Баллистические ракеты —
основное средство доставки атомных зарядов
2009; © МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2009
Глава 2.2. из сборника «Оружие ракетно-ядерного удара»
М.: Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2009
Наш адрес: ruzhany@narod.ru

2. БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ МАЛОЙ ДАЛЬНОСТИ

2.1. «Филин»

Первые отечественные тактические твердотопливные ракеты — носители ядерных боеголовок ЗР-1 «Марс» и ЗР-2 «Филин» были разработаны в НИИ-1 ГКОТ (с 1967 г. — Московский институт теплотехники (МИТ)). Главным конструктором ракет был Н.П. Мазуров. Испытания ракет ЗР-2 «Филин» были начаты в 1955 г.

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 её штифт.

Двигательная установка — двухкамерная, пороховая; состояла из головной и хвостовой камер сгорания. Промежуточная сопловая крышка имела переходный конус для соединения с хвостовой камерой. По её 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.

Рис. 2.16. Пусковая установка «Тюльпан» с ракетой ЗР-2 «Филин»

Через контакты пиросвеч напряжение подавалось на пиропатроны, раскаленная нить воспламеняла пороховой состав, возникший луч огня зажигал дымный порох воспламенителя головной камеры. 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 2П4 «Тюльпан» на базе самоходной установки ИСУ-152К.

Вес пусковой установки с ракетой — 40 т. Максимальная скорость движения 2П4 по шоссе — 30 км/ч с ракетой и 41 км/ч без ракеты. Экипаж пусковой установки 5 человек.

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

2.2.«Марс»

Ракета ЗР-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 зависела 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 с, а скорость у цели — 350 м/с, рассеивание минимальное — 200 м.

Самоходная пусковая установка 2П2 для комплекса «Марс» была создана в 1957–1959 гг. в ЦНИИ-58 под общим руководством В.Г. Грабина. 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.

В табл. 2.4 приведены характеристики ракет ЗР-1 и ЗР-2.

Таблица 2.4

Паз направляющей под ведущий штифт ракеты ЗР-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 ПУ 2П2 и 25 транспортно-заряжающих машин 2ПЗ.

2.3.«Луна», «Луна-М», «Луна-МВ»

Проектирование комплекса «Луна» было начато в 1953 г. в Московском институте теплотехники под руководством Н.П. Мазурова, а полномасштабные работы — в 1956 г. В 1961 г. комплекс был принят на вооружение. Целью разработки нового комплекса было увеличение дальности стрельбы по сравнению с «Филином» и «Марсом», которые уступали американской неуправляемой твердотопливной ракете «Честный Джон».

Первоначально разработчики спецзаряда предложили конструкцию, которую можно было разместить в головной части диаметром 415 мм. Поэтому ракета «Луна» ЗР-9 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 ЗР-9 продолжались только в варианте с осколочно-фугасной головной частью ЗН15.

Рис. 2.17. Пусковая установка с ракетой «Луна»

Для ядерного заряда пришлось делать новую ракету ЗР-10 с более тяжелой надкалиберной головной частью ЗН14. Ракетный двигатель обеих ракет был одинаков. Твердотопливный двигатель имел два сопловых блока и две камеры, подобно ракете ЗР-1 комплекса «Марс». За счет меньшего веса и лучшей аэродинамики боеголовки ракета ЗР-9 имела бóльшую дальность стрельбы, чем ЗР-10 (44,5 км против 32,2 км). Двигательная установка была спроектирована НИИ-1 и НИИ-125. В серийное производство ракета ЗР-10 была запущена в 1961 г.

Пусковая установка для ракеты «Луна» была создана в ЦНИИ-58 и получила индекс ЦНИИ — С-123А (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 ЗР-9 или ЗР-10), 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.

В конце 1962 г. в ходе Карибского кризиса комплексы «Луна» и «Честный Джон» оказались на грани боевого применения. Двенадцать пусковых установок 2П16 с ракетами ЗР-10 были доставлены на Кубу. А ракеты «Честный Джон» с ядерными боеголовками вошли в состав американских сил вторжения, приготовленных к броску на остров Свободы.

8 июня 1959 г. было принято постановление СМ №378-180 о разработке колесной ПУ для комплекса «Луна». Замена гусеничной ПУ 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 устройства спецзаряда в ЗР-10.

С 10 марта 1959 г. 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. 20 февраля 1960 г. началось проектирование пусковой установки Бр-230 на специальном полуприцепе, буксируемом седельным тягачом. Был вариант ПУ на плавающем транспортере ПТС-65. Из всех этих разработок в металле были изготовлены только пусковые установки Бр-226-II (индекс ГРАУ — 2П21). 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 г. установка Бр-226-II проходила ходовые испытания в излучине Дона. Машина была плавающая, но при попытке плыть по Дону чуть не перевернулась. Затем Бр-226-II отправили на полигон, где провели три пуска ракет.

В связи с созданием комплекса «Луна-М» постановлением СМ №694-233 от 15 июня 1963 г. работы по пусковым установкам 2П21 были прекращены «как по устаревшему образцу».

16 марта 1961 г. вышло постановление СМ №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 9М21Б оснащалась специальной боевой частью АА22 с радиовзрывателем. Позже появились ракеты 9М21Б1 с более мощной боевой частью АА38.

В 1963–1964 гг. начались испытания ракет 9М21-ОФ 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, один элемент давал не менее 1400 осколков. Осколки боевых элементов одной ракеты могли поразить живую силу и легкобронированные объекты противника на площади 5–5,5 и соответственно 3,5–4 гектара. Головная часть 9Н18-ОФ снабжалась радиовзрывателем. Подрыв головной части и разлет боевых элементов производились на высоте 1000–1400 м.

На вооружение ракета 9М21-ОФ поступила лишь в 1969 г. 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».

В начале 1960 г. (т.е. еще до выхода постановления СМ №247-104) ОКБ завода «Баррикады» начало проектирование колесной пусковой установки Бр-231 на шасси автомобиля ЗИЛ-135ЛМ.

А 14 июня 1960 г. ОКБ параллельно начало проектирование гусеничной пусковой установки Бр-237 на шасси объекта 910. Объект 910 был создан на базе ПТ-76 на Волгоградском тракторном заводе под руководством И.В. Гавалова.

29 марта 1961 г. началось проектирование для «Луны-М» сверхоригинальной пусковой установки Бр-257 (9П114). Эта ПУ была создана на базе легкого малогабаритного самоходного двухосного шасси и предназначалась для перевозки в вертолете. В начале 1960-х годов в СССР были созданы мощные вертолеты, способные перевозить автомобили, артиллерийские орудия и другую технику.

У наших военных возникла идея создать специальные малогабаритные и легкие самоходные пусковые установки для тактических и оперативно-такти-ческих ракет, которые могли бы транспортироваться вертолетами.

Рис. 2.18. Ракетно-вертолетный комплекс Ми-бРВК 9К53

5 февраля 1962 г. вышло постановление СМ №135-66 о создании комплекса 9К53 «Луна-МВ». Замышлялась целая система ракетно-вертолетных комплексов в составе комплексов Ми-10РВК и Ми-бРВК (рис. 2.18). В первом комплексе вертолет Ми-10 транспортировал самоходную ПУ 9П116 с крылатой ракетой 4К95 (С-5В). А вертолет Ми-6 мог транспортировать как комплекс 9К73 с баллистической ракетой Р-17В, 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 её 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»). 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 г., а второго образца — с 12 по 17 марта 1965 г.

В 1964 г. все три пусковые установки комплекса «Луна»: колеснаяБр-231 (индекс ГАУ — 9П113), гусеничная Бр-237 (9П112) и вертолетная Бр-257 (9П114) прошли полигонные испытания на Ржевке под Ленинградом. По результатам испытаний пусковой установки 9П114 было решено её доработать. В 1965 г. комплекс Ми-бРВК (9К53 и 9К74) поступил в войска для опытной эксплуатации. А на вооружение приняли комплекс 9К52 «Луна-М», в составе которого были ракеты 9М21Б и 9М21Ф, колесная пусковая установка 9П113 и транспортная машина 9Т29.

Пусковая установка 9П113 была создана на базе автомобиля ЗИЛ-135ЛМ, разработанного в 1963 г. на заводе ЗИЛ.

В том же году производство этих автомобилей было перенесено на Брянский автозавод. ЗИЛ-135ЛМ представляет собой длиннобазное четырехосное шасси высокой проходимости со всеми ведущими колесами. Силовая установка состояла из двух двигателей ЗИЛ-375Я.

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 9П113 могла гарантированно произвести не менее 200 пусков ракеты «Луна-М». Причем при необходимости она могла вести огонь прямой наводкой. Транспортно-заряжающая машина 9Т29 была создана также на шасси ЗИЛ-135ЛМ. ТЗМ перевозила три ракеты «Луна-М» любой модификации. Расчет машины — 2 человека. Пусковая установка 9П113 серийно производилась на заводе «Баррикады» с 1964 г. по 1972 г.

29 июля 1966 г. вышло постановление СМ о новой модернизации комплекса «Луна». Основной целью модернизации комплекса было увеличение точности стрельбы. Как старые ракеты ЗР-10 и ЗР-9, так и новые ракеты «Луна-М» имели КВО от 1200 до 2000 м (на разных дальностях стрельбы). Модернизацию проводили МИТ и ЦНИИАГ.

В процессе модернизации предполагалось: ограничить КВО 500 м для 80% ракет «Луна-3» и КВО 1000 м для остальных 20%; исключить из комплекса 9К52М радиотехнические средства метеозондирования «Проба» и метеозонды, запускавшиеся перед стартом всех неуправляемых снарядов («Марс», «Филин», «Луна» и «Луна-М») и сильно демаскировавшие комплекс; отработать унифицированный радиопередатчик для воздушного подрыва боевых частей 9Н18К, 9Н18Г и 9Н18Д.

Для повышения точности стрельбы в ракете устанавливался так называемый корректор дальности, управляющий аэродинамическими щитками. В 1967 г. 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».

В 1968–1969 годах были проведены летно-конструкторские испытания ракет «Луна-3». Всего проведено 23 пуска ракет с корректором дальности и 25 пусков без него.

Разница оказалась невелика. При стрельбе на дистанцию 60 км с корректором дальности отклонение по дальности составило 3150 м, а боковое — 2400 м, т.е. корректор работал неудовлетворительно.

Было признано проведение дальнейших работ по усовершенствованию «Луны» нецелесообразным и принято решение для дивизионной тактической ракеты начать проектирование полномасштабной системы управления.

Таким ракетным комплексом стала «Точка», разработка которого началась в марте 1968 г. С этого момента завершилось развитие 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.

В табл. 2.5 приведены характеристики ракет типа «Луна».

Таблица 2.5

* Примечание. Для ракет 9М21Б, 9М21Ф, Е/9М21Б1 и Е1.