CC BY
3
Титов А.А.
Заместитель начальника Михайловской военной артиллерийской академии, Санкт-Петербург.
Уникальные технические решения советских инженеров в процессе создания ракетного вооружения оперативно-тактического и тактического назначения (1960-е годы)
Бурное развитие науки и техники после Второй мировой войны позволило к концу 1950-х годов создать и внедрить на вооружение армий ведущих стран мира различные образцы ракетно-ядерного оружия. В результате к началу 1960-х годов СССР и США достигли баланса сил в вопросах развёртывания стратегического вооружения. Следует отметить, что, стремясь к стабилизации международной обстановки, Советский Союз, ввёл односторонний мораторий на проведение ядерных испытаний, который действовал с 1959 г. по 1960 г. Однако США предпочли не заметить попытки СССР перейти к диалогу по снятию напряжённости в мире. Не смирившись с потерей стратегического превосходства, американцы в период с 1957 г. по 1961 г. провели шесть испытаний ядерных зарядов с использованием ракет в качестве носителей. В 1962 г. состоялось ещё пять испытаний, которые должны были продемонстрировать силу американского оружия1.
Упорно добиваясь сохранения и упрочнения своих позиций, США взяли курс на качественное улучшение не только стратегического вооружения, но и на техническое переоснащение средствами ядерного нападения сил передового базирования и общего назначения. В 1962 г. была завершена разработка и запущено серийное производство управляемой баллистической ракеты на твёрдом топливе MGM-29 «Сержант», имевшей дальность пуска до 135 км. Ракета предназначалась для замены управляемой жидкостной ракеты MGM-5 «Капрал», которая состояла на вооружении армии США с 1954 г. На стадии разработки находилась усовершенствованная неуправляемая ракета MGR-1B «Онест Джон», с дальностью пуска до 45 км и неуправляемая баллистическая ракета для десантных подразделений MGR-3 «Литтл Джон». В области создания ракет класса
1 Шитиков Е.А. Ядерная прелюдия Карибского кризиса // Военно. исторический журнал. № 2. 1998. С. 41.
У£=|_
«земля» - земля» работы американским военно-промышленным комплексом велась по направлениям сокращения веса отдельных элементов вооружения, упрощения обслуживания, улучшения систем управления и средств наведения, а также создания систем ракетного вооружения, которые могли бы действовать в боевых порядках наступающих войск. Как следствие, Советский Союз недопустимо отставал в оснащении Сухопутных войск ракетами оперативно-тактического и тактического назначения.
Необходимость быстрыми темпами укрепить свой экономически и оборонный потенциал, потребовала от советского правительства больше внимания уделить вопросам оснащения армии и флота ракетно-ядерным оружием. При этом основной задачей являлась разработка и обоснование стройной системы ракетного вооружения Сухопутных войск, а также создание в рамках этой системы образцов ракетной техники.
Первым шагом в области развития наземного ракетного вооружения являлась научно-исследовательская работа «Перспектива», выполненная НИИ-3 в 1960-1961 гг. В этой работе была проведена оценка наземного ракетного и реактивного вооружения Сухопутных войск относительно условий ведения общевойскового боя, а также фронтовых и армейских операций. В качестве исходных данных были приняты возросшие возможности войск противника по огневому и ядерному поражению, а также увеличившийся масштаб военных действий. В ходе исследования были определены основные тактико-технические требования к перспективным образцам ракетных комплексов и предложены технические пути их создания. Так, для решения задач по поражению объектов противника силами и средствами ракетных войск Сухопутных войск считалось необходимым иметь три типа ракетных комплексов: дивизионный с дальностью пуска 15-70 км, армейский - 50-300 км и фронтовой -300-900 (1000) км2.
Первым ракетным комплексом, специально разработанным по заданию ГАУ (ГРАУ) для Сухопутных войск, стал оперативно-тактический ракетный комплекс 9К72 с ракетой 8К14. Необходимость модернизации состоявшей на вооружении ракеты Р-11М выяснилась ещё в процессе её испытаний, в результате чего 23 ноября 1956 г. Советом Министров СССР было принято Постановление № 1530-770, которым предусматривалось провести ряд
2 Центральный архив Министерства обороны (ЦАМО) Ф. 81. Оп. 836698. Д. 638. Л. 290-2955.
■ мероприятий по улучшению боевых и эксплуатационных качеств
принятой на вооружение баллистической ракеты Р-11М. Работы по модернизации были возложены на СКБ-385 (г. Златоуст), которому в кооперации со специализированными организациями надлежало в 1957-1958 гг. на базе ракеты 8К11 (Р-11М) разработать улучшенное изделие 8К12 (Р-11МУ), обладавшее высокой надёжностью в условиях войсковой эксплуатации.
Улучшение конструкции ракеты Р-11М планировалось осуществить за счёт дублирования электроцепей и отдельных элементов аппаратуры системы управления ракеты, применения в системе управления приборов, не имевших в своём составе электронных ламп. Кроме того, с учётом накопленного опыта изготовления ракет и полученных в ходе этого процесса предложений, предполагалось переиздать конструкторскую документацию. Все остальные элементы конструкции ракеты и наземного оборудования заимствовались без изменений от ракеты 8К11 (Р-11М).
Однако усовершенствование системы управления могло привести к увеличению её массы и, как следствие - к увеличению общего веса ракеты, что не позволяло обеспечить заданную тактико-техническим заданием (ТТЗ) дальность пуска - 150 км. Дальнейшие поиски сконцентрировались вокруг идеи установки на ракету мощного ЖРД, разработка которого велась в ОКБ-3 НИИ-88 под руководством главного конструктора Д.Д. Севрука. Предварительные расчёты показали, что использование указанного двигателя позволит достигнуть максимальной дальности полёта 258 км3.
Выбор основных конструктивных параметров изделия, компоновки, габаритных размеров агрегатов, с учётом характеристик, стоявших на вооружении ракет 8А61 (Р-11), 8А61ФМ (Р-11ФМ) и 8К11 (Р-11М), позволял использовать уже созданное наземное оборудование для подготовки и пуска, а также максимально использовать имевшуюся промышленно-производственную базу для создания новой ракеты.
Проект новой ракеты поддержали, председатель Государственного комитета Совета Министров СССР по оборонной технике К.Н. Руднев и Главный конструктор НИИ-88 С.П. Королёв4.
Защита эскизного проекта состоялась в январе 1958 г. на плену-
3 Из материалов по расчёту баллистики и устойчивости изделия 8К12М // ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 365. Л. 137.
4 СКБ-385. КБ машиностроения, ГРЦ «КБ им. академика В.П. Макеева» / Сост. Р.Н. Канин, Н.Н. Тихонов; под общ. ред. В.Г. Дегтяря. М.: «Военный парад»,
. 2007. С. 56.
Ж) _
TiS
ме 1-го управления артиллерийского научно-технического комитета ГАУ (АНТК ГАУ)5. Комиссия ГАУ, заслушав доклад главного конструктора СКБ-385 В.П. Макеева о преимуществах создания принципиально новой ракеты в целом поддержала проект, однако признала неудачным решение об использовании в качестве горючего ТГ-02, которое стоило в 20 раз дороже керосина Т-1 применяемого в ракетах 8А61 и 8К11, и предложила в качестве топлива рассмотреть активное углеводородное горючее ТМ-185, не уступавшее по характеристикам ТГ-02, но имевшее широкую сырьевую и производственную базу. Также было отмечено, что двигатель С3.42, разработанный в ОКБ-3, имел ряд недостатков, выявленных в ходе стендовых испытаний6.
В ходе доработки двигателя С3.42 так и не удалось устранить большинство недостатков, выявленных в процессе испытаний. Кроме того, после ликвидации в декабре 1958 г. ОКБ-37, работы по доработке двигателя 8Д512 были прекращены8. Как следствие, руководство ОКБ-2 приняло решение разработать для изделия 8К14 новый двигатель С5.2. Разработанный двигатель имел ряд существенных отличий, его схема была упрощена, вес снижен на 20-25 кг, а тяга повышена (13,3 т вместо 8,3 т - у Р-11М) 9.
Постановлением ЦК КПСС и правительства № 378-181 от 1 апреля 1958 г. «О разработке изделия Р-17», создание ракеты с дальностью пуска от 50 до 240 км было поручено СКБ-385, главный конструктор В.П. Макеев, ведущий конструктор Ю.Б. Бобрышев10.
Ракета 8К14 со сменными боевыми частями: ядерной, фугасной и кассетной имела жидкостной ракетный двигатель 9Д21 способный развивать тягу 13,3 тонны, с автономной системой управления и автоматом подрыва ракеты, разрабатывалась с учётом использования конструктивных решений, а также узлов и агрегатов, применявшихся в ракетах 8А61, 8К11 и др. Это позволяло в ходе проектирования пересмотреть неудачные схемно-конструктив-ные решения и заменить недостаточно надёжные элементы этих ракет. В целом такой подход к конструированию новой ракеты да-
5 ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 365. Л. 79.
6 Там же.
7 Разрабатывавшее двигатель С3.42 (8Д512) ОКБ-3, было включено в состав ОКБ-2 НИИ-88, которым руководил А.М. Исаев. Часть коллектива во главе с Д.Д. Севруком вошло в состав ОКБ-456 г. Химки.
8 Из донесения военпреда ГАУ при СКБ-385, инженер-полковника П.И. Данько от 7 января 1959 г. // ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 367. Л. 13-14.
9 ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 367. Л. 111-113.
10 ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 365. Л. 152.
вал возможность значительно сократить сроки на её разработку, уменьшить затраты на подготовку производства, способствовал повышению надёжности разрабатываемого изделия. Кроме того, применение ДУ с насосной системой подачи топлива, вместо вы-теснительной, использующей жидкостной аккумулятор давления (ЖАД), значительно повышало работоспособность двигательной установки. В результате такого решения удалось значительно понизить высокое давление в баках и уменьшить температуру их нагрева, что позволило заменить материалы из которых они создавались на более лёгкие и технологичные11.
Наличие в ракете изолированного приборного отсека, располагавшегося между головной частью и баком горючего, улучшало условия работы приборов системы управления, за счёт снижения вибрационные нагрузки, делало удобным технологическую сборку и эксплуатацию ракеты. Расположение рулевых машинок не на сопле двигателя, а на днище хвостового отсека уменьшало воздействие на них вибрационных нагрузок и, как следствие, благоприятно сказывалось на работе рулевого агрегата и автомата стабилизации. Переднее размещение бака горючего на ракете давало возможность использовать ёмкость заборного трубопровода этого бака под пусковое горючее, а также повышало устойчивость и стабилизацию ракеты на траектории полёта.
Проект комплекса агрегатов наземного стартового оборудования был разработан НИИ-229 Государственного комитета по оборонной технике (ГКОТ). Постановлением Совета Министров СССР от 1 апреля 1958 г., предусматривалась максимальная унификация наземного стартового оборудования новой ракеты 8К14 (Р-17) и ракет 8А61 (Р-11), 8К11 (Р-11М)12.
Впервые в практике отечественного ракетостроения для ракеты 8К14 одновременно разрабатывалось два стартовых агрегата на гусеничном и колёсном ходу. Артиллерийская часть для стартовых агрегатов была одинаковой и в свой став включала: стрелу, гидравлическую систему подъёма, пусковой стол, систему предстартового обслуживания и проверочно-пусковую аппаратуру13. Стартовый агрегат на гусеничном ходу 2П19 был создан ОКБТ ЛКЗ, главный конструктор Ж.Я. Котин, заместитель В.Н. Курин, ведущий конструктор К.Н. Ильин, начальник отдела Г.Ю. Ханин.
11 Из материалов по выбору конструктивных параметров изделия 8К12М // ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 365. Л. 98-100.
12 ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 365. С. 102-103.
13 ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 439. Л. 58-59.
Создание стартового агрегата 2П20 на колёсном ходу было воз- ■
ложено на ЦКБ ТМ при заводе «Подъёмник», начальник и главный конструктор Н.А. Кривошеин, заместитель Н.С. Лейкин. Так как колёсный вариант обладал рядом преимуществ перед гусеничным, то предполагалось, что он станет основным. Однако в ходе испытаний колёсный стартовый агрегат не выдержал транспортных нагрузок. После проведённых доработок, в 1967 г. он был принят на вооружение под обозначением 9П117. Постановлением Совета Министров СССР от 24 марта 1962 г. № 284-136, комплекс 9К72 с ракетой оперативно-тактического назначения 8К14 (Р-17) был принят на вооружение Советской армии.
Таким образом, ракета Р-17 (8К14) и комплекс наземного стартового оборудования к ней разрабатывались на основе имевшихся наработок по баллистическим ракетам дальнего действия, с использованием их элементной базы. Вместе с тем, в процессе создания ракеты применялись как новые опытно-конструкторские решения, так и передовые технологии, в том числе и силицирование графитовых газоструйных рулей, которое и сегодня считается высокотехнологичным процессом создания композитных материалов. В результате удалось создать простую в конструктивном отношении, но с высоким коэффициентом надёжности ракету. На разработку в целом комплекса потребовалось всего 3 года и 11 месяцев. Ракета существенно отличалась от созданных ранее баллистических управляемых ракет и проектировалась под специфику Сухопутных войск, с учётом условий войсковой эксплуатации. Дальность полёта ракеты, несмотря на возросший до 530 кг стартовый вес, увеличилась почти в два раза и составляла 300 км, что достигалось благодаря установке на ракету более мощного двигателя и увеличению запасов топлива вследствие снижения веса топливных баков, системы управления и двигателя.
Необходимо подчеркнуть, что большое влияние на процесс создания ракеты оказала передача всех НИР и ОКР по ракетам оперативно-тактического назначения из Управления Начальника реактивного вооружения (УНРВ) в ведение 1-го Управления Научно-технического комитета ГАУ. В целях качественного контроля за выпуском продукции для производства ракет впервые в практике отечественного ракетостроения военная приёмка трёх различных ведомств (УНРВ, ГАУ, ВМФ) была объединена под единым руководством. На начальном этапе создания ракеты проектные расчёты
впервые были объединены в комплекс, положивший начало приме_
нению системного подхода к разработке ракетного вооружения.
Следует отметить, что поиск способов повышения боевых качеств оперативно-тактических ракет армейского уровня не прекратился. В соответствии с Решением ВПК от 14 августа 1963 г. перед промышленностью была поставлена задача, модернизировать ракету Р-17 в целях повышения дальности пуска до 500 - 600 км и увеличения сроков хранения. Кроме того, проведение такой работы позволили бы существенно превзойти основные характеристики американских ракет МОМ-29 «Сержант» и МОМ-31А «Першинг-1». Однако опытно-конструкторские работы в этом направлении, несмотря на наметившийся прогресс, были прекращены.
В середине 1960-х годов для достижения успеха в операции (бою) большое значение имело надёжное поражение важных одиночных и групповых целей противостоящей группировки противника. Так как 70-80% объектов противника было эшелонировано на глубину 40-50 км, то максимальная дальность пуска тактического ракетного комплекса, с учётом удаления района стартовых позиций от переднего края, должна была составлять 60-70 км. Состоявший на вооружении ракетных войск Сухопутных войск ТРК 2К6 «Луна» по своим характеристикам в основном соответствовал требованиям, предъявляемым к тактическим ракетам на рубеже 1950-1960-х годов, но не обеспечивал требуемой дальности пуска14. Таким образом, необходимость улучшения основных тактико-технических характеристик имевшегося ТРК потребовала дополнить существующую систему ракетного вооружения новым подвижным, автономным комплексом тактического назначения, который мог бы надёжно поражать цели противника на дальностях от 8 до 70 км.
В соответствии с Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 247-104 от 16 марта 1961 г. советская промышленность приступила к созданию тактического ракетный комплекс 9К52 «Луна-М», на колёсном шасси высокой проходимости ЗИЛ-135ЛМ. Ракета создавалась с использованием опыта, полученного в ходе проектирования и испытания ракет для систем тяжёлой реактивной артиллерии 2П1 «Марс», 2П4 «Филин», а также первого тактического ракетного комплекса (ТРК) 2К6 «Луна».
Ракета 9М21 «Луна-М» создавалась в нескольких вариантах: 9М21Б и 9М21Б1 с головными частями в специальном снаряжении, 9М21Ф - с осколочно-фугасной боевой частью, 9М21Д - агитацион-
14 Дальность пуска ТРК 2К6 «Луна» ракетой 3Р10 составляла 32 км, а ракетой 3Р9 - 45 км.
ная, 9М21Е и 9М21Е1 боевые части с весовым эквивалентом. В со- ■
ответствии с Постановлением Совета Министров СССР № 799-399 от 4 августа 1964 г. в дополнение к имевшемуся боекомплекту была создана ракета 9М21К - с осколочной боевой частью кассетного типа. Такой подход значительно улучшил боевые свойства ракет и комплекса в целом. Наличие нескольких вариантов боевых частей давало возможность выполнять большой объём задач по огневому и ядерному поражению противника. Вес новых боевых частей по сравнению с боевыми частями ракетного комплекса 2К6 «Луна» был уменьшен, что положительно отразилось на стартовом весе ракеты. Основные технические решения, использовавшиеся при разработке боевых частей, впоследствии легли в основу создания аналогичных элементов для ракет оперативно-тактического назначения.
Все варианты ракет различались боевыми частями, но имели одинаковую ракетную часть. Ракетная часть состояла из маршевого двигателя, стартового двигателя, двигателя проворота, переднего отсека с электрооборудованием. Следует отметить, что неуправляемые баллистические ракеты 3Р9 и 3Р10 комплекса 2К6 «Луна» имели двухкамерный двигатель, камеры которых соединялись переходным конусом. Камеры сгорания изготавливались по «ствольной» технологии, методом обточки и расточки заготовок из металлических труб. Диаметр ракетного двигателя у ракет 3Р9 и 3Р10 был меньше чем диаметр боевой части и составлял 415 мм. В ракете 9М21 маршевый двигатель 9Д19 был однокамерным и выполнен в диаметре боевой части - 544 мм. Отказ от двухкамерного двигателя в пользу однокамерного позволял твердотопливному двигателю работать только в одном режиме, что улучшало эксплуатационные характеристики ракеты. Камера сгорания ракеты 9М21 сваривалась из листовой стали. Это упрощало производство ракеты, делало её корпус более лёгким, давало возможность увеличить массу порохового заряда. Для защиты стенок камеры при увеличенном времени горения порохового заряда впервые применили напыляемое эмалевое теплозащитное покрытие15.
Пороховой заряд 9Х18 серийно изготавливался Пермским заводом № 98 им. Кирова. Заряд состоял из двух полузарядов - головного и соплового, изготовленных из нитроглицеринового пороха НМФ-2Д. Каждый полузаряд представлял собой цилиндрическую одноканальную шашку с бронированием конически-усечённым
15 Качур П.И. Истоки отечественного твердотопливного ракетостроения. К 60-летию Московского института теплотехники // Техника и вооружение. № 11. 2006. С. 7. .
/8г»
_
торцом и небронированным плоским торцом16. Масса порохового заряда маршевого двигателя составила 1090 кг, что на 23% превышало вес порохового заряда ракет 3Р9 и 3Р10.
Для увеличения скорости схода ракеты с направляющей пусковой установки на ракете, вокруг центрального сопла маршевого двигателя, устанавливался стартовый двигатель, состоявший из ста шестнадцати цилиндрических одноканальных шашек нитроглицеринового пороха марки РСИ-60. Проведённые преобразования позволили увеличить дальность пуска ракеты почти в два раза не только по сравнению с ракетами комплекса 2К6 «Луна», но и американской неуправляемой ракеты МОК.-1 «Онест Джон».
Для повышения точности стрельбы в ракете использовался двигатель осевого проворота, который устанавливался между отсеком с электрооборудованием и маршевым двигателем. Двигатель имел четыре тангенциально-направленных сопла, развивающих необходимый момент для придания ракете интенсивного вращения на начальном участке траектории. За счёт сообщения ракете осевого вращения усреднялся осевой эксцентриситет и устранялся перекос реактивной силы, действовавший на ракету. Время работы двигателя составляло 0,3-0,5 с., что позволяло достигать скорости вращения ракеты примерно 340-350 об/мин17.
Улучшению точности стрельбы способствовала и аэродинамическая компоновка ракеты. Для аэродинамической устойчивости в полёте ракета снабжалась стабилизаторами, устанавливавшимися на корпусе ракетной части и имевшими наклон 1° к оси ракеты, за счёт чего обеспечивался оптимальный запас аэродинамической устойчивости. Площадь стабилизаторов выбиралась из оптимального запаса аэродинамической устойчивости: как показали исследования, при его избытке точность могла ухудшаться за счёт ухода ракеты «на ветер». Для стрельбы на малые дальности в комплект ракеты входили тормозные аэродинамические щиты, которые устанавливались перед пуском18.
Для повышения точности усовершенствовали систему подго-
16 Неуправляемые пороховые ракеты 9М21Б, 9М21Б1, 9М21Ф, 9М21К, 9М21Д, 9М21Е: техническое описание и инструкция по эксплуатации. М.: Воениз-дат, 1985. С. 13-14.
17 Неуправляемые пороховые ракеты 9М21Б, 9М21Б1, 9М21Ф, 9М21К, 9М21Д, 9М21Е: техническое описание и инструкция по эксплуатации. М.: Воениз-дат, 1985. С. 10-11.
18 Качур П.И. Истоки отечественного твердотопливного ракетостроения. К 60-летию Московского института теплотехники // Техника и вооружение. № 11. 2006. С. 7.
товки метеорологических данных. Термометр сопротивления 9Х71 устанавливался в головном полузаряде и предназначался для измерения температуры порохового заряда19. Каждая ракета комплектовалась паспортом характеристик, включающим индивидуальные значения скорости горения и удельного импульса, установленного на ракете порохового заряда 9Х1820.
Для уменьшения разбросов тяги в зависимости температуры в сопло ракеты вставлялась втулка 9Б42 с вкладышем из графита, в котором было расточено критическое сечение. В комплект ракеты входило три сменных втулки, каждая из которых работала в определённом диапазоне температур порохового заряда. Подбором соответствующего диаметра критического сечения обеспечивалось поддержание в заданных пределах уровня давления пороховых газов в камере сгорания маршевого двигателя во всём температурном диапазоне порохового заряда21.
При пусках ракет учитывались и особенности аэродинамических характеристик ракет в зависимости от типа установленной на ней головной части. В целом формировался большой объём различных поправок, учет которых позволял обеспечить точность стрельбы на дальности от 15 до 60 км ±1200 м.
Следует отметить, что выполнить задачу по созданию новой ракеты без значительного увеличения стартового веса было нелегко, но она была успешно решена конструкторами НИИ-1 и промышленностью при непосредственном участии ГРАУ.
Пусковую установку ракетного комплекса 9К52 разрабатывало ОКБ-221 Нижне-Волжского СНХ, главный конструктор Г.И. Сергеев. Пусковая установка ракеты 9П113 монтировалась на колёсном шасси ЗИЛ-135ЛМ, серийное производство которых было освоено на Брянском автомобильном заводе. Колёсное шасси высокой проходимости обеспечивало скорость передвижения до 60 км/час и гарантийный пробег 15000 км, вместо 40 км/час и 1500 км, как у созданной на базе танка ПТ-76 пусковой установки 2П16 комплекса «Луна». Расчёт пусковой установки был уменьшен с 11 до 7 человек.
19 Неуправляемые пороховые ракеты 9М21Б, 9М21Б1, 9М21Ф, 9М21К, 9М21Д, 9М21Е: техническое описание и инструкция по эксплуатации. М.: Воениз-дат, 1985. С. 15.
20 Качур П.И. Истоки отечественного твердотопливного ракетостроения. К 60-летию Московского института теплотехники // Техника и вооружение. № 11. 2006. С. 7.
21 Неуправляемые пороховые ракеты 9М21Б, 9М21Б1, 9М21Ф, 9М21К, 9М21Д, 9М21Е: техническое описание и инструкция по эксплуатации. М.: Воениз-дат, 1985. С. 14.
■ Кроме пусковой установки в состав комплекса входило ещё 13
элементов. Наибольший интерес представляет подвижный пункт управления огнём батареи тактических ракет 1В111 (ПУ-2М), в котором впервые в практике создания неуправляемых баллистических ракет была установлена электронно-вычислительная машина (ЭВМ), позволявшая рассчитывать установки для стрельбы. ЭВМ 9В59 «Ольха» создавалась в ОКБ-297 ВВСНХ (г. Йошкар-Ола), главный конструктор Ш.К. Кадышев. Конструкция ЭВМ позволяла в автоматическом режиме получать данные от радиотехнической системы измерения ветра.
Подводя итог, необходимо отметить, что непрерывное развитие ракетной техники за рубежом, требовало от отечественного военно-промышленного комплекса принимать меры по повышению дальности пуска и точности ракетного удара, сокращению времени на подготовку ракет к пуску, обеспечению высокой автономности и мобильности ракетных комплексов тактического назначения. В результате работы целого ряда НИИ, конструкторских бюро и предприятий промышленности была создана неуправляемая тактическая ракета, имевшая более совершенную конструкцию и технологию изготовления, что для массового производства дивизионных ракет имело огромное значение.
С переходом на колёсное шасси значительно повышалась маневренность ракетной системы как за счёт повышения скорости передвижения, так и вследствие возможности совершать длительные марши по дорогам с улучшенным покрытием своим ходом, а не на трейлерах, на которых войскам приходилось транспортировать в подобных случаях гусеничное вооружение. При этом проходимость колёсных шасси с четырьмя ведущими осями по бездорожью, лишь незначительно уступала проходимости гусеничных машин. Запас хода колёсных шасси, был значительно выше, чем у гусеничных.
При создании ракетного 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 снижения стоимости производства ракет. В конструкции ракеты использовались автономные двигатели (стартовый и двигатель проворота), предназначенные для снижения чувствительности ракеты к ветру и эксцентриситетным возмущения схода
ракеты с направляющей пусковой установки, применена листосвар-| _
ная конструкция корпусов двигателей и отсеков ракеты22. Использовалась более точная система предстартового измерения и учёта ветра. В состав комплекса была включена ЭВМ позволявшая в автоматическом режиме получать данные и рассчитывать установки для стрельбы.
Следующей ступенью развития твердотопливной ракетной техники стало создание НИИ-1 (с 1967 г. Московский институт теплотехники) управляемой оперативно-тактической ракеты 9М76 входившей в состав комплекса «Темп-С».
Библиографический список:
1. Шитиков Е.А. Ядерная прелюдия Карибского кризиса // Военно-исторический журнал. 1998. № 2. С. 41.
2. Центральный архив Министерства обороны (ЦАМО) Ф. 81. Оп. 836698. Д. 638. Л. 290-2955.
3. Из материалов по расчёту баллистики и устойчивости изделия 8К12М // ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 365. Л. 137.
4. СКБ-385. КБ машиностроения, ГРЦ «КБ им. академика В.П. Макеева» / Сост. Р.Н. Канин, Н.Н. Тихонов; под общ. ред. В.Г. Дегтяря. М.: «Военный парад», 2007. С. 56.
5. ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 365. Л. 79.
6. Разрабатывавшее двигатель С3.42 (8Д512) ОКБ-3, было включено в состав ОКБ-2 НИИ-88, которым руководил А.М. Исаев. Часть коллектива во главе с Д.Д. Севруком вошло в состав ОКБ-456 г. Химки.
7. Из донесения военпреда ГАУ при СКБ-385, инженер-полковника П.И. Данько от 7 января 1959 г. // ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 367. Л. 13-14.
8. ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 367. Л. 111-113.
9. ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 365. Л. 152.
10. Из материалов по выбору конструктивных параметров изделия 8К12М // ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 365. Л. 98-100.
11. ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 365. С. 102-103.
12. ЦАМО РФ. Ф. 81. Оп. 836698. Д. 439. Л. 58-59.
13. Дальность пуска ТРК 2К6 «Луна» ракетой 3Р10 составляла 32 км, а ракетой 3Р9 - 45 км.
14. Качур П.И. Истоки отечественного твердотопливного ракетостроения. К 60-летию Московского института теплотехники // Техника и вооружение. № 11. 2006. С. 7.
15. Неуправляемые пороховые ракеты 9М21Б, 9М21Б1, 9М21Ф, 9М21К, 9М21Д, 9М21Е: техническое описание и инструкция по эксплуатации. М.: Воениздат, 1985. С. 13-14.
16. Неуправляемые пороховые ракеты 9М21Б, 9М21Б1, 9М21Ф, 9М21К, 9М21Д, 9М21Е: техническое описание и инструкция по эксплуатации. М.: Воениздат, 1985. С. 10-11.
17. Качур П.И. Истоки отечественного твердотопливного ракетостроения. К 60-летию Московского института теплотехники // Техника и вооружение. № 11. 2006. С. 7.
18. Неуправляемые пороховые ракеты 9М21Б, 9М21Б1, 9М21Ф, 9М21К, 9М21Д, 9М21Е: техническое описание и инструкция по эксплуатации. М.: Воениздат, 1985. С. 15.
19. Качур П.И. Истоки отечественного твердотопливного ракетостроения. К 60-летию Московского института теплотехники // Техника и вооружение. № 11. 2006. С. 7.
20. Неуправляемые пороховые ракеты 9М21Б, 9М21Б1, 9М21Ф, 9М21К, 9М21Д, 9М21Е: техническое описание и инструкция по эксплуатации. М.: Воениздат, 1985. С. 14.
22 Качур П.И. Истоки отечественного твердотопливного ракетостроения. К 60-летию Московского института теплотехники // Техника и вооружение. № 11. 2006. С. 6-9.
21. Качур П.И. Истоки отечественного твердотопливного ракетостроения. К 60-летию Московского института теплотехники // Техника и вооружение. № 11. 2006. С. 6-9.
References
1. Shitikov E.A. Nuclear Prelude to the Caribbean Crisis // Military History Journal. 1998. № 2. P. 41.
2. Central Archive of the Ministry of Defense (TsAMO) F. 81. Op. 836698. D. 638. L. 290-2955.
3. From materials on the calculation of ballistics and stability of the 8K12M product // TsAMO RF. F. 81. Op. 836698. D. 365. L. 137.
4. SKB-385. Design Bureau of Mechanical Engineering, SRC "Design Bureau im. Academician V.P. Makeev" / Comp. R.N. Kanin, N.N. Tikhonov; under total ed. V.G. Degtyar. M .: "Military parade", 2007. Р. 56.
5. TsAMO RF. F. 81. Op. 836698. D. 365. L. 79.
6. OKB-3, which developed the S3.42 (8D512) engine, was included in the OKB-2 NII-88, which was led by A.M. Isaev. Part of the team led by D.D. Sevruk became part of OKB-456 in Khimki.
7. From the report of the GAU military representative at SKB-385, engineer-colonel P.I. Danko dated January 7, 1959 // TsAMO RF. F. 81. Op. 836698. D. 367. L. 13-14.
8. TsAMO RF. F. 81. Op. 836698. D. 367. L. 111-113.
9. TsAMO RF. F. 81. Op. 836698. D. 365. L. 152.
10. From materials for the choice of design parameters of the product 8K12M // TsAMO RF. F. 81. Op. 836698. D. 365. L. 98-100.
11. TsAMO RF. F. 81. Op. 836698. D. 365. S. 102-103.
12. TsAMO RF. F. 81. Op. 836698. D. 439. L. 58-59.
13. The launch range of the 2K6 Luna fuel dispenser with the 3R10 rocket was 32 km, and with the 3R9 rocket it was 45 km.
14. Kachur P.I. The origins of domestic solid rocket science. On the occasion of the 60th anniversary of the Moscow Institute of Thermal Engineering // Equipment and weapons. № 11. 2006. P. 7.
15. Unguided powder rockets 9M21B, 9M21B1, 9M21F, 9M21K, 9M21D, 9M21E: technical description and operating instructions. M.: Military Publishing House, 1985. Р. 13-14.
16. Unguided powder rockets 9M21B, 9M21B1, 9M21F, 9M21K, 9M21D, 9M21E: technical description and operating instructions. M.: Military Publishing House, 1985. Р. 10-11.
17. Kachur P.I. The origins of domestic solid rocket science. On the occasion of the 60th anniversary of the Moscow Institute of Thermal Engineering // Equipment and weapons. № 11. 2006. P. 7.
18. Unguided powder rockets 9M21B, 9M21B1, 9M21F, 9M21K, 9M21D, 9M21E: technical description and operating instructions. M.: Military Publishing House, 1985. Р. 15.
19. Kachur P.I. The origins of domestic solid rocket science. On the occasion of the 60th anniversary of the Moscow Institute of Thermal Engineering // Equipment and weapons. № 11. 2006. P. 7.
20. Unguided powder rockets 9M21B, 9M21B1, 9M21F, 9M21K, 9M21D, 9M21E: technical description and operating instructions. M.: Military Publishing House, 1985. Р. 14.
21. Kachur P.I. The origins of domestic solid rocket science. On the occasion of the 60th anniversary of the Moscow Institute of Thermal Engineering // Equipment and weapons. № 11. 2006. Р. 6-9.
