Техника и вооружение 2006 11

Интересно, что 2К6 «Луна» спал одним из первых ракетных комплексов, побывавших за границей. В период развертывания на острове Свободы ракет средней дальности Р-12 и Р-14 двенадцать пусковых установок 2П16 с ракетами ЗР10 со спецзарядом было доставлено на Кубу. В отличие от РСД, применение которых допускалось только после; принятия соответствующего решения в Москве, использование комплексов «Луна» определялось приказом командующего группировкой советских войск на Кубе генерала армии И.А. Плиева, выдающегося полководца — кавалериста в годы Великой Отечественной войны. В конце 1962 г. в ходе Карибского кризиса комплекс «Луна» оказался на грани боевого применения — в состав американских сил вторжения входили комплексы с ракетой «Опест Джон».

1* Богатов Андрей Александрович родился в 1911 г. в Москве. В 1935 г окончил Московский станкоинструментальный институт Работал на машиностроительных заводах наркомата авиационной промышленности. С 1938 г перешел в ГСПИ № 4 наркомата боеприпасов на должность зам. начальника конструкторского отдела. В1944 — 1948 гг. по приказу МХСМ откомандирован в 6-е Главное управление Минсельхозмаша начальником сектора. В 1918 г. — начальник группы КБ-2 Минсельхозмаша. С 1952 г. переведен на работу в НИИ-1 зам. начальника конструкторского отдела. С 1955 г — зам. директора по НИР и ОКР, главный инженер, с 1960 по 1961 г. исполнял обязанности директора, с 1962 г — зам начальника отделении главного конструктора. Принимал активное участие в создании 12 изделий и комплексов, находившихся на вооружении Советской Армии и Военно-морского флота.

И.о. директора НИИ-1 в 1960–1961 гг. А.А. Богатов.

Следующим и, как оказалось, последним шагом в разработке тактических ракетных комплексов с неуправляемыми ракетами стало создание по постановлению ЦК КПСС и СМ СССР от 16 марта 1961 г. в 1961–1964 гг. коллективом НИИ-1 комплекса 9К52 «Луна-М» с ракетой 9М21 на дальность, вдвое превышающую дальность ракеты «Онест Джон».

В новом комплексе был суммирован весь опыт НИИ-1, накопленный в ходе создания ракетных систем данного типа.

В состав комплекса входили: неуправляемая ракета 9М21 с боевыми частями различного назначения; пусковая установка 9П113 на колесном шасси ЗИЛ-135ЛМ («ЛМ» «Луна-М»);транспортная машина 9Т29 а также другие транспортные машины, машины управления, технического обеспечения и обслуживания. Для комплекса «Луна-М» разрабатывалась также пусковая установка на гусеничном шасси на базе опытного легкого танка «объект 910», но эти работы дальнейшего развития не получили.

При создании комплекса 9К52 был выполнен ряд новых теоретических исследований и разработаны оригинальные конструкторские решения, направленные на повышение точности стрельбы и боеготовности комплекса, а также на улучшение технологичности и снижение стоимости изготовления ракет. В частности, применена более точная система предстартового измерения и учета ветра, в состав комплекса введена ЭВМ расчета установок пуска, автоматически сопряженная с радиотехнической системой измерения ветра, в конструкции ракеты использовались автономные двигатели (стартовый и двигатель проворота) предназначенные для снижения чувствительности ракеты к ветру, эксцентриситетным возмущениям схода ракеты с направляющей пусковой установки, применена листосварная конструкция корпусов двигателей и отсеков ракеты и др.

Неуправляемая одноступенчатая твердотопливная ракета 9М21 предназначена для поражения живой силы боевой техники, огневых средств и оборонительных сооружений, расположенных в тактической глубине обороны противника. Ракета выполнена в нескольких модификациях (9М21Ф, 9М21Г, 9М21Б и 9М21Б1, 9М21-ОФ, 9М21Д), имеющих один и тот же пороховой заряд 9X18, но боевые части различною назначения. Позже, в 1969 г., была принята на вооружение осколочная головная часть кассетного типа.

Ракеты «Луна-М» всех модификаций были выполнены в одном калибре — имели наибольший диаметр корпуса 544 мм при одинаковой длине ракет модификаций 9М21Б, Ф, Е и при большей длине ракет модификаций 9М21Б1 и Е1.

ПУ 9П113 для ракеты 9М21 комплекса «Луна-М».

Неуправляемая твердотопливная ракета 9М21 комплекса «Луна-М».

ПУ 9П113 для ракеты 9М21 комплекса «Луна-М».

В зависимости от модификации стартовый вес ракеты несколько отличался. Твердотопливный двигатель обеспечивал дальность стрельбы более 60 км.

С целью повышения точности стрельбы помимо основного, маршевого двигателя в схеме ракеты применены автономные стартовый двигатель и двигатель осевого проворота. Аэродинамическая компоновка выполнена с хвостовым узлом стабилизаторов, обеспечивающим оптимальный запас аэродинамической устойчивости. Для стрельбы на малые дальности в комплект ракеты введены тормозные аэродинамические щиты, устанавливаемые перед пуском.

Основной двигатель имел одну камеру металлосварной конструкции с двумя последовательно расположенными цилиндрическими полузарядами из нитроглицеринового пороха. Для защиты стенок камеры при увеличенном времени горения толстосводного заряда впервые применили напыляемое эмалеподобное теплозащитное покрытие. Для увеличения начальной тяговооруженпости при движении по направляющей ПУ вокруг центрального сопла основного двигателя разместили стартовый двигатель с многошашечным зарядом и блоком из 18 сопл. Двигатель проворота с многошашечным зарядом и четырьмя изогнутыми соплами установили впереди основного двигателя внутри корпусного отсека ракеты. Этот двигатель задействовался через пирозамедлитель от концевого включателя, срабатывавшего при сходе ракеты с направляющей. Конструкция разноуровневых направляющих обеспечивала одновременный сход передних и заднею бугелей ракеты для исключения послестартового «кивка». Для уменьшения аэродинамической асимметрии сверху ракеты установили фалышбугели.

Площадь четырех пластинчатых аэродинамических стабилизаторов была определена из оптимального запаса статической устойчивости: как показали исследования, при его избытке точность могла ухудшиться за счет ухода ракеты «на ветер».

Для повышения точности усовершенствовали систему подготовки метеорологических данных. Датчик измерения температуры заряда вклеили непосредственно в толщу переднею полузаряда топлива. Каждая ракета комплектовалась паспортом характеристик, включающим индивидуальные значения скорости горения и удельного импульса данного заряда топлива.