"Темп-2С" - подвижный грунтовый ракетный комплекс стратегического назначения, с МБР третьего поколения, предназначался для нанесения ударов по объектам, сильно защищенным средствами ПВО и расположенным в глубине территории противника. Создан под руководством главного конструктора Александра Hадирадзе. Первый пуск ракеты был совершен 14 марта 1972 года. Ее испытания проводились на полигоне Плесецк более двух с половиной лет, до декабря 1974 года. За время иcпытаний было произведено 35 запусков, по результатам которых ракету приняли на вооружение.
Подвижная пусковая установка создана в волгоградском ЦКБ "Титан". Серийное производство ракеты развернуто на Воткинском машиностроительном заводе.
Первые два ракетных полка заступили на боевое дежурство 21 февраля 1976 года (г. Плесецк, командиры Л.Ф.Фирсов, В.В. Рунов), всего было развернуто семь ракетных полков (шесть ПУ). По данным, опубликованным в США, в период с 1978 по 1985 годов было развернуто от 50 до 100 МБР "Темп-2С" под Плесецком.
По договору ОСВ-2 подписанному в июне 1979 года руководителями СССР и США, Советский Союз брал на себя обязательства не производить, не испытывать и не развертывать ракетный комплекс "Темп-2С". В результате ракетный комплекс (РК) был снят с боевого дежурства в 1986 году и ликвидирован.
На западе комплекс получил обозначение SS-16 " Sinner" .
Продолжением РК "Темп-2С" стали БРСД-10 "Пионер" и "Тополь".
В конструкции ракеты применен ряд принципиальных новинок. Решетчатые, раскрываемые в полете аэродинамические рули, центральные управляющие сопла, стеклопластиковые управляющие сопла, стеклопластиковые высокопрочные корпуса двигательных установок. Разработана холодная схема разделения ступеней, при которой последующие ступени запускались только после отхода предыдущих на безопасное расстояние. Боевая ступень впервые оснащена твердотопливной двигательной установкой. Сама ракета весь период эксплуатации находилась в герметизированном ТПК, выполненном из стеклопластика с толстым слоем теплоизолирующего пенопласта. Минометный старт осуществлялся непосредственно из контейнера с помощью специального ПАД. Маршевые двигатели включались уже на высоте, благодаря чему ПУ сохраняла работоспособное состояние.
Система управления построена на базе цифровой вычилительной машины высокой надежности, точности и быстродействия, и имела два автономных блока: бортовой и наземной СУ.
Наземная СУ решала задачи управления автоматикой СПУ , подготовки исходных данных и расчета полетного задания.
Бортовая СУ имела гиростабилизированную платформу с высокоточными акселерометрами, ориентированными по трем направлениям при оптической связи с наземной системой прицеливания, а также БЦВМ.
Ввиду недостаточной надежности элементной базы БЦВМ в СУ было реализовано "троирование" каналов, что, естественно привело к утяжелению бортовой аппаратуры. Для снижения массы приборы были выполнены в негерметичном исполнении и размещались в герметичном приборном отсеке. Для упрощения расчета полетного задания при функциональном методе наведения для всего диапазона дальностей использовали единую систему семейства гибких программ угла тангажа. Дальность пуска регулировалось отсечкой тяги посредством поперечной рубки корпуса двигателя третьей ступени.
В каждой из маршевых двигательных установок (разработчик - Люберецкое НПО "Союз", гл.конструктор Жуков Б.П.) использовались по два твердотопливных заряда: большой крепился к цилиндрической части корпуса, малый к переднемй днищу , чтобы корпус большую часть времени был защищен от нагрева несгоревшим топливом. Для органов управления по крену на верхних ступенях, было создано специальное безметальное твердое топливо в состав которого входит гексоген, так как конденсированные окислы аллюминия, входящего в состав основного топлива, могли засорить клапаны вдува. Для управления первой ступенью применили раскрывающиеся решетчатые аэродинамические рули и газовые рули из тугоплавкого вольфрама, используемые на начальном участке полета.
В состав ракетного комплекса "Темп-2С" входили две машины на базе шасси МАЗ-547А: пусковая установка и транспортно-заряжающая машина. Обе они имели специальное оборудование, состав которого вытекал из назначения машин. Так, пусковая установка имела в кормовой части устройства, предназначенные для приведения транспортно-пускового контейнера из походного положения в боевое и обратно. Дополнительно машина оборудовалась специальными гидравлическими домкратами, использовавшимися для разгрузки ходовой части, горизонтирования и обеспечения устойчивости пусковой установки при производстве пуска ракеты.
В передней части машины монтировался силовой агрегат большой мощности. По обеим сторонам от него устанавливались две неметаллические кабины. Машина имела двенадцать односкатных колес, оснащенных широкопрофильными шинами. Десять из двенадцати колес были ведущими. Управляемыми были сделаны колеса первых трех осей.
| Дальность стрельбы, км | 10500 |
| Точность стрельбы, км | 0,45-1,64 |
| МБР 15Ж42 | |
| Система управления: | |
| -тип | Инерциальная с БЦВМ |
| -разработчик | НИИАП |
| -гл. конструктор | Пилюгин Н.А. |
| Рулевые приводы: | |
| -тип | Гидравлические |
| -разработчик | ЦНИИАГ |
| Органы управления и стабилизации: | |
| -I ступень | Газовые из тугоплавкого вольфрама и аэродинамические решетчатые рули, решетчатые стабилизаторы. |
| -II ступень | По крену - газовые сопла с газогенератором; по тангажу и рысканию - вдув в закритическую часть сопла горячих газов. |
| -III ступень | По крену - газовые сопла с газогенератором; по тангажу и рысканию - вдув в закритическую часть сопла горячих газов. |
| Тип старта | "минометный" из ТПК с помощью ПАД. |
| Число ступеней ракеты | 3 |
| Длина ракеты: | |
| -полная, м | 18,5 |
| -без головной части, м | 16,9 |
| Максимальный диаметр корпуса, м | 1,79 |
| Стартовый вес, т | 43 |
| Тип топлива | Твердое смесевое. |
| Первая ступень: | |
| Размеры: | |
| -длина, м | 8,58 |
| -диаметр, м | 1,79 |
| -вес снаряженной ступени, т | 26,63 |
| Двигатель: | |
| -Тип | однокамерный РДТТ |
| -число сопел | 1 |
| Вторая ступень: | |
| Размеры: | |
| -длина, м | 4,4 |
| -диаметр, м | 1,47 |
| -вес снаряженной ступени, т | 8,7 |
| Двигатель: | |
| -Тип | однокамерный РДТТ |
| -число сопел | 1 |
| Третья ступень: | |
| Размеры: | |
| -длина, м | 3,9 |
| -диаметр, м | 1,3 |
| -вес снаряженной ступени, т | 8,7 |
| Двигатель: | |
| -Тип | однокамерный РДТТ |
| -число сопел | 1 |
| Боевая часть: | |
| -Тип | Моноблочная термоядерная |
| -мощность заряда, Мт | 0,65-1,5 |
| -вес, кг | 1000 |
| -длина, м | 1,6 |
| -система отделения | четыре РДТТ малой тяги |
| Пусковая установка | |
| колесная формула | 12x10 |
| скорость максимальная, км/ч | 40 |
| радиус разворота,м | 21 |
| преодолеваемый подъем, град. | 15 |
| преодолеваемый брод, м | 1 |
| двигатель | дизельный, жидкостного охл. мощность 746 л.с. |
- 1. Колесников С. Г. "Стратегическое ракетно-ядерное оружие". Арсенал-Пресс 1996 год.
- 2. Белоцеровский С. М. "Решетчатые крылья" 1985 год
- 3. Первов М. А. "Ракетные комплексы ракетных войск стратегического назначения" 'Тип новости' 1999 год.
- 4. Карпенко А.В. "Отечественные стратегические ракетные комплексы" 1996 год.
- Военные автомобили СССР
