Техника и вооружение 1999 02

Боевая часть ракеты с ЯБП покрывалась специальным чехлом для термо- статирования. 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°.

Минимальная дальность стрельбы 8-10 км получалась при угле B1I+24°. При максимальной дальности стрельбы 17,5 км время полета ракеты составляло 70 секунд, а скорость у цели достигала 350 м/сек.

Самоходная пусковая установка 2П2 для комплекса «Марс» была создана в 1957-1959 гг. в ЦНИИ-58 под общим руководством Грабина. Главный конструктор системы Федоров. Пусковая установка выполнена 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 2ПЗ (С-120) и баллистическая пусковая установка С-121. Транспортно-заряжающая машина 2ПЗ также была создана на шасси ПТ-76. На ней находились две ракеты и кран.

Серийное производство пусковых установок (ПУ) и транспортно-заряжающих машин (ТЗМ) для комплекса «Марс» велось на заводе «Баррикады» в Сталинграде. В 1959-1960 гг. заводом «Баррикады» было изготовлено 25 ПУ 2П2 и 25 ТЗМ 2ПЗ.

Для замены гусеничной пусковой установки была предпринята попытка создания пусковой установки на колесном шасси. С этой целью завод ЗИЛ изготовил в 1960 г. два автомобиля ЗИЛ-И5Е под пусковую установку «Марс». 20.09.1958 г. ОКБ завода «Бар- рикады» под руководством Г. И. Сергеева приступило к разработке ПУ Бр- 217 и ТЗМ Бр-118 на колесном шасси для ракет «Марс». Однако на вооружение они приняты не были.

Угол ВН. град 15''; +60'

Угол ГН, град. ±5"

Длина направляющей, мм 6700

Расстояние от грунта до оси снаряда, мм. 2650

Расстояние от фунта до оси цапф ПУ, мм .2100

Клиренс ПУ, мм 400

Вес качающейся части без ракеты, кг 1377

Вес вращающейся части (без качающейся части и ракеты), кг 1105

Вес артиллерийской части с ракетой, кг 5112

Вес шасси, кг 11329

Полный вес ПУ в боевом положении, кг 16441

Расчет, чел. 3

Запас хода по шоссе по горючему, км 250

Скорость максимальная, км/час:

заряженной ПУ 20

незаряженной ПУ 30-40

Мощность двигателя шасси, п, с 235

Отметим, что у комплекса «Марс» были и конкуренты. Так, по Постановлению СМ № I 89-89 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 г., показали, что двухступенчатая схема очень сложна и «не обеспечивает нормальные пуски». В конце 1960 г. СКБ-172 отказалось от дальнейшей отработки двухступенчатой схемы ракеты и перешло к одноступенчатой схеме.

Пусковая установка 2П16 комплекса "Луна»

Транспортная машина 2У663 комплекса »Луна»

Проект ПУ Бр-230 на специальном полуприцепе, буксируемом седельным тягачом

Пусковая установка 2П16 комплекса -Луна» на базе плавающего танка ПТ-76

Бросковые испытания одноступенчатой ракеты в апреле 1961 г. дали положительные результаты. Но в ходе трех пусков в июле-сентябре 1961 г. происходило разрушение ракеты на активном участке траектории из за потери устойчивости и разрушения раструба сопла. В конце 1961 г. сопловый блок был доработан, и в начале 1962 г. на заводе № 172 шла сборка 12 опытных ракет с новым сопловым блоком. Однако 3 марта 1962 г. 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. 11о и «Онегу» постигла участь «Ладога».

Проектирование комплекса «Луна» было начато в 1953 г. в МИТе под руководством Мазурова, а полномасштабные работы – в 1956 г. В 1961 г. комплекс был принят на вооружение. 1 {елью разработки нового комплекса было увеличение дальности стрельбы по сравнению с «Филином» и «Марсом», которые уступали «Честному Джону».

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 31114. Ракетный двигатель обеих ракет был одинаков. Твердотопливный двигатель имел два сопловых блока и две камеры, подобно ракете 3Р1 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 ПИИ-1 и НИИ-125.

Опытная пусковая установка Бр-226-11 (2П21) комплекса "Луна" Фото предоставил А.Ф.Рябец)

Пусковая установка 9П113 комплекса "Луна-М"

В серийное производство ракета ЗР10 была запущена в 1961 г.

Пусковая установка для ракеты «Луна» была создана в ЦНИИ-58 и получила индекс ЦНИИ – С-123А и индекс ГАУ – 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 ГАУ – 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 MA3-535B.