uranus został zamknięty z powodu braku możliwości. Niemniej jednak oryginalne pomysły i rozwiązania nadal przyczyniały się do dalszego rozwoju krajowej technologii rakietowej, ale już w ramach nowych projektów.
