Р-14

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к: навигация, поиск
Р-14
Индекс ГРАУ: 8К65
по классификации МО США и НАТО: SS-5 Skean
SS-5 Skean.JPEG
БРСД P-14 (SS-5 Skean), 1977 год
Тип БРСД
Статус снята с боевого дежурства — 1981
ликвидирована по РСМД к 21 мая 1990
Разработчик Союз Советских Социалистических Республик ОКБ-586
Главный конструктор М. К. Янгель
Годы разработки Р-14: 1958-1962[1]
Начало испытаний 6 июня 1960 года[1]
Принятие на вооружение 24 апреля 1961 года
Производитель Завод №586
Завод №1001
Годы эксплуатации 1962-1987
Основные эксплуатанты Союз Советских Социалистических Республик РВСН
Модификации Р-14У (8К65У)
65С3
11К65 «Космос-3»
11К65М «Космос-3М»
К65УП «Вертикаль»
К65М-Р
К65М-РБ
Основные технические характеристики:
* Максимальная дальность — до 4500 км
* Время пуска из полной готовности — 20 мин.
* Точность (предельное отклонение) — ±5 км
* Забрасываемый вес — 1500 кг
* Головная часть — термоядерная 8Ф15, моноблочная, 2,3 Мт
↓Все технические характеристики

Р-14 (индекс ГРАУ — 8К65, по классификации МО США и НАТО — SS-5 Skean) — советская жидкостная одноступенчатая баллистическая ракета средней дальности (БРСД) наземного базирования.

Головной разработчик — ОКБ-586. Принята на вооружение в апреле 1961 года.

В 1964 году на вооружение была принята ракета Р-14У (индекс 8К65У) с шахтным базированием в стартовом комплексе группового старта 8П765 «Чусовая».

История создания[править | править вики-текст]

Успех в создании БРСД Р-12 позволил молодому ОКБ-586 под руководством Янгеля выступить с новыми инициативами. Первоначально усилия КБ были направлены на создание БРПЛ Р-15, представляющей собой уменьшенный вариант Р-12. Работы по ней велись с августа 1955. Одновременно с работами по морской тематике ОКБ-586 выступило с инициативами разработки новых баллистических ракет средней и межконтинентальной дальности — будущие Р-14 и Р-16[2].

Для ракеты средней дальности предлагалось увеличить дальность по сравнению с Р-12 вдвое, что стало бы ответом США на создание БРСД «Юпитер» (3200 км) и «Тор» (2800 км). Предэскизный проект Р-14 вышел в третьем квартале 1956. Компоненты топлива были выбраны те же, что и на Р-12 — углеводородное горючее ТМ-185 и окислитель АК-27И. Рассматривались два варианта — одноступенчатая и двухступенчатая схемы. При этом предпочтение отдавалось одноступенчатой схеме в виду ее большей простоты и надежности. Была определена стартовая масса ракеты в 95 т с достижением дальности 4500 км. Это позволило бы новой ракете с территории Советского Союза поражать любые цели в Европе, Азии, части Северной Америки и Африки. Система управления, также как и на Р-12 предполагалась автономная инерциальная, что в связи с возросшей дальностью требовало повышения ее точности[2].

После выпуска предэскизного проекта работы по Р-14 были временно приостановлены. Еще не были закончены работы по Р-12. Руководство ОКБ сомневалось в возможностях КБ и завода одновременно разрабатывать две новые ракеты. Поэтому усилия были сосредоточены на создании межконтинентальной ракеты. В отличие от Р-14, Р-16 изначально планировалась под новую перспективную пару топлив — НДМГ + АК27И. Это обещало обеспечить повышение удельного импульса на 15 % по сравнению с компонентами топлива Р-12. Первоначально это нововведение руководством страны было воспринято прохладно. Это требовало организовать промышленное производство нового топлива в сжатые сроки. К тому же возникло опасение в невозможности выдержать сроки по разработке новых ЖРД. Планировавшееся для их разработки ОКБ-3 НИИ-88 главного конструктора Д. Д. Севрука не имело собственной производственной базы, что увеличивало сроки отработки двигателей. Попытки Янгеля перевести ОКБ-3 в Днепропетровск не увенчались успехом[2].

Немаловажным было и отрицательное отношение главного конструктора ОКБ-1 Королева к созданию баллистических ракет на высококипящих компонентах. В связи с этим было принято решение правительства о проведении научной экспертизы. В январе 1958 года экспертный совет под руководством академика М. В. Келдыша в целом одобрил эскизный проект Р-16, доложив правительству о принципиальной возможности создания МБР с заявленным характеристиками. Экспертным советом было отмечена неотработанность маршевых двигателей ОКБ-3 НИИ-88. В связи с этим было принято предложение ОКБ-586 передать работы по созданию маршевых ЖРД ОКБ-456 В. П. Глушко. ОКБ-456 энергично приступило к работе и предложило созданную на базе ЖРД 8Д513 с одним ТНА целую линейку двигателей. Для Р-16 были предложены шестикамерный 8Д712 и двухкамерный 8Д713, а для Р-14 — четырехкамерный 8Д514[2].

Это решение ОКБ-456 по двигателям способствовало возобновлению работ по Р-14. Также повлияли настойчивые просьбы начальника реактивного вооружения страны генерал-майора А. И. Семёнова о проведении работ по ракете средней дальности. 2 июля 1958 года вышло постановление правительства о разработке ракеты Р-14[2]. Эскизный проект был разработан к декабрю 1958. В отличие от Р-12, диаметр корпуса которой для упрощения производства был выбран равным уже производившимися Р-2 и Р-5М, диаметр корпуса Р-14 был выбран равным 2,4 метра — как на второй ступени межконтинентальной Р-16. Успехи в разработке ОКБ-456 двигателя на НДМГ позволили остановиться на одноступенчатой схеме[3]. Фактически Р-14 стала максимумом того, что можно было «вытянуть» из одноступенчатой схемы.

В начале 1959 года резко обострилась международная обстановка в связи с развитием событий вокруг «Берлинского кризиса». По результатам личного доклада М. К. Янгеля Н. С. Хрущёву было принято решение о интенсификации работ над Р-14 и Р-16. 13 мая 1959 года вышло постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР № 514—232 «О сокращении сроков создания изделий Р-16, Р-14 и организации их серийного производства» которым предусматривалась передача из КБ Янгеля всех работ по морскому комплексу Д-4 с ракетой Р-21 в СКБ-385 В. П. Макеева. Для Р-14 начало ЛКИ было установлено на сентябрь 1960 года, а поставка первых серийных ракет в войска — уже на 1961 год.[4] К производству ракет подключались заводы № 166 (г. Омск) и № 1001 (г. Красноярск)[5].

Конструкция[править | править вики-текст]

Ракета 8К65[править | править вики-текст]

Ракета 8К65 выполнена по одноступенчатой схеме с отделяющейся головной частью. Топливные баки ракеты несущие, в конструкции применены алюминиевые панели, обработанные химфрезерованием. Наддув бака окислителя осуществляется воздухом, горючего — азотом[6]. Топливные баки изолировались от остальной топливной системы прорезаемыми мембранными клапанами, что позволило довести срок хранения ракеты в заправленном состоянии до 30 суток[7]. Ракета оснащалась специальной системой одновременного опорожнения топливных баков, позволившая уменьшить неиспользуемый остаток топлива[8].

1 — турбина ТНА; 2 — газогенератор; 3 — камера сгорания; 4 — датчик давления системы регулирования тяги; 5, 6, 7 — отсечные клапаны; 8 — главный пусковой клапан; 9, 18 — пусковые блоки обратных клапанов; 10, 12, 13 — редукторы давления; 11 — разделительные пиромембранные клапаны; 14 — электропривод; 15 — пусковой электроклапан; 16, 17 — пусковые бачки; 19 — главный пуско-отсечной клапан; 20, 22 — клапаны заправки пусковых бачков; 21 — насос горючего; 23 — насос окислителя; 24 — выпускное сопло генераторного газа а — подача окислителя; б — подача горючего; в — подача азота

Ракета оснащалась маршевым двигателем РД-216 (8Д514) разработанным ОКБ-456 под руководством В. П. Глушко. Работал на самовоспламеняющихся высококипящих токсичных компонентах топлива — горючем НДМГ и окислителе АК-27И. Двигатель был четырехкамерным, выполненным по открытой схеме. Состоял из двух двухкамерных двигательных блоков РД-215 (8Д513), объединенных рамой крепления с корпусом и имевшим общую схему запуска. Каждый из двигателей РД-215 имел собственный турбонасосный агрегат (ТНА), газогенератор и систему автоматики[2][6][7].

Сухой вес двигателя 1150 кг, высота 2195 мм, диаметр 2260 мм. Давление в камере сгорания 75 кгс/см². Тяга двигателя у земли 151 тс, удельный импульс у земли 246 с, в пустоте 289 с[9]. Время работы ЖРД при стрельбе на максимальную дальность составляло порядка 125 сек[10]. Камеры сгорания были паяносварной конструкции с внутренним завесным (охлаждение стенки камеры сгорания от форсуночной головки) и регенеративным (с помощбю горючим пропускаемым между стенками камеры) охлаждением. Состояли из внутренней и внешней стальных оболочек, соединенных гофрированной проставкой. Все форсунки были однокомпонентными[10].

ТНА располагались между камерами сгорания в районе их горловин. Они работали на основных компонентах топлива, что позволило отказаться от использовавшейся на Р-12 перекиси водорода. Каждый турбонасосный агрегат состоял из двух шнекоцентробежных насосов с двухсторонними входами и осевой двухступенчатой турбины, расположенных на двух валах соединенных торсионной рессорой. На одном валу размещались насос окислителя и консольно закрепленная турбина, на втором — насос горючего. Крыльчатки, шнеки и корпуса насосов изготавливались из алюминиевых сплавов. Ротор и коллекторы турбины — из никелевых сплавов. Остальные детали ТНА были стальными. Привод ТНА осуществлялся газом, образующимся в газогенераторе при сжигании топливной смеси с избытком горючего. Расход топливной смеси в газогенераторе составлял около 1,8 % от общего расхода топлива[10]. Мощность ТНА составляла 3270 КВт при частоте вращения 155 об/с[10].

Газогенератор одностенный с цилиндрическим корпусом и охлаждением с помощью создаваемой форсункой завесы горючего. Изготавливался из сталей и никелевых сплавов[10]. Отработанный газ после прохождения через ТНА выбрасывался в специальное сопло. Система автоматики срабатывала от электро- и пирокоманд[11], а также от управляющего давления азота. Азот в систему поступал от бортовых баллонов через редуктор давления[6].

Запуск ЖРД одноступенчатый, без выхода на промежуточную ступень тяги. При запуске производилось открытие пиромембранных клапанов, установленных на входы в насосы. Компоненты топлива заполняли насосы и пусковые бачки. Топливные клапаны питания газогенератора на выходе из насосов при этом остаются закрытыми. Начальная раскрутка ТНА производилось за счет сжигаемых в газогенераторе компонентов топлива вытесняемых из пусковых бачков газообразным азотом. При повышении давления, создаваемого насосами, топливные клапаны открываются и происходит переключение газогенератора на питание от насосов ТНА[10].

Регулирование тяги производится изменением расхода топлива через газогенератор, по командам системы кажущейся скорости. Выключение двигателя с целью уменьшения разброса импульса последействия тяги осуществлялось в два этапа. На первом этапе прекращалась подача топлива в газогенератор. На втором этапе прекращалась подача топлива в камеры сгорания и дренаж горючего из системы охлаждения[10].

Управление ракетой осуществлялось за счет отклонения вектора тяги с помощью графитовых газоструйных рулей[6]. Автономная инерциальная система управления разрабатывалась в НИИ-885 под руководством Н. А. Пилюгина[2]. Она впервые была размещена на гиростабилизированной платформе 8Л278 с воздушным подвесом гироскопов, что значительно уменьшило инструментальные погрешности системы управления. Комплекс командных гироскопических приборов «Корунд» для СУ Р-14 были разработаны в НИИ-49 МСП (сейчас "Концерн «Гранит-Электрон») под руководством В. П. Арефьева. В систему управления входил также генератор программных импульсов. Принятые меры позволили получить предельное отклонение равное 5000 м — такое же, как и у Р-12 с вдвое меньшей дальностью[12].

После отключения двигателей происходило отсоединение головной части и увод от нее ракеты с помощью трех[8] установленных на корпусе тормозных РДТТ[2]. Отделяемая головная часть ракеты имела коническую форму с затуплением полусферической формы выполненным из термостойкого сублимирующего материала. На корпус головной части наносилось защитное покрытие из асботекстолита[2].

Состав комплекса[править | править вики-текст]

Защитная крышка ШПУ 8П765 «Чусовая-В» для ракет 8К65, стартовая позиция 68-й ракетной бригады, Сарыозек
Состав наземного, подвижного варианта комплекса 8П865[прим. 1]
Техническая позиция Стартовая позиция
Машина управления пуском 8Н114
Машина испытаний 8Н115
Машина питания 8Н225
Дизельная электростанция ЭСД-10
Дизель-компрессорная станция 8Г315А
Преобразовательный агрегат 522 нет
Автомобильный кран 8Т26 нет
Транспортно-подъёмная тележка 8Т145 нет
Азотодобывающая станция 8Г318 нет
Пусковой стол нет 8У229
Установщик нет 8У224
Стыковочная машина нет 8Т332
Заправщик окислителя нет 8Г134
Заправщик горючего нет 8Г140
Заправщик азота нет 8Г135У
Агрегат обслуживания нет 8Т144
Обмывочно-нейтрализационная машина нет 8Т311
Подогреватель воздуха нет 8Г27
Машины принадлежностей нет 8Т353, 8Т354, 8Т355
Приборы прицеливания нет 8Ш20

Испытания[править | править вики-текст]

В первом квартале 1960 года были выполнены первые горячие проливки ракеты[13]. С 28 марта[8] по май 1960 года в Загорском НИИ-229 было проведено четыре стендовых испытания двигателей, прошедшие без особых замечаний. Во втором квартале 1960 экспериментальная отработка Р-14 была завершена и начата подготовка к лётно-конструкторским испытаниям[13].

Лётно-конструкторские испытания начались 6 июня 1960 года на ГЦП-4 (полигон Капустин Яр)[8]. Для проведения испытаний 8К65 на технической позиции (площадка №20 полигона) был построен монтажно-испытательный корпус, а на площадке №21 - стартовая позиция с двумя стартами, вблизи Братска был оборудован район падения головных частей. Председателем Госкомиссии был назначен генерал-майор А. Г. Мрыкин. Техническим руководителем испытаний — заместитель Янгеля В. С. Будник. По результатам первого пуска была выявлена ненормальная работа системы перелива окислителя. Во время второго запуска 25 июня 1960 из-за разрушения отсечного пироклапана в конце активного участка произошло нештатное выключение двигателя[13]. Первые пуски выявили конструктивный недостаток, вызывавший явление кавитации, что приводило к разрушению ракет[7]. Все недостатки достаточно быстро устранялись и по результатам 22 пусков, завершившихся 15 февраля 1961 года, Госкомиссия подписала отчет о прохождении испытаний с рекомендацией о принятии ракеты на вооружение[13]. Ракета Р-14 была принята на вооружение постановлением правительства от 24 апреля 1961 года[13][8]. Серийным производством ракет с 1960 года занимались завод № 586 в Днепропетровске (будущий Южмаш) и завод № 1001 в Красноярске[8].

Пуски[править | править вики-текст]

12 июня 1969 года с позиции 1 батареи 1 дивизиона в/ч 44245,(Новосысоевка), командир полковник Демидов ВИ, произведён учебный запуск ракеты 8к65,по полигону на Камчатке. С НП наблюдали Гречко, Крылов.

Тактико-технические характеристики[править | править вики-текст]

Р-14 (8К65) Р-14У (8К65У)
Тип ПУ Наземный стартовый комплекс 8П865
с пусковым столом 8У235 (8У229 по другим данным)
Стартовая позиция группового старта 8П765
с 3-мя ШПУ
Основные ТТХ комплекса
Дальность стрельбы, км 4500 (5500)
Точность стрельбы
КВО / предельное отклонение, км

/ 5
Боеготовность:
— полная, мин

20
Тип старта наземный наземный, шахтный
Защищённость ракеты от ВУВ ЯВ
при нахождении на ПУ, кгс/см² (МПа)
≈0,2 (0,02) 2 (≈0,2)
Гарантийный срок нахождения
в заправленном состоянии
до 30 суток
Данные ракеты
Стартовый вес, тс 86,3-87
Сухой вес, тс 6,806
Сухой вес без ГЧ, тс 4,99 (5,2)
Количество ступеней одна
Система управления инерциальная, автономная
с трёхосной гиростабилизированной платформой
Боевое оснащение
Тип головной части 8Ф15 моноблочная с неуправляемым боевым блоком
Вес головной части, кгс 1500 (1546)
Мощность ядерного заряда 2,3 Мт
Диаметр ГЧ у основания, м
Габаритные размеры ракеты
Длина ракеты, мм 24300-24400
Диаметр цилиндрической части, мм 2400
Максимальный диаметр (юбки), мм 2800
Размах стабилизаторов, мм 4120 отсутствуют
Параметры ступени и ДУ
Длина 1-й ступени (без ГЧ), мм 21620
Топливо:
- окислитель
- горючее
жидкое
АК-27И
НДМГ
Вес топлива, тс
в том числе:
- окислителя
- горючего
79,2

57,4
23,19
Вес сжатого воздуха, кгс 32
Вес азота, кгс 43
Тип ДУ четырёхкамерный ЖРД открытого цикла 8Д514 (РД-216)
(из двух двухкамерных ЖРД 8Д513 (РД-215), каждый с ТНА)
четырёхкамерный ЖРД 8Д514У (РД-216У)
Тяга (на земле/в пустоте), тс 151/177,5
Удельный импульс (на земле/в пустоте), с 246/289
Время работы, с 130-131 (125)
Давление в камере, ат 75
Секундный расход окислителя, кг/с 440
Секундный расход горючего, кг/с 175
Соотношение окислителя к топливу 2,51
Габариты ДУ (длина/диаметр), мм 2195/2260
Вес двигателя (сухого/залитого), кгс 1150/1350
Мощность ТНА, л .с. 4700
Число оборотов турбины ТНА в минуту 9500
Органы управления газодинамические рули
и 3 тормозных РДТТ 8Д81

Развёртывание[править | править вики-текст]

Развитие группировки Р-14 и Р-14У. Количество ПУ на боевом дежурстве[23]
1961 1962 1963 1964 1965 1966 1967 1968 1969 1970 1971 1972 1973 1974 1975 1976 1977 1978 1979 1980 1981 1982 1983
Р-14 17 28 54 32 101 101 101 100 96 89 87 87 87 87 87 87 79 73 45 35 25 16 0
Всего БРСД 426 522 654 636 693 677 673 656 628 593 567 567 567 567 567 561 578 576 573 567 586 591 490
% от РКСН 3,85 4,84 6,96 3,87 10,89 8,81 7,004 6,002 5,19 4,33 4,23 4,16 4,13 4,05 4,07 4,25 3,96 3,7 2,26 1,76 1,26 0,8 0

Эксплуатация[править | править вики-текст]

43-я ракетная армия[править | править вики-текст]

В Винницкой ракетной армии (далее РА) на конец 1965 года имелось 50 ПУ Р-14 (в том числе 24 ШПУ)[24]:

50-я ракетная армия[править | править вики-текст]

В Смоленской РА на конец 1965 года насчитывалось 27 стартовых позиций Р-14 (12 наземных и 15 шахтных):

31-я ракетная армия[править | править вики-текст]

В Оренбуржской РА, а до 1970 года — в подразделениях 18-го и 24-го отдельных ракетных корпусов (г. Оренбург и г. Джамбул, соответственно), максимально на БД находилось 13 ПУ Р-14:

9-й отдельный ракетный корпус[править | править вики-текст]

На вооружении 9 орк (г.Хабаровск), с 1961 года и до расформирования и передачи полков в другие объединения (46-ю и 53-ю ракетные армии) в 1970 году, максимально имелось 11 ПУ Р-14:

Сохранившиеся экземпляры[править | править вики-текст]

Примечания[править | править вики-текст]

  1. По информации представленной на стенде «Самая мощная одноступенчатая» музея полигона «Капустин Яр»

Источники[править | править вики-текст]

  1. 1 2 Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро «Южное» / Под общей ред. С. Н. Конюхова. — Днепропетровск: ООО «КолорГраф», 2001. — С. 24-26. — 1100 экз. — ISBN 966-7482-00-6.
  2. 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Глава 2. Главная кузница ракетного оружия (1954—1964). Раздел «Новые предложения ОКБ» // История КБ «Южное».
  3. Стратегические ракетные комплексы. — С. 43.
  4. Ивкин, 2010, Из постановления № 514—232 «О сокращении сроков создания изделий Р-16, Р-14 и организации их серийного производства»
  5. Глава 2. Главная кузница ракетного оружия (1954—1964). Раздел «Главная задача — МБР» // История КБ «Южное».
  6. 1 2 3 4 Ракетный комплекс средней дальности Р-14 с ракетой 8К65 (Р-14У/8К65У). Информационно - новостная система "Ракетная техника". Проверено 1 июня 2011. Архивировано из первоисточника 29 февраля 2012.
  7. 1 2 3 Баллистическая ракета среднего радиуса действия Р-14 8К65, Р-14У 8К65У SS-5 "Scean". сайт "Капустин Яр". Проверено 1 июня 2011. Архивировано из первоисточника 29 февраля 2012.
  8. 1 2 3 4 5 6 Стратегические ракетные комплексы. — С. 44.
  9. Двигатели разработки НПО Энергомаш. Сайт разработчика - НПО Энергомаш. Проверено 2 июня 2011. Архивировано из первоисточника 29 февраля 2012.
  10. 1 2 3 4 5 6 7 Двигатели 1944—2000. Авиационные, ракетные, морские, промышленные: Иллюстрированный справочник под ред. Шустова. 2000. изд. Атмосфера, стр. 275—276
  11. по данным некоторых источников система пиротехнических приводов была резервной
  12. Стратегическое ядерное вооружение России. — 1998. — С. 168.
  13. 1 2 3 4 5 Глава 2. Главная кузница ракетного оружия (1954—1964). Раздел «Р-16, Р-14 — на боевое дежурство» // История КБ «Южное».
  14. 1 2 3 ÍÏÎ «Þæíîå»-2-2
  15. 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 Учебно – боевые пуски ракет 43 ракетной дивизии (рус.). Сайт посвящённый 43-й гвардейской ракетной дивизии. Проверено 19 мая 2011. Архивировано из первоисточника 29 февраля 2012.
  16. 1 2 3 О истории формирования и боевом пути 43 ракетной дивизии (рус.). История 43 гв.рд. Сайт посвящённый 43-й гвардейской ракетной дивизии. Проверено 19 мая 2011. Архивировано из первоисточника 29 февраля 2012.
  17. 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 Феоктистов, 2001, Приложение 1. Учебно-боевые пуски, с. 293
  18. 1 2 3 4 Военный энциклопедический словарь ракетных войск стратегического назначения, 1999, Хронология основных событий истории РВСН, с. 624
  19. 1 2 Смирнов, Ясаков, 2002, Операция "Тюльпан", с. 268
  20. 1 2 Военный энциклопедический словарь ракетных войск стратегического назначения, 1999, Операция «Тюльпан», с. 336
  21. Вице-адмирал Е. А. Шитиков. Боевые стрельбы с ядерными взрывами (рус.). Проверено 4 июня 2011. Архивировано из первоисточника 29 февраля 2012.
  22. 1 2 3 Феоктистов, 2001, Ракетная Брестская ордена Суворова бригада (г. Сары-Озек)
  23. Сухина, Ивкин, Дюрягин, 1999, с. 68,80,85
  24. 1 2 История Ракетных войск стратегического назначения (рус.). Сайт Музея Ракетных войск стратегического назначения, Украина. Проверено 3 июня 2011. Архивировано из первоисточника 29 февраля 2012.
  25. Боевой состав 43 ракетной дивизии
  26. 1 2 3 433rd Guards Red Banner orders of Kutuzov and Aleksandr Nevskiy Missile Regiment  (англ.)
  27. 1 2 3 Историческая справка 665 рп Сайт по истории 43-й ракетной дивизии
  28. 43 гвардейская Смоленская орденов Суворова и Кутузова ракетная дивизия РВСН
  29. 1 2 3 4 5 Историческая справка 668 рп Сайт по истории 43-й ракетной дивизии
  30. 1 2 3 434th Missile Regiment  (англ.)
  31. Носов, 2008, с. 144
  32. 1 2 3 428th Guards Zvenigorodskiy Red Banner Missile Regiment  (англ.)
  33. 1 2 3 344th Guards Red Banner Missile Regiment im. 50th Anniversary SSSR  (англ.)
  34. 1 2 3 24th Missile Regiment  (англ.)
  35. 19 ракетная Запорожская Краснознаменная орденов Суворова и Кутузова дивизия РВСН
  36. 1 2 Носов, 2008
  37. Музей Ракетных войск стратегического назначения Министерство обороны

Литература[править | править вики-текст]

  • Военный энциклопедический словарь ракетных войск стратегического назначения / Министерство обороны РФ.; Гл.ред.: И. Д. Сергеев, В. Н. Яковлев, Н. Е. Соловцов. — М.: Большая Российская энциклопедия, 1999. — 632 с. — 8500 экз. — ISBN 5-85270-315-X.
  • Воскресенский С. Тяжелая ракета средней дальности // Техника и вооружение. — 2013. — № 1. — С. 34-39. — ISSN 1682-7597.
  • Задача особой государственной важности. Из истории создания ракетно-ядерного оружия и Ракетных войск стратегического назначения (1945-1959 гг.) / Сост. В. И. Ивкин, Г. А. Сухина. — М.: Российская политическая энциклопедия (РОССПЭН), 2010. — 1207 с. — 800 экз. — ISBN 978-5-8243-1430.
  • Носов В. Т. Стратеги. Командующие ракетными армиями, командиры ракетных корпусов. — ЦИПК РВСН, 2008. — 276 с.
  • Смирнов Г. И., Ясаков А. И. История 50-й ракетной армии. — Смоленск, 2002. — Т. I. Создание и становление (1959-1964 гг.). — 349 с.
  • Сухина Г. А., Ивкин В. И., Дюрягин М. Г. Ракетный щит Отечества / Под общ. ред. В. Н. Яковлева. — М.: ЦИПК РВСН, 1999. — 254 с.
  • Стратегические ракетные комплексы наземного базирования / Под ред. Шевченко С. Н.. — М.: Военный парад, 2007. — 248 с. — ISBN 5-902975-12-3.
  • Феоктистов Ю. Н. Оренбургская стратегическая. Хроника основных событий истории Оренбургской ракетной армии / Под общ. ред. А. С. Борзенкова. — Пермь: Пермское книжное издательство, 2001. — 328 с. — 7000 экз. — ISBN 5-93683-001-2.

Ссылки[править | править вики-текст]

Русскоязычные ресурсы[править | править вики-текст]

Иноязычные ресурсы[править | править вики-текст]