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UR-100MR/SS-17打屁股器

UR-100MR / SS-17洲际弹道导弹是一种两级、串联、可储存液体推进剂导弹，打算取代轻型UR-100 SS-11导弹。它是SS-19细高跟鞋的竞争设计，尽管事实上两者都部署了。它是第一个苏联洲际弹道导弹拥有多管独立可目标再入运载器(MIRV)和第一个使用冷发射系统。UR-100MR / SS-17洲际弹道导弹被评估为具有投掷重量6000磅、射程5500海里的能力。抛掷重量由一个后助推飞行器和一个或四个再入飞行器组成。

SS-17的外形尺寸由SS-11 UR-100发射井的特性决定，UR-100MR导弹计划部署在该发射井中。与UR-100相比，两级的直径都有所增加，第一级为2.25 m，第二级为2.1 m。UR-100MR使用不对称二甲基肼和四氧化二氮推进剂。第一级使用封闭循环单室持续器发动机和四室开放循环控制电机。第二级装备有一个单室开式循环持续器，放置在油箱下部。第一级飞行控制使用偏转控制电机室，而第二级使用注入喷嘴发散部分的气体。固体推进剂火箭用于分离级。

火箭MR UR-100被放置在先前硬化的SS-11 UR-100发射井中。运输发射罐中的导弹使用两条减震带插入筒仓。SS-17采用弹托冷发射或弹出式发射系统，有助于改造现有SS-11设施。

• SS-17 Mod-1-SS-17的初始版本携带4枚MIRV弹头，每枚弹头的当量为0.3-0.75 Mt，一个带有指挥结构和固体推进剂火箭发动机的仪表模块构成了后助推飞行器。根据西方的估计，每辆RV的重量约为900磅。该导弹具有惯性制导系统，1975年的CEP估计为0.34海里，1980年的CEP估计为0.28海里。其开发于1970年9月获得批准，由V.F.乌特金领导的KB Yuzhnoye（OKB-586）进行。改进迫击炮发射技术的弹出式测试始于1971年5月。Mod1和MOD2的全尺寸飞行设计试验于1971年12月26日和1974年12月17日在拜科努尔航天中心试验场进行。1972年9月15日，西方首次检测到飞行试验。配备UR-100导弹的第一个团于1975年5月6日进入戒备状态，并于1975年12月30日开始部署。

• SS-17 Mod-2-Mod-2导弹仅携带一枚弹头，产量为4-6 MT。

• SS-17 Mod-3-1976年8月16日，政府发布了一项旨在改进UR-100MR性能特征的命令。这枚被称为SS-17 Mod3的MR UR-100UTTh导弹的初步设计由KB Yuzhnoye（OKB-586）于1976年12月完成，工业指数为15A16。与SS-17 Mod-1一样，它携带四枚MIRV弹头，但它结合了增强的生存能力，并配备了改进的突击队系统和现代化的鼻锥。飞行设计试验于1977年10月25日开始，1979年12月15日结束。Mod-3于1978年到达国际奥委会，并于1980年12月17日开始部署（与R-36H同时部署）。

规格
	Mod-1	Mod-2	Mod-3
迪亚	SS-17	SS-17	SS-17
北约	出众者	出众者	出众者
两国	RS-16A	RS-16A	RS-16B
服务	先生-你- 100	先生-你- 100	MR-UR-100或MR-UR-100U
OKB /行业	15 a15	15 a15	15个系
设计局	OKB-586 Acad。乌特金	OKB-586 Acad。乌特金	OKB-586 Acad。乌特金
经核准的	9/1970	9/1969	8/16/1976
年的研发	1964 - 70	1964 - 70
工程和测试	1971 - 74	1970 - 75	1977 - 79
第一次飞行测试	1972年9月15日失败71年12月26日成功	12/26/1971	10/25/1977
国际奥委会	05/06/1975	1975	10/17/1978
部署日	12/30/1975	12/30/1975	12/17/1980
类型的弹头	米尔夫	单	米尔夫
弹头	4.	1.	4.
产量(吨)	0.350 - -0.750	3.5-6.0	0.550 - 0.750
有效载荷(t)	2.550	2.550	2.550
全长（米）	22.52	21.6?22.52	23.9
总长度w / o 弹头(m)	20.9	20.9	20.9
导弹直径(米)	2．25	2．25	2．25
发射重量(t)	71.1	71.1	71.1 - 72
燃料重量（吨）	63.2	63.2	63.2
射程（公里）	10,200 -10,320	10,100 -10,320	10,200 -11,000
CEP（m） (俄罗斯来源)	1080年	1080年	920
CEP（m） (西方来源)	440 - 500	420-450	220-400

阶段数	2.
筒长度(米)	21.6
碳罐长度（不带） 前端仪表（米）
碳罐直径（m）	2．5
辅助导航系统	惯性的，自主的

	1.圣阶段	2.nd阶段
长度（米）	14.3, 14.9	3．2
身体直径(米)	2．25	2．15
引发体重(t)	59.0
干重(t)
发动机名称	RD-268主机	RD-262（15D169）
发动机名称	rd - 263游标引擎	不适用
设计局	阿卡德。V.P.Glushko (okb - 456)	尤日诺耶 (OKB - 586)
配置	一台主机，一台四室游标发动机	一个室
主发动机研发年份	1969-1973	1969-1972
游标发动机研发年	1970-1973	不适用
推进剂	液体	液体
燃料	UDMH	UDMH
氧化剂	四氧化二氮	四氧化二氮
燃烧时间（秒）	130	195
主发动机推力海平面/真空（吨）	117/126	14.5 44真空
海平面/真空(吨)	28.230 /?	不适用
主机比冲海平面/真空（秒）	?/319	331真空
比冲海平面/真空(秒)	259/301	不适用

基地模式	筒仓
硬度
发射技术	迫击炮发射
部署的助推器
测试助推器
部署的弹头
培训发射器
空间助推器变体	没有

部署网站

开始	美国地名
Kostroma	Kostroma
Vypolzovo	耶德罗沃

SS-17 /RS-16发射筒内

SS-17 /RS-16 导弹

SS-17 /RS-16 阶段1

SS-17 /RS-16和SS-19/RS-18安置设备

源和资源

• 俄罗斯战略核武器， Pavel Podvig编，IzdAT，莫斯科，1998,492页(俄文)。作者:Oleg Bukharin, Timur Kadyshev, Eugene Miasnikov, Pavel Podvig, Igor Sutiagin, Maxim Tarasenko, Boris Zhelesov
• SS-17出众者@美国海军研究所军事数据库
• 《1945-1972年战略武器竞赛史》（U），第3卷，《精选苏联武器和空间系统手册》，美国空军，1976年6月。第234页和第238页

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