ДАННЫЕ НА 2024 г. (стандартное пополнение) Комплекс 9К72 "Эльбрус", ракета Р-17 / 8К14, СПУ 2П19 - SS-1B SCUD-A Комплекс 9К72 "Эльбрус", ракета Р-17 / 8К14 - SS-1C SCUD-B Комплекс 9К72 "Эльбрус", ракета Р-17 / 8К14-1 - SS-1C SCUD-B Комплекс 9К73, ракета Р-17В / 8К114 ("вертолетный") Комплекс 9К72-О, ракета Р-17ВТО / 8К14-1Ф "Аэрофон" (с оптической ГСН) - SS-1E SCUD-D Р-300 - экспортное обозначение ракеты комплекса 9К72 Ракета 8К14 комплекса 9К72 с СПУ 9П117 (фото КБМ им. В.П.Макеева) Комплекс 9К72 SS-1C SCUD-B на СПУ 9П117М на Параде на Красной Площади в г.Москва (9 мая 1985 г.) В 1959 г. начата подготовка к серийному производству ракет 8К14 на Воткинском заводе. Изначально предполагалось серию ракет для испытаний выпускать на Златоустовском заводе,а позже передавать изделие для производства в Воткинск. В итоге все ракеты выпускались в Воткинске по решению Д.Ф.Устинова. первые ракеты для огневых испытаний выпущены в августе 1959 г., а ракеты для летных испытаний выпущены в ноябре 1959 г. По результатам первого этапа испытаний было принято решщение о доработке ракеты с новым двигателем Кб А.М.Исаева. Производство ЖРД было развернуто так же на Воткинском заводе. Летные испытания ракеты Р-17 проводились на полигоне Капустин Яр с 12 декабря 1959 г. по 25 августа 1961 г. (перый этап - 7 пусков - все успешные, первый пуск - после пуска ракета отклонилась в сторону, остальные пуски прошли полностью успешно). Вторая серия ракет для испытаний (Р-17 - вариант 2) производилась на Воткинском заводе с апреля 1960 г. (2 стендовые - готовность в июне 1960 г., лётные - июль 1960 г.). Огневые испытания второй серии - июль 1960 г. Второй этап летных испытаний начат на полигоне Капустин Яр 25 августа 1960 г. (всего проведено 25 пусков, первый пуск неудачный - ракета полетела в противоположну сторону, третий пуск так же неудачный - потеря управления на активном участке из-за короткого замыкания, остальные - успешные). 12 декабря 1960 г. начат третий этап испытаний. Испытания с колесной СПУ 2П20 велись в 1961 г. Финальные пуски на дальность 300 км проводились 25 августа 1961 г. (2 пуска, успешные). Комплекс с СПУ 2П19 принял участие в параде на Красной площади в Москве 7 ноября 1961 г. (4 СПУ с ракетами выпуска Воткинского завода). Ракета Р-17 / 8К14 была принята на вооружение 24 марта 1962 г. в составе комплекса с гусеничной СПУ 2П19 (всего выпущено 56 шт.). В 1962 г. 3 ЦНИИ Министерства обороны СССР подготовил для комплекса 9К72 с ракетой 8К14 таблицы стрельбы. В 1964 г. на вооружение принята ядерная боевая часть ракеты Р-17 разработки ВНИИТФ ( источник). Постановлением СМ СССР №1116 от 10 октября 1962 г. начата разработка новой СПУ для ракеты Р-17 на колесном шасси МАЗ-543. В 1964 г. прошли лётные испытания модернизированной ракеты Р-17М (8К-14-1, принята на вооружение и серийно проиводилась). 7 ноября 1965 г. комплекс 9К72 с СПУ 9П117 впервые был показан на Параде на Красной Площади в Москве. В 1965 г. Пентагоном были получены спутниковые снимки новой ракеты типа Р-17 увеличенной дальности ("Р-17М"), которая была идентифицирована как KY-03 (Kapustin Yar). Постановлением СМ СССР №75-26 от 27 января 1967 г. на вооружение принимается комплекс "Эльбрус" 9К72 в составе модернизированной в процессе производства ракеты Р-17 (8К14 и 8К14-1) и СПУ 9П117 на шасси МАЗ-543А (SCUD-B). Серийное производство СПУ 9П117 / 9П117М велось на Петропавловском заводе тяжелого машиностроения (г.Петропавловск) начиная с 1970 г. (выпуск установочной партии - с мая 1965 г., источник) и до конца 1980-х годов (всего произведено более 800 шт). Экспортное исполнение комплекса 9К72 носило наименование Р-300. Позже ведение конструкторской документации по ракете передано на Воткинский машиностроительный завод. Серийное производство ракет 8К14 продолжалось в Воткинске по 1985 г. Пусковое оборудование: - Р-17 / 8К14 - гусеничная СПУ 2П19 / 2П19-1 ("объект 810") на базе ИСУ-152 (ИС-2) разработана на Кировском заводе (г.Ленинград) под руководством К.Н.Ильина. Установка серийно выпускалась Кировским заводом. Выводится из состава ВС СССР с заменой на 9П117 и модификации начиная с 1967 г. по 1976 г. В двух ракетных бригадах оставалась на вооружении до 1989 г. как минимум (ракетная бригада на Кавказе и в п.ПинОзеро с ПТРБ в Кандалакше). Экипаж - 8 чел Длина СПУ - 7,05 м Длина СПУ с ракетой - 12,6 м Ширина - 3,24 м Высота на марше - 3.3 м Дорожный просвет - 48 см Масса СПУ с ракетой - 42.5 т Углы наведения по горизонтали - +-80 град. Мощность двигателя (дизель А-308) - 520 л.с. Скорость максимальная по шоссе - 40 км/ч Скорость максимальная по грунту - 25 км/ч Скорость движения с заправленной ракетой с БЧ или без БЧ: - 40 км/ч (шоссе, до 500 км, по инструкции) - 25 км/ч (грунт, до 500 км, по инструкции) - 40-50 км/ч при погрузке СПУ 2П19 на трейлер МАЗ-5247Г (грунт и шоссе, соответственно, по инструкции) Запас хода по шоссе - 500 км Радиостанции - Р-113 и Р-108 (по 1 шт) СПУ 2П19 с ракетой Р-17 и без ракеты в Музее Артиллерии (Санкт-Петербург, 2007 г.) СПУ 2П19 с ракетой Р-17 (Техника и вооружение. №2 / 1990 г.) СПУ 2П19 с ракетой Р-17 / 8К14 SS-1B SCUD-A, апрель 1974 г. Бортовые номера СПУ - 401 и 410 (Советское военное обозрение. №8 / 1985 г.) - Комплекс 9К72 - ракета - Р-17 / 8К14 - опытная колесная СПУ 2П20 на шасси МАЗ-535. Испытания велись в 1961-1962 г.г. (не точно). Испытания не прошел - требовалось усилить раму. - Р-17 / 8К14 - опытные гусеничные СПУ типа 2П19 - "объект 816" / "объект 817". СПУ на базе ИСУ-152 разработаны ОКТБ Кировского завода под руководством К.Н.Ильина, генеральный конструктор - Ж.Я.Котин, в 1963 г. "Объект 817" оснащался краном для погрузки ракеты на лафет. Установка ""объект 817" выпущена в качестве опытного образца, установка "объект 816" выпущена опытной партией.  Опытная СПУ "объект 817" (Котин Ж.Я, Попов Н.С., Без тайн и секретов. С.-Пб., 1995 г.) - Р-17В / 9К73 - легкая 4-х колесная пусковая установка 9П115 / ВПУ-01 (вертолетная ПУ), предназначенная для перевозки вертолетами Ми-10 или Ми-6РВК. СПУ разработана ГСКБ / КБТМ под руководством Л.Т.Быкова. Опытный образец СПУ 9П115 изготовлен в 1963 г. испытания завершены в 1965 г. Ракета 8К114 с СПУ ВПУ-01 вертолетного комплекса 9К73 рядом с вертолетом-носителем Ми-6РВК ( http://www.aviastar.org) - Комплекс 9К72 - ракета - Р-17 / 8К14 / 8К14-1 - СПУ 9П117 / 9П117М / 9П117М1 / 9П117М1-1 / 9П117М1-3 на шасси МАЗ-543 "Ураган". Головной разработчик по наземным системам комплекса - ГСКБ (главный конструктор В.П. Петров, ведущий конструктор С.С. Ванин), приборы прицеливания - КБ завода №784 Киевского СНХ (главный конструктор С.П. Парняков), по СПУ - ЦКБ ТМ (главный конструктор - Н.А.Кривошеин). Серийное производство СПУ 9П117 / 9П117М и др. велось с 1965 г. на заводе "Баррикады", а с 1970 г. (как минимум) на Петропавловском заводе тяжелого машиностроения (г.Петропавловск).  Первый вариант компоновки СПУ на шасси МАЗ-543 по мнению создателей документального фильма "Автомобили в погонах" (ТРК ВС РФ "Звезда", 2009 г.)  СПУ 9П117, хорошо видно штанги гидравлического подъемника в задней части машины, которые исчезли на более поздних модификациях (фото - Zaloga Steven J., Scud Ballistic Missile and Launch Systems 1955-2005. Osprey Publishing. 2006 г.). СПУ 9П117-1 отличается от 9П117 тем, что добавлен индикаторный блок П61502-1 для химической ГЧ 8Ф44Г / 8Ф44Г1; СПУ 9П117М (серия как минимум 1968-1976 г.г.) - отличается от 9П117 изменением механизма подъема стрелы для работы с ракетами большей массы (изменена система гидравлики). Кроме того на СПУ 9П117 / 9П117-1 имелось устройство бескрановой погрузки ракеты на направляющую (на 9П117М и позже признано нецелесообразным). В т.ч. выпускалась для экспорта без аппаратуры КБУ и пультовой аппаратуры для химических БЧ. В 1970 г. на Параде на Красной площади в Москве впервые показаны публике вместе с СПУ 9П117. Сравнение СПУ 9П917 и 9П917М (фото Министерства обороны США, Zaloga Steven J., Scud Ballistic Missile and Launch Systems 1955-2005. Osprey Publishing. 2006 г.) СПУ 9П117М-1 - аналогично 9П117М, но с индикаторным блоком П61502-1 для химической ГЧ 8Ф44Г / 8Ф44Г1; СПУ 9П117М1 отличается от предыдущих использованием новой вспомогательной силовой установки (АПД-8-П/28-2М с радиатором от автомобиля ГАЗ-69 вместо АПД-8-П/28-2 с радиатором от автомобиля ГАЗ-20 "Победа"). Двигатель - 12 цилиндровый дизель Д12АН-650 мощностью 650 л.с. СПУ 9П117М1 Войска Польского, на снимке виден термочехол 2Ш2 для БЧ (фото - W.Luczak из книги Zaloga Steven J., Scud Ballistic Missile and Launch Systems 1955-2005. Osprey Publishing. 2006 г.) СПУ 9П117М1-1 (серия как минимум 1969-1980 г.г.) - установлен пост 2В12М-1 и 9В362М1 (КБУ);
СПУ 9П117М1-3 – установлена автоматизированная боевая управляющая система (для управления нанесением ударов?).
ТТХ СПУ 9П117М: Двигатель - 12 цилиндровый дизель Д12А-525 мощностью 525 л.с. при 2100 об/мин с рабочим объемом 38880 куб.см Экипаж (расчет) - 4 чел. (2 кабины по 2 места тандемом) Колесная формула 8 х 8 с независимой подвеской, первые две оси поворотные, шины с автоматической подкачкой. Длина СПУ - 13360 мм Ширина СПУ - 3020 мм Высота СПУ с ракетой - 3330 мм (походное положение), 13670 мм (боевое положение) База - 7700 мм Клиренс - 440 мм Колея - 2375 мм Масса СПУ - 30,6 т (без ракеты и расчета), 37,4-39 т (с ракетой и расчетом) Скорость движения с незаправленной ракетой без БЧ: - до 60 км/ч шоссе (расстояние до 2000 км, по инструкции) - до 40 км/ч грунт (расстояние до 500 км, по инструкции) Скорость движения с незаправленной ракетой с БЧ - 10 км/ч (на расстояние до 15 км, плавно, по инструкции) Скорость движения с заправленной ракетой с БЧ или без БЧ - 60 км/ч (шоссе), 40 км/ч (грунт) на расстояние до 2000 км (по инструкции) Запас хода - 650 км (шоссе), 500 км (грунт) Радиус поворота по колее наружного колеса минимальный - 13.5 м Время подъема стрелы без ракеты в пусковое положение - 2.0-3.5 мин Время подъема ракеты в пусковое положение - 2.25-3.5 мин Время спуска стрелы без ракеты в предпусковое положение - 3.0-4.4 мин Время спуска ракеты в предпусковое положение - 3.0-4.0 мин Углы наведения по горизонтали - +-80 град. СПУ оснащалась радиостанцией Р-123 и переговорным устройством Р-124. СПУ вписывалась в ж.д. габариты 1В (СССР) и 02-Т (Западная Европа). Грунтовая тележка 2Т3 / 2Т3М / 2Т3М1: Скорость движения с незаправленной ракетой без БЧ и в гермоукупорке: - до 40 км/ч шоссе (расстояние до 2000 км, по инструкции) - до 20 км/ч грунт (расстояние до 500 км, по инструкции) Скорость движения с незаправленной ракетой с БЧ - 10 км/ч (на расстояние до 15 км, плавно, по инструкции) Скорость движения с заправленной ракетой с БЧ или без БЧ - 40 км/ч (шоссе), 20 км/ч (грунт) на расстояние до 2000 км (по инструкции) Стартовый стол ракет 8К14 комплекса 9К72
Ми-6ПРТБВ - передвижная ракетно-техническая база вертолетная. Разработана в 1960 г. и проходила испытания в 1960-1962 г.г. ПРТБВ предназначена для перевозки к месту старта ракет типа Р-11М и Р-17 вертолетом Ми-6.
Ракета Р-17 (8К14, 8К14-1) является баллистической ракетой с несущими топливными баками и неотделяемой БЧ. За счет использования насосной системы подачи топлива давление внутри баков ракеты Р-17 снижено более, чем в 6 раз по сравнению с Р-11М, что позволило уменьшить толщину стенок баков. Бак горючего размещен перед баком окислителя. Материал корпуса - стали 12Г2А, нержавеющая ЭИ712, алюминиевые сплавы В95, АК-6, АЛ-4. Материал баков - сплав 1Х21Н5Т (баки горючего и окислителя) и/или нержавеющая сталь ЭИ-811 (источник - "СКБ-385...") Ракета 8К14 / Р-17, на первой фото ракета с габаритно-весовым макетом БЧ (фото ГРЦ КБ им В.П.Макеева) Ракета 8К14 (Р-17 - SCUD-B). Система управления и наведение - система управления ракеты инерциальная, наведение ракеты происходит прицеливанием на стартовом столе, на активном участке траектории с использованием газодинамических рулей (рулевые машины 1СБ14, 4 шт., графитированные рули 0100-0А/8А61) происходит стабилизация ракеты на траектории. В состав системы управления входят гироскопический интегратор продольных ускорений / автомат дальности 1СБ12 (управление скоростью, и, соответственно, дальностью полета, выдача команды на отсечку двигателя), гировертикант 1СБ10 с гироинтегратором боковых ускорений и гирогоризонт 1СБ9 (для стабилизации ракеты), временной механизм 1СБ15 и счетно-решающий прибор автомата стабилизации 1СБ13 (время непрерывной работы до 2 ч 15 мин, модификация 1СБ13М может работать 4 часа). В 1967-89 г.г. проводились НИОКР оптической цифровой системы наведения (см. ниже). Пуск может производиться с выносного пульта управления 9В344. Применение комплекса 9К72 может осуществляться с использованием автоматизированных систем управления нанесением ударов "Плед" или 1У120 "Вискоза" с передачей данных через радиорелейные станции Р-412 телекодом. При подготовке к старту снимаются данные по состоянию атмосферы до высоты 60000 м - для внесения кооректировки в наведение ракеты в зависимости от ветра - для этого используются метеорологические зонды РКЗ-1 поведение которых отслеживается метеорологическими РЛС типов РМС-1 (END TRAY), РПС-1 (BREAD BIN) или АРМС-3 "Улыбка" (комплекс 1В44 РПМК-1 LEG DRIVE). Данные о ветре поступают в командную машину 9С436. Метеобюллетень готовит метеобатарея (в него входит направление и скорость ветра на стандартных высотах, температура в этих слоях). Метеобюллетень с метеобатареи поступает в штаб ракетной бригады, окуда передается в дивизионы. Система управления ракеты 8К14 разработана НИИ-592 (главный конструктор - Н.А.Семихатов), гироскопы - НИИ-944 (главный конструктор В.И.Кузнецов), электроавтоматика подрыва ядерного заряда - НИИ-1011 (главный конструктор - С.Г.Кочарянц, научный руководитель - Ю.Б.Харитон), приборы прицеливания СПУ - КБ завода №784 Киевского СНХ (главный конструктор - С.П.Парняков). В отличие от Р-11М приборы системы управления ракеты сосредоточены в специальном приборном отсеке.
По вариантам ракет 8К14 комплекса 9К72 с системами самонаведения - см. раздел Модификации и обозначения (ниже). Гировертикант 1СБ10 ракеты Р-17 (Zaloga Steven J., Scud Ballistic Missile and Launch Systems 1955-2005. Osprey Publishing. 2006 г.). Расположение аппаратуры управления на ракете 8К14 (Р-17 - SCUD-B).  Расположение аппаратуры управления на разрезном макете ракеты 8К14 / Р-17 / SCUD-B в демонстрационном зале в Орево (фото - апрель 2014 г., http://users.livejournal.com/___lin___/, обработано). Двигатель: Р-17 (вариант 1) - однокамерный ЖРД С3.42Т ОКБ-3 (главный конструктор - Д.Д.Севрук, ведущий конструктор - Н.И.Леонтьев) - использовался на стадии проектирования и в первых сериях ракет Р-17. Двигатель разработан на базе ЖРД С3.42А.
Горючее - керосиновая смесь ТМ-185 - 56+1,5% полимердистиллят; 40+1,0% легкое масло пиролиза; 4+0,5% трикризол
Окислитель - АК-27И - 69,8-70,2% азотной кислоты HNO3; 24-28% азотного тетроксида N2O4; 1,3-2% воды H2O; 0,03% оксид алюминия Al2O3; ингибитор 0,12-0,16% йод I2
Пусковое горючее - ТГ-02 "Самин" - 50+2% триэтиламин (с диэтиламином); 50+2% изомерный ксилидин; до 0,4 % H2O (сокращ. от «Топливо ГИПХ-02», также «Самин») ГОСТ 17147-80 Способ запуска - самовоспламенение пускового горючего и окислителя Подача топлива - турбонасосный агрегат работающий от газогенератора Масса сухая - 160 кг Тяга - 13000 кг (приблизительно) Р-17 (вариант 2) - однокамерный ЖРД С5.2 / 9Д21 ОКБ-5 (главный конструктор - А.М.Исаев, ведущий конструктор - Н.В.Малышева), созданный на базе С2.253А ракеты Р-11М. Заново разработана камера сгорания двигателя и закритическая часть сопла. Двигатель открытой схемы с ТНА и газогенератором. Стартовая раскрутка турбины ТНА - от твердотопливного пускача, работа на режиме от газогенератора на основных компонентах Двигатель производился серийно с 1962 г. по 1985 г. Воткинским машиностроительным заводом. Конструкторское сопровождение ЖРД осуществлялось так же Воткинским заводом, главный конструктор В.Е.Тохунц.
Горючее - керосиновая смесь ТМ-185 - 56+1,5% полимердистиллят; 40+1,0% легкое масло пиролиза; 4+0,5% трикризол
Окислитель - АК-27И - 69,8-70,2% азотной кислоты HNO3; 24-28% азотного тетроксида N2O4; 1,3-2% воды H2O; 0,03% оксид алюминия Al2O3; ингибитор 0,12-0,16% йод I2
Пусковое горючее - ТГ-02 "Самин" - 50+2% триэтиламин (с диэтиламином); 50+2% изомерный ксилидин; до 0,4 % H2O (сокращ. от «Топливо ГИПХ-02», также «Самин») ГОСТ 17147-80
Способ запуска - самовоспламенение пускового горючего и окислителя Подача топлива - турбонасосный агрегат работающий от газогенератора Тяга - 13310-13380 кг (по разным данным) Удельная тяга на земле - 230 кг на кг/с Расход топлива - 57.83 кг/с Импульс на уровне моря - 226 сек Импульс в вакууме - 258 сек Длина - 1490 мм Диаметр максимальный - 770 мм Диаметр камеры сгорания внутр.- 380 мм Диаметр критического сечения сопла - 124,5 мм Диаметр выходного сечения сопла - 400 мм Количество форсунок - 519 шт Масса сухая - 120 кг Давление в камере сгорания - 69,4 кг/кв.см Давление на срезе сопла - 0,827 кг/кв.см Ресурс двигателя - 100 сек Двигатель 9Д21 (фото - Zaloga Steven J., Scud Ballistic Missile and Launch Systems 1955-2005. Osprey Publishing. 2006 г.). Принципиальная схема двигателя 9Д21 ракеты 8К14 SCUD. - горючее - керосиновая смесь ТМ-185 (ОСТ В6-02-43-84). Масса (при температуре): - 795 кг (при -40 или +50 град.С) - 822 кг кг (при +20 град.С) Состав: Полимердистиллят – 56+-1,5%
Легкое масло пиролиза – 40+-1,0% (для увеличения плотности и устойчивости к окислению)
Трикризол – 4+-0,5% (предотвращает кристаллизацию воды при отрицательніх температурах)
- окислитель - азотная кислота HNO_3 (АК-27И "Меланж" ГОСТ В18112-72). Масса (при температуре): - 2825 кг (при -40 град.С) - 2830 кг (при +50 град.С) - 2919 кг (при +20 град.С) Состав: Концентрированная азотная кислота – 69,8 – 70,2 %
Четыреокись азота – 24 – 28 %
Вода – 1,3 – 2 %
Соли алюминия – не более 0,01%
Йод – 0,12 – 0,16 % (ингибитор)
Плотность – 1,596 – 1,613 - пусковое горючее - ТГ-02 "Самин" (ГОСТ В17147-71), масса - 30 кг / 35 +-1 литров, заливается в ракету непосредственно перед пуском. Состав: Изомерные ксилидины – 50+-2%
Технический триэтиламин – 50+-2%
Вода – до 0,4%
Плотность 0,835-0,855 ТТХ ракеты: Данные по 8К14 - отечественные, по SCUDам - западные | | 8К14 | SCUD-B | SCUD-C | SCUD-D | | Длина ракеты | 11164 мм | 11250 мм | 11250 мм | 12290 мм | | Диаметр корпуса | 880-885 мм | 885 мм | 885 мм | 885 мм | | Размах стабилизатора | 1810 мм | 1800 мм | 1800 мм | 1800 мм | | Масса стартовая | 5840-5950 кг | 5900 кг | 6370 кг | 6500 кг | | Масса БЧ | 987-1016 кг | 550-989 кг | 600-700 кг | 985 кг | | Масса пустой (с БЧ) | 2076 кг | | | | | Масса топлива и воздуха | 3786 кг | | | | Прим. - диаметр корпуса 8К14 согласно ТТХ - 880 мм, но некоторые БЧ имеют диаметр миделя 884-885 мм.
Масса стартовая (8К114) - 5860 кг
Масса окислителя - 2919 кг Масса горючего - 822 кг Масса пускового горючего - 30 кг Масса сжатого воздуха - 15 кг Масса пустой ракеты с БЧ 8Ф14 - 2076 кг Масса пустой ракеты с БЧ 8Ф44 - 2074 кг Масса заправленной ракеты с БЧ 8Ф14 - 5852 кг Масса заправленной ракеты с БЧ 8Ф44 - 5860 кг Дальность действия: - 240 км (Р-17 / 8К14, по расчетным данным, 1957 г., а так же Р-17 вариант 1) - 50-240 км (Р-17 / 8К14, по Постановлению СМ СССР о создании, 1958 г.) - 270 км (Р-17 прототип и первых выпусков ?) - 50-300 км (Р-17 / 8К14 / 8К114, минимальная и максимальная дальность) - 275 км (Р-17 / 8К14, гарантированная дальность) - 450-575-600 км ("Р-17М" SCUD-C, разным западным данным) - 300 км (9К72О SCUD-D) КВО: - Р-17 прототип и первых серий - до 2000 м - Р-17 более поздних серий - 1000 м
- Р-17 (SCUD-B) - по отечественным данным - +-180-610 м по дальности и +-100-350 м по курсу
- SCUD-C - до 1000 м (700-900 м по западным данным) - 9К72О (SCUD-D) - 50 м Скорость на траектории: - 1500 м/с (максимальная) - 1130 м/с (в апогее) - 1400 м/с (на конечном этапе) Максимальная высота траектории - 24-86 км (мин.-макс. дальность) Пуск ракеты 8К14 допускается при температуре от -40 до +50 град С и скорости ветра до 15 м/с с порывами до 20 м/с. Время полета - 165-313 с (50-300 км) Время активной части полета - 90 с (максимальная дальность), 48 с (минимальная дальность) Время пуска ракеты СПУ 9П117М: - из готовности №1 - 5 минут - из готовности №2 - 10 минут - из готовности №3 - 18 минут Время подготовки к пуску по ТТЗ при начале НИОКР - 60 мин Время подготовки к пуску по результатам испытаний - 25 мин Время пуска из готовности №1 - 15 мин (раскрутка гироскопов, включение электроцепей ракеты) Время запуска стартовой последовательности команд - 12 сек до пуска Время подготовки к старту - до 60 минут Временной норматив операции погрузки ракеты с траспортного полуприцепа на СПУ - 45 мин Время остановки гироприборов ракеты перед транспортировкой (в случае отказа от пуска) - 20 минут Время непрерывной работы бортовой аппаратуры ракеты (перед пуском) - не более 2 часов Предельный срок хранения ракет 8К14 / 8К14-1 в арсенале - 22 года (может быть продлен до 24 лет)
Предельный срок хранения гироприборов ракет 8К14 / 8К14-1 в арсенале - 19.5 лет Гарантийный срок хранения ракет 8К14 / 8К14-1 - 7 лет Гарантийный срок хранения ракет 8К14 / 8К14-1 в полевых условиях в незаправленном состоянии - 2 года Гарантийный срок хранения заправленных ракет 8К14 - 1 год Гарантийный срок хранения заправленных ракет 8К14 в условиях жаркого климата - 6 месяцев Гарантийный срок нахождения заправленных ракет 8К14 в вертикальном положении - 7 суток Боевое оснащение - ракета оснащена неотделяемой боевой частью (БЧ). Через разъемы аппаратура БЧ стыкуется с системой управления ракеты. Схема сопряжения аппаратуры БЧ предназначена для проверки состояния БЧ, проверки цепей взведения БЧ и снятия первой ступени предохранения в полете (схема для всех головных частей одинакова). Цепи взведения БЧ приводятся в рабочее состояние после отрыва ракеты от пускового стола. Через 4 секунды после подачи прибором БСУ 1СБ12 команды на выключение двигателя проходит команда на снятие первой ступени предохранения. Через разъем Ш5А система аварийного подрыва ракеты стыкуется с исполнительными элементами системы подрыва в головной части (взрыватель 8В53), а также готовится цепь снятия второй ступени предохранения. Вторая ступень предохранения снимается при спуске 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 БЧ в ядерном снаряжении. Донный взрыватель 8В53 системы аварийного подрыва уничтожает БЧ при поступлении сигнала на аварийный подрыв от системы АПР (ведущий конструктор системы АПР - Л.Н.Маслов, СКБ-385). Все головные части в ядерном снаряжении оснащаются системами внутреннего подогрева с термочехлом 2Ш2, позволявшими производить дистанционный контроль температуры заряда и подогрев заряда. Аппаратура управления ядерной боевой части позволяет устанавливать вид взрыва: наземный, воздушный низкий или воздушный высотный. Все специальные БЧ (ядерные, химические) траспортируются отдельно и устанавливаются на ракету перед применением.
Боевое оснащение ракеты Р-17 и вариантов (8К14 и 8К14-1): - фугасная сосредоточенного действия 8Ф44 (1959-1962 г.г.), масса 987 кг (экспортное исполнение - 8Ф44Э). Разработана с системой подрыва в НИИ-6. Способы подрыва: - Головной взрыватель контактный - 8В11706 с контактным устройством 8В11101 - Донный взрыватель 8В11702 инициируется барометрическим блоком 8В11703 (взрыв на высоте над землей) - Взрыватель системы аварийного подрыва - 8В53 Взрывчатое вещество - ТГАГ-5. После взрыва БЧ образовывается воронка глубиной от 1.4 до 4 м и диаметром 12 м. Хранение БЧ осуществляется в контейнере 9101-0А/8Ф14. Длина - 2650 мм Диаметр миделя - 884 мм Масса БЧ - 987 кг Радиус поражения (по западным данным) - 50 м Основные типы боевых частей ракеты 8К14 (Р-17 - SCUD-B). Предыдущая версия иллюстрации была неточной (previous version of this picture was uncorrect). - ядерная БЧ - корпус 8Ф14 головная часть "269А" / изделие 69 заряд РДС-4 (1959-1962 г.г.) мощностью 10 кт. Взрывательное устройство спецаппаратуры ДУ-АПР. Боевая часть разработана КБ-11 МСМ (ныне - ВНИИЭФ), главный конструктор - С.Г.Кочарянц, научный руководитель - Ю.Б.Харитон. Головная часть принята на вооружение в составе ракеты Р-17 в 1964 г. (источник). В кабине СПУ находился пульт предстартовой подготовки и контроля состояния головной части части. Хранение БЧ осуществляется в контейнере 9101-0А/8Ф14.Длина - 2870 мм Диаметр миделя - 884 мм Центр тяжести корпуса ГЧ (от торца стыковочного шпангоута) - 892 мм
Центр тяжести окончательно снаряженной ГЧ (от торца стыковочного шпангоута) - 787 мм
Угол полураствора конуса носовой части БЧ - 9 градусов 35 минут Масса корпуса БЧ - 278,3 кг Масса БЧ - 989 кг Максимальная температура внутри корпуса БЧ в полете - +50 град При эксплуатации не менее, чем за 3 суток до пуска, поддерживается температура БЧ 20 град.С (+-5 град.С) при температуре воздуха от +15 до -40 град.С. При хранении допускается поддержание температуры БЧ от +5 до +35 град.С. 8Ф14УТ - учебно-тренировочный вариант БЧ Контейнеры 9101-0А/8Ф14 для ядерных БЧ комплекса 9К72 SS-1C SCUD-B в Парка Победы г.Саратова ( http://www.sarrest.ru) - химическая головная часть "Туман-3" - корпус 8Ф44Г / 8Ф44Г-1 (1964 г.) выполнена в габаритах стандартной головной части ракеты 8К14, но первоначально могла применяться только с ракетой 8К14-1 (т.к. использовала ампульные батареи электропитания 1СБ25 / 1СБ25М, а их применение на БЧ возможно только на этой модели ракеты), позже конструкция БЧ доработана и могла применяться и на 8К14. Прошла испытания в 1963-1964 г.г., была принята на вооружение вместо химической БЧ 3Н8 (см.ниже). Можно устанавливать высоту срабатывания заряда. Инициирующее устройство - предохранительно-исполнительный механизм И-214А. К 1987 г. на вооружении модификация 8Ф44Г-1. Хранение БЧ осуществляется в контейнере 9101-0/8Ф44Г или 9101-0/8Ф44Г-1. Может применяться с любых типов СПУ. Взведение БЧ происходило после выключения двигателя, на конечном этапе траектории радиовысотомер выдавал команду на ПИМ, который иниццировал взрыв БЧ с распылением ОВ. Боевая часть состояла на вооружении до 1997 г. По состоянию на 1987 г. на хранении на базе в п.Щучье находилось 317 БЧ 8Ф44Г-1, боевая часть 8Ф44-1 была показана в 1987 г. западным наблюдателям в Шиханах. Диаметр - 884 мм Масса БЧ - 985 кг / 989 кг Масса отравляющего вещества - 555 кг (8Ф44Г / 8Ф44Г1) Тип ОВ: - 8Ф44Г - нервно-паралитический газ V первого поколения (в виде вязкой субстанции) - 8Ф44Г-1 - нервно-паралитический газ VX третьего поколения (ВР-33) Зона поражения при ветре - 0,8 х 4 км;  Боевая часть 8Ф44Г-1 в Шиханах, 1987 г. (фото - Hans de Vreij, источник). - химическая головная часть 3Н8 (1967 г.) - проходила испытания с ракетой Р-17М / 8К14-1 в 1962-1964 г.г., принята на вооружение вместе с СПУ 9П117 в 1967 г. т.к. на СПУ 2П19 применяться не могла. БЧ подкалиберной формы (типа БЧ Р-17ВТО без аэродинамических рулей), на стандартную ракету 8К14 не могла быть установлена и потребовалась модернизация ракеты (Р-17М / 8К14-1), оснащалась ампульной батареей электропитания и вмещала в себя баллон с ОВ. Инициирующее устройство - прибор управления головной частью 9Б62 - перед стартом происходил наддув ёмкости с ОВ, а при срабатывании прибора управления ОВ вытеснением распылялось в атмосферу. Зона поражения - вытянутый эллипсоид с повышением концентрации ближе к точке падения БЧ. Снята с вооружения в 1980-е годы. Тип ОВ - ипритно-люизитная смесь Масса БЧ - 1016 кг - химическая головная часть с вязким зоманом - создание ГЧ планировалось Постановлением Совмина СССР от 11 сентября 1961 г. с использованием новых производственных мощностей заводов в Волгограде, Новочебоксарске и Павлодаре. Планы по созданию ГЧ не реализованы.
- ядерная головная часть РА17 в корпусе 9Н33 (испытания - 1964 г., по данным КБ-2 разработка завершена в 1962 г.). Разработана НИИ-1011 / ВНИИТФ (КБ-2, главный конструктор - А.Д.Захаренков) как замена ядерной ГЧ 8Ф14. Оснащена плутониевым зарядом имплозивного типа разработки НИИ-1011 / ВНИИТФ, мощность 300 кт. Взрывательное устройство спецаппаратуры ДУ-АПР. Хранение ГЧ осуществляется в контейнере 9101-0А/8Ф14 (все модификации ГЧ). В боевой части РА17 диаметр шарового имплозивного заряда меньше, чем в ГЧ 269А (при более высокой мощности), поэтому заряд размещается ближе к носу ГЧ, автоматика заряда расположена в носовой части ГЧ, а корус головной части более острый – это улучшило статическую устойчивость и аэродинамику ракеты. Серийное производство ГЧ - завод "Электрохимприбор".
Длина - 2870 мм Диаметр миделя - 884 мм Центр тяжести окончательно снаряженной ГЧ (от торца стыковочного шпангоута) - 933 мм
Угол полураствора конуса носовой части ГЧ - 9 градусов 30 минут Масса корпуса ГЧ - 347 кг Масса ГЧ - 989 кг Максимальная температуре внутри корпуса БЧ в полете - +50 град Температура ГЧ при хранении - от +5 до +15 град.С. (при температуре воздуха ниже +5 град.С, все 9Н33) Температура ГЧ при хранении - от +5 до +35 град.С. (при температуре воздуха выше +5 град.С, все 9Н33) Модификации корпуса ГЧ: 9Н33ГВМ - габаритно-весовой макет 9Н33У, 9Н33УТ - учебный и учебно-тренировочный варианты ГЧ - ядерная ГЧ РА17-2 в корпусе 9Н33, модификация ГЧ РА17 с зарядом мощностью 300 кт. - ядерная ГЧ РА17-3 в корпусе 9Н33, модификация ГЧ РА17 с зарядом мощностью 300 кт. - ядерная ГЧ РА104 в корпусе 9Н33-1 с зарядом мощностью 20 кт. Разработка модернизированной боевой части для ОТР Р-17 начата в марте 1970 г в НИИ-1011 (ВНИИТФ). Модернизация заключалась в замене ядерного заряда на более безопасный и более экономичный. Состав аппаратуры и автоматики ГЧ сохранялся прежним. В сентябре 1970 г. заводом "Электрохимприбор" выпущена первая опытная партия новых головых частей. В ходе отстрела головных частей произошел сбой работы взрывателя - вместо контактного взрыва произошел воздушный взрыв. В поиске неисправности была подготовлена контрольная партия ГЧ и выполнена еще одна серия испытаний. Пуски прошли успешно, но в 1973 г. сбой повторился. В августе 1977 г. после нескольких успешщных испытаний сбой повторился вновь. Причиной сбоя оказалось близкое расположение жгута кабелей к нагревающемуся корпусу головной части. В октябре-декабре 1977 г. прошли четыре успешных испытательных пуска изделия. В 1978-1979 г.г. дополнительно были проведены наземные и летные испытания изделия. В итоге, была заменена марка теплоизоляционного покрытия внутри ГЧ и изделие было принято на вооружение ( источник). Взрывательное устройство спецаппаратуры ДУ-АПР. Хранение ГЧ осуществляется в контейнере 9101-0А/8Ф14 (все модификации БЧ). Температура ГЧ при хранении - от 0 до +15 град.С. (при температуре воздуха ниже 0 град.С, все 9Н33-1) Температура ГЧ при хранении - от 0 до +35 град.С. (при температуре воздуха выше 0 град.С, все 9Н33-1) Масса ГЧ - 989 кг - ядерная ГЧ РА104-01 в корпусе 9Н33-1 с зарядом мощностью 200 кт. Взрывательное устройство спецаппаратуры ДУ-АПР. Масса ГЧ - 989 кг - ядерная ГЧ РА104-02 в корпусе 9Н33-1 с зарядом мощностью 500 кт. Взрывательное устройство спецаппаратуры ДУ-АПР. Масса ГЧ - 989 кг - ядерная ГЧ 407А14 в корпусе 8Ф14 мощностью 5 кт. На вооружение не поступала. Взрывательное устройство спецаппаратуры ДУ-АПР. - фугасно-зажигательная ГЧ 8Ф45 - опытная головная часть, на вооружение не принята. ВВ - ТГАГ-5 с активной оболожчкой из состава АЦ-8 (вещество с высокой температурой горения). - кассетная ГЧ 8Ф44К, НИОКР начаты в 1970 г. На вооружение не поступала либо не существовала вообще. Поражающие суббоеприпасы - 42 шт 122 мм боевых осколочно-фугасных элемента. - объемно-детонирующая ГЧ (применялась советскими частями в Афганистане, 1979-1989 г.г., не подтверждено - возможно имеется ввиду взрыв обычной БЧ в сочетании с остатками топлива ракеты). - ядерные 3 х РГЧ (1980-е годы) - в 1980-е годы велись НИОКР модификации с 3 х ядерными РГЧ (похожими на РГЧ БРСД "Пионер" (SS-20 SABER). Оценочная мощность одной БЧ - 100 кт. Суммарная масса РГЧ должна была быть меньше массы стандартных БЧ, что должно было привести к увеличению дальности действия. Возможно, предполагалось использование на РГЧ оптических ГСН (предположение). Разработка была прекращена на стадии проектирования. Других данных нет. Примечание: ракета может оснащаться ГЧ в боевом варианте либо в телеметрическом, так же у всех штатных ГЧ существуют ГЧ ГВМ - габаритно-весовые макеты; Компоновочная схема комплекса 9К72 (рисунок из книги Zaloga Steven J., Scud Ballistic Missile and Launch Systems 1955-2005. Osprey Publishing. 2006 г.): Цифрами обозначены: | 1 - Отражатель стартового стола | 20 - Отсек экипажа / радиостанция | | 2 - Стартовый стол 9Н117 | 21 - Захваты подъемной рампы ракеты (открыты) | | 3 - Стабилизирующая опора СПУ | 22 - Подъемная рампа ракеты (опущена) | | 4 - Контрольная панель системы стабилизации и запуска | 23 - Кабина управления насосами | | 5 - Огнетушитель | 24 - Бак окислителя | | 6 - Контрольная панель подъема/опускания стола | 25 - Бак горючего | | 7 - Контейнер с инструментами | 26 - Отсек приборов системы управления 1 | | 8 - Места для персонала в кабине упраления | 27 - Взрывчатое вещество БЧ | | 9 - Кабина управления предстартовой подготовкой | 28 - БЧ 8Ф44Ф | | 10 - Решетка забора воздуха | 29 - Контактный взрыватель | | 11 - Места экипажа | 30 - Донный взрыватель | | 12 - Баллоны сжатого воздуха для запуска двигателя СПУ | 31 - Отсек приборов системы управления 2 | | 13 - Ступени для подъема в кабину | 32 - Кабельный канал | | 14 - Место водителя | 33 - Шланг подачи горючего к двигателю | | 15 - Фара | 34 - Труба подачи окислителя | | 16 - Моторное отделение | 35 - Турбокомпрессор двигателя | | 17 - Верхняя часть подъемной рампы | 36 - Двигатель 9Д21 | | 18 - Воздухозаборник двигателя | 37 - Сжатый воздух для запуска топливной системы | | 19 - Антенна радиостанции | | Модификации и обозначения:Комплекс 9К72 "Эльбрус", ракета Р-17 / 8К14, СПУ 2П19 - SS-1B SCUD-A (1962 г.) - оперативно-тактическая ракета, базовый вариант - глубокая модернизация ОТР Р-11М (СКБ-385). Баки окислителя и горючего по сравнению с Р-11М поменяли местами, установлен новый ЖРД с турбонасосным агрегатом, усовершенствована система управления. первый вариант комплекса базировался на гусеничной СПУ 2П19. Разрез ракеты 8К14 / Р-17 (рис. КБМ им. В.П.Макеева) Комплекс 9К73, ракета Р-17В / 8К114 (1963 г.) - вертолетный комплекс 9К73 с вертолетом Ми-6РВК (1963 г.). Постановлением СМ СССР №135-66 от 5 февраля 1962 г. начата разработка ракетно-вертолетного комплекса Р-17В в составе облегченной СПУ и вертолета Ми-10. Разработка велась ОКБ-235 завода №235 - Воткинского машинастроительного завода, главный конструктор - Е.Д.Раков. В ходе работ по реализации проекта Р-17В в 1963 г. был создан комплекс 9К73 с вертолетом Ми-6РВК, ракетой 8К114 и СПУ 9П115. СПУ разработана ГСКБ / КБТМ под руководством Л.Т.Быкова. Опытный образец СПУ 9П115 изготовлен в 1963 г. испытания завершены в 1965 г. После испытаний в 1965 г. по неподтвержденным данным комплекс поступил в опытную эксплуатацию в войска (на вооружение не принят). По состоянию на 1970 г. комплекс еще находился в опытной эксплуатации. Выезд СПУ с ракетой Р-17В из Ми-6РВК (Широкорад А.Б., Атомный таран ХХ века. М., Вече, 2005 г.) Комплекс 9К73 (Широкорад А.Б., Атомный таран ХХ века. М., Вече, 2005 г.)  Ракета 8К114 с пусковой установкой ВПУ-01 вертолетного комплекса 9К73 (Карпенко А.В. "СКАД": от вертолетов до "Рекорда" и "Аэрофона".). Комплекс 9К72 "Эльбрус", ракета Р-17 / 8К14, СПУ 9П117 - SS-1C SCUD-B (1965 г.) - оперативно-тактическая ракета, базовый вариант базируется на колесном СПУ 9П117 - классический SCUD. комплексы 9К72 с СПУ 9П117М на марше (фото КБМ им.В.П,Макеева)
Комплекс 9К72Э / Р-300 "Эльбрус", ракета Р-17Э / 8К14Э - SS-1C SCUD-B (1965 г.) - экспортная модификация / исполнение Р-17.
Комплекс 9К77 "Рекорд", ракета Р-17М / 9М77 - SS-1D SCUD-C / KY-03 (1965 г.) - отдельная статья по ракете - вариант ракеты с увеличенными баками и дальностью до 500 км. Разработку в инициативном порядке вело ОКБ-235 (КБ Воткинского машиностроительного завода) под руководством Евгения Дмитриевича Ракова. Разработка велась под шифром ОКР "Рекорд" в 1964-1968 г.г. Техническое руководство проектом возложено на СКБ-385 (В.П.Макеев) и СКБ-626 (Н.А.Семихатов). Предложение по созданию ракеты было рассмотрено ВПК при СМ СССР и разработка была начата Постановлением СМ СССР от марта 1963 г. Летно-конструкторские испытания ракетного комплекса 9К77 проходили на полигоне Капустин Яр с апреля 1964 г. по 1967 г. Председателем Государственной комиссии был генерал-полковник И.И.Волкотрубенко. Испытания проходили не очень удачно, но четыре последних пуска прошли успешно и всего по программе ЛКИ было проведено 5 успешных пусков. Ракета по спутниковым снимкам была идентифицирована Министерством обороны США как KY-03. По воспоминаниям одного из ветеранов полигона Капустин Яр А.Н. Захарова ( источник) увеличенные габариты ракеты не выдерживали перегрузок, которые возникали при входе ракеты в плотные слои атмосферы, и ракета разрушалась в полете.
В связи с созданием ОТР на твердом топливе «Темп-С» с дальностью полета до 900 км работы по комплексу Р-17М были прекращены. В дальнейшем из-за разногласий с директором завода №235 В.Г.Садовниковым, не без участия А.Д.Надирадзе - конкурента проекта 9М77 - главный конструктор ракеты и комплекса Е.Д.Раков был отстранен от разработки и вскоре уволен ( ист - Карпенко).
Комплекс 9К72, ракета Р-17 / Р-17У / 8К14-1 (1967 г.) - ракета 8К14 с конструктивными изменениями для применения химической БЧ 3Н8 (испытания 1962-1964 г.г., принята на вооружение в 1967 г. вместе с СПУ 9П117), в некоторых источниках ракета называется Р-17У. Ракета состояла на вооружении. Стальной стыковочный шпангоут вместо алюминиевого, возможность установки более тяжелых (более 1000 кг) БЧ. По корпусу ракеты подведены воздухопроводы низкого и высокого давления к срезу приборного отсека (плоскости стыковки ракеты с БЧ). Может применяться с любыми БЧ, но с БЧ 3Н8 только на СПУ типа 9П117 (т.е. не применялась на гусеничной СПУ 2П19). Ракета-мишень Р-17 (1972 г.) - по решению ВПК при СМ СССР КБ Воткинского машиностроительного завода вело разработку ракеты-мишени на базе ракеты Р-17. Предназначение мишени - испытание зенитных ракетных комплексов с ограниченными возможностями ПРО. В корпусе ГЧ ракеты располагалась аппаратура с датчиками и устанавливался специальный бронированный блок для передачи данных о координатах и типе поражения ГЧ на землю. Конструкторская документация разработана в 1971-1972 г.г. В ноябре-декабре 1972 г. на полигоне Эмба тремя успешными пусками проведены испытания ракет-мишеней. Ракеты-мишени рекомендованы к принятию на вооружение и до 1977 г. изготавливались серийно небольшими партиями на Вотскинском машиностроительном заводе. Позже, вероятно, в мишени переделывались штатные ракеты Р-17. ракеты-мишени использовались для отработки возможностей ЗРК С-300, а позже и С-300ПМ на полигоне Капустин Яр.
Ракета Р-17 серийное усовершенствование - модернизированный в ходе производства в Воткинске вариант серийной ракеты (середина 1970-х годов). Увеличено время хранения топлива в заправленной ракете до 90 суток (согласно данным СМИ) и до 1 года при хранении без пускового горючего. Дальность не менее 270 км. Комплекс 9К72-О (оптический) "Аэрофон", ракета Р-17ВТО / 8К14-1Ф - SS-1E SCUD-D / SCUD-C VTO (?) / SCUD-D (1979 г.) - в 1967-1973 г.г. в ЦНИИАГе (Центральный научно-исследовательский институт автоматики и гидравлики) под руководством З.М.Персица совместно с НПО "Геофизика" велись НИОКР оптической фотоэталонной ГСН (фотоэталон - фотоснимок местности с расположением цели) для изделия на базе ракеты 8К14-1 (проект "Аэрофон"). В 1974-75 г.г. был создан прототип оптической ГСН с цифровой обработкой данных (цифровой снимок местности с выборкой из компьютерной библиотеки снимков). В 1975-79 г.г. велись испытания ГСН на самолете Су-17.
Опытно-конструкторские испытания ракетной системы с ГЧ "Аэрофон" начаты на полигоне Капустин Яр в рамках первого этапа испытаний (тема ОКР "Флаг") с ноября 1977 г. по сентябрь 1979 г. ГЧ с ГСН испытывалась пусками на ОТР 8К14-1. Первый пуск ракеты 8К14-1 с БЧ с работающей ГСН произведен 29 сентября 1979 г. Дальность пуска - 300 км, КВО - несколько метров. Всего в ходе первого этапа испытаний проведено 3 пуска ракет. Принято решение о создании серийного войскового варианта комплекса "Аэрофон" - подрядчики - ЦНИИАГ, ПО "Воткинский машиностроительный завод" и ПО "Подольский машиностроительный завод".
Второй этап испытаний - заводские летно-конструкторские испытания комплекса - проходил с 1983 по 1986 годы (всего произведено 8 пусков). 24 сентября и 31 октября 1984 г. - неудачные пуски. С 1985 г. успешные испытания.
Третий этап - государствнные испытания комплекса "Аэрофон" с учетом доработок и модернизаций по итогам первых двух этапов испытаний - проходил с марта 1986 г. по сентябрь 1989 г. Председатель государственной комиссии заместитель начальника ракетных войск и артиллерии Ленинградского ВО генерал-майор Алексей Петрович Гробовой. В ходе госиспытаний проведено 22 пуска ракет с ГЧ "Аэрофон". Принято решение принять комплекс в опытную эксплуатацию и для изучения в ВВУЗах.
Комплекс принят в опытную эксплуатацию под наименованием 9К72-О в 1989 г. В сентябре 1990 г. часть 22-й ракетной бригады Белорусского ВО (состав - 381, 383, 397 ордн, всего в бригаде 18 СПУ 9П117М, г.Кременчуг, г.Домбовар, в/ч 14359. Расформирована 3 мая 2005 года) прибыла в Капустин Яр для ознакомления и проведения пробных пусков комплекса 9К72-О "Аэрофон". Пуски производились испытательными вариантами ракет с белыми отделяемыми частями и штатным вариантом с БЧ зеленого цвета. Первый пуск произведен одиночной ракетой, второй пуск - парный. Результаты - на дальности пуска 150-200 км (если судить по стартовой траектории и времени отсечки двигателей) КВО составляло от 2-6 м до немногим более 10 м. Пуски производились в ясную погоду. В 1993 г. для опытной эксплуатации поступил в 22-ю ракетную бригаду в комплекте с автоматизированной системой управления нанесением ударов 1У120 "Вискоза" (хотя есть неподтвержденные данные о расформировании бригады в 1992 году) и в 1990-е годы комплекс был предложен на экспорт. На вооружение комплекс не принят в связи с высокой метеозависимостью ГСН (облачность). По состоянию на 2008 г. комплексы 9К72-О находятся на хранении в одной из ракетных бригад. ГЧ выполнена в формате БЧ 3Н8, запуск возможен с любой СПУ типа 9П117 (после установки удлинняющей ложемент проставки). Длина БЧ - 4 м (по западным данным) Диаметр БЧ - 0.65 м (по западным данным) Состав машин комплекса: СПУ типа 9П117 ТЗМ и агрегаты обеспечения хранения и погрузки ракет Машина ввода данных 9С752 на шасси "Урал" (ввод полетного задания в аппаратуру головной части в стартовых отделениях) Машины подготовки данных 9С751 на шасси "Урал" (машины для оцифровки космических или аэрофотоснимков, используемых для ввода полетного задания) КШМ (служили для управления и передачи данных): - в ракетной бригаде - 9С92 на шасси КамАз
- в ракетном дивизионе - 9С95 на шасси КамАз
- в стартовой батарее - 9С96 на шасси КамАз
Отделяющаяся БЧ с оптической ГСН (Долгих А., Ракета видит цель. // Красная звезда. 18.02.1993 г.) SS-1E SCUD-D - СПУ типа 9П117М комплекса 9К72О с ракетой (Долгих А., Ракета видит цель. // Красная звезда. 18.02.1993 г.) Рисунок из книги Zaloga Steven J., Scud Ballistic Missile and Launch Systems 1955-2005. Osprey Publishing. 2006 г.  СПУ 9П117М комплекса 9К72-О с ракетой 8К14-1Ф (с оптической ГСН) - SS-1E SCUD-D на стрельбах ( http://cniiag.ru, обработано). СПУ 9П117М комплекса 9К72-О с ракетой 8К14-1Ф (с оптической ГСН) - SS-1E SCUD-D. БЧ телеметрическая. ( http://forum.volgodom.ru) Проекции Р-17ВТО (Широкорад А.Б., Атомный таран ХХ века. М., Вече, 2005 г.)
Ракета "Р-17ВТО2" - название условное, модификация ракеты 8К14 с радиолокационной системой самонаведения. По неподтвержденным данным НИОКР такой системы велись. Вероятно, до испытаний НИОКР не доведены, разработка (вероятно) прекращена. Точных данных по ГСН нет (т.е. может быть ГСН была пассивной радиолокационной, а может быть РЛ-ГСН с наведением по цифровой карте местности или какой-то другой принцип).
| 
