Данные ракеты 3Р-7

В том же 1952 году на конкурсной основе разрабатывался в СКБ-385 и другой вариант «Коршуна» — неуправляемая ракета 8Б51. Ракета имела однокамерный жидкостный реактивный двигатель С2.260, работавший на керосине и азотном окислителе. По своим характеристикам проект СКБ-385 мало отличался от проекта НИИ-88. Внешнее характерное отличие — четыре косорасположенных стабилизатора. СКБ-385 проиграло конкурс НИИ-88, и работы над 8Б51 были прекращены в сентябре 1954 года.

Глава 3
Ракетная система «Филин»

Первые отечественные тактические твердотопливные ракеты — носители ядерных боеголовок 3Р-1 «Марс» и 3Р-2 «Филин» были разработаны в НИИ-1 ГКОТ, современное название — Московский институт теплотехники (МИТ). Главным конструктором ракет был Н. П. Мазуров. Испытания ракет 3Р-2 «Филин» были начаты в 1955 году. (Рис. 140, 141)

Надкалиберная головная часть ракеты оснащалась спецзарядом. Стабилизация ракеты в полете производилась с помощью крыльевых стабилизаторов и вращением (для компенсации эксцентриситета двигателя). Первоначальное проворачивание ракете придавала сама направляющая. К продольной балке направляющей прикреплен винтовой ведущий полоз Т-образного сечения, по которому при старте ракеты движется ее штифт.

Рис. 140. Пусковая установка 2П4 комплекса «Филин» (вид спереди)

Рис. 141. Пусковая установка 2П4 комплекса «Филин»

Двигательная установка двухкамерная, пороховая. Она состояла из головной и хвостовой камер сгорания. Промежуточная сопловая крышка имела переходный конус для соединения с хвостовой камерой. По ее окружности расположены 12 сопловых отверстий, оси которых наклонены к продольной оси ракеты под углом 15°. Это предотвращало удар истекающей струи газов по корпусу хвостовой камеры, так как струи раскаленных газов направлялись назад и в сторону. Кроме того, оси сопловых отверстий расположены под углом 3° к образующей, чем создавался крутящий момент, сообщающий ракете вращательное движение.

Через контакты пиросвеч напряжение подавалось на пиропатроны, раскаленная нить воспламеняла пороховой состав, возникшии луч огня зажигал дымный порох воспламенителя головной камеры.

Рис. 142. Ракеты 3Р-1 и 3Р-2

Обе камеры начинали работать практически одновременно. Металлические заглушки, которые герметизировали сопла в обычных условиях эксплуатации, вышибались давлением пороховых газов. Ракета начинала движение по направляющей.

СКБ-2 Кировского завода для комплекса «Филин» разработало пусковую установку 2114 «Тюльпан» на шасси объекта 804. Объект 804 был создан на базе самоходной установки ИСУ-152К. Вес пусковой установки с ракетой 40 т. Максимальная скорость движения 2П4 по шоссе 30 км/час с ракетой и 41 км/час без ракеты. Экипаж пусковой установки 5 человек.

В 1957 году Кировский завод изготовил 10 пусковых установок 2П4, а в 1958 году — еще 26.

Данные первых советских твердотопливных тактических ракет (Рис. 142)

Глава 4

Ракетная система «Марс»

Ракета 3Р-1 комплекса «Марс» принципиально была устроена подобно «Филину». Двигатель имел два сопловых блока и две камеры (головную и хвостовую). Вес порохового заряда 496 кг пороха марки НМФ-2. Сила тяги существенно зависели от окружающей среды: при +40°С — 17,4 т; при +16°С — 17,3 т, а при -40°С — 13,6 т.

Боевая часть ракеты с ядерным зарядом покрывалась специальным чехлом для термостатирования. Первоначально подогрев осуществлялся с помощью горячей жидкости, а затем — с помощью специальных электронагревателей (спиралей в чехле). Для этого на пусковой установке или транспортно-заряжающей машине был установлен специальный электрогенератор.

Скорость схода ракеты с пусковой: 37 м/с при +15°С и 32 м/с при — 40°С.

Минимальная дальность стрельбы 8-10 км получалась при угле вертикального наведения +24°. При минимальной дальности рассеивание ракет было максимальным (среднее рассеивание — 770 м). При максимальной дальности стрельбы 17,5 км время полета ракеты составляло 70 секунд, а скорость у цели 350 м/с, рассеивание минимально — 200 м.

Самоходная пусковая установка 2П2 для комплекса «Марс» была создана в 1957-1959 годах в ЦНИИ-58 под общим руководством В. Г. Грабина. Главный конструктор системы Федоров. Пусковая установка была создана на шасси плавающего танка ПТ-76 и получила индекс ЦНИИ-58 — С-119А (в ряде документов она именовалась С-123А). Кроме того, в ЦНИИ-58 были спроектированы транспортно-заряжающая машина 2П3 (С-120) и баллистическая пусковая установка С-121.

Транспортно-заряжающая машина 2П3 также была создана на шасси ПТ-76. На ней находились две ракеты и кран.

Паз направляющей под ведущий штифт ракеты 3Р-1 выполнен следующим образом: 1-й участок на длине 1150 мм имел нулевую крутизну; 2-й участок на длине 3000 мм имел прогрессивную крутизну с углом подъема, изменяющимся от 0° до 1°7'; 3-й участок на длине 2800 мм имел постоянную крутизну с углом подъема 1°7'.

Серийное производство пусковых установок и транспортно-заряжающих машин для комплекса «Марс» велось на заводе «Баррикады» в Сталинграде. В 1959-1960 годах заводом «Баррикады» было изготовлено 25 пусковых установок 2П2 и 25 транспортно-заряжающих машин 2П3.

Для замены гусеничной пусковой установки была предпринята попытка создания пусковой установки на колесном шасси. С этой целью завод ЗИЛ изготовил в 1960 году два автомобиля ЗИЛ-135Е под пусковую установку «Марс». 20 сентября 1958 года ОКБ завода «Баррикады» под руководством Г. И. Сергеева приступило к разработке пусковой установки Бр-217 и транспортно-заряжающей машины Бр-118 на колесном шасси для ракет «Марс». Однако на вооружение эти пусковые установки приняты не были.

Данные пусковой установки С-122А комплекса «Марс»

У комплекса «Марс» были и конкуренты. Так, по постановлению Совета Министров № 189-89 от 13. 02. 1958 г. в СКБ-172 (г. Пермь) разрабатывали твердотопливную ракету «Ладога». По первоначальному проекту ракета имела две ступени. Однако летно-конструкторские испытания, проведенные в 1960 году, показали, что двухступенчатая схема очень сложна и «не обеспечивает нормальные пуски». В конце 1960 года СКБ-172 отказалось от дальнейшей отработки двухступенчатой схемы и перешло к одноступенчатой.

Бросковые испытания одноступенчатой ракеты в апреле 1961 года дали положительные результаты. Но в ходе трех пусков в июле-сентябре 1961 года происходило разрушение ракеты на активном участке траектории из-за потери устойчивости и разрушения раструба ствола. В конце 1961 года сопловый блок был доработан, и в начале 1962 года на заводе № 172 шла сборка 12 опытных ракет с новым сопловым блоком. Однако 3 марта 1962 года вышло постановление № 213-113, в котором было предписано прекратить все работы по «Ладоге» на стадии летно-конструкторских испытаний «как по неперспективному изделию».

На заводе «Уралмаш» под руководством П. П. Петрова создавался комплекс «Онега» с твердотопливной ракетой. И «Онегу» постигла участь «Ладоги».

Глава 5

Ракетный комплекс «Вихрь»

Разработка тактического неуправляемого ракетного комплекса «Вихрь» была начата по постановлению Совета Министров СССР № 189-89 от 13 февраля 1958 года. Тактико-техническое задание было выдано Главным артиллерийским управлением 14 апреля 1958 года за № 007589. Головным разработчиком комплекса было назначено ОКБ-670 ГКАТ, главный конструктор М. М. Бон-дарюк.

Ракета «036» была создана на базе опытных ракет «025» и «034». Эскизный проект ракеты «036» был утвержден 30 июня 1958 года, и КБ приступило к выполнению технического проекта. Испытания ракеты проводились с 1958 года на полигоне во Владимировке. (Рис. 143)

Ракета «036» имела цилиндрический корпус с лобовым воздухозаборником прямоточного воздушно-реактивного двигателя с центральным телом, создававшим два скачка уплотнения, за которым располагалась боевая часть, затем — бак горючего с системами подачи и в хвостовой части — двигатели.

На ракете была применена двигательная установка интегральной схемы, при которой стартовый двигатель находился внутри маршевого прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Реактивная струя стартового двигателя проходила через камеру сгорания прямоточного двигателя, как на ракете «034».

Рис. 143. Ракета «036»

Стартовый двигатель ПРД-61 с тягой 6570 кг был разработан в КБ-2 завода № 51 ГКАТ. Маршевый двигатель РД-036 с тягой около 1000 кг был разработан в ОКБ-670. Двигатель работал на бензине Б-70.

Стабилизация ракеты осуществлялась четырехперым крестообразным оперением трапециевидной формы и медленным проворотом ракеты в полете.

Максимальная дальность стрельбы ракеты «036» 70 км, минимальная 20 км. Рассеивание при максимальной дальности составляло 700 м. Максимальная высота траектории 16,9 км. Максимальная скорость полета 970-1000 м/с.

Стартовый вес ракеты 450 кг. Полная длина 6056 мм. Диаметр корпуса 364 мм. Размах оперения 800 мм.

В НИИ-24 для ракеты «036» была разработана осколочно-фугасная боевая часть весом 100 кг, содержавшая 45 кг взрывчатого вещества.

Пусковая установка Бр-215 на базе автомобиля ЯАЗ-214 была разработана в ОКБ-221 завода «Баррикады». В 1957-1958 году был изготовлен ее опытный образец, который прошел испытания на полигоне Капустин Яр. На пусковой установке были смонтированы шесть спиральных направляющих для ракет типа «Вихрь». Вес пусковой установки с ракетами 18 тонн. Максимальная скорость движения пусковой установки 55 км/час, запас хода по шоссе 850 км.

Вслед за ракетой «036» в ОКБ-670 была разработана ракета «036А». Она отличалась установкой более мощного маршевого двигателя РД-036А с тягой 1100-1200 кг. Остальные данные были приблизительно теми же, что и у ракеты «036».

В 1958-1959 годах было произведено 30 пусков ракет «034», «036» и «036А».

Глава 6

Ракетная система «Луна»

Проектирование комплекса «Луна» было начато в 1953 году в Московском институте теплотехники под руководством Н. П. Мазурова, а полномасштабные работы — в 1956 году. В 1961 году комплекс был принят на вооружение. Целью разработки нового комплекса было увеличение дальности стрельбы по сравнению с «Филином» и «Марсом», которые уступали «Честному Джону» («Honest John»).

Первоначально разработчики спецзаряда предложили конструкцию, которую можно было разместить в головной части диаметром 415 мм. Поэтому ракета «Луна» 3Р9 проектировалась с калиберной головной частью как для спецзаряда, так и для осколочно-фугасного боеприпаса. Однако в процессе разработки размеры и вес спецзаряда существенно увеличились, и работы по ракете 3Р9 продолжались только в варианте с осколочно-фугасной головной частью 3Н15. Для ядерного заряда пришлось делать новую ракету 3Р10 с более тяжелой надкалиберной головной частью 3Н14. Ракетный двигатель обеих ракет был одинаков. Твердотопливный двигатель имел два сопловых блока и две камеры, подобно ракете 3Р-1 комплекса «Марс». За счет меньшего веса и лучшей аэродинамики боеголовки ракета 3Р9 имела большую дальность стрельбы, чем 3Р10 (44,5 км против 32,2 км). Двигательная установка была спроектирована НИИ-1 и НИИ-125.

В серийное производство ракета 3Р10 была запущена в 1961 году.

Пусковая установка для ракеты «Луна» была создана в ЦНИИ-58 и получила индекс ЦНИИ — С-123А и индекс ГРАУ -2П16. Гусеничное шасси для пусковой установки (объект 906) было создано на базе ПТ-76 в КБ Волгоградского тракторного завода.

Комплекс «Луна» в целом получил индекс ГРАУ — 2К6. В состав комплекса входили: пусковая установка 2П16, транспортная машина 2У663 (специальный полуприцеп с тягачом ЗИЛ-157В с двумя ракетами 3Р9 или 3Р10), а также автомобильный кран К-51 грузоподъемностью 5 т. Так как ресурс по километражу ходовой части был невысок, то при перевозке на большие расстояния пусковая установка 2П16 устанавливалась на специальный полуприцеп и транспортировалась» седельным тягачом МАЗ-535В. (Рис. 144, 145, LVI цветной вклейки)

В конце 1962 года в ходе Карибского кризиса комплексы «Луна» и «Онест Джон» оказались на грани боевого применения. Двенадцать пусковых установок 2П16 с ракетами 3Р10 были доставлены на Кубу. А ракеты «Онест Джон» с ядерными боеголовками вошли в состав американских сил вторжения, приготовленных к броску на остров Свободы.

Рис. 144. Транспортная машина 2У663У ракет «Луна-М»

8 июня 1959 года было принято постановление Совета Министров № 378-180 о разработке колесной пусковой установки для комплекса «Луна». Замена гусеничной пусковой на колесную обосновывалась целым рядом факторов. Существенно увеличивался ресурс ходовой части (до капремонта), а также скорость движения по шоссе. Дешевле становилась эксплуатация пусковой установки. Наконец, при движении по бездорожью и грунтовым дорогам гусеничные шасси сильно трясло. Эта тряска была нипочем неуправляемой ракете, но плохо влияла на устройство спецзаряда в 3Р-10. И наконец, с 50-х годов и до настоящего времени в руководстве нашего Министерства обороны идет непрерывная война любителей гусеничных машин и любителей колесной техники. Причем полем битвы являются не только пусковые установки неуправляемых и управляемых ракет «земля — земля», но и БТРы, самоходные орудия, артиллерийские и ракетные комплексы ПВО и т. п. Периодически победу в чернильных баталиях одерживает то одна, то другая сторона, что немедленно материализуется в переходе различных изделий с гусениц на колеса или наоборот.

С 10 марта 1959 года в ОКБ завода «Баррикады» под руководством Сергеева началась разработка колесного шасси для пусковой установки комплекса «Луна». Были созданы проекты пусковых установок: Бр-226-I на шасси автомобиля ЯАЗ-214; Бр-226-II на шасси автомобиля ЗИЛ-134 (изделие «135»); Бр-226-III на шасси автомобиля ЗИЛ-135Л.

Рис. 145. Пусковая установка Бр-230 ракет «Луна-М»

20 февраля 1960 года началось проектирование пусковой установки Бр-230 на специальном полуприцепе, буксируемом седельным тягачом. Был вариант пусковой установки на плавающем транспортере ПТС-65. (Рис. 146)

Из всех этих разработок в металле были изготовлены только пусковые установки Бр-226-II (индекс ГРАУ-2П21). (Рис. 147) На четырехосный автомобиль ЗИЛ-134 была наложена баллистическая установка С-121. Всего за месяц Бр-226-II была собрана и отправлена на испытания. В мае 1959 года установка Бр-226-П проходила ходовые испытания в излучине Дона. Машина была плавающая, но при попытке плыть по Дону чуть не перевернулась. Затем Бр-226-П отправили на полигон, где провели три пуска ракет.

Рис. 146. Пусковая плавающая установка 2П16 комплекса «Луна»

Рис. 147. Пусковая плавающая установка 2П21 для ракет «Луна-М»

Выводы комиссии, испытывавшей установку:

— пусковая установка с задними домкратами и опорами под передней осью с сухого твердого грунта имеет достаточную устойчивость;

— перемещение корпуса установки при стрельбе практически одинаково с перемещением гусеничной установки 2П16.

Технические характеристики пусковой установки 2П21 (плавающей):

— вес автомобиля ЗИЛ-134 (изделие 135) 9700 кг;

— двигатель — два V20BK карбюраторных шестицилиндровых верхнеклапанных мощностью по 120 л. с. ;

— максимальная скорость 40 км/час;

— тип кузова: плавающий герметичный цельнометаллический корпус со встроенной рамой.

В связи с превышением расчетной грузоподъемности автомобиля за счет установки артиллерийской части водоходные качества автомобиля были утрачены.

В связи с созданием комплекса «Луна-М» постановлением Совета Министров № 694-233 от 15 июня 1963 года работы по пусковым установкам 2П21 были прекращены «как по устаревшему образцу». (Рис. 148)

Рис. 148. Ракеты комплекса «Луна»

Глава 7

Ракетная система «Луна-М»

16 марта 1961 года вышло постановление Совета Министров № 247-104 о создании ракетного комплекса 9К52 «Луна-М». Основной задачей разработки комплекса было увеличение дальности стрельбы тактической ракетой до 65 км. Согласно постановлению, в состав комплекса входили ракеты с несколькими головными частями: ядерной, химической и фугасной. На всякий случай постановлением было задано проектирование двух пусковых установок — колесной и гусеничной. Головным исполнителем работ был назначен Московский институт теплотехники.

Ракета 9М21Ф имела фугасную боевую часть 9Н18Ф, снаряженную 200 кг сильного взрывчатого вещества ТГА-40/60. Взрыватель неконтактного действия. При разрыве 9Н18Ф образовывалось около 15 000 осколков.

Ракета 9М21Б оснащалась специальной боевой частью АА22 с радиовзрывателем. Позже появились ракеты 9М21Б1 с более мощной боевой частью АА38.

Ракета 9М21Г оснащалась химической боевой частью 9Н18Г. Разработка 9Н18Г отставала от графика, и на вооружение ракета 9М21Г поступила не ранее конца 1965 года.

Уже в ходе работ над «Луной-М» в НИИ-24 была разработана ракета 9М21А с агитационной головной частью 9Н18А. Первые летные испытания 9М21А были проведены в марте 1964 года.

В 1963-1964 годах начались испытания ракет 9М2ГОФ с кассетной боевой частью 9Н18-ОФ. Вес боевой части 9Н18-ОФ был около 400 кг. Она содержала 42 боевых элемента весом по 7,5 кг. Элемент содержал 1,7 кг взрывчатого вещества. Осколки боевых элементов одной ракеты могли поразить живую силу и легкобронированные объекты противника на площади порядка нескольких гектаров. Головная часть 9Н18-ОФ снабжалась радиовзрывателем. Подрыв головной части, и разлет боевых элементов производились на высоте 1400-1000 м.

На вооружение ракета 9М21-ОФ поступила лишь в 1969 году. Кроме того, для учебных целей использовались ракеты 9М21Е и 9М21Е1.

Все ракеты комплекса «Луна-М» имели одинаковый пороховой двигатель 3X18. Принципиально его работа была аналогична двигателю ракет «Луна».

29 февраля 1960 года (то есть еще до выхода постановления № 247-104) ОКБ завода «Баррикады» начало проектирование колесной пусковой установки Бр-231 на шасси автомобиля ЗИЛ-135ЛМ. А 14 июня 1960 года ОКБ параллельно начало проектирование гусеничной пусковой установки Бр-237 на шасси «объект 910». «Объект 910» был создан на базе ПТ-76 на Волгоградском тракторном заводе под руководством И. В. Гавалова.

А 29 марта 1961 года началось проектирование для «Луны-М» сверхоригинальной пусковой установки Бр-257. Эта пусковая установка была создана на базе легкого малогабаритного самоходного двухосного шасси и предназначалась для перевозки в вертолете. (Рис. 149, 150) В начале 60-х годов в СССР были созданы мощные вертолеты, способные перевозить автомобили, артиллерийские орудия и другую технику. Наших военных обуяла идея создать спе

Рис. 149. Вертолетная пусковая установка 9П114 (Бр-257)

Рис. 150. Вертолетная пусковая установка 9П114 (Бр-257)

циальные малогабаритные и легкие самоходные пусковые установки для тактических и оперативно-тактических ракет, которые могли бы транспортироваться вертолетами. 5 февраля 1962 года вышло постановление Совета Министров № 135-66 о создании комплекса 9К53 «Луна-МВ».

Замышлялась целая система ракетно-вертолетных комплексов в составе комплексов МИ-10РВК и МИ-6РВК. В первом комплексе вертолет МИ-10 транспортировал самоходную пусковую установку 9П116 с крылатой ракетой 4К95 (С-5В). А вертолет МИ-6 мог транспортировать как комплекс 9К73 с баллистической ракетой Р-17В, известной на Западе как «Скад», так и комплекс 9К53 с ракетой «Луна-МВ».

В комплексе 9К53 ракета «Луна-МВ» устанавливалась на легкую самодвижущуюся пусковую установку 9П114 и лебедкой затаскивалась в грузовую кабину вертолета МИ-6 или В-10. Предполагалось, что вертолет может доставить ее в удаленный или недоступный для наземного транспорта район, а то и в тыл противника. Далее при необходимости пусковая установка проделает еще какой-то путь на колесах и затем внезапно нанесет ракетный удар из точки, где враг и не мог предполагать наличие ракетной установки.

Разработчиками «Луны-МВ» были НИИ-1 (по комплексу) и ОКБ-329 ГКАТ (по приспособлению вертолетов МИ-6 и В-10 в качестве носителей пусковых 9П114).

Вертолетная пусковая установка (ВПУ) была разработана в КБ завода «Баррикады» (ныне ЦКБ «Титан»).

Основные характеристики ВПУ Бр-257 (9П114)

В качестве двигателя ВПУ был использован карбюраторный двигатель М-407 мощностью 45 л. с. от автомобиля «Москвич».

В ходе разработки проект ВПУ был модернизирован и получил индекс Бр-257-1. Завод «Баррикады» изготовил два образца Бр-257-1. Заводские испытания первого образца проходили с 29 сентября по 6 октября 1964 года, а второго образца — с 12 по 17 марта 1965 года.

В 1964 году все три пусковые установки комплекса «Луна»: колесная Бр-231 (индекс ГАУ— 9П113), гусеничная Бр-237 (911112) и вертолетная Бр-257 (9П114) — прошли полигонные испытания на Ржевке под Ленинградом.

По результатам испытаний пусковой установки 9П114 было решено ее доработать. Забегая вперед, скажем, что в 1965 году комплекс МИ-6РВК (9К53 и 9К74) поступил в войска для опытной эксплуатации.

Не вдаваясь в подробности, отметим, что создание ракетно-вертолетных комплексов было в целом нелепой идеей, имевшей массу заведомо неустранимых недостатков. В результате этого ни один из них так и не поступил на вооружение. Тем не менее стоит отметить, что конструкторы ЦКБ «Титан» в целом успешно справились с задачей и разработали ряд интересных узлов и конструкций.

Гусеничная пусковая установка Бр-235 (9П112) после испытаний была забракована. (Рис. 151)

Рис. 151. Пусковая установка 9П112 (Бр-235)

А на вооружение приняли комплекс 9К52 «Луна-М», в составе которого были ракеты 9М21Б и 9М21Ф, колесная пусковая установка 9П113 и транспортная машина 9Т29. (Рис. 152-155)

Пусковая установка 9П113 была создана на базе автомобиля ЗИЛ-135ЛМ, разработанного в 1963 году на заводе ЗИЛ. В том же году производство этих автомобилей было перенесено на Брянский автозавод. ЗИЛ-135ЛМ представлял собой длиннобазное четырехосное шасси высокой проходимости со всеми ведущими колесами. Силовая установка состояла из двух двигателей ЗИЛ-375Я. Двигатели карбюраторные, восьмицилиндровые, V-образные, с жидкостным охлаждением, мощностью по 180 л. с. каждый. Установка двух двигателей на шасси позволяла с незначительными ограничениями продолжать движение на одном двигателе в случае выхода из строя другого двигателя.

Рис. 152. Пусковая установка 9П113 комплекса «Луна-М» 1 — кабина экипажа; 2 — ракета; . 3 — домкрат опорный; 4 — лестница; 5 — ящик со снаряжением; 6 — отсек моторный; 7 — стрела подъемного крана; 8 — площадка для размещения расчета при погрузке ракеты; 9 — площадка для размещения расчета при наведении

Радиус поворота 9П113 — 12,5 м. Максимальный угол подъема на сухом твердом грунте (с ракетой) 30°. Допустимый крен при движении по косогору 20°. Преодолеваемый брод 1,2 м.

Установка 9П113 имела собственный гидромеханический кран грузоподъемностью в 2,6 т для погрузки ракет, что позволило исключить самоходный кран из состава комплекса. Кран позволил производить не только заряжание пусковой установки ракетой с транспортно-заряжающей машины, но делать перестыковку (замену) головных частей на своей направляющей.

Установка 2П113 могла гарантированно произвести не менее 200 пусков ракеты «Луна-М». Причем при необходимости она могла вести огонь прямой наводкой.

Рис. 153. Пусковая установка 911113 комплекса «Луна-М»

Рис. 154. Погрузка ракеты «Луна-М» на пусковую установку 9П113

Транспортно-заряжающая машина 9Т29 была создана также на шасси ЗИЛ-135ЛМ. Транспортно-заряжающая машина перевозила три ракеты «Луна-М» любой модификации. Расчет машины 2 человека.

По специальному заданию правительства в 1968 году на основе комплекса 9К52 «Луна-М» был создан комплекс 9К52ТС, приспособленный к условиям тропического климата. При этом пусковая установка 9П113ТС и транспортная машина 9Т29ТС были доработаны для эксплуатации ракет только с фугасными боеголовками.

29 июля 1966 года вышло постановление Совета Министров СССР о новой модернизации комплекса «Луна». Основной целью модернизации комплекса было увеличение точности стрельбы. Как старые ракеты 3Р-10 и 3Р-9, так и новые ракеты «Луна-М» имели круговое вероятное отклонение от 1200 до 2000 м (на разных дальностях стрельбы). Новая ракета «Луна-3» должна была иметь круговое вероятное отклонение меньше в 1,5-2 раза. Кроме того, исключалось применение метеозондов, которые запускались перед стартом всех неуправляемых снарядов («Марс», «Филин», «Луна» и «Луна-М») и тем демаскировали комплекс. Для повышения точности стрельбы в ракете устанавливался так называемый корректор дальности, управляющий аэродинамическими щитками.

Рис. 155. Транспортная машина 9Т29 для комплекса «Луна-М»

В 1967 году ОКБ завода «Баррикады» провело модернизацию комплекса 9К52. Новый комплекс 9К52М с пусковой установкой 9П113М мог производить пуски как ракет «Луна-М», так и ракет «Луна-3».

Однако проведенные в 1968-1969 годах летные испытания ракет «Луна-3» дали еще большее круговое вероятное отклонение чему «Луны-М», то есть корректор работал неудовлетворительно. Было признано нецелесообразным проведение дальнейших работ по усовершенствованию «Луны» и принято решение начать проектирование полномасштабной системы управления для дивизионной тактической ракеты.

Таким ракетным комплексом стала «Точка», разработка которой началась в марте 1968 года. «Точка» поставила точку в развитии дивизионных тактических неуправляемых ракет.

Комплекс 9К52 широко экспортировался в различные страны мира. Комплекс «Луна-М» использовался иракской армией в ходе операции «Буря в пустыне».

При поглощении ФРГ ГДР комплекс «Луна-М» со всей документацией и обслуживающим персоналом попал в распоряжение командования НАТО.

Таблица 67

Данные ракет типа «Луна»

* Для ракет 9М21Б, Ф, Е/9М21Б1 и Е1.