Тактический ракетный комплекс 9K52 Луна-М

Базирование:
Система управления:
Боевая часть:
Применение:
Страна:
Дальность:
70 км.
Год разработки:
1964 г.

]]>Комплекс "Луна"]]> В 1961 году на вооружение Советской армии был принят комплекс "Луна", в состав которого входили гусеничная пусковая установка 2П16, созданная на базе плавающего танка ПТ-76, а также ракеты 3Р10 и 3Р9 с ядерной и осколочно-фугасной боевыми частями. Еще до поступления на вооружение комплекса "Луна" по Постановлению Совета министров СССР от 17.02.1961 г. начинаются работы по разработке его модернизированного варианта с увеличенной дальностью стрельбы. Эти работы завершились созданием фактически нового тактического комплекса, получившего обозначение 9К52 "Луна-М". Для этого комплекса была создана ракета 9М21, новая пусковая установка и транспортная машина на колесном шасси ЗИЛ-135ЛМ. Первый пуск ракеты 9М21 состоялся 27 декабря 1961 года, а в серийное производство и на вооружение комплекс 9K52 "Луна-М" поступил в 1964 году. Серийное производство велось на заводе "Баррикады".

Данный комплекс стал самым массовым в Советской армии, пик развертывания боевых машин комплекса пришелся на 1986г., когда их насчитывалось в войсках порядка 750 штук. Разработанный в 1968г. вариант комплекса 9К52ТС, предназначенный для стрельбы ракетами с фугасной боевой частью, широко поставлялся на экспорт. Его покупателями стали армии примерно 15 стран, включая вооруженные силы государств Варшавского договора, Кубы, Египета, Ирака, Кувейта, КНДР. Боевой дебют комплекса состоялся в ходе арабо-израильской войны 1973г. Комплекс "Луна-М" применялся в ряде региональных конфликтов, в том числе, в Афганистане, ирано-иракской войне 1980-88гг., войне в Заливе 1991г.

Существенным недостатком комплекса "Луна-М" являлась малая точность стрельбы, даже применение ядерной БЧ не обеспечивало гарантированное поражение точечных хорошо защищенных целей типа командный пункт и т.д. В связи с этим по Постановлению Совета министров от 20.07.1966 г. была начата разработка ракеты "Луна-3", оснащенной упрощенной системой управления. Предполагалось, что круговое вероятное отклонение (КВО) новой ракеты на дальности 70км не превысит 500м . Однако проведенные в 1968-1969 годах летные испытания, дали еще большее круговое вероятное отклонение по сравнению с прототипом. Корректор дальности работал неудовлетворительно и продолжение работ по этой ОКР было признано нецелесообразным.

Ракетами 9М21 предполагалось оснастить также комплекс 9К53 "Луна-МB". Разработка комплекса "Луна-МB" была начата по Постановлению Совета министров от 05.02.1962 г. В этом комплексе использовалась пусковая установка 9П114, созданная на базе колесного автомобиля, допускающая десантирование вертолетами Ми-6 или Ми-10. Работы по комплексу "Луна-МB" достигли стадии испытаний опытных образцов. Однако встретилось довольно много трудностей, главная из них заключалась в необходимости проведения предварительной топогеодезической привязки стартовой позиции, а также большая "парусность" вертолета Ми-10 c пусковой установкой 9П114 на внешней подвеске. В результате в 1965 году работы по этому комплексу были прекращены.

На западе комплекс получил обозначение FROG-7.

Состав

]]>Ракета 9М21]]>В состав комплекса 9K52 "Луна-М" входят:

  • ракета 9М21 (см.]]>схему]]>)

  • пусковая установка (ПУ) 9П113 на колесном шасси ЗИЛ-135ЛМ (см.]]> схему]]>)

  • транспортная машина 9Т29 на шасси ЗИЛ-135ЛТМ .

Преимущество комплекса 9K52 "Луна-М" перед его предшественником состояло в том, что ПУ имела собственный гидромеханический кран грузоподъемностью 3 тонны (см. фото ]]>сбоку]]>, ]]>сверху]]>). Это позволило отказаться от транспортной машины-полуприцепа, которая перевозила две запасные ракеты и самоходного крана для перегрузки ракет. Пусковая установка 9П113 обеспечивала скорость движения по шоссе до 60 км/час, за счет использования колесной базы толчки и перегрузки боевой части были существенно уменьшены ( для комплекса "Луна" максимальная скорость хода теоретически была до 40 км/час, но уже при скорости 16-18 км/час по грунтовым дорогам возникали перегрузки, недопустимые для ядерной боевой части). Как пусковая установка 9П113, так и транспортная машина 9Т29 обладают весьма высокой проходимостью на пересеченной местности. Они способны преодолевать подъемы крутизной до 30° и броды глубиной до 1,2 м.

Установка 9П113 способна выполнять не менее 200 пусков ракет 9М21. Для фиксации пусковой установки во время пуска ракеты используются четыре откидывающиеся опоры с винтовыми домкратами. ПУ 9П113 имеет снабженное гидроприводом устройство для установки направляющей в положение для пуска ракеты, а также необходимую аппаратуру для предстартовой подготовки и пуска. Имеются также средства связи, аппаратура навигации и ориентирования, системы электроснабжения и жизнеобеспечения.

Неуправляемая одноступенчатая твердотопливная ракета 9М21 предназначена для поражения живой силы, боевой техники, огневых средств и оборонительных сооружений, расположенных в тактической глубине обороны противника. Ракета проектировалась в нескольких вариантах, различающихся боевыми частями: 9М21Б с ядерной боевой частью 9Н32, 9М21Ф с осколочно-фугасной боевой частью 9Н18Ф, 9М21Г с химической боевой частью 9Н18Г и даже 9М21Д с агитационной боевой частью 9Н18А. Осколочно-фугасная боевая часть 9Н18Ф содержала 200 кг сильно действующего взрывчатого вещества ТГА-40/60 и давала не менее 15000 осколков. В 1969 году была принята на вооружение 9Н18К осколочная головная часть кассетного типа весом 420 кг, содержавшая 42 боевых элемента массой по 7,5кг и обеспечивавшая поражение живой силы на площади в несколько гектаров.

]]>Луна-М]]>

Так как головные части 9Н32 в ядерном снаряжении требовали подержания постоянного температурного режима для обеспечения заданной мощности взрыва, а в головных частях Луны-М системы внутреннего подогрева не было, то пусковая установка 9П113 и транспортная машина 9Т29 имели в своём комплекте термочехлы с электрообогревом, предназначенные для поддержания температуры ядерных боевых частей в заданном температурном режиме. На самом чехле располагался термодатчик, который обеспечивал включение и выключение спиралей обогрева в зависимости от температуры. Количество термочехлов совпадало с количеством перевозимых ракет (для 9П113 - 1, для 9Т29 - 3). Для обеспечения подогрева ГЧ во время длительных стоянок без запуска маршевых двигателей в составе вышеуказанных агрегатов был бензоагрегат, расположенный слева по ходу движения между третьим и четвертым мостом.

Ракетная часть 9М21 состоит из трех двигателей, стартового, основного маршевого и двигателя проворота. Все двигатели твердотопливные Различные дальности полета ракеты (см. схему) достигаются применением тормозных щитков, а также изменением угла возвышения при старте (см.]]> схему]]> траектории). Стартовый двигатель размещен вокруг сопла основного двигателя. Он работает во время движения ракеты по направляющим ПУ. Воспламенение заряда стартового двигателя производится газами основного двигателя, проникающими через специальные отверстия. Заряд стартового двигателя выполнен из одноканальных цилиндрических шашек пороха РСИ-60, расположенных по окружности в три ряда. Основной (маршевый) двигатель обеспечивает заданную дальность полета ракеты. Он работает только на активном участке траектории, а дальше полет происходит по инерции. Заряд основного двигателя состоит из одноканальных цилиндрических шашек, выполненных из нитроглицеринового (баллиститного) пороха НМФ-2. Бронированные торцы шашек удерживают заряд в процессе горения, обеспечивает центровку ракеты. Пороховой заряд по длине разделен на две части. Каждая часть удерживается в камере ракетного двигателя своими диафрагмами, что примерно вдвое уменьшает нагрузки в местах крепления. На работу РДТТ заметно влияет начальная температура заряда, что в конечном итоге отражается на величине тяги двигателя. Этот фактор может быть устранен поправками в угол возвышения направляющей перед стартом. Кроме того в ракете 9М21 предусмотрено применение сменных сопловых втулок, вкладыши в которых имеют различный диаметр критического сечения. При повышенных температурах применяются втулки с большим критическим сечением, при пониженных - наоборот.

Запуск ракетного двигателя производится путем подачи электрического импульса через бортовой разъем на пиропатроны, инициирование которых приводит к зажиганию воспламенителя из зернистого дымного пороха, который, в свою очередь, воспламеняют пороховой заряд основного двигателя. Двигатель проворота служит для компенсации момента, возникающего из-за эксцентриситета вектора тяги, и расположен в районе центра массы ракеты. Сопла двигателя посредством изогнутых газоводов выведены на боковую поверхность ракеты, векторы тяги двигателя проворота направлены тангенциально к поверхности корпуса и создают вращающий момент. Двигатель проворота работает на порохе марки РСИ-60, время работы ~ 0.4с, включается после схода ракеты с направляющих. В хвостовой части 9М21 установлены стабилизаторы, обеспечивающие устойчивый полет ракеты по траектории.

Ракеты всех модификаций имеют наибольший диаметр корпуса 544мм, длина ракет модификаций 9М21Б, Ф, Е равна 8960 мм, ракет модификаций 9М21Б1 и Е1 — 9400 мм. Скорость полета ракеты около 1200 м/с.

При расчёте данных на пуск ракеты 9М21 учитываются метеоусловия, а именно направление и средняя скорость ветра на высоте. Для этого в составе стартовой батареи имеется метеоотделение, которое производит несколько выстрелов вертикально вверх из баллистического ружья. По направлению и расстоянию падения пуль (дневная с красной ленточкой, ночная - светящаяся) от точки выстрела, вычисляется направление и средняя скорость ветра. Для предотвращения несанкционированного применения ядерного оружия все пусковые установки, способные запускать ракеты в ядерном снаряжении, комплектуются кодо-блокировочными устройствами. В пусковых установках 9К52ТС, не предполагавшим использование головных частей в ядерном снаряжении, кодо-блокировочные устройства отсутствуют. ПУ 9К52ТС термочехлами не комплектовалась, так как отпадает необходимость подогрева головных частей.

Тактико-технические характеристики

Ракета 9М21
Калибр,мм 540
Длина ракеты, мм 8960 - 9400
Масса снаряда, кг 2432-2486
Масса БЧ (ОФБЧ,ЯБЧ), кг 200-450
Масса БЧ ( ХБЧ), кг 36
Дальность стрельбы, км:
            - максимальная
            - минимальная

68-70
12-15
Точность(рассеивание),м 500-700
ПУ 9П113
База ЗИЛ-135ЛМ (8х8)
Масса ПУ вместе с ракетой,кг 17560
Количество направляющих, шт 1
Длина направляющей, мм 9970
Угол возвышения направляющей, град:
            - максимальный
            - минимальный

65
15
Угол горизонтального наведения, град ±7
Максимальная скорость, км/ч 60
Запас хода, км 850
Грузоподъемность крана, кг 3000
Время подготовки БМ к стрельбе, мин   15-30
Расчет, чел. 7

Источники

  1. Энциклопедия Кирилла и Мефодия.
  2. Щербаков Б.Ф. " Наземные оперативно-тактические ракетные комплексы: учеб.пос. БГТУ,СПб,2008г., 161с