2K1 Mars

2K1 Mars to radziecki taktyczny zestaw rakietowy, który składa się z gąsienicowej wyrzutni 2P2 oraz pocisków balistycznych 3R1. Jego głównym celem jest likwidacja siły żywej, środków ogniowych, punktów dowodzenia oraz zgrupowań sprzętu technicznego na dystansie od 8 do 17,5 km, przy użyciu głowic jądrowych. W systemie NATO zestaw ten został oznaczony jako T-5C, a później jako FROG-2.

Historia

Pierwsze prace nad rakietowym pociskiem balistycznym na paliwo stałe rozpoczęto pod koniec lat 40. w NII-1 (Instytucie Naukowo-Badawczym 1) Ministerstwa Budowy Maszyn Rolniczych, który w 1966 roku przemianowano na Moskiewski Instytut Techniki Cieplnej. Głównym projektantem był Nikołaj P. Mazurow. Formalne zlecenie na konstrukcję rakiet o zasięgu do 50 km wydano 26 sierpnia 1954 roku. Rakieta otrzymała oznaczenie 3R1 w systemie GRAU. Głowicę jądrową RDS-9 opracowano w KB-11 Wszechzwiązkowego Instytutu Badawczego Fizyki Eksperymentalnej w Sarowie, pod kierownictwem B. Haritona i S. G. Koczarianca. Projektowanie wyrzutni rakietowej rozpoczęło się w 1956 roku, a głównym konstruktorem był W. G. Fiedorow. Wyrzutnia została zaprojektowana na podwoziu czołgu pływającego PT-76. Po modernizacji uzyskała indeks fabryczny S-119A, a przyjęta do służby otrzymała oznaczenie GRAU 2P2 Pion.

Testy rakiet rozpoczęto w marcu 1954 roku na poligonie Kapustin Jar, gdzie wystrzelono 30 rakiet, uzyskując pozytywne wyniki. Od czerwca do sierpnia 1957 roku przeprowadzono testy rakiet z wyrzutniami, a równolegle rozpoczęto produkcję innego zestawu rakietowego 2K4 Filin, bazującego na powiększonym pocisku zestawu 2K1. 20 marca 1958 roku zestaw 2K1 został przyjęty na uzbrojenie Armii Radzieckiej, mimo że próby nie zostały jeszcze w pełni zakończone. Ostateczne testy poligonowe miały miejsce w czerwcu i lipcu 1958 roku, a pod koniec tego roku wyprodukowano pierwsze próbne egzemplarze wyrzutni. 20 września 1958 roku zakończono prace nad projektem umieszczenia zespołu artyleryjskiego na podwoziu samochodu ZiŁ-135, jednak Minister Obrony ZSRR Dmitrij Ustinow zadecydował o wstrzymaniu dalszych prac nad tym projektem, ponieważ wyrzutnie mogłyby wejść do służby najwcześniej po 1960 roku. Seryjna produkcja wyrzutni 2P2 miała miejsce w latach 1959–1960 w fabryce Barrikady w Wołgogradzie. Złożono zamówienie na 25 zestawów, które zostały wyprodukowane i wprowadzone do Armii Radzieckiej. Zestaw został wycofany ze służby w 1970 roku (według innych danych, decyzją z 5 lutego 1960 roku). Wersją rozwojową była wyrzutnia 2P16, która wchodziła w skład zestawu 2K6. Obie konstrukcje są często mylone ze względu na podobieństwo, ale można je rozróżnić po przednim wsporniku pod prowadnicę. W wyrzutni 2P2 wspornik jest bardziej rozbudowany, ponieważ dodatkowo podtrzymuje głowicę rakiety. Głowica rakiety 3R1 ma bardziej kulisty kształt niż rakieta 3R10.

Opis konstrukcji wyrzutni

Wyrzutnia została umieszczona na podwoziu czołgu pływającego PT-76, które zachowało podstawowe elementy czołgu, takie jak silnik, układ jezdny i opancerzenie, ale nie miało wieży. W miejsce wieży umieszczono dwa włazy dla załogi. Właz kierowcy pozostał bez zmian, a także zachowano wloty i wyloty pędników wodnych. Na podwoziu zamontowano zespół artyleryjski, składający się z jednoszynowej, stalowej prowadnicy osadzonej na obrotowym łożu. Prowadnica miała wyżłobienie w kształcie odwróconej litery „T”, w którym przesuwał się czop rakiety. Po bokach prowadnicy znajdowały się wsporniki zapewniające stabilność rakiety w czasie transportu i startu. Z tyłu, po lewej stronie, znajdowało się stanowisko pierwszego celowniczego, który odpowiadał za ustawienie prowadnicy w poziomie. Po prawej stronie było stanowisko drugiego celowniczego, który odpowiadał za ustawienie prowadnicy w pionie. Prowadnica była podnoszona za pomocą układu hydraulicznego, napędzanego elektrycznie lub ręcznie. W połowie długości prowadnicy, w podwoziu umieszczono sprężynowy siłownik, który ułatwiał jej podnoszenie. Z przodu nadwozia znajdował się wspornik, na którym w czasie jazdy spoczywała prowadnica oraz głowica rakiety. Możliwość odpalania rakiet istniała zarówno z wnętrza pojazdu, jak i z zewnętrznego stanowiska. Do startu z zewnętrznego stanowiska używano wielożyłowego kabla elektrycznego, nawiniętego na bębnie zamontowanym z prawej, górnej strony nadwozia. Wyrzutnia była wyposażona w dodatkowy spalinowy agregat prądotwórczy, który zasilał pokrowiec grzejny głowicy jądrowej w czasie postoju. Oprócz wyrzutni samobieżnej S-119A istniał również pojazd transportowo-załadowczy S-120A (2P3), zdolny do przewożenia dwóch rakiet.

Obsługa wyrzutni

Rakiety były naprowadzane na cel inercyjnie. Po przeładowaniu rakiet z naczepy transportowej na wyrzutnię, przystępowano do ustalania parametrów lotu. Należało uwzględnić szereg czynników, takich jak siła i kierunek wiatru, ciśnienie atmosferyczne oraz temperaturę, która miała znaczący wpływ na siłę ciągu silnika rakiety. Przykładowo, silnik rakiety 3R1 osiągał siłę ciągu 13 600 kg przy temperaturze -40 °C, 17 300 kg przy +16 °C i 17 400 kg przy +40 °C. Uwzględniano również wagę rakiety oraz ładunku prochowego, które miały dopuszczalne odchyłki od normy. Następnie obliczano współrzędne położenia startu i celu, a także uwzględniano, czy wybuch głowicy ma nastąpić w powietrzu. Zebrane dane przekazywano drużynie rachmistrzów, którzy wstępnie obliczali kierunek lotu rakiety. Na podstawie tych obliczeń drużyna topograficzna ustalała stanowisko startowe za pomocą dwóch tyczek, które wyznaczały kierunek lotu rakiety. Tyczki były oddalone od siebie o długość wyrzutni. Na środku przedniej części pancerza wyrzutni znajdowała się wymalowana strzałka. Mechanik-kierowca wyrzutni miał za zadanie ustawić strzałkę w kierunku pierwszej tyczki, przewrócić ją, a następnie dotknąć drugiej tyczki bez jej przewracania. W ten sposób prowadnica z rakietą była ustawiana w kierunku celu. Stabilizacja i poziomowanie wyrzutni odbywało się za pomocą podnośników znajdujących się z tyłu. Pierwszy celowniczy sprawdzał poprawność ustawienia prowadnicy, mając możliwość korekty o ±5 stopni. Drugi celowniczy, po otrzymaniu danych od rachmistrzów, ustawiał prowadnicę w pionie. Prowadnica mogła być regulowana w zakresie od +15 do +60 stopni. Minimalny tor lotu rakiety uzyskiwano przy podniesieniu prowadnicy pod kątem +24 stopni. W tym czasie mechanik-elektryk przygotowywał wyrzutnię i rakietę do startu, podłączając przewody elektryczne do głowicy i zapłonników oraz rozwijając kabel do odpalenia rakiety z zewnętrznego stanowiska. Po sprawdzeniu poprawności działania układów na wskaźnikach kontrolnych mogło dojść do startu rakiety.

Dane techniczne wyrzutni

Szerokość – 3180 mm
Wysokość do osi rakiety – 2650 mm
Długość prowadnicy – 6700 mm
Masa podwozia – 11 329 kg
Masa z rakietą – 16 441 kg
Zasięg bez tankowania – 250 km
Prędkość maksymalna:

z rakietą – 20 km/h
bez rakiety – 40 km/h

Opis konstrukcji rakiety

Równocześnie z wyrzutnią używane były rakiety 3R1, które były balistycznymi jednostopniowymi rakietami z silnikiem na prochowe paliwo stałe. Składały się z silnika oraz nadkalibrowej głowicy z ładunkiem jądrowym. Głowica była wrażliwa na niskie temperatury, dlatego przed startem zabezpieczano ją pokrowcem z elektrycznym podgrzewaniem, co zapewniało optymalną temperaturę. Silnik i głowica były nierozłączne, a silnik miał dwie komory spalania ustawione jedna za drugą. Dysze wylotowe pierwszej komory były odchylone na zewnątrz, chroniąc tylną komorę przed działaniem gazów prochowych. Dysze te były również odchylone od osi wzdłużnej rakiety, aby nadać jej prędkość obrotową w pierwszej fazie lotu. Zapłon ładunku prochowego silnika inicjowany był przez elektryczne zapłonniki w pierwszej komorze spalania, a ogień przenosił się przez kanał ogniowy do tylnej komory, powodując zapłon. W praktyce obie komory pracowały jednocześnie, a rakieta w locie była stabilizowana przez cztery brzechwy, które nadawały jej ruch obrotowy.

Dane techniczne rakiety

Długość – 9040 mm
Ciężar startowy – 1760 kg
Średnica silnika – 324 mm
Rozpiętość stabilizatorów – 976 mm
Średnica głowicy – 600 mm
Masa głowicy – 565 kg
Zasięg – 8 – 17,5 km
Masa ładunku prochowego silnika – 496 kg
Czas pracy silnika – 6 sekund
Aktywna część toru lotu – 2000 m
Prędkość maksymalna – 531 m/s
Czas lotu na maksymalną odległość – 70 sekund

Przypisy

Bibliografia

Ш. В. НИКОЛАЕВИЧ: ЭНЦИКЛОПЕДИЯ РЕАКТИВНОЙ АРТИЛЛЕРИИ. Минск: 2004. ISBN 985-6532-87-6. (ros.). Brak numerów stron w książce
Praca zbiorowa: 60 лет в строю полигон Капустин Яр. 1946-2006 г.. Капустин Яр: 2006. (ros.). Brak numerów stron w książce
А.Б.Широкорад: Атомный таран ХХ века. Moskwa: 2005. ISBN 5-9533-0664-4. (ros.). Brak numerów stron w książce
T. Burakowski A. Sala: Rakiety bojowe. MON, 1974. Brak numerów stron w książce
Alieksandr Karpienko. Taktyczne systemy rakietowe wojsk lądowych ZSRR część I. „Poligon”. 1(8)/2008, s. 68-82, styczeń-marzec 2008. Warszawa: Magnum-X. ISSN 1895-3344.