• Глава 1. Атомная артиллерия
  • Глава 2. Неуправляемые тактические ракеты
  • Глава 3. Управляемые тактические ракеты
  • Глава 4. Корпусные и армейские баллистические ракеты
  • Глава 5. Крылатые ракеты ввс
  • Глава 6. Баллистические ракеты театра военных действий
  • Глава 7. Атомная и ракетная экзотика
  • Часть III

    Советские средства доставки ядерного оружия

    Глава 1. Атомная артиллерия

    В 1954 г. в СССР началось проектирование гигантских самоходных орудий для стрельбы ядерными боеприпасами. На всякий случай было решено создать три типа ядерных суперорудий — пушку, миномет и безоткатное орудие.

    В 1955 г. в Ленинградском ЦКБ-34 были закончены чертежи и выдана в производство документация на 406-мм пушку СМ-54/2АЗ(индекс разработчика индекс ГАУ), стрелявшую специальным выстрелом «Конденсатор», кстати, по нему часто именовали и всю систему. Вес снаряда составлял 570 кг, максимальная дальность стрельбы 25,6 км.

    На Кировском заводе в Ленинграде под руководством Котина было разработано шасси для СМ-54, получившее название «объект 271». Это шасси было создано на базе шасси танка Т-10М («Объект 272»). Длина установки свыше 20 м, ширина 3,08 м, высота в походном положении 5,75 м. Клиренс 0,46 м. Шасси «объект 271» было оснащено дизелем В12—6Б мощностью 650 л.с. Запас хода 200–220 км. Для работы приводов наведения и досылателя снаряда имелся электрогенератор Г-74 мощностью 3 кВт. Вес установки составил 64 т. Расчет установки 7 человек.

    30 августа 1956 г. на заводе «Баррикады» закончили изготовление артиллерийской части первого образца СМ-54, которая затем была отправлена на Кировский завод для установки на шасси. Первый образец СМ-54 был закончен в 1957 г. Всего изготовили 4 установки СМ-54.

    Согласно постановлению Совмина СССР от 18 апреля 1955 г. СКВ МОП[37] приступило к проектированию 420-мм гладкоствольного миномета 2Б2 «Ока». 29 декабря 1956 г. СКБ предъявило технический проект миномета. В 1957 г. был изготовлен опытный образец самоходной минометной установки для стрельбы специальным выстрелом «Трансформатор». Ствол миномета длиной свыше 20 м был сделан из единой заготовки. Вес установки составил 55,3 т; дальность стрельбы — 45 км; скорострельность — один выстрел в 5 минут. Миномет 2Б2 установили на гусеничном шасси «объект 273», созданном на Кировском заводе.

    Оба «монстра» не проходили ни по мостам, ни под путепроводами, не вписывались ни в улицы городов, ни в железнодорожный габарит. В 1960 г. правительство приняло решение не принимать их на вооружение и прекратить работы по обеим системам.

    Параллельно правительство дало задание В.Г. Грабину создать безоткатное орудие, стреляющее снарядом с ядерной боевой частью.

    Еще в 1947 г. в ЦНИИ-58[38] началось проектирование 280-мм самоходной безоткатной пушки, которой был присвоен шифр «7940» (в документах она называлась «активно-реактивной пушкой»).

    В 1950 г. Грабин приступил к проектированию 406-мм активно-реактивной пушки с шифром «0842» на самоходном лафете. Позже 406-мм орудие «0842» получило индеке С-103. В начале 1950-х годов пушки С-103 было решено использовать для стрельбы проектируемыми ядерными зарядами.

    С-103 представляла собой газодинамическое динамореактивное орудие. Пороховой заряд сгорал в отдельной камере при повышенных давлениях (до 2000 кг/см2), часть газов через специальные отверстия в диафрагме (дно переднее) поступала в канал ствола и сообщала снаряду кинетическую энергию, а другая часть газов поступала в форкамору и, вытекая назад через сопловые отверстия, создавала реактивную силу, уравновешивающую силу отдачи, вследствие чего орудие получалось безоткатным.

    280-мм и 420-мм безоткатные орудия устанавливались на едином лафете на шасси тяжелого танка. Для отработки боеприпасов и проверки конструкции стволов в ЦНИИ-58 были спроектированы баллистические установки 280-мм с шифром «0132БУ» и 420-мм с шифром «0114БУ».

    Изготовление ствола баллистической установки и казенника было поручено заводу № 221 МОП. Изготовление ствола было закончено заводом № 221 в ноябре 1955 г., после чего в ЦНИИ-58 ствол был собран с казенником и отправлен на заводские испытания на Ржевку.

    Испытания баллистической установки 0114БУ на стенде свободного отката были начаты на Ржевке 13 января 1956 г. и продолжались до 18 января 1956 г. Целью испытаний являлись подбор заряда и обеспечение уравновешенности ствола. Всего из баллистической установки было сделано шесть выстрелов, из них два выстрела холостых.

    18 января 1956 г. на шестом выстреле произошло разрушение баллистической установки — отрыв казенника, в результате чего казенник с затвором был отброшен назад, а ствол — вперед. Отрыв казенника произошел по канавке первого витка резьбы.

    В ЦНИИ-58 провели исследование причин отрыва казенника и изготовили новый казенник. Ствол получил незначительные повреждения и был собран с новым казенником на баллистической установке на шасси тяжелого танка.

    Стрельбы на Ржевке возобновились 16 мая 1956 г. и продолжались до 29 ноября с перерывом с 17 июля по 29 сентября, во время которого установка была отправлена в ЦНИИ-58 для переборки и доработки. Всего за указанный период было сделано 95 боевых выстрелов (для ствола — 101 выстрел).

    В ходе стрельбы 29 ноября 1956 г. ствол вновь разорвало. На этот раз установка «0114БУ» была полностью разрушена. После этого Грабин выбыл из конкурсных работ по созданию атомной артиллерии.

    В результате ни одна огромная атомная пушка так и не была принята на вооружение Советской армии.

    СССР отстал от США лет на 15 лет в создании ядерных боеприпасов малого калибра для обычных орудий. Лишь в 1964 г. началось проектирование 240-мм мины ЗБВ4 в обычном (дальность стрельбы 9,5 км) и активно-реактивном (18 км) вариантах для 240-мм минометов — буксируемых М-240 и самоходных «Тюльпан»; 203-мм снаряда ЗБВ2 для 203-мм гаубицы Б-4М (18 км) и 152-мм снаряда ЗБВЗ для 152-мм гаубиц — буксируемых Д-20 и самоходных «Акация» (17,4 км).

    Судя по всему, в боекомплект Б-4М ядерные боеприпасы так и не вошли, а вот об артсистемах, которые, по сведениям западной печати, стали средствами доставки ядерных боеприпасов, стоит сказать несколько слов.

    В 1957–1958 гг. Н.С. Хрущев прекратил работы почти по всем видам артиллерийского вооружения, в том числе по тяжелой, дальнобойной и самоходной артиллерии. Это, естественно, привело к отставанию отечественной артиллерии от США и других стран НАТО в целом ряде областей. В первую очередь в области самоходных, тяжелых и дальнобойных орудий.

    Несмотря на успешное развитие тактических и оперативно-тактических ракет роль дальнобойной ствольной артиллерии в локальных войнах не уменьшилась, а возросла.

    В конце 1950-х — начале 1960-х годов наши советники в Китае оказались в неудобном положении. Гоминдановцы установили батареи американских дальнобойных орудий на островах в Тайваньском проливе и открыли огонь по материковому Китаю. А отвечать китайцам было нечем. Наши самые дальнобойные пушки — 130-мм М-46 — не доставали до гоминдановских батарей. Один наш специалист нашел остроумный выход — нагреть заряды и дождаться попутного ветра. Дождались и достали, к великому удивлению американцев.

    В США вовремя осознали значение тяжелых и дальнобойных самоходных артиллерийских систем. В 1861 г. на вооружение были приняты самоходные орудия 105-мм гаубица М108, 155-мм гаубица М109, 203-мм гаубица M110 и 175-мм пушка M107.

    В СССР, в ответ на это, была разработана 152-мм самоходная пушка 2С5 «Гиацинт». Она была начата в СКВ Пермского машиностроительного завода по приказу Министерства оборонной промышленности № 592 от 27 ноября 1968 г. С самого начала велась разработка пушки в самоходном варианте («Гиацинт-С») и буксируемом («Гиацинт-Б»). Эти орудия имели индекс ГРАУ 2A37 и 2А36 соответственно. Оба варианта имели идентичные баллистику и боеприпасы, которые специально разрабатывались вновь. Взаимозаменяемых с «Гиацинтом» боеприпасов в Советской армии не было. (Сх. 27)


    Сх. 27. Самоходная артустановка «Гиацинт» 2С5

    Пермский машиностроительный завод проектировал артиллерийскую часть, Свердловский завод транспортного машиностроения — шасси, а НИМИ — боеприпасы.

    В сентябре 1969 г были рассмотрены аванпроекты самоходной артустановки «Гиацинт» в открытом, рубочном и башенном вариантах. Приняли открытый вариант.

    8 июня 1970 г. было принято Совместное Постановление Совета Министров СССР и ЦК КПСС[39] № 427–151, санкционировавшее полномасштабные работы по самоходной артиллерийской установке «Гиацинт».

    13 апреля 1972 г. были представлены проекты «Гиацинта» в самоходном и буксируемом вариантах.

    В марте — апреле 1971 г. были изготовлены две экспериментальные 152-мм пушки «Гиацинт» (баллистические установки), но из-за отсутствия гильз, не поданных НИМИ, стрельбы из баллистических установок были проведены с сентября 1971 г. по март 1972 г.

    Заряжание у пушек 2A3 7 «Гиацинт-С» и 2А36 «Гиацинт-Б» было раздельно-гильзовое, тем не менее разработан и альтернативный вариант пушки 2А43 «Гиацинт-БК» с картузным заряжанием. Однако в окончательном варианте было принято раздельно-гильзовое заряжание.

    Первоначально САУ «Гиацинт» планировалось вооружить 7,62-мм пулеметом ПКТ, но в августе 1971 г. было принято решение пулеметную установку снять. Позже ее опять установили.

    Первые две опытные пушки 2A37 были поданы на Свердловский завод транспортного машиностроения в конце 1972 г.

    В серийное производство САУ «Гиацинт» были запущены в 1976 г.

    Самоходные артустановки «Гиацинт» поступили на вооружение артиллерийских бригад и дивизий.

    Ствол пушки 2A37 состоит из трубы-моноблока, казенника и дульного тормоза. Многокалиберный щелевой дульный тормоз навинчен на трубу. Эффективность дульного тормоза — 53 %. Затвор горизонтальный клиновой с полуавтоматикой скалочного типа.

    Тормоз отката гидравлический канавочного типа, накатник пневматический. Цилиндры противооткатных устройств откатываются вместе со стволом. Длина отката наибольшая — 950 мм, наименьшая — 730 мм.

    Досылатель цепной с электроприводом. Досылка производится в два приема — снаряд, а затем — гильза.

    Подъемный и поворотный механизмы пушки секторного типа. Уравновешивающий механизм пневматический, толкающего типа.

    Вращающиеся части представляют собой станок на центральном штыре, который служит для соединения станка с шасси.

    Пушка имеет легкий щит, который служит для защиты наводчика и части механизмов от пуль, мелких осколков и действия дульной волны при стрельбе. Щит представляет собой листовую штампованную конструкцию и закреплен на левой щеке верхнего станка.

    Прицельные приспособления пушки состоят из механического прицела Д726—45 с орудийной панорамой ПГ-1М и оптического прицела ОП4М-91А.

    Шасси («объект 307») создано на УЗТМ (г. Свердловск) на базе шасси пусковой установки ЗРК «Круг» («объект 123»). В САУ установлен 12-цилиндровый четырехтактный дизель В-59 мощностью 520 л.с., обеспечивавший скорость по шоссе до 60 км/час. Запас хода по топливу 500 км.

    Боекомплект размещен внутри корпуса. Заряжающие подают снаряды и заряды из машины вручную.

    При стрельбе САУ стабилизируется с помощью откидной опорной плиты. Время перехода из походного положения в боевое — не более четырех минут. Стрельба с ходу принципиально невозможна.

    Выстрелы (снаряд + заряд) самоходной пушки 2A37 и ее буксируемого аналога 2А36 не имели взаимозаменяемости с выстрелами других 152-мм орудий, состоявших на вооружении Советской армии. Первоначально штатным боеприпасом был выстрел ВОФ39 с осколочно-фугасным снарядом ОФ-29. Вес выстрела составлял 80,8 кг. Вес снаряда ОФ29—46 кг. Снаряд был снаряжен 6,73 кг сильнодействующего вещества А — IX-2, взрыватель головной ударный В-429. Стрельба велась 4 зарядами:

    Заряд Вес заряда, кг Начальная скорость, м/с Дальность, км
    Полный 18,4 945 28,5
    Уменьшенный 11,0 775 21,5
    Первый 8,7 670 18,06
    Второй 6,4 560 14,8

    Позже к 2С5 был разработан выстрел ЗВОФ86 со снарядом повышенной дальности ОФ-59, которым можно стрелять на дистанцию до 30 км.

    По сведениям западной печати в боекомплект «Гиацинта» входил выстрел с ядерным боеприпасом малой мощности 0,1–2 кт.

    Данные самоходной установки «Гиацинт»
    Установка 2С5
    Калибр, мм 152,4
    Длина ствола с дульным тормозом, мм/клб 8215/54
    Угол ВН, град — 2,5°; +58°
    Угол ГН, град 30°
    Вес качающейся части, кг 3800
    Скорострельность, выстр./мин 5–6
    Боекомплект 30
    Вес установки, т 28,2
    Экипаж, чел 5
    Габаритные размеры установки, мм:
    длина с пушкой 8950
    ширина 3250
    высота 2910
    клиренс 450
    ТТТириия ходя, мм 2720
    Мощность двигателя, л. с. 520
    Максимальная скорость по шоссе, км/час 60

    К* 19 ноября 1990 г» самоходными артустановками «Гиацинт», способными вести огонь специальными (ядерными) боеприпасами, в «зоне до Урала» были оснащены следующие формирования:[40]

    178-я артиллерийская бригада (Белорусский ВО) — 48 САУ

    211-я артиллерийская бригада (Московский ВО) — 6 °CАУ

    231-я артиллерийская бригада (Белорусский ВО, 7-я танковая армия) — 24 САУ[41]

    235-я артиллерийская бригада (Московский ВО) — 24 САУ[42]

    303-я артиллерийская бригада (Западная группа войск, 34-я артиллерийская дивизия) — 72 САУ

    308-я артиллерийская бригада (Западная группа войск, 1-я гвардейская танковая армия) — 72 САУ

    385-я артиллерийская бригада (Западная группа войск, 3-я отдельная армия) — 72 САУ

    387-я артиллерийская бригада (Западная группа войск, 20-я гвардейская отдельная армия) — 72 САУ[43]

    Кроме указанных формирований, САУ 2С5 «Гиацинт-С» имелись в составе артиллерийских полков:

    13-й артиллерийский полк (Прикарпатский ВО, 13-я отдельная армия) — 24 САУ[44]

    111-й артиллерийский полк (Белорусский ВО, 28-я отдельная армия) — 24 САУ[45]

    В «зоне за Уралом» также имелись формирования, оснащенные САУ 2С5 «Гиацинт-С», в частности, 216-я артиллерийская бригада.

    В 1990–1991 гг. в «зоне до Урала» было размещено 500 установок 2С5 «Гиацинт-С».

    К созданию 203-мм самоходной артустановки «Пион» также приступили после снятия Хрущева. По приказу Министерства оборонной промышленности № 801 от 16 декабря 1967 г. была начата опытно-конструкторская работа по созданию самоходной артиллерийской установки «Пион». Первоначально не был задан ни тип орудия, ни даже его калибр. Определялась лишь дальность стрельбы — 25 км. В рамках этой ОКР была рассмотрена установка нескольких орудий на гусеничное шасси:

    а) наложение 180-мм ствола от буксируемой пушки С-23 с весом снаряда 88 кг и дальностью стрельбы обычным снарядом — 30 км; и активно-реактивным снарядом — 45 км. Этот проект получил обозначение «Пион-1»;

    б) наложение 210-мм ствола со снарядами от 210-мм пушки С-72 (вес обычного снаряда 133 кг, дальность обычным снарядом — 35 км, активно-реактивным снарядом дальность — 50 км) на шасси «объект 429А»;

    в) наложение ствола 180-мм береговой пушки МУ-1 (Бр-402) и др.

    После долгих споров в начале 1969 г. решили принять калибр 203 мм.

    В сентябре 1969 г. ленинградский Кировский завод представил на рассмотрение Министерству оборонной промышленности аваннроект самоходной артустановки «Пион» на базе шасси Т-64 в открытом рубочном исполнении, а завод «Баррикады» — аванпроект на базе шасси «объект 429» в открытом исполнении.

    В результате было принято решение на разработку САУ на базе «объекта 429» в открытом исполнении с пушкой повышенной мощности (дальность обычным снарядом — 32 км, а активно-реактивным снарядом — 45 км).

    Наконец 8 июня 1970 г. вышло Постановление Совмина № 427–151 о работе над САУ «Пион». (Сх. 28)

    1 марта 1971 г. были выданы тактико-технические требования на разработку новой САУ. В них предлагалось проработать возможность использования в «Пионе» специального выстрела ЗВБ2 от 203-мм гаубиц Б-4. Дальность стрельбы обычным снарядом весом 110 кг была определена максимальная 35 км, а минимальная безрикошетная — 8,5 км. Дальность стрельбы активно-реактивным снарядом должна составлять 40–43 км.

    В окончательном варианте шасси «объект 216» для «Пиона» делал Кировский завод, он же был назначен головным исполнителем по всей самоходной артустановке. Качающуюся часть делал завод «Баррикады».

    Ствол САУ «Пион» состоит из свободной трубы, кожуха, муфты, казенника и втулки. Затвор поршневой двухтактного действия. Операции с затвором производятся автоматически с помощью механического привода, а в аварийном режиме — вручную.


    Самоходная артустановка «Пион»

    Тормоз отката гидравлический веретенного типа, накатник пневматический, Огромная сила отдачи пушки гасится как за счет большой длины отката — до 1400 мм, так и за счет опускающихся ленивцев, гидравлический привод которых наряду с гидроамортизаторами ходовой части выполняет роль дополнительных противооткатных устройств. Кроме того, САУ оснащена мощным сошником бульдозерного типа. Сошник, заглубляющийся в грунт на глубину до 700 мм, обеспечивает хорошую устойчивость САУ при всех углах наведения и видах зарядов, При необходимости «Пион» может вести огонь уменьшенными зарядами при малых углах возвышения, находясь в походном положении.

    Подъемный механизм пушки секторного типа, а поворотный — винтового типа. Цапфы люльки входят в щеки стакана, который представлял собой станок на заднем штыре. Станок помещен на основании (палубе) шасси. Задние балки станка имеют втулку, в которую вставляется штырь. В передней балке имеется два катка, с помощью которых происходит вывешивание передней части станка, при этом задняя часть станка опирается полозками на опорную поверхность основания САУ.

    Корпус шасси — сварная конструкция, которую поперечные перегородки делят на четыре отделения: управления, силовое, расчета и кормовое.

    Двигатель В-46—1 представляет собой 12-цилиндровый V-образного типа четырехтактный дизель с наддувом.

    Подвеска шасси индивидуальная, торсионная с гидравлическими амортизаторами. Для автономного питания гидравлических и электрических систем САУ снабжена дизель-агрегатом. Дизель-агрегат состоит из дизеля 9Р4—6У2 мощностью 24 л.с. и редуктора со стартером-генератором и насосом гидросистемы.

    Гидросистема предназначена для питания рабочей жидкостью под давлением 80—100 кг/см2 приводов вертикального и горизонтального наведения, механизма заряжания гидроцилиндров сошникового устройства и направляющих колес. Вместимость гидросистемы — 100 л.

    Подача и досылка снаряда и заряда происходит с помощью балки механизма заряжания.

    Управление всеми операциями механизма заряжания происходит с пульта замкового.

    При питании выстрелами САУ с грунта используется двухколесная ручная тележка. Тележка состоит из рамы с колесами и съемных носилок. Носилки отделяются при подъеме снаряда с грунта и погрузке снаряда на лоток досылателя. Возможна и ручная подача носилок без тележки. Для подачи боеприпасов с грунта требуется дополнительно шесть человек.

    На марше командир, наводчик и механик-водитель находятся в кабине САУ (отделении управления), там же предназначено место для зенитных управляемых ракет «Стрела-2». Остальные четыре члена экипажа находятся в среднем отделении установки.

    Во второй половине 1970-х годов самоходные артустановки 2С7 «Пион» начали поступать в артиллерийские бригады особой мощности.

    В 1983 г. была проведена модернизация САУ, которая получила индекс 2С7М («Пион-М» — «объект 216М»). В ходе модернизации была повышена скорострельность с 1,5 до 2,5 выстр./мин, возимый боекомплект увеличен с 4 до 8 выстрелов, была установлена аппаратура приема и отображения данных для стрельбы.

    В 1990 г. было изготовлено 66 САУ «Пион-М». Стоимость образца 521 527 рублей. В 1991 г. производство «Пиона-М» было прекращено.

    В боекомплект «Пиона» входят осколочно-фугасные, активно-реактивные и специальные (ядерные) снаряды. Взаимозаменяемости со снарядами 203-мм гаубицы Б-4 нет. Разница снарядов заключается в конструкции ведущих поясков.

    Данные самоходной артустановки 2С7 «Пион»

    Тип шасси объект 216
    Калибр орудия, мм 203
    Индекс орудия 2А44
    Длина ствола, клб 55,4
    Угол ВН, град 0; +60
    Угол ГН, град + 15
    Вес качающейся части, кг 11 315
    Скорострельность, выстр/мин 1,5 (2,5) *
    Тип прицела Д726-45; ОП4М-99А
    Боекомплект, выстр 4 (8) *
    Вес САУ, т 46 (46,5) *
    Экипаж, чел 7
    Габаритные размеры, мм:
    длина с пушкой 13 200
    ширина 3380
    высота 3000
    Броня корпуса Кругом защита от бронебойной пули Б-32 с дистанции 300 м
    Марка двигателя В-46—1
    Максимальная мощность, л. с. 840
    Максимальная скорость по шоссе, км/час 60
    Запас хода по шоссе по топливу, км 500
    Число катков: опорных 14
    поддерживающих 12

    * В скобках данные 2С7М.

    Таблица 9 Таблица стрельбы САУ 2С7
    Тип снаряда Вес снаряда, кг Вес ВВ в снаряде, кг Вес полного заряда, кг Начальная скорость м/с Дальность, км
    Осколочно-фугасный ОФ43 110 17,8 44 960 37,5
    Активно-реактивный 103 13,8 44 47,5

    На 19 ноября 1990 г. артисистемами 2С7 «Пион», способными вести огонь специальными (ядерными) боеприпасами с тротиловым эквивалентом в несколько килотонн, в «зоне до Урала» были оснащены следующие артиллерийские бригады «большой мощности»:[46]

    13-я тяжелая артиллерийская бригада (Белорусский ВО) — 48 САУ

    184-я артиллерийская бригада большой мощности (Одесский ВО) — 48 САУ

    188-я артиллерийская бригада большой мощности (Прикарпатский ВО) — 48 САУ

    228-я артиллерийская бригада большой мощности (Московский ВО) — 45 САУ

    289-я артиллерийская бригада большой мощности (Ленинградский ВО) — 48 САУ

    384-я артиллерийская бригада большой мощности (Прибалтийский ВО) — 48 САУ

    Всего в 1990 г. имелось 347 самоходных артустановок 2С7 «Пион», из которых в «зоне до Урала» было оставлено 304 установки.

    Разработка 240-мм самоходного миномета 2С4 «Тюльпан» была начата согласно Постановлению Совмина от 4 июля 1967 года № 609—20.

    Артиллерийская часть «Тюльпана» (индекс ГРАУ 2Б8) была разработана на базе артиллерийской части буксируемого миномета М-240 и имела ту же баллистику и боекомплект. Разработка 2Б8 велась в Пермском СКБ под руководством Ю.Н. Калачникова.

    240-мм миномет 2Б8 был установлен на шасси «объект 305», близкое по конструкции к шасси пусковой установки зенитного комплекса «Круг». Бронирование установки рассчитано на защиту от 7,62-мм пуль Б-32 на дистанции 300 м. Шасси разработано на «Уралтрансмаше» под руководством Ю.В. Томашова. Миномет 2Б8 без шасси «объект 305» использоваться не может. (Сх. 29)



    Первые три опытных «Тюльпана» были закончены в мае — июне 1969 г., и их сразу передали на заводские испытания, которые завершились 20 октября 1969 г. Затем последовали войсковые испытания, и в 1971 г. 240-мм миномет 2С4 «Тюльпан» был принят на вооружение. На 1972–1973 гг. был выдан заказ по четыре «Тюльпана» на год по цене 210 тыс. рублей. Для сравнения, 152-мм самоходная гаубица «Акация» стоила 30,5 тыс. руб.

    В миномете 2Б8 ствол и баллистика оставлены без изменений. В отличие от М-240, где все операции производились вручную, в 2Б8 введена гидросистема, служащая для:

    а) перевода миномета из походного положения в боевое и обратно;

    б) вертикального наведения миномета;

    в) выведения ствола на линию досылания мины и открывания затвора;

    г) подачи мины из механизированной боеукладки на направляющие досылателя, расположенные сверху на корпусе базового шасси;

    д) заряжания миномета, закрывания затвора и опускания ствола в казенник.

    В отличие от М-240 у 2Б8 угол заряжания составляет около +63°. Боекомплект — 40 фугасных или 20 активно-реактивных мин.

    Кроме того, заряжание может производиться с грунта при помощи крана.

    Горизонтальное наведение осталось ручным.

    Установленный на 2С4 дизель В-59 позволяет развивать на шоссе скорость до 62,8 км/час, а по грунтовым дорогам — 25–30 км/час.

    Оба миномета стреляют фугасной миной Ф-864 весом 130,7 кг; вес разрывного заряда 31,9 кг. Взрыватель ГВМЗ-7 имеет установки на мгновенное и замедленное действие.

    Выстрел ВФ-864 с миной Ф-864 имеет 5 зарядов, сообщающих мине на начальную скорость от 158 до 362 м/с и соответственно дальность от 800 до 9650 м.

    Воспламенительный заряд находится в трубке стабилизатора мины. Остальные заряды помещаются в картузах кольцевой формы, которые закрепляют на трубке стабилизатора мины.

    В 1967 г. для М-240 и 2Б8 была начата разработка обычных мин со спецзарядом мощностью 2 кт, а с 1970 г. началась разработка активно-реактивной мины с тем же зарядом.

    В 1983 г. для 240-мм миномета «Тюльпан» была принята на вооружение управляемая (корректируемая) мина 1К113 «Смельчак». В состав комплекса «Смельчак» входят выстрел ЗВ84 (2ВФ4) с корректируемой фугасной миной ЗФ5 и лазерный целеуказатель-дальномер 1Д15 или 1Д20. В головной части мины находится блок коррекции, который оборудован аэродинамическими рулями для ориентации оси оптического элемента на цель. Коррекция траектории полета производится за счет включения твердотопливных двигателей, расположенных радиально на корпусе мины. Время коррекции 0,1–0,3 секунды. Стрельба миной «Смельчак» производится также как и обычной миной, необходимо лишь установить время открытия окошка оптической головки самонаведения и установить время включения лазерного целеуказателя. На расстоянии от 200 до 5000 метров от цели размещается лазерный целеуказатель, который подсвечивает цель лазерным лучом. Причем подсветка идет не все время полета мины, а лишь когда мина приближается к цели на дистанцию 400–800 м.

    То есть время подсветки и, соответственно, коррекции мины длится от одной до трех секунд, и противник физически не сможет поставить помеху «Смельчаку». Вероятность попадания мины «Смельчак» в круг диаметром 2–3 метра равна 80–90 %. В ходе боевых действий в Афганистане «Смельчаки» с первого выстрела попадали во входы пещер, занятых душманами.

    240-мм миномет, стрелявший как обычными, так и управляемыми минами, незаменим при штурме укрепленных позиций, а также при боевых действиях в населенных пунктах. Так, например, 240-мм миномет можно поставить на расстоянии 10–20 метров от многоэтажного дома, придать максимальный угол возвышения, и при стрельбе на 1-м и 2-м (малых) зарядах крутизна падения мин становится почти вертикальной, то есть можно поразить противника, укрывшегося за противоположной стеной дома. По данным справочника «Military Balance» 1988–1989 гг. в СССР было развернуто около 400 минометов 2С4.

    Данные минометов М-240 и 2С4
    М-240 2С4
    Калибр, мм 40 40
    Длина трубы ствола, мм/клб 5000/20,8 5000/20,8
    Угол ВН при стрельбе, град +45, +80… +50; +80
    Угол ГН при: минимальном угле возвышения +8°26? +10°
    максимальном угле возвышения +39° +41°
    Вес ствола с затвором, кг 726 1100
    Вес артиллерийской части САУ, кг 3300
    Вес системы в боевом положении, кг 3610 27 500
    Скорострельность, выстр/мин 1 0,8–1
    Дальность стрельбы миной Ф-864,м:
    минимальная 800 800
    максимальная 9650 9650
    Дальность стрельбы активно-реактивной миной весом
    228 кг, м 18 000 18 000
    Прицел МП-46 МП-46М

    На начало 1990 г. в «зоне до Урала» было дислоцировано основное количество САУ «Тюльпан» — 346 установок. На начало 1991 г. в этой зоне была оставлена только одна бригада «Тюльпанов» — 201-я артиллерийская бригада Северо-Кавказского военного округа (48 САУ)[47].

    Глава 2. Неуправляемые тактические ракеты

    Ракетная система «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 ее штифт.

    Двигательная установка двухкамерная, пороховая. Она состояла из головной и хвостовой камер сгорания. Промежуточная сопловая крышка имела переходный конус для соединения с хвостовой камерой. По ее окружности расположены 12 сопловых отверстий, оси которых наклонены к продольной оси ракеты под углом 15°. Это предотвращало удар истекающей струи газов по корпусу хвостобой 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.

    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 шасси объект 804. Объект 804 был создан на базе самоходной установки ИСУ-152К. Вес пусковой установки с ракетой 40 т. Максимальная скорость движения 2П4 по шоссе 30 км/час с ракетой и 41 км/час без ракеты. Экипаж пусковой установки 5 человек.

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

    Данные первых советских твердотопливных тактических ракет
    Ракета ЗР-1 «Марс» ЗР-2 «Филин»
    Калибр, мм: ракеты 324 612
    надкалиберной боевой части 600 850
    Длина ракеты, мм/клб 9040/27,3 10370/17
    Вес боевой части, кг 565 1200
    Вес топлива, кг 496 1642
    Вес ракеты стартовый, кг 1760 4430
    Дальность стрельбы, км:
    максимальная 17,5 25.7
    минимальная 10
    Время работы двигателя, с 7,0 4,8
    Длина активного участка траектории, км 2,0 1,7
    Скорость максимальная, м/с 531 686

    Ракетный комплекс «Марс». Головным предприятием по комплексу 2П1 «Марс» был определен НИИ-1 MOM — будущий Московский институт теплотехники (МИТ). Он же и делал ракету ЗР-1. Главный конструктор Н.П. Мазуров.

    НИР по этой ракете проводились в 1948–1951 гг., но официально техническое задание на проектирование тактических неуправляемых ракет «Марс» и «Нептун» с дальностью стрельбы до 50 км было выдано в 1953 г.

    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 °C — 17,4 т; при +16 °C — 17,3 т, а при -40 °C — 13,6 т. Стабилизация ракеты в полете осуществлялась вращением за счет косонаправленных сопел двигателя. (Сх. 30)

    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 °C.

    Минимальная дальность стрельбы 8—10 км получалась при угле вертикального наведения +24°. При минимальной дальности рассеивание ракет было максимальным(среднее рассеивание — 770 м).

    Сх. 30. Ракета ЗР1 комплекса «Марс»

    При максимальной дальности стрельбы 17,5 км время полета ракеты составляло 70 секунд, а скорость у цели 350 м/с, рассеивание минимальное — 200 м.

    Постановлением Совмина № 3–2 от 2 января 1956 г. проектирование пусковой установки для комплекса «Марс» было возложено на СКБ-3 ЦНИИ-58 МОП.

    Первоначально схема, разработанная ЦНИИ-58, предусматривала создание комплекса С-122 из трех установок: пусковой, заряжающей и транспортирующей, смонтированных на ходовой части плавающего танка ПТ-76. Пусковая установка С-119 транспортировала один реактивный двигатель ракеты «Марс», то есть без головной части, а заряжающая установка С-120 — три таких двигателя. Боевые части этих четырех ракет перевозились в специальном контейнере на транспортирующей установке С-121. Таким образом, комплекс обеспечивал транспортировку на боевую позицию четырех ракет «Марс» и их последующий запуск без перестановки машин на огневой позиции.

    Кроме того, пусковая установка С-119 могла передвигаться на заданное тактико-техническим требованием расстояние в полностью заряженном виде и производить запуск одной ракеты «Марс», независимо от двух остальных машин комплекса.

    Такая схема комплекса обеспечивала возможность большого удаления технической станции от огневой позиции, использования заряжающей и транспортирующей установок в качестве промежуточной полевой станции, а также заряжания (разряжания) пусковой установки и загрузки (разгрузки) транспортирующей и заряжающей установок грузоподъемными средствами транспортно-заряжающих машин.

    Для пусковой установки разрабатывались стволы (направляющие) двух вариантов: с винтовым пазом для вращения бугеля крутизной 4° и с прямолинейным направляющим пазом. Крутизна паза в 4° потребовала вести в конструкцию направляющей боковые ограничители (рога).

    Но первоначальная схема пускового комплекса не была одобрена Артиллерийским комитетом Главного Артиллерийского Управления (АК ГАУ), поскольку нерационально иметь на каждую пусковую установку две вспомогательные установки на дефицитных гусеничных ходовых частях. Кроме того, в Арткоме сочли недопустимым стыкование боевой части с двигателем на пусковой установке, Поэтому ЦНИИ-58 разработал ряд новых схем пускового комплекса и, получив утвержденные тактико-технические требования, представил свои разработки на рассмотрение технического совещания с участием представителей Арткома ГАУ, НИИ-1 и ЦНИИ-58.

    5 апреля 1956 г. совещание приняло для дальнейшего проектирования и изготовления схему пускового комплекса из двух установок: пусковой С-119А (2П2) и заряжающей С-120А (2ПЗ). В этой схеме предусматривалась транспортировка одной полностью собранной ракеты «Марс» непосредственно на пусковой установке и двух таких ракет — на заряжающей установке, на которой был смонтирован кран заряжания, предназначенный для загрузки (разгрузки) установок ракетами. Комплекс в целом получил индекс С-122А (2П1). Таким образом, машина С-121 выпала из состава комплекса.

    Принятая этим совещанием схема пускового комплекса, как и первоначальная схема, удовлетворяла всем тактико-техническим требованиям № 007100. По решению совещания работы по первоначальной схеме пускового комплекса были прекращены, а сделанные конструктивные разработки использованы при разработке технического проекта по утвержденной новой схеме пускового комплекса С-122А (2П1).

    Опытные образцы установок пусковой 2П2 и заряжающей 2ПЗ были изготовлены в ЦНИИ-58 и испытаны на Фрязинском полигоне. Заводские испытания выявили до двухсот конструктивных недостатков. Самым критическим недостатком стал большой вес пусковой установки (17 т), что на 1,5 т превысило вес, указанный в тактико-техническом задании. Также необходимо было решить задачу обеспечения устойчивости пусковой установки при старте ракеты, что требовало доработок и самой ракеты «Марс».

    Постановлением Совмина № 328–199 от 20 марта 1958 г. комплекс «Марс» был принят на вооружение Советской армии. В апреле 1958 г. на совещании руководителей предприятий разработчиков и изготовителей комплекса заместитель председателя Совета Министров СССР Д.Ф. Устинов потребовал изготовить к середине 1959 г. 25 комплексов 2П1 «Марс» в составе основных машин: пусковой установки 2П2 и транспортно-заряжающей машины 2ПЗ. Любопытно, что к этому времени еще не были закончены полигонные испытания «Марса» в Капустином Яре. Последние 15 пусков прошли в июне — июле 1958 г. с площадки № 8 с баллистической пусковой установки С-121.

    Гусеничное шасси пусковой установки 2П2 имело ряд недостатков, в том числе тряску «специзделия». Поэтому конструкторы ОКБ завода «Баррикады» во главе с Г.И. Сергеевым разработали колесную пусковую установку на шасси автомобиля ЗИЛ-135. Проект был закончен к 20 сентября 1958 г. Колесная пусковая установка получила индекс Бр-217, а колесная транспортно-заряжающая машина — Бр-218. Однако Устинов отказался от создания колесной пусковой установки. Главным аргументом этого стало сдвигание срока сдачи комплекса войскам до I960 г., а то и до 1961 г.

    В конце сентября 1958 г. шасси на базе танка ПТ-76 начали поступать на завод «Баррикады». В декабре 1958 г. на заводе были собраны по одной системе 2П2 и 2ПЗ, а затем начались их заводские испытания.

    На основании директивы Главнокомандующего сухопутных войск № КС/589261 от 27 декабря 1958 г. комиссией, назначенной приказом начальника ГАУ № 001 от 13 января 1959 г., в период с 30 января по 28 февраля 1959 г. проведены испытания комплексов «Марс» и «Луна» в условиях естественных низких температур на Агинском артиллерийском полигоне Забайкальского военного округа.

    Испытания проходили головные образцы опытной серии пусковой установки 2П2 и транспортно-заряжающей машины 2ПЗ, а также пусковая установка 2П16 и транспортно-заряжающая машина 2П17, поставленные из ЦНИИ-58. На испытаниях проверялись системы обогрева — водяная и электрическая, а также был запланирован пробег и 8 пусков ракет (6 ракет ЗР5 и 2 ракеты ЗР1).

    Результаты испытаний оказались удовлетворительными. Комплекс «Марс» получил всего два замечания:

    1. Воздействие газовой струи на контрольную площадку направляющей и на прицел С-85.

    2, Электрочехол был эффективнее водяного, но тоже не обеспечивал желаемого результата в части температурного режима.

    Пока шли испытания «Марса», Устинов готовил разгром ЦНИИ-58. И вот приказом ГКОТ от 3 июля 1959 г. ЦНИИ-58 было включено в состав ОКБ-1, которым руководил С.П. Королев. Фактически ЦНИИ-58 перестал существовать как самостоятельное предприятие, а В.Г.Грабин остался без работы.

    Но вернемся к комплексу «Марс».

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

    Данные пусковой установки С-122А комплекса «Марс»
    Угол ВН, град +15°; +60°
    Угол ГН, град ±5°
    Длина направляющей, мм 6700
    Расстояние от грунта до оси снаряда, мм 2650
    Расстояние от грунта 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, л. с 235

    В 1970 г. комплекс «Марс» был снят с вооружения Советской армии.

    Ракетный комплекс «Вихрь». Разработка тактического неуправляемого ракетного комплекса «Вихрь» была начата по Постановлению Совмина № 189—89 от 13 февраля 1958 г. Тактико-техническое задание было выдано ГАУ 14 апреля 1958 г. за № 007589. Головным разработчиком комплекса было назначено ОКБ-670 ГКАТ, главный конструктор М.М. Бондарюк.

    Ракета «036» была создана на базе опытных ракет «025» и «034». Эскизный проект ракеты «036» был утвержден 30 июня 1958 г., и КБ приступило к выполнению технического проекта. Испытания ракеты проводились с 1958 г. на полигоне во Владимировке (под Астраханью).

    Ракета «036» имела цилиндрический корпус с лобовым воздухозаборником прямоточного воздушно-реактивного двигателя с центральным телом, создававшим два скачка уплотнения, за которым располагалась боевая часть, затем — бак горючего с системами подачи и в хвостовой части — двигатели.

    На ракете была применена двигательная установка «интегральной схемы», при которой стартовый двигатель находился внутри маршевого прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Реактивная струя стартового двигателя проходила через камеру сгорания прямоточного двигателя, как на ракете «034».

    Стартовый двигатель ПРД-61 с тягой 6570 кг был разработан в КБ-2 завода № 51 ГКАТ. Маршевый двигатель РД-036 с тягой около 1000 кг был разработан в (ЖБ-670. Двигатель работал на бензине Б-70.

    Стабилизация ракеты осуществлялась четырехперым крестообразным оперением трапециевидной формы и медленным проворотом ракеты в полете.

    Максимальная дальность стрельбы ракеты «036» — 70 км, минимальная — 20 км. Рассеивание при максимальной дальности составляло 700 м. Максимальная высота траектории 16,9 км. Максимальная скорость полета 970—1000 м/с.

    Стартовый вес ракеты 450 кг. Полная длина 6056 мм. Диаметр корпуса 364 мм. Размах оперения 800 мм.

    В НИИ-24 для ракеты «036» была разработана осколочно-фугасная боевая часть весом 100 кг, содержавшая 45 кг взрывчатого вещества.

    12 ноября 1957 г. ОКБ завода «Баррикады» приступило к проектированию пусковой установки Бр-215 для ракет «Вихрь». Бр-215 была создана на базе автомобиля ЯАЗ-214. В 1957–1958 гг. был изготовлен ее опытный образец, который прошел испытания на полигоне Капустин Яр. На пусковой установке были смонтированы шесть спиральных направляющих для ракет типа «Вихрь». Вес пусковой установки с ракетами составил 18 тонн. Максимальная скорость движения ПУ — 55 км/час, запас хода по шоссе — 850 км.

    Вслед за ракетой «036» в ОКБ-670была разработана ракета «036А». Она отличалась установкой более мощного маршевого двигателя РД-036А с тягой 1100–1200 кг. Остальные данные были приблизительно теми же, что и у ракеты «036».

    В 1958–1959 гг. было произведено 30 пусков ракет «034», «036» и «036А».

    Ракетная система «Луна». Комплекс «Луна» стал советским ответом «Онест Джону». С принятием на вооружение комплексов 2П1 и 2П4 с ракетами «Марс» и «Филин» Сухопутные войска получили оперативно-тактическое ядерное оружие. Однако по дальности применения эти ракеты уступали американской ракете «Онест Джон». Кроме того, «Марс» и «Филин» с их гусеничными шасси существенно уступали по мобильности колесным пусковым установкам «Онест Джона».

    Наши гусеничные пусковые установки 2П2 и 2П4 не удовлетворяли условиям «гарантийного километража», Особенно это было заметно на комплексе «Марс». Для перемещения на большие расстояния комплексы «Марс» и «Филин» транспортировались на колесных трейлерах.

    Проектирование комплекса «Луна» было начато в 1953 г. в Московском институте теплотехники под руководством Н.П. Мазурова, а полномасштабные работы — в 1S56 г.

    В том же году В.Г.Грабин в ЦНИИ-58 закончил проектирование самоходного пускового комплекса С-125А («Пион») под ракету «Луна». Комплекс представлял собой маневренную полевую систему, состоявшую из двух самостоятельных агрегатов — самоходной пусковой установки С-123А и самоходной заряжающей установки С-124А. Установки создавались на шасси специального гусеничного транспортера «объект 160» и «объект 161» соответственно. Конструкция этого транспортера была разработана на Сталинградском тракторном заводе на базе танка ПТ-76. Но конструкторы, сохранив лишь схему ходовой части танка, практически создали новое шасси.

    После защиты эскизного и технического проектов вышло Постановление Совмина № 558–583 от 16 мая 1957 г. об изготовлении опытных элементов комплекса и проведении их испытаний. Ракета изготавливалась на заводе № 75 Кемеровского совнархоза. А на опытном производстве ЦНИИ-58 в 1958 г. были изготовлены по одной пусковой установке и транспортно заряжающей машине и в том же году начались их испытания. (Сх. 31)

    Сх. 31. Пусковая установка и ракета комплекса «Луна»

    Осенью 1958 г. комплекс С-125А участвовал в смотре военной техники на полигоне Капустин Яр, на котором присутствовали ответственные лица во главе с Н.С. Хрущевым. Согласно рукописи историка завода «Баррикады» и ОКБ «Титан» А.Ф. Рябеца «Обратная сторона комплекса «Луна» этот визит существенно повлиял на комплекс «Луна». «Перед началом показа тракспортио-заряжающая машина, загруженная двумя ракетами по штатному, подошла к пусковой установке, зарядила ее собственным краном и удалилась с оставшейся одной ракетой в конец плаца.

    Прибыли гости. Когда осмотрели пусковую установку, хозяин положения показал рукой на стоящую вдали транспортно-заряжающую машину и спросил:

    — А это что?

    — Никита Сергеевич, там транспортно-заряжающая машина для этой пусковой.

    — Как! Она с одной ракетой?!

    Поблизости не оказалось сведущих генералов, чтобы правильно ответить на простой вопрос.

    — Нет. Для двух ракет.

    И вот результат:

    — Убрать!

    Так незнание основных характеристик лишило комплекс машины с краном. Осознали этот факт быстро. Но исправить положение с транспортно-заряжающей машиной высшие чины не решились».

    И поэтому в 1958 г. на зимние климатические испытания в Забайкальский военный округ отправилась только пусковая установка С-123А, которой присвоили индекс 2П16. В этих испытаниях участвовали также основные машины комплекса «Марс», и «Луна» показала лучшие результаты, хотя к ней тоже было много претензий — и к ракете, и к ходовой части пусковой установки.

    Н.П. Мазуров, несмотря на решение «обкорнать» комплекс «Луна» и другие неудачи, нашел в себе силы пересмотреть все наработки, особенно ракеты и состава комплекса «Луна», и вместо одного варианта ракеты ЗР5 предложил два варианта: ЗР9 с фугасным зарядом и ЗР10 с ядерной боевой частью.

    Для ядерного заряда пришлось делать новую ракету ЗР10 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 ЗР9 имела большую дальность стрельбы, чем ЗР10 (44,5 км против 32,2 км). Двигательная установка была спроектирована НИИ-1 и НИИ-125.

    8 апреля 1959 г. по предложению НИИ-1 вышло Постановление Совмина № 378–180, которое развивало постановление 1953 г. и предусматривало:

    — изготовление и отстрел опытных ракет ЗР9 и ЗРЮ (НИИ-1);

    — углубленную модернизацию «объекта 160» (СТЗ);

    — решение вопроса по комплектации комплекса 2К6 краном и транспортной машиной (НИИ-1, ГАУ);

    — изготовление опытной партии пусковых установок 2П16 и транспортных машин (завод «Баррикады»);

    — создание колесного варианта пусковой установки (ОКБ завода «Баррикады» и ОКБ ЗИС).

    На первые три разработки ГАУ выдало тактико-технические требования № 007428, на колесные базу — тактико-технические требования № 007762. Предусматривалось разработать большегрузное и маневренное колесное шасси с характеристиками выше, чем для ракетного комплекса «Онест Джон».

    В 1959 г. проводилась дальнейшая доработка комплекса «Луна». Для увеличения дальности при заданной точности требовалась реализация новых технических решений. Для осреднения действия эксцентриситета тяги на начальной, «критической», части полета в переходник между камерами между двигателями установили специальный двигатель поворота. Периферийные сопла обеих камер сориентировали в сторону центра масс ракеты. Всего конструкторы внесли в ракету более сотни изменений.

    Интенсивно проводились работы и по пусковой установке С-123А (2П16). В 1959 г. ее доставили из Забайкальского округа на полигон Капустин Яр для обеспечения заводских испытаний новых модификаций ракет комплекса «Луна», радиодатчиков «Треугольник» и «Вибратор», взрывателей И-37 и И-38. Перед началом испытаний инженеры и рабочие НИИ-1 со своими смежниками провели некоторые доработки. Новая пультовая аппаратура устанавливалась в бункер, на пусковой установке добавили новый отрывной разъем. Когда установка 2П16 выходила на старт, к ней тянулись десятки кабельных сборок.

    Одновременно с доработками боевой машины велись работы на 8-й площадке полигона, с которой проводились пуски. Здесь построили стартовые позиции, корпуса, дороги.

    Пуски ракет проводились в марте — апреле 1959 г., после чего до июля было проведено еще несколько пусков для дополнительных испытаний радиодатчиков ВНР.

    В ходе работ над «объектом 160» его артиллерийская часть увеличилась почти на 40 % по сравнению с артиллерийской частью «Марса», а общий вес пусковой установки «Луны» превысил 18 т.

    Анализ эксплуатации пусковых установок комплекса «Марс» стал смертным приговором и для утяжеленной пусковой установки «Луны»: от нагрузки клиренс устремляется к нулю; верхние и нижние листы от ударов и неровности дорог деформируются и имеют значительный прогиб; этот прогиб приводит к расцентровке осей коробки передач и двигателя, и к деформации балансира.

    Создалось критическое положение, но конструкторы под руководством С.А. Федорова внесли существенные изменения в конструкцию шасси. Были поставлены дополнительно усиленные буферные пружины у второго и пятого опорного катков, усилены опорные катки и балансиры, изменен механизм натяжения гусеничных цепей — он стал кривошипно-винтовым.

    С этими доработками конструкторская документация была запущена в производство. Новые узлы должны были быть готовы к августу 1959 г. Для их установки на СТЗ прибыли пусковая установка 2П16 и транспортно-заряжающая машина комплекса «Марс» 2ПЗ. С пусковой установки демонтировали направляющую и вместе с транспортно-заряжающей машиной направили на завод «Баррикады». Дело в том, что на направляющей из-за интенсивных пусков ракет расстояние между внутренними поверхностями боковых полозков вышло из допустимого размера 416±1 мм, и требовалось восстановление. А транспортно-заряжающую машину 2ПЗ нужно было переоборудовать для транспортировки ракеты «Луна».

    В связи с устранением транспортно-заряжающей машины С-124А в состав комплекса «Луна», которому к тому времени был присвоен индекс ГАУ 2К6, пришлось ввести автокран К-6 грузоподъемностью 5 т. Несколько позже (16 апреля 1959 г.) НИИ-1 получило указание вместо С-124А ввести в состав комплекса транспортную машину. Мазуров решил создать ее на базе полуприцепа 2У663, буксируемого автомобилем ЗИЛ-15ТВ. 12 ноября 1959 г. две транспортные машины были изготовлены заводом № 29 и прошли испытания на трассе Свердловск — деревня Чусовое. Согласно заключению комиссии: «Полуприцеп 2У663 отвечает всем требованиям тактико-технического задания как с точки зрения устойчивости, прочности, жесткости конструкции, так и надежности в эксплуатации».

    Государственные испытания комплекса «Луна» должны были начаться в середине января I960 г. Но, не дожидаясь их результатов, 29 декабря 1959 г. вышло Постановление Совмина, согласно которому заводы «Баррикады» и Сталинградский тракторный должны были приступить к серийному производству. Первые пять машин заводам предписывалось сдать к началу Государственных испытаний.

    Государственные испытания комплекса «Луна» производились в два этапа и на нескольких полигонах: стрельбы — на Ржевке под Лениградом, ходовые испытания — в Бронницах и в Кубинке под Москвой. Испытания эти проводились одновременно — с января по март 1960 г.

    На Ржевку были доставлены две пусковые установки 2П16 № 503 и № 504, две транспортные машины 2У663, три автокрана К-51, АК-5Г и К-121, автомобиль МАЗ-200 и другое оборудование. За время испытаний проведено 73 пуска ракет с различными головными частями. Все пуски проходили нормально, кроме 29-го, когда ракета вместо 10 км пролетела всего 2,5 км. Причина неудачи была найдена быстро — подвела недостаточная точность баллистических таблиц. Пусковую установку 2П16 № 503, с которой неудачно стартовала ракета, отправили в НИИДТ в Бронницы, где ока совместно с еще одной пусковой установкой 2П16 № 501 продолжила ходовые испытания. Обе пусковые установки прошли более 3000 км каждая. Максимально низкая температура в ходе испытаний достигала -27 °C.

    Были выявлены недостатки машин, для устранения большинства которых достаточно было мероприятий, вносимых в эксплуатационную документацию. Но некоторые недостатки, выявленные на испытаниях, требовали вмешательства конструкторов. Например, требовалась разработка нового крепления, исключающего упругое и остаточное перемещение ракет на походе.

    В целом вывод подкомиссии по испытаниям был таким: «По ходовым испытаниям машины отвечают предъявленным требованиям и могут быть рекомендованы для принятия на вооружение Советской армии».

    А тем временем на Ржевку прибыла пусковая установка 2П16 № 502, с которой продолжались пуски ракет. На предпоследнем, 72-м, пуске через 0,5 с из-за дефекта пороховой шашки произошел разрыв корпуса переднего полудвигателя. Это происшествие, естественно, повлияло на выводы комиссии по испытаниям, тем более что в ходе испытаний отмечались и другие недостатки элементов комплекса «Луна». Автокраны из-за плохой маневренности не успевали за пусковыми установками, а к транспортной машине 2У663 комиссия высказала целый ряд претензий, в том числе недостаточная прочность рамы, отбойников и торсионов. Низкая проходимость по сравнению с пусковой установкой и система обогрева не отвечала требованиям тактико-технического задания.

    Выводы Государственной комиссии с учетом двух этапов испытаний были следующие:

    «1. Ракета «Луна» и пусковая установка 2П16 рекомендуются для приемки на вооружение.

    2. Ходовой ресурс пусковой установки 2П16 утвердить 2000 км.

    3. Автокраны АК-5Г и К-51 принять, однако, учитывая малую проходимость этих кранов, снижающих маневренность комплекса, рекомендуется разработать кран на шасси высокой проходимости.

    4. Транспортная машина 2УС63 не может быть принята на вооружение»»

    С 1959 г. по 1964 г. гусеничная пусковая установка 2П16 была самой массовой продукцией завода «Баррикады». Так, цеху № 4 необходимо было собрать в 1960 г. 80 пусковых установок 2П16 и 100 транспортных машин 2У663. В декабре 1961 г. 4-й цех собрал 33-ю транспортную машину 2У663, после чего поступил приказ прекратить сборку. Но как комплексу «Луна» обойтись без транспортной машины? Ведь одну уже «зарезал» Хрущев, а другая не получилась. Спасая свое детище, главный конструктор комплекса Мазуров срочно выехал в Брянск, где на территории завода «Арсенал» (ныне АОО «Брянский арсенал») выпускались транспортные тележки 8Т13Т с рессорной подвеской в сцепке с седельным тягачом ЗИЛ-157В. Тележка предназначалась для транспортировки по шоссе и грунтовым дорогам одной ракеты 8А61 (8К11) весом 5 т. Транспортная машина входила в комплекс, разработанный в ОКБ-1 под руководством С.П.Королева, и была надежна в эксплуатации. Это подтвердили из Куйбышева, куда она поставлялась. НИИ-1 заключил с брянским заводом договор на ее доработку для перевозки ракет «Луна». Новой транспортной машине присвоили индекс 8Т137Л.

    Однако расчеты, проведенные сотрудниками КБ завода «Баррикады», показали, что «…прочность рамы 8Т137Л соответствует 58,2 % от прочности рамы полуприцепа 2У663; полуприцеп 8Т137Л для транспортировки двух изделий ЗР10 непригоден». К таким же выводам пришли и военные эксперты под руководством генерал-майора технических войск Удовикова. А практические испытания машины 8Т137Л, проведенные на Ржевке с 17 марта по 12 мая 1961 г., показали: «Использование в военное время неприемлемо». Ракета Королева, уложенная по центральной оси, возилась, а две ракеты Мазурова, меньшие весом, ломали транспортную машину.

    Тогда Мазуров решил передать транспортную машину 2У663 Тюменскому судостроительному заводу № 45 «для окончательной доработки и продолжения серии».

    В 1961 г. завод «Баррикады» изготовил 10 пусковых установок 2П16. Последняя же 2П16 была закончена 11 августа 1964 г. Однако баррикадцам пришлось помогать частям в эксплуатации этой пусковой установки вплоть до 1982 г., когда ее сняли с вооружения.

    Стоит заметить, что летом 1961 г. две пусковые установки 2П16 были доставлены на ядерный полигон на Новой Земле. Вместе с ними был направлен опытный комплекс «Степь»[48]. Там в конце октября был успешно проведен пуск ракеты «Лука» с ядерной боевой частью.

    На заводе «Баррикады» было выпущено гусеничных пусковых установок 2П16 комплекса «Луна»: в 1959 г. — 5, в 1960 г. — 80, в 1961 г. — 100, в 1962 г. — 81, в 1963 г. — 130, в 1964 — 36 единиц.

    8 июня 1959 г. было принято Постановление Совмина № 378–180 о разработке колесной пусковой установки для комплекса «Луна». Замена гусеничной пусковой установки 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. И, наконец, с 1950-х годов и до настоящего времени в руководстве нашего Министерства обороны идет непрерывная война любителей гусеничных машин и любителей колесной техники. Причем полем битвы являются не только пусковые установки неуправляемых и управляемых ракет «земля — земля», ко и БТРы, самоходные орудия, артиллерийские и ракетные комплексы ПВО и т. п. Периодически победу одерживает то одна, то другая сторона, что немедленно материализуется в переходе различных изделий с гусениц на колеса или наоборот.

    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 плавающем шасси ЯАЗ-214; Бр-226-II на шасси автомобиля ЗИЛ-134 (изделие 135); Бр-226-III на шасси автомобиля ЗИЛ-135Л.

    Документация для пусковой установки Бр-226-II (2П21) была подготовлена к изготовлению за 2 месяца, а чертежи на плавающее шасси ЗИЛ-134 привезены в Сталинград самим главным конструктором СКБ ЗИЛ В.А. Грачевым. На шасси ЗИЛ-134 (без подвески) с двумя двигателями V20BK в 4-м цехе наложили артиллерийскую часть С-123А.

    Установка Бр-226-II была доставлена на испытания в Прудбой на полигон завода «Баррикады». Ходовые испытания ее показали, что колесная пусковая установка маневреннее гусеничной. А вот от плавания пришлось отказаться, так как попытки поплавать в одной из излучин Дона чуть было не закончились переворотом пусковой плавающей установки.

    Для дальнейших испытаний Бр-226-II под названием «Макетная пусковая установка» была направлена на полигон Капустин Яр. Здесь с нее в течение июля 1959 г. провели три пуска. От ОКБ в испытаниях участвовали г. В. Григорьев и Л.П. Цыган.

    Комиссия, техническим руководителем которой был начальник и главный конструктор СКБ ЗИЛ В.А. Грачев, сделала следующие выводы:

    — пусковая установка с задними домкратами и опорами под передней осью с сухого твердого грунта имеет достаточную устойчивость;

    — перемещение корпуса установки при стрельбе практически одинаково с перемещением гусеничной установки 2П16.

    Технические характеристики пусковой установки 2П21 (плавающей):

    — вес автомобиля ЗИЛ-134 (изделие 135) — 9700 кг;

    — двигатель — два V20BK карбюраторных шестицилиндровых верхнеклапанных мощностью по 120 л.с.;

    — максимальная скорость — 40 км/час;

    — тип кузова: плавающий герметичный цельнометаллический корпус со встроенной рамой.

    В связи с превышающей расчетной грузоподъемностью автомобиля за счет установки артиллерийской части водоходные качества автомобиля утрачены.

    Анализ действия газовой струи, полученный при пусках с макетного образца, был использован Е.П. Шиляевой и А.Б. Шкариным в расчетах установки Бр-226-I (шасси ЯАЗ-214). В результате продолжать разработку установки на шасси ЯАЗ-214 потеряло смысл, поскольку ока не обеспечивала старт. А вот на пусковой установке В.А. Грачева ЗИЛ-135 результаты стартов были использованы при подготовке и защите эскизного проекта. Машина была бы более устойчивой, если заменить направляющую С-123А. Кроме того, вводились новые домкраты, пружинный уравновешивающий механизм, пневматический уравновешивающий механизм, установка прицела, упроченный вертлюг. И, важная деталь, тактико-техническое задание предусматривало установку на ПУ собственного крана.

    25 декабря 1959 г. состоялась защита эскизно-технического проекта последнего варианта Бр-226-III.

    Но 1 марта 1960 г. от В.А. Грачева поступила «Объяснительная записка к эскизно-техническому проекту шасси автомобиля ЗЙЛ-135Е под пусковую установку 2П21». По этому проекту вторая и третья оси были сближены, а вторая и четвертая — разведены и выполнены управляющими. Подобное решение имело ряд преимуществ: улучшалась маневренность — при габаритной длине шасси ЗИЛ-135Е более 10 м минимальный радиус поворота составлял 12,5 м. Возросла проходимость, особенно во время преодоления таких препятствий, как канавы и окопы. Рама шасси была «прозрачной», так как применялась рамочная конструкция. В то время бытовало мнение, что струя ракеты при сходе попадает на узлы шасси и снижает устойчивость пусковой установки.

    Создание пусковой установки для комплекса «Луна» было делом престижным. Поэтому в дело включились военные инженеры автомобильного полигона НИИ-21 в г. Бронницы. Они предложили проект пусковой установки для ракет «Луна» на активном полуприцепе с управляемой осью, буксируемой при помощи седельного тягача «Урал-375». На это было получено письменное разрешение ГАУ.

    Пусковую установку для «Луны» на плавающем транспортере ПТС-65 пытались создать и в СКБ Брянского автомобильного завода. Для этой разработки 5 сентября I960 г. был зарегистрирован индекс завода «Баррикады» Бр-247.

    29 февраля 1960 г. в график ОКР и НИР завода «Баррикады» на 1960 г. была включена пусковая установка НИИ-21. Ей присвоили заводской индекс Бр-230 и индекс ГАУ 2П13. Проект же Бр-247 Брянского автозавода на «Баррикады» так и не поступил. В тот же день, 29 февраля, конструктор завода «Баррикады» Г.В. Григорьев внес в график завода еще одну пусковую установку для «Луны» — Бр-231 на шасси автомобиля ЗИЛ-135Л.

    6 апреля 1960 г. была спроектирована баллистическая пусковая установка для испытаний модификаций ракеты «Луна-М» — новой ракеты, созданной Мазуровым в НИИ-1.

    6 августа 1960 г. началась установка артиллерийской части С-123А на изделия Бр-226-Ш и Бр-230. В начале сентября 1960 г. две пусковые установки Бр-226 (2П21) были направлены своим ходом из Сталинграда в Москву. Одновременно одна пусковая установка Бр-230 (2П13) отправилась из Сталинграда в Капустин Яр. Там с нее произвели несколько пусков ракет «Луна». Но, увы, вскоре установка Бр-230 (2П13) разрушилась, и все работы над ней прекратились.

    А тем временем пусковые установки Бр-226 (2П21) были показаны начальству на полигоне в Бронницах, а затем своим ходом отправлены в Ленинград на Ржевку. Там к ним присоединились две новые транспортные машины 2Т9 с тягачом ЗИЛ-157В (один тягач на две машины). Сцепку из них называли автопоездом.

    Одна из пусковых установок 2П21 прошла полную разборку на Ржевке. Эта процедура была обязательна для испытывавшихся там пушек, но для сложной ракетной техники являлась лишней, и вскоре ее отменили. Зато со второй пусковой установки было произведено 23 пуска ракет «Луна». Она же прошла своим ходом 11 тыс. км.

    Данные пусковой установки 2П21 (Бр-226—III) Шасси колесное типа ЗИЛ-135.

    Заряжание производилось краном, расположенным на установке. Привод вертикального наведения — электрический. Привод горизонтального наведения — ручной.

    Угол ВН, град +3; + 58
    Угол ГН, град 18
    Габариты в походном положении, м: длина 10,17
    ширина 2,8
    высота 3,22
    Вес с ракетой ЗР10, т 13,1

    В связи с созданием комплекса «Луна-М» Постановлением Совмина К? 694–233 от 15 июня 1963 г. работы по пусковым установкам 2П21 были прекращены «как по устаревшему образцу».

    Ракетная система «Луна-М». 16 марта 1961 г. вышло Постановление Совмина № 247–104 о создании ракетного комплекса 9К52 «Луна-М». Основной задачей разработки комплекса было увеличение дальности стрельбы тактической ракетой до 65 км. Согласно Постановлению Совмина 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 9М21Ф имела фугасную боевую часть 9Н18Ф, снаряженную 200 кг сильного взрывчатого вещества ТГА-40/60. Взрыватель неконтактного действия. При разрыве 9Н18Ф образовывалось около 15 ООО осколков.

    Ракета 9М21Б оснащалась специальной боевой частью АА22 с радиовзрывателем. Позже появились ракеты 9М21Б1 с более мощной боевой частью АА38.

    Ракета 9М21Г оснащалась химической боевой частью 9Н18Г. Разработка 9Н18Г отставала от графика, и на вооружение ракета 9М21Г поступила не ранее конца 1965 г.

    Уже в ходе работ над «Луной-М» в НИИ-24 была разработана ракета 9М21А с агитационной головной частью 9Н18А. Первые летные испытания 9М21А были проведены в марте 1964 г.

    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 каждый. Элемент содержал 1,7 кг взрывчатого вещества и давал не менее 1400 осколков. Осколки боевых элементов одной ракеты могли поразить живую силу и легкобронированные объекты противника на площади, соответственно, 5–5,5 гектара и 3,5–4 гектара. Головная часть 9Н18-ОФ снабжалась радиовзрывателем. Подрыв головной части и разлет боевых элементов производились на высоте 1400–1000 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».

    29 февраля 1960 г. (то есть еще до выхода Постановления Совмина № 247–104) ОКБ завода «Баррикады» начало проектирование колесной пусковой установки Бр-231 на шасси автомобиля ЗИЛ-135ЛМ[49]. А 14 июня 1960 г. ОКБ параллельно начало проектирование гусеничной пусковой установки Бр-237 на шасси объект 910. Объект 910 был создан на базе ПТ-76 на Волгоградском тракторном заводе под руководством И.В. Гавалова. (Сх. 32)


    Сх. 32. Пусковая установка комплекса «Луна-М»

    А 29 марта 1961 г. началось проектирование для «Луны-М» оригинальной пусковой установки Бр-257 (9П114). Эта пусковая установка 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. Наши военные хотели иметь специальные малогабаритные и легкие самоходные пусковые установки для тактических и оперативно-тактических ракет, которые могли бы транспортироваться вертолетами. 5 февраля 1962 г. вышло Постановление Совмина № 135—66 о создании комплекса 9К53 «Луна-МВ».

    Замышлялась целая система ракетно-вертолетных комплексов Ми-10РВК и Ми-бРВК. В первом комплексе вертолет Ми-10 транспортировал самоходную пусковую установку 9П116 с крылатой ракетой 4К95 (С-5В). А вертолет Ми-6 мог транспортировать как комплекс 9К73 с баллистической ракетой Р-17В, известной на западе как «Скад», 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 ее в удаленный или недоступный для наземного транспорта район, а то и в тыл противника. Далее при необходимости пусковая установка могла проделать еще какой-то путь на колесах и затем внезапно нанести ракетный удар из точки, где враг и не мог предполагать наличие ракетной установки. (Сх. 33)

    Разработчиками «Луны-МВ» были НИИ-1 (по комплексу) и ОКБ-329 ГКАТ (по приспособлению вертолетов Ми-б и В-10 в качестве носителей пусковых 9П114).

    Вертолетная пусковая установка (ВПУ) была разработана в KB завода «Баррикады» (ныне ЦКБ «Титан»),

    Основные характеристики ВПУ Бр-257 (9П114)
    Вес ВПУ без ракеты, т 4,5
    Вес ВПУ с ракетой, т 7,5
    Скорость самодвижения с ракетой, км/час 3—8
    Запас хода по горючему, км 40—45
    Скорость буксировки за тягачом, км/час:
    ВПУ с ракетой 10
    ВПУ без ракеты 15
    Габариты ВПУ без ракеты, м: Высота 1535
    Ширина 2430
    Длина 8950

    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»: колесная Бр-231 (индекс ГРАУ[50] — 9П113), гусеничная Бр-237 (9П112) и вертолетная Бр-257 (9П114) прошли полигонные испытания на Ржевке под Ленинградом.

    По результатам испытаний пусковой установки 9ГП14было решено ее доработать. Забегая вперед, скажу, что в 1965 г. комплекс Ми-бРВК (9К53 и 9К74) поступил в войска для опытной эксплуатации.

    Не вдаваясь в подробности, скажу, что создание ракетно-вертолетных комплексов было в целом нелепой идеей, имевшей массу заведомо неустранимых недостатков. В результате этого ни один из них так и не поступил на вооружение. Тем не менее стоит отметить, что конструкторы ЦКБ «Титан» в целом успешно справились с задачей и разработали ряд интересных узлов и конструкций.

    Гусеничная пусковая установка Бр-235 (9П112) после испытаний была забракована. 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 911113 была создана на базе автомобиля 311Л-135ЛМ, разработанного в 1983 г. на заводе ЗИЛ. В том же году производство этих автомобилей было перенесено на Брянский автозавод. ЗИЛ-185ЛМ имел четырехосное шасси высокой проходимости со всеми ведущими колесами. Силовая установка состояла из двух двигателей ЗИЛ-375Я. Двигатели карбюраторные, восьмицилиндровые, V-образные, с жидкостным охлаждением, мощностью по 180 л.с. каждый. Установка двух двигателей на шасси позволяла с незначительными ограничениями продолжать движение на одном двигателе в случае выхода из строя другого двигателя.

    Радиус поворота 9П113—12,5 м. Максимальный угол подъема на сухом твердом грунте (с ракетой) — 30°. Допустимый крен при движении по косогору — 20°. Преодолеваемый брод — 1,2 м.

    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 2П113 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. Она перевозила три ракеты «Луна-М» любой модификации. Расчет машины — 2 человека.

    Пусковая установка 9П113 серийно производилась на заводе «Баррикады» с 1964 по 1972 г. Так, в 1970 г. завод «Баррикады» изготовил 60 ПУ 9П113, в 1971 г. — 62 ПУ, а в 1-м полугодии 1972 г. — еще 29 ПУ.

    По специальному заданию правительства в 1968 г. на основе комплекса 9К52 «Луна-М» был создан комплекс 9K52TC, приспособленный к условиям тропического климата. При этом пусковая установка 9П113ТС и транспортная машина 9Т29ТС были доработаны для эксплуатации ракет только с фугасными боеголовками.

    29 июля 1966 г. вышло Постановление Совмина 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 демаскировавших 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 гг. 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, то есть 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. «Точка» поставила точку в развитии дивизионных тактических неуправляемых ракет.

    Несколько слов стоит сказать о боевой службе ракетных комплексов «Луна» и «Луна-М». В 1961 г. в штат советских мотострелковых и танковых дивизий были введены отдельные ракетные дивизионы, оснащенные войсковыми ракетными комплексами 2К6 «Луна». В состав дивизиона входили две огневые батареи. Каждая батарея имела на вооружении две пусковые установки 2П16, транспортную машину 2У663 (полуприцеп к тягачу ЗИЛ-157В на 2 ракеты), а также автомобильный кран К-51 грузоподъемностью 5 т.

    Расчет собственно пусковой установки комплекса «Луна-М» составлял 7 человек (экипаж транспортно-заряжающей машины — 2 человека), однако с учетом потребностей боевого и технического обеспечения штатная численность дивизиона из четырех пусковых установок (две огневые батареи) составляла более 120 человек.

    Со второй половины 1960-х годов на оснащение отдельных ракетных дивизионов поступали войсковые ракетные комплексы «Луна-М» (9К52). Батарея ракет комплекса «Луна-М» включала две пусковые установки 9П113, транспортную машину 9Т29 на 3 ракеты (также на шасси ЗИЛ-135ЛМ), а автокран из ее состава был исключен — каждая пусковая установка комплекса была оснащена бортовым гидромеханическим краном.

    В октябре 1962 г. на Кубу были доставлены четыре специально сформированных «мотострелковых полка особого назначения». В состав этих полков входили: 3 мотострелковых батальона, 1 танковый батальон, 1 ракетный дивизион в составе трех пусковых установок 2П16 комплекса «Луна», одна батарея ПТУРС в составе 10 машин, одна батарея САУ-85 в составе 10 орудий, одна батарея 57-мм пушек в составе шести стволов и одна зенитно-пулеметная рота в составе десяти ДШК. Численный состав каждого полка составлял 4000 человек. Каждому полку было выдано по два ядерных боевых заряда.

    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.

    Таблица 10 Данные ракет типа «Луна»
    Ракета ЗР-10 ЗР-9 «Луна-М» «Луна-3»
    Калибр, мм: ракеты 415 415 544 544
    надкалиберной боевой части 540 415 544 544
    Длина ракеты, мм 10600 9100 8960/9400* 8960
    Размах оперения, мм 1700
    Вес боевой части, кг 503 (специальная) 358 (фугасная) 420 455
    Вес топлива, кг 840 840 1080 1100
    Вес ракеты стартовый, кг 2287 2175 2432–2450 / 2486* около 2500
    Дальность, км: максимальная 32,2 44,5 67—68 70—75
    минимальная 10 12 12—15 15
    Время работы двигателя, с 4,3
    Длина активного участка, км 2,0
    Скорость максимальная, м/с 767 около 1200
    Данные пусковых установок комплексов «Луна» «Луна-М»
    Индекс ПУ 2П16 9П113
    Угол ВН, град +60° +15°; +65°
    Угол ГН, град ±5° .+7°
    Длина направляющих, мм 7710 9970
    Расстояние от грунта до оси цапф качающейся части, мм 1635
    Габариты установки, мм: длина 10690
    ширина 3140 2800
    высота с ракетой 3350
    высота без ракеты 2860
    Ширина колеи, мм 2300
    Клиренс, мм 370
    Вес шасси, кг 11519 около 10500
    Вес качающейся части без ракеты, кг 1494
    Вес артиллерийской части с ракетой, кг 5548/5433*
    Вес всей установки, кг: без ракеты 15080/15077* 14890
    с ракетой 17367/17252* 17560
    Мощность двигателя, л. с 235 360
    Скорость движения с ракетой, км/час: по бездорожью 20
    по грунтовой дороге 16—18 40
    по шоссе 40 …60
    Время пуска, мин.:
    из походного положения 7 10
    из боевого положения(готовность № 2) 5 7
    Расчет, чел 11 7
    Запас хода по шоссе (по контрольному расходу топлива), км - 650

    *С ракетой ЗР10/ЗР9.

    Ракетный комплекс «Сатурн». В 1969–1971 гг. шли работы по созданию армейского высокоманевренного ракетного комплекса «Сатурн».

    Основное назначение комплекса — нанесение ядерного удара боевой частью АА-22. Однако ракета оснащалась и обычной боевой частью. Ракета твердотопливная. Стартовая ступень находилась в двигателе маршевой ступени.

    Системы управления ракета не имела, если не считать корректора дальности. Стабилизация в полете достигалась за счет сравнительно большой скорости вращения (для ракет такого веса).

    Работы по «Сатурну» не вышли из стадии ОКР. Причины прекращения работы те же, что и у «Луны-3».

    Данные комплекса «Сатурн»
    Стартовый вес ракеты, кг 2470
    Калибр, мм 544
    Вес боевой части, кг 420
    Вес порохового заряда маршевого двигателя, кг 1080
    Вес стартового двигателя, кг 69
    Вес двигателя вращения, кг 12,5
    Дальность стрельбы, км 15—70
    КВО, м 900
    Вес пусковой установки, т 17,6
    Максимальная скорость движения ПУ по шоссе, км/час 60
    Расчет ПУ, чел 4
    Угол ВН, град +20° — +60°
    Угол ГН, град 20°
    Стоимость одной ракеты, тыс. руб 20
    Стоимость ПУ, тыс. руб 152

    Глава 3. Управляемые тактические ракеты

    Тактическая ракета «Точка». Разработка дивизионного ракетного комплекса 9К79 «Точка» была начата в 1966–1967 гг., а полномасштабные работы развернуты по Постановлению Совмина № 148—56 от 4 марта 1968 г, Головным исполнителем по теме было назначено коломенское КБ Машиностроения (КБМ), а главным конструктором — C.П.Непобедимый.

    Инерциальная система управления ракеты разработана в ЦНИИАГ. Пусковая установка спроектирована и серийно производилась на заводе «Баррикады» в Волгограде, Серийное производство ракет вел Воткинский машиностроительный завод. Шасси для пусковой установки и транспортно-заряжающих машин изготавливались в Брянске,

    Комплекс «Точка» предназначен для поражения наземных средств разведывательно-ударных комплексов, пунктов управления различных родов войск, стоянок самолетов и вертолетов, резервных группировок войск, хранилищ боеприпасов, топлива и других материальных средств. (Сх. 34) Комплекс «Точка» имеет дальность стрельбы от 15 до 70 км и среднее КВО 250 м.

    Два первых пуска управляемых ракет «Точка» были произведены в 1971 г. в ходе заводских летно-конструкторских испытаний. Пуски проводились с полигонной пусковой установки.

    Первые две самоходные пусковые установки и одна транспортно-заряжающая машина сданы заказчику заводом «Баррикады» в конце 1971 г, В 1973–1974 гг. ракета 9М79 вместе с самоходной пусковой установкой и транспортно-заряжающей машиной прошли Государственные испытания на полигоне Капустин Яр. Серийное производство ракеты началось в 1973 г. на Петропавловском заводе тяжелого машиностроения, хотя официально комплекс «Точка» был принят на вооружение в 1976 г.


    Сх. 34. Тактическая ракета «Точка» на пусковой установке

    1 апреля 1971 г. Военно-промышленная комиссия приняла решение о начале разработки модификации «Точка-Р» с пассивной системой самонаведения на радиоизлучающие цели (PЛC, радиостанции и т. д.). Система наведения обеспечивает дальность захвата цели на расстоянии не менее 15 км. При этом конструкция ракеты, за исключением боеголовки, оставалась без изменений. Дальность стрельбы по проекту составляла от 15 до 70 км. Предполагалось, что точность наведения «Точки-Р» на непрерывно работающую цель не превышает 45 м, а район поражения будет свыше двух гектаров.

    В 1983 г. в ходе войсковых испытаний комплекс «Точка-Р» принял участие в объединенных учениях Прибалтийского и Белорусского военных округов и в том же году был принят на вооружение.

    14 сентября 1970 г. по Постановлению Совмина № 788–257 началось проектирование боеголовок с отравляющими веществами, как в моноблочном, так и в кассетном исполнении.

    В 1984 г. началась модернизация комплекса «Точка», основной целью которой было увеличение дальности и меткости стрельбы. В устройство управления и бортовой компьютер ракеты была введена новая элементная база. В состав комплекса включены ракеты с оптической головкой самонаведения, обеспечивающей поражение точечных целей. Комплекс получил название «Точка-У», а новая ракета комплекса — индекс 9М791. Полномасштабные испытания комплеьсса «Точка-У» прошли с 1986 по 1988 г. на полигоне Капустин Яр. Климатические испытания его были проведены в 1989 г. в Забайкальском и Туркестанском военных округах. В том же году комплекс «Точка-У» был принят на вооружение.

    Комплекс вооружен ракетой 9М791, созданной на базе узлов и агрегатов корабельной зенитной ракеты В-611 комплекса М-11. Ракета имеет исполнения 9М79Ф, 9М79К и т. д., в зависимости от типа боевой части.

    Первоначально дальность стрельбы ракетами «Точка» и «Точка-Р» составляла от 15 до 70 км, а после модернизации дальность стрельбы ракетами «Точка-У» возросла от 20 до 120 км. Оценочное КВО последней ракеты на полной дальности составляло 200–300 м.

    Головная часть может быть ядерная АА-60, фугасная 9Н123Ф и 9Н123Ф-1 с пассивной радиотехнической головкой самонаведения, кассетная 9Н123К и другие. Кассетная головная часть содержит кассету с пятьюдесятью суббоеприпасами осколочного действия 9Н24. Двигатель ракеты твердотопливный однорежимный, одинаковый для всех боевых частей.

    Головная часть ракеты в полете не отделяется. Ракета управляема, на всей траектории, что обеспечивает высокую точность попадания. На конечном участке траектории происходит доворот ракеты и вертикальное пикирование на цель. Для достижения максимальной площади поражения обеспечивается воздушный подрыв головной части над целью.

    Система управления ракеты автономная, инерциальная, с бортовым цифровым вычислительным комплексом. Ее исполнительными органами служат решетчатые аэродинамические рули, размещенные на хвостовом отсеке ракеты и приводимые в действие рулевыми машинками. На начальном отрезке траектории, когда скорость ракеты недостаточна для эффективного действия аэродинамических рулей, управление происходит с помощью газодинамических рулей. Размах стабилизаторов ракеты 1350 мм. Питание бортовых потребителей электроэнергии осуществляется от генератора, турбина которого приводится во вращение горячим газом, вырабатываемым блоком газогенераторов. Основные боевые машины комплекса — пусковая установка 9П129 яш Ш129М и транспортно-заряжающая машина 9T218—1 — смонтированы на колесных шасси 5921 и 5922. На обоих шасси установлен шестицилиндровый дизельный двигатель 5Д20Б-300. Все колеса шасси ведущие, шины с регулируемым давлением воздуха 1200 х 500–508. Шасси имеют достаточно большой клиренс — 400 мм. Для движения по воде предусмотрены водометные движители — насосы пропеллерного типа. На воде управление осуществлялось с помощью заслонок водометов, встроенных в корпус каналов. Обе машины способны передвигаться по дорогам всех категорий и по бездорожью.

    Никакой топогеодезической и инженерной подготовки стартовых позиций и метеообеспечения при проведении пусков ракет не требуется. Аппаратура пусковой установки сама решает все задачи по привязке точки старта, расчету полетного задания и прицеливанию ракеты. При необходимости через 16–20 минут после завершения марша и прибытия на позицию ракета может стартовать к цели, а еще через 1,5 минуты пусковая установка уже способна покинуть эту точку, чтобы исключить вероятность своего поражения ответным ударом.

    Во время прицеливания, несения боевого дежурства, а также при выполнении большинства операций пускового цикла ракета находится в горизонтальном положении, и ее подъем начинается только за 15 секунд до старта. Этим обеспечивается высокая скрытность подготовки удара от средств слежения противника.

    Транспортно-заряжающая машина — основное средство оперативного обеспечения стартовых батарей боезапасом для нанесения ракетных ударов. В ее герметизированном отсеке могут храниться и перевозиться по району боевых действий две полностью готовые к пуску ракеты с пристыкованными головными частями. Специальное оборудование машины, включающее гидропривод, стреловой кран и некоторые другие системы, позволяют в течение примерно 19 минут осуществить заряжание пусковой установки. Эта операция может быть выполнена на любой неподготовленной в инженерном отношении площадке, размеры которой позволяют поставить рядом бортами пусковую установку и транспортно-заряжающую машину.

    Ракеты в металлических контейнерах могут также храниться и перевозиться на транспортных машинах комплекса. Каждая из них способна разместить две ракеты или четыре головные части.

    Во время демонстрации комплекса «Точка-У» на международной выставке IDEX-93 было выполнено 5 пусков, в ходе которых минимальное отклонение составило несколько метров, а максимальное — менее 50 м.

    По сравнению с зарубежными аналогами — американским комплексом «Лзнс» и французским «Плутон» — отечественная система обладает большой мобильностью, проще в эксплуатации и дешевле в производстве.

    «Точка» проектировалась как дивизионная ракета, и поэтому с 1976 г. она поступила в отдельные ракетные дивизионы мотострелковых и танковых дивизий Советской армии взамен комплекса «Луна». Ракетные дивизионы состояли из двух огневых батарей, в каждой из которых имелось две пусковые установки комплекса «Точка»[51]. Общее количество пусковых установок комплекса «Точка» в Советских Вооруженных Силах на 1991 г. составляло не более 250–300 единиц[52].

    С 1988 г. ракетные дивизионы, имевшие на вооружении комплексы «Точка», стали выводиться из состава дивизий и сводиться в ракетные бригады армейского или окружного подчинения. Как правило, в состав бригады включали 3–4 дивизиона, то есть 12–16 пусковых установок комплекса «Точка».

    На 1998 г. было сформировано 15 ракетных бригад, оснащенных комплексами «Точка». Все они дислоцировались в «зоне до Урала». Это были следующие соединения:[53]

    123-я ракетная бригада (Киевский ВО, 1-я гвардейская отдельная армия);

    189-я ракетная бригада (Одесский ВО, 14-я гвардейская отдельная армия);

    199-я ракетная бригада[54] (Прикарпатский ВО, 8-я танковая армия);

    233-я ракетная бригада[55] (Белорусский ВО, 7-я танковая армия);

    432-я ракетная бригада (Западная группа войск,

    1-я гвардейская танковая армия);

    442-я ракетная бригада (Московский ВО);

    448-я ракетная бригада (Западная группа войск, 3-я отдельная армия);

    449-я ракетная бригада (Западная группа войск, 8-я гвардейская отдельная армия);

    458-я ракетная бригада (Западная группа войск,

    2-я гвардейская танковая армия);

    459-я ракетная бригада (Киевский ВО);

    460-я ракетная бригада (Белорусский ВО, 5-я гвардейская танковая армия);

    461-я ракетная бригада (Прикарпатский ВО, 13-я отдельная армия);

    463-я ракетная бригада (Прибалтийский ВО, 11-я гвардейская отдельная армия);

    464-я ракетная бригада (Западная группа войск), 20-я гвардейская отдельная армия;

    465-я ракетная бригада (Белорусский ВО, 28-я отдельная армия.

    После развала СССР несколько десятков пусковых установок «Точка» попали в армии новоявленных государственных образований. Где-то в 2002 г, украинская часть запустила ракету «Точка», которая почему-то полетела Совсем не туда и разрушила в городе жилой дом, (Хорошо еще, что боевая часть была инертной.)

    Боевое применение комплексы «Точка» имели в Чечне. Решение же Горбачева о выведении комплекса «Точка» из состава дивизий, на мой взгляд, свидетельствует о его желании ослабить до предела мощь наших сухопутных сил и лишить их возможности противостоять дивизиям НАТО.

    Данные ракетного комплекса «Точка-У»
    Данные ракеты 9М791
    Калибр ракеты, мм 650
    Длина ракеты, мм 6407
    Размах аэродинамических рулей, мм 1445
    Стартовый вес, кг 2010
    Вес боевой части, кг 480
    Тип двигателя РДТТ
    Дальность стрельбы, км: минимальная 20
    максимальная 120*
    Скорость полета, м/с 1036
    КВО, м 15
    Время подготовки к пуску, мин 20
    Время между пусками, мин 40
    Расчет, чел 4
    Данные пусковой установки 9П129**
    Максимальный угол ВН, град 78
    Угол ГН, град 30
    Габаритные размеры, мм: длина 9485
    ширина 2890
    высота 2375
    Ширина колеи, мм 2275
    Вес в походном положении
    (с ракетой и расчетом), т около 18,2
    Запас хода по шоссе, км 650
    Скорость хода с ракетой, км/час: по шоссе до 60
    по бездорожью 5—10
    на плаву 6—8
    Расчет, чел 4
    Данные транспортно-заряжаюшей машины 9Т218
    Число перевозимых ракет 2
    Габаритные размеры, мм: длина 9485
    ширина 2373
    высота 2782
    Время загрузки ракет, мин 22—30
    Время перегрузки ракеты на СПУ, мин 15—30
    Грузоподъемность крана, т 2—2,7
    Расчет, чел 2
    Вес транспортно-заряжающей машины, т около 18

    * Первый вариант ракет «Точка» имел дальность 70 км. Кассетная боеголовка к ракете «Точка» имела 50 элементов весом по 7 кг.

    ** Ряд параметров носят оценочный характер.

    Глава 4. Корпусные и армейские баллистические ракеты

    Ракеты Р-11 и Р-11М. 4 декабря 1950 г. вышло Постановление Совмина, санкционировавшее начало работ по теме «Н2» — создание ракет на высококипящих компонентах топлива.

    В ноябре 1951 г. ОКБ-1 НИИ-88 (главный конструктор С.П. Королев) был завершен эскизный проект одноступенчатой ракеты Р-11. Полномасштабные работы по ракете Р-11 начались по Постановлению Совмина от 13 февраля 1953 г.

    Ракета имела инерциальную систему управления. Боевая часть была фугасного типа и содержала 535 кг взрывчатого вещества. Однокамерный жидкостный реактивный двигатель С2.253 с вытеснительной подачей топлива был разработан в ОКБ-2 (главный конструктор А.И. Исаев). В двигателе в качестве окислителя использовалась азотная кислота АК-2И, основным горючим был керосин, а пусковым горючим — ТГ-02 «Тонка». Органами управления ракеты служили поворотные газоструйные рули. (Сх, 35)

    Первый этап летных испытаний в объеме пусков 10 ракет Р-11 прошел с 18 апреля по 2 июня 1953 г. на полигоне Капустин Яр. Пуски ракет Р-11 с головной частью весом 540 кг производились на дальность 270 км (4 ракеты) и 250 км (6 ракет). Первый успешный пуск ракеты состоялся 21 мая 1953 г. Пять ракет достигли района цели (четыре, запущенные на дальность 270 км, и одна — на дальность 250 км), три ракеты не достигли цели, два пуска были аварийными (первый — из-за неисправности системы управления ракета упала на расстоянии 765 м от пускового стола; девятый — из-за не герметичности двигательной установки).

    Второй этап летных испытаний, также в объеме 10 пусков, был проведен на том же полигоне с 20 апреля по 13 мая 1954 г.


    Сх. 35. Ракета Р-11 Сх. 36. Пусковая установка и ракета комплекса Р-11М (8К11)

    Из десяти пусков ракеты Р-11 девять достигли дальности 270 км с вероятным отклонением по дальности 1,19 км (по тактико-техническим требованиям — 1,5 км) и боковому отклонению 0,66 км (по тактико-техническим требованиям — 0,75 км). Авария произошла на шестом пуске 5 мая 1954 г. на 80-й секунде вследствие выхода из строя автомата стабилизации по всем каналам.

    В декабре 1954 г. — январе 1955 г. проведены пять успешных пристрелочных испытаний. Ракета Р-11 после 10 зачетных испытаний, проведенных в январе — феврале 1955 г., была принята на вооружение 13 июля 1955 г. с индексом ГАУ 8А61. Однако фактически ракета 8А61 в войска не поступала.

    26 августа 1954 г. вышло Постановление Совмина о создании на базе ракеты Р-11 ракеты — носителя ядерного заряда для сухопутных войск. Новая ракета получила индекс Р-11М. Основным ее отличием была боеголовка, оснащенная спецбоеприпасом «РСД-4» мощностью 10 кт. Принципиальные различия были в наземном оборудовании комплекса. При транспортировании ракета Р-11 перевозилась на полуприцепе с автомобилем типа ЗИС-151, время перехода из походного положения в боевое составляло около 3,5 часа. Запуск ракет производился с пускового стола, который в походном положении перевозился на автомобиле. Установщик ракеты был сделан на шасси тяжелого артиллерийского тягача. Для ракет Р-11М была создана специальная самоходная пусковая установка (СПУ), что резко повысило мобильность комплекса, а время перехода из походного положения в боевое сократилось до 30 минут.

    Летные испытания ракета Р-11М прошла в три этапа с 30 декабря 1955 г. по 11 апреля 1957 г. Всего было произведено 22 пуска. В начале 1958 г. проведено пять зачетных пусков, и Постановлением Совмина от 1 апреля 1958 г. Р-11М была принята на вооружение под индексом 8К11 в качестве оперативно-тактической ракеты сухопутных войск. (Сх. 36)

    Самоходная пусковая установка «объект 803» была разработана в 1955–1956 гг. на ленинградском Кировском заводе под руководством К.Н. Ильина. СПУ установлена на шасси артиллерийской установки ИСУ-152К. Вес СПУ 40 т, максимальная скорость хода 42 км/час. Отличительной особенностью конструкции явилось то, что ракета в походном положении лежала на характерной трубчатой стреле, напоминающей своими контурами остов лодки. Перед пуском ракета приводилась в вертикальное положение и устанавливалась на консольно закрепленный на корме пусковой стол. СПУ «объект 803» получила индекс 8У218 и серийно выпускалась Кировским заводом с 1959 г. «Объект 803» был снят с производства по Постановлению Совмина № 1116 от 10 октября 1962 г.

    20 августа 1957 г. вышел приказ министра оборонной промышленности о передаче двух ракет Р-2 Китаю. В дальнейшем туда передали и Р-11. В 1960–1961 гг. в КНР было сформировано 20 полков с ракетами Р-2 и Р-11.

    В мае 1955 г. на базе артиллерийской бригады большой мощности Воронежского военного округа была сформирована 233-я инженерная бригада РВГК. Первоначально она была вооружена ракетами 8А61, а затем — ракетами 8К11.

    В августе 1958 г. из подчинения заместителя министра обороны СССР по специальному вооружению и ракетной технике[56] в состав Сухопутных войск были переданы «инженерные бригады РВГК»[57], оснащенные принятыми на вооружение в 1955 г. управляемыми ракетами Р-11М. Это были следующие соединения:

    — 77-я инженерная бригада РВГК (сформирована в 1953 г. на полигоне Капустин Яр и по завершении формирования и подготовки дислоцирована в Прикарпатский военный округ. При формировании в 1952 г. бригада оснащалась ракетами Р-2 — вариант ФАУ-2);

    — 90-я инженерная бригада РВГК (сформирована в 1952 г. на полигоне Капустин Яр и по завершении формирования и подготовки дислоцирована в Киевский военный округ. При формировании в 1952 г. оснащалась ракетами Р-2);

    — 233-я инженерная бригада РВГК (сформирована в 1955 г. на базе кадров артиллерийской бригады РВГК Воронежского военного округа).

    Формировавшиеся во второй половине 1940-х годов — начале 1950-х годов ракетные соединения именовались «бригадами особого назначения РВГК». а с 1953 г. — «инженерными бригадами РВГК».

    Тактико-технические характеристики ракет
    Р11 Р11М
    Индекс ГАУ 8А61 8К11
    Длина ракеты, м 10,424 10,5
    Диаметр ракеты максимальный, м 0,88 0,88
    Вес боевой части, кг 690 600
    Вес незаправленной ракеты, кг 1645 -
    Вес топлива, т 3,705 3,7
    Вес ракеты стартовый, т 5,35 5,4
    Тяга двигателя на земле, кг 8300 -
    Дальность стрельбы, км:
    максимальная 270 170
    минимальная 60 60
    КВО, м 3000 3000*

    * В разных документах данные по отклонению ракеты 8К11 имеют большой разброс. Это вызвано, с одной стороны, методом определения отклонений: расчетным, по пускам в ходе совместных летных испытаний, но пускам во время службы в частях и т. д. Кроме того, важно количество учтенных пусков ракет, так как военные и инженерные «очковтиратели» любят исключать из статистики наиболее неудачные пуски. Так, в одном из документов говорится, что для 65 % пусков ракет Р-11М отклонение получено: по дальности ± 1100 км и боковое ± 1050 км; еще в 15–20 % пусков ракеты легли в 4-километровый круг, а об остальных 15–20 % восбще ничего не говорится.

    Ракета Р-17. Как уже говорилось, главным конструктором ракет Р-11 был С.П. Королев. В.П. Макеев в разработку ракет включился лишь весной 1953 г. Тем не менее роль Макеева в доработке Р-11 была достаточно велика. Постановлением Совмина от 13 ноября 1953 г. было решено серийное производство ракет Р-11 развернуть на заводе № 385 в г. Златоусте, возложив обеспечение работ на СКБ-385. Своим ответственным представителем в СКБ-385 Королев назначил Макеева.

    11 марта 1955 г. приказом министра оборонной, промышленности Д.Ф. Устинова В.П. Макеев был назначен главным конструктором СКБ-385 и одновременно заместителем, главного конструктора ОКБ-1 С.П. Королева по ракете Р-11.

    В середине 1959-х годов в СКБ-385 Макеев провел НИР «Урал» с целью усовершенствования ракеты Р-11М. По результатам НИР Макеев вышел в правительство с инициативой создания нового сухопутного оперативно-тактического ракетного комплекса Р-17 с двое большей, чем у Р-11М дальностью стрельбы.

    В апреле 1958 г. вышло Постановление Совмина о создании нового ракетного комплекса 9К72 с ракетой Р-17. Проектирование комплекса, естественно, было поручено СКБ-385. Забегая вперед, скажу, что серийное производство ракет Р-17 было передано Воткинскому заводу в связи с перегрузкой завода № 385 заказами по ракетам морского базировация,

    Летные испытания ракет Р-17 были проведены с 1959 по 1961 г. При практических пусках 65 % ракет Р-17 имели отклонения по дальности в пределах ±1250 м и боковые ±750 м. А в таблицах стрельбы предельные отклонения по дальности составляли ±3000 м, а боковые ±1800 м.

    В 1962 г. ракета Р-17 была принята на вооружение и получила индекс ГРАУ — 8К14.

    Самоходная пусковая установка ракеты Р-17 была создана на гусеничном шасси «объект 810», разработанным ленинградским Кировским заводом. Опытный образец был испытан в 1958 г., и вскоре СПУ была запущена в серийное производство под индексом ГРАУ — 2П19. Вес СПУ 2П19 с ракетой составлял 42,5 т. Сектор горизонтального прицеливания ±80°. Мощность двигателя 520 л.с. Максимальная скорость по шоссе 40 км/час. Запас хода по шоссе 500 км. Всего было выпущено 56 серийных пусковых установок 2П19. Постановлением Совмина № 1116 от 10 октября 1962 г. СПУ 2П19 была снята с производства.

    В 1963 г. на Кировском заводе были созданы новые самоходные пусковые установки для ракет Р-17 — «объект 816» и «объект 817». Оба «объекта» были созданы на базе самоходной артиллерийской установки ИСУ-152. Принципиальным различием между «объектами 816 и 817» было только наличие крана для самостоятельной загрузки ракеты. Завод выпустил опытный образец «объекта 816» и опытную партию «объекта 817», тем дело и ограничилось.

    5 февраля 1962 г. вышло Постановление Совмина № 135—66 о начале разработки ракетно-вертолетного комплекса Р-17В. Для нового комплекса была разработана упрощенная и облегченная пусковая установка, способная транспортировать ракету на небольшие расстояния. Такая установка с ракетой должна была скрытно перевозиться тяжелым вертолетом Ми-10 в любой район, в том числе такой, куда не могла пройти ни колесная, ни гусеничная техника. После приземления вертолетная пусковая установка (ВПУ) выходила в точку пуска ракет. Таким образом, противник получал ракетный удар из района, где он и не мог предположить наличия ракет. В 1963 г. было построено несколько ракетно-вертолетных комплексов 9К73 на базе вертолетов Ми-6. После заводских испытаний комплексы в 1965 г. поступили в войска для опытной эксплуатации.

    Опытная эксплуатация комплексов выявила ряд неустранимых недостатков (см. подробнее главу «Фронтовая крылатая ракета С-5»), и на вооружение комплекс 9К73 принят не был. (Сх. 37)

    Сх. 37. Вертолетный ракетный комплекс 9К73 на вертолете Ми-бРВК для пуска ракет Р-17

    В 1967 г. на вооружение принимается модернизированная ракета Р-17 с более мобильной самоходной пусковой установкой 9П117 на колесном шасси типа MA3-543A. Комплекс получил индекс 9К72.

    Ракета Р-17 была оснащена автономной инерциальной системой управления. Жидкостный ракетный двигатель работал на окислителе марки АК-274 и горючем ТМ-185 (смеси керосиновых фракций нефти).

    Ракета оснащалась несколькими типами боевых частей, В частности, были ядерные боевые части 269А и РА-17. Мощность одной из них — 12 кт. Имелись: фугасная боевая часть сосредоточенного действия 8Ф44, химическая боевая часть 8Ф44Г «Туман-3» (прошла летные испытания в 1963–1964 гг.) и кассетная боевая часть 8Н8 (разработка начата в 1970 г.).

    В 1964 г. прошли летные испытания модифицированной ракеты Р-17М, получившей индекс ГРАУ 9М77.

    Серийное производство ракет Р-17 и Р-17М велось в Воткинске. В 1965 г. было выпущено 374 ракеты, в 1968 г. — 437, в 1969 г. — 426, в 1970 г. — 306, в 1971 г, — 274 и в 1-м полугодии 1972 г. — 150 ракет.

    Самоходные пусковые установки 9П117 и 9П117М изготавливались Петропавловским заводом тяжелого машиностроения. В 1970 г. сдана 41 СПУ, в 1971 г. — 40, а в 1-м полугодии 1972 г. — 21 СПУ.

    Ракеты Р-17 поставлялись в страны Варшавского договора и страны «третьего мира», естественно, без ядерных и химических боевых частей. Согласно заявлению Комитета министров обороны Варшавского договора от 30 января 1989 г. в странах Варшавского договора состояла на вооружении 661 ракета Р-17.

    Широкую известность ракета Р-17, известная на Западе под именем «Скад», получила в ходе операции «Буря в пустыне». В 1991 г, Ирак выпустил несколько десятков ракет Р-17 и их модификаций по территории Саудовской Аравии и Израиля,

    Точность стрельбы ракет Р-17 и Р-17М оставляла желать лучшего. В частности, вероятность поражения защищенных целей (командных пунктов, укрытий техники и живой силы и т. п.) была близка к нулю даже при мощности ядерных зарядов 10–13 кт.

    В 1967 г. в ЦНИИАГ было начато проектирование головной части баллистической ракеты класса «земля — земля», оснащенной головкой самонаведения. Полет боевой части на конечном этапе траектории корректировался в соответствии с рельефом местности, В результате был создан так называемый «координатор», работающий в видимом диапазоне и радиодиапазоне (миллиметровом). Управляемая головная часть включала, в себя оптическую головку самонаведения с матричным фотоприемным устройством. В нее также входила система управления, обеспечивающая автономный полет управляемой головной части по заданной траектории после отделения от ракеты. Управление движением управляемой головной части на траектории осуществлялось решетчатыми рулями с электроприводом. В полете текущее изображение местности, получаемое с фотоприемного устройства, сравнивалось последовательно, по мере изменения масштаба, с фиксированными эталонными изображениями, хранящимися в памяти ЭВМ оптической головки самонаведения. При сравнении отыскивался максимум корреляционной функции. В точку местности, соответствующую этому максимуму, наводился координатор головки самонаведения, а система управления выбирала по определенному закону рассогласование между осями координатора и управляемой головной частью. Эталонные изображения заранее готовились и вводились в память бортовой ЭВМ перед пуском. (Сх„38)

    Сх, 38. Опытная ракета с оптической системой самонаведения (на базе ракеты Р-17)

    Ракета с управляемой головной чаетью получила индекс 8К14—1Ф. Головная часть ракеты стала отделяемой, и на ней установили рули. Первые три пуска были проведены в 1984 г. на полигоне Капустин Яр. В 1989 г. комплекс был принят в опытную эксплуатацию.

    Натовские генералы плохо разбирались в советских ракетах, и поскольку ракеты Р-11, Р-11М и Р-17 внешне отличались мало, то все они получили обозначение НАТО по пусковой установке. То есть все оперативно-тактические ракеты на гусеничном шасси ИСУ именовались «Скад А».

    Ракетная бригада «Скад А» имела в своем составе три дивизиона (в каждом дивизионе по три батареи с одной пусковой установкой), батарею управления, саперное подразделение и другие подразделения боевого и технического обеспечения. Всего в бригаде имелось 9 пусковых установок, до 500 автомашин специального и общего назначения, 800 человек личного состава, из них 243 человека в собственно стартовых батареях. Численность личного состава одного стартового взвода — 27 человек.

    В конце 1970-х — начале 1980-х годов те ракетные бригады Сухопутных войск, в которых еще имелись пусковые установки на гусеничных шасси (в частности, в Ленинградском военном округе), были переоснащены на комплекс 8К72.

    На 1991 г. в «зоне до Урала» ракетным комплексом 8К72 («Скад-Б») были оснащены следующие ракетные бригады Сухопутных войск, находившиеся в армейском либо в окружном подчинении:[58]

    6-я ракетная бригада (Ленинградский ВО, 6-я отдельная армия);

    9-я ракетная бригада (Одесский ВО);

    11-я ракетная бригада (Западная группа войск, 8-я гвардейская отдельная армия);

    21-я ракетная бригада (Ленинградский ВО); „22-я ракетная бригада (Белорусский ВО);

    27-я ракетная бригада (Западная группа войск, 20-я гвардейская отдельная армия); -34-я ракетная бригада (Одесский ВО); _ 35-я ракетная бригада (Прикарпатский ВО);

    36-я ракетная бригада (Западная группа войск, 3-я отдельная армия);

    38»я. ракетная бригада (Прикарпатский ВО);

    47-я ракетная бригада (Северо-Кавказский ВО);

    76-я ракетная бригада (Белорусский ВО, 7-я танковая армия);

    90-я ракетнай бригада (Закавказский ВО);

    95-я ракетная бригада Московский ВО);

    99-я ракетная бригадасДСеверо-Кавказский ВО, 12-й армейский корпус);

    106-я ракетная бригада (Одесский ВО);

    112-я ракетная бригада (Западная группа войск, 2-я гвардейская танковая армия);

    114-я ракетная бригада (Северная группа войск);

    119-я ракетная бригада (Закавказский ВО);

    131-я ракетная бригада (Ленинградский ВО);

    136-я ракетная бригада (Закавказский ВО, 4-я отдельная армия);

    149-я ракетная бригада (Прибалтийский ВО);

    152-я ракетная бригада (Прибалтийский ВО);

    164-я ракетная бригада (Западная группа войск);

    173-я ракетная бригада (Одесский ВО, 14-я гвардейская отдельная армия);

    17 а-я ракетная бригада (Западная группа войск);

    176-я ракетная бригада (Закавказский ВО, 7-я гвардейская отдельная армия);

    181-я ракетная бригада. (Западная- группа войск, 1-я гвардейская отдельная армия;

    Кроме того, пять ракетных бригад с комплексами 8К72 имелись в Дальневосточном военном округе, три — в Забайкальском военном округе и несколько бригад — в Средней Азии и Сибири. В Ленинградском военном округе имелись также 186-я и 195-я, а в Приволжско-Уральском военном округе — 187-я учебные ракетные бригады.

    В отличие от бригад, имевших на вооружении пусковые установки на гусеничном ходу, бригады с комплексами 8К72 могли иметь дивизионы как трехбатарейного, так и двухбатарейного состава (по одной пусковой установке в батарее), однако дивизионов в бригаде было больше (минимум четыре).

    Всего по состоянию на 1991 г. количество пусковых установок ракет Р-17, которыми располагали советские Сухопутные войска, составляло по зарубежным оценкам порядка 650 единиц, из которых 100 единиц дислоцировались в Забайкалье и на Дальнем Востоке[59].

    Данные ракеты 8К14
    Длина ракеты, мм 11 270
    Диаметр корпуса максимальный, мм 880
    Размах стабилизаторов, мм 1800
    Вес БЧ, кг 989
    Вес окислителя, кг 2919
    Вес горючего, кг 822
    Стартовый вес ракеты, кг 5864
    Дальность стрельбы, км:
    максимальная 300 (по другим источникам 240)
    минимальная 50
    Данные самоходной пусковой установки 9П117М
    Длина СПУ, м 13,4
    Ширина СПУ, м 3,0
    Высота СПУ, м: в походном положении 3,3
    в боевом положении 13,7
    Клиренс, м 0,44
    Мощность двигателя, л. с 525
    Максимальная скорость, км/час:
    по шоссе 60
    по грунтовой дороге 40
    Запас хота, км: по шоссе 650
    по грунтовой дороге 500
    Время подъема (спуска) стрелы, мин 2,5–3,5
    Вес СПУ, т: без ракеты и расчета 30,6
    с ракетой и расчетом 37,4—39,0
    Сектор горизонтального прицеливания, град ±80
    Время пуска ракеты из готовности № 1, мин 5
    № 2, мин 10
    № 3, мин 18

    Ракеты «Ладога» и «Онега». 13 февраля 1958 г. вышло Постановление Совмина № 189—89 о разработке «реактивного комплекса сухопутных войск с управляемой ракетой на твердом топливе». По этому постановлению создавались две твердотопливные управляемые ракеты — фронтовая «Ладога» и корпусная «Онега».

    Одноступенчатая баллистическая ракета ЗМ1 комплекса «Онега» была разработана в 1958 г. в ОКБ завода № 9 в Свердловске под руководством Ф.Ф. Петрова. Максимальная дальность стрельбы ее составляла около 50 км. В 1959–1961 гг. ракета «Онега» проходила летные испытания на полигоне Капустин Яр. Постановлением Совмина № 138—48 от 5 февраля 1960 г. работы по «Онеге» были прекращены.

    Ракета «Ладога», согласно Постановлению Совмина № 189—89, должна быть сдана на зачетные испытания в 3-м квартале 1960 г. Головным исполнителем по теме было назначено СКБ-172 (г. Пермь, главный конструктор М.Ю. Цирюльников), универсальную кумулятивно-осколочную боевую часть ЗМ2 к «Ладоге» разработало НИИ-6.

    По первоначальному проекту ракета имела две ступени. Однако летно-конструкторские испытания, проведенные в 1960 г. на полигоне Капустин Яр, показали, что двухступенчатая схема очень сложна и «не обеспечивала нормальные пуски». В ходе первых четырех пусков с системой управления[60] во всех случаях происходило разрушение ракет в конце активного участка (то есть перед выключением двигателя второй ступени). В конце 1960 г. СКВ-172 отказалось от дальнейшей отработки двухступенчатой схемы и перешло к одноступенчатой.

    Одноступенчатый вариант ракеты «Ладога» имел довольно оригинальную конструкцию — ракета оснащалась двумя твердотопливными двигателями. Маршевый двигатель занимал обычное место в хвосте ракеты, доводочный двигатель устанавливался в передней части и как бы тянул ракету за собой. Приборный гироскопический комплекс, входивший в состав бортовой системы управления, измерял текущую псевдоскорость. В дискретном решающем приборе вычислялся функционал, по достижении которым заданного значения доводочный двигатель отделялся и улетал вперед. Таким образом, была организована отсечка тяговых двигательных установок ракеты, что позволяло управлять дальностью стрельбы. Кроме того, система управления имела канал угловой стабилизации и каналы управления центром масс в боковой и вертикальной плоскостях.

    Опытная партия ракет и пусковая установка были изготовлены на Петропавловском заводе им. Ленина в Казахстане. Штатная пусковая установка была спроектирована на шасси автомобиля ЗИЛ-135Л.

    Бросковые испытания одноступенчатой ракеты в апреле 1961 г. дали положительные результаты. Но в ходе трех пусков с системой управления в июле — сентябре 1961 г. происходило разрушение ракеты на активном участке траектории из-за потери устойчивости и разрушения раструба ствола. В конце 1961 г. сопловый блок был доработан, а в начале 1962 г. на заводе № 172 шла сборка двенадцати опытных ракет с новым сопловым блоком.

    В успешных пусках ракет «Ладога» отмечено большое рассеивание, что было результатом неэффективной работы системы управления ракетой. Однако 3 марта 1962 г. вышло Постановление № 231–113, в котором было предписано прекратить все работы по «Ладоге» на стадии летно-конструкторских испытаний «как по неперспективному изделию».

    Автопоезд 2У663, буксируемый автомобилем ЗИЛ-157В, должен был перевозить одну ракету «Ладога» или две ракеты «Онега».

    Фронтовая ракета «Темп». Разработка твердотопливной фронтовой ракеты «Темп» начата по Постановлению Совмина № 839–379 от 21 июля 1959 г. Головным разработчиком назначен НИИ-1. Комплекс получил индекс 9К71, ракета со специальной боевой частью— 9М71, а с фугасной боевой частью — 9М72. Первоначально специальная боевая часть должна была иметь мощность 300 кт. Ракетная часть с приборным отсеком имела индекс 9Д12, а пороховой заряд — 9X11.

    Все наземное пусковое оборудование для «Темпа», включая пусковую установку 9П11 (заводской индекс Бр-225), изготовлял завод № 221 («Баррикады»), тягачи и автоприцепы на шасси MA3-537B делал Минский завод. Ракеты изготавливались на Воткинском заводе.

    Пусковая установка Бр-225 размещалась на полуприцепе. Горизонтальная установка стола осуществлялась домкратами. Заряжание производилось стрелой, размещенной на пусковой установке. А для загрузки ракеты на пусковую установку требовался специальный кран. На пусковой установке имелось устройство для теплоизоляции головной и средней части установки. (Сх. 39)

    Приводы для вертикального наведения и стрелы — электрогидравлические, а для горизонтального наведения — ручной.

    Старт ракеты производился при постоянном угле возвышения 90°, то есть строго вертикально. Горизонтальное наведение производилось в пределах 360°.


    Габариты пусковой установки Бр-225 в походном положении: длина 18,18 м, ширина 3,1 м, высота 3,64 м. Общий вес установки 30,55 т. Установку обслуживали 8 человек расчета.

    Расчетное время пуска при переходе из походного положения было 30 минут, а из боевой готовности № 2 — 20 минут.

    Согласно Постановлению Совмина № 178—84 от 19 февраля 1962 г. была начата разработка химической боевой части «Туман-2» к ракете «Темп».

    Разработка подвижной пусковой установки Бр-225 (9П11) была начата на заводе «Баррикады» 14 февраля 1959 г. Опытный образец изготовлен в 1961–1962 гг.

    Летно-конструкторские испытания ракет «Темп» были начаты в мае 1961 г. Поскольку пусковая установка Бр-225 еще не была готова, то завод «Баррикады» изготовил в 1960 г. полигонную пусковую установку Бр-234, с которой и производились первые пуски ракет «Темп». Первый пуск «Темпа» состоялся 20 мая 1961 г. Ракета пролетела 220 км. Недолет до точки прицеливания составил 4 км, а боковое отклонение — 900 м. Уже при первом пуске было отмечено, что при отделении головной части ракеты она начинала колебаться в пределах ±60°, что приводило к недолетам до 40 км. До конца 1961 г. сделано еще два пуска ракет «Темп». С января по май 1962 г. сделано три пуска ракет, но теперь не с полигонной пусковой установки Бр-234, а со штатной Бр-225. По результатам анализа проведенных шести пусков ракет «Темп» выяснилось, что максимальная дальность ее будет 425 км, вместо заданных 500–600 км. Кроме того, отмечено, что при отделении головной части ракеты в полете опять возникали ее колебания, снова приводящие к недолетам.

    В течение лета 1962 г. шли доработки «Темпа», чтобы увеличить его дальность хотя бы до 460 км. Опытное производство ракет «Темп» велось на заводе № 235. Серийное производство ракет «Темп» предполагалось начать в 1963 г. В 1962–1963 гг. часть пусков ракеты «Темп» производилась с пусковой установки Бр-225.

    14 июня 1960 г. КБ завода «Баррикады» приступило к проектированию стартового агрегата Бр-240 для ракет «Темп», транспортируемых на вертолетах. Однако вскоре работы по Бр-240 были прекращены. 9 сентября 1960 г. в том же КБ для ракет «Темп» началось проектирование облегченной пусковой установки Бр-249, помещенной на полуприцепе. Эти работы также не были доведены до стадии испытаний. И, наконец, 7 сентября 1961 г. КБ завода «Баррикады» начало разработку пусковой установки Бр-264 на шасси MA3-543.

    Второй этап летно-конструкторских испытаний ракет «Темп» был начат в декабре 1962 г. Но 16 июля 1963 г. вышло Постановление Совмина № 800–273: «В связи с отставанием по срокам летно-конструкторских испытаний и недостаточно высокими техническими характеристиками изделия» работы прекратить на стадии летно-конструкторских испытаний.

    Действительно, компоновка ракеты «Темп» не была оптимальной из-за отсутствия зарядов твердого топлива нужного диаметра, что в сочетании с большим весом полезной нагрузки (около 900 кг) привело к чрезмерно большому стартовому весу (10,5 т) для такого класса ракет. Однако опытно- конструкторские работы по изделию «Темп» — первой в отечественной практике ракеты такого типа на твердом топливе — позволили решить и отработать ряд принципиально новых конструктивных решений (кольцевые газовые рули, решетчатые стабилизаторы, элементы крупногабаритных двигателей на твердом топливе и т. д.), многие из которых были позже использованы в других ракетах.

    Данные ракеты «Темп»
    Вес боевой чисти с ядерным зарядом, кг……………..630
    Вес топлива, кг.* 8060
    Стартовый вес ракеты, кг 10 420
    Дальность стрельбы, км: максимальная 460
    минимальная 80
    КВО, м 3000

    Армейский ракетный комплекс 9К711 «Уран». Дальнейшим развитием ракеты «Темп-С» стала армейская ракета «Уран», разработка которой была начата по Постановлению Совмина № 959–319 от 17 октября 1967 г. Ракета «Уран» создавалась в двух вариантах: «Уран» с твердотопливным двигателем и «Уран-П» с жидкостным двигателем. Кроме того, эти ракеты отличались способом старта. «Уран» стартовал из транспортно-пускового контейнера с выпуском части газов, а «Уран-П» — свободно с пускового стола.

    В 1969 г. Московский институт теплотехники МОП предоставил эскизный проект ракеты «Уран». В том же году МИТ вместе с КБ Воткинского механического завода предоставил эскизный проект ракеты «Уран-П».

    Тактико-технические характеристики ракет «Уран» «Уран-П»
    Длина ракеты, м 8,7 8,4
    Диаметр ракеты максимальный, м 0,88 0,88
    Стартовый вес ракеты, кг 4270 4000
    Дальность, км: максимальная 355 427
    минимальная 50 50
    КВО, м 600—800 700—800

    Первоначально рассматривался двухступенчатый вариант ракеты, но уже к 1970 г. решено было делать ее одноступенчатой с применением вместо пластичных газовых рулей поворотные сопла.

    Оба варианта ракеты имели автономную инерциальную систему наведения.

    Для ракет «Уран» и «Уран-П» проектировалось несколько типов боевых частей:

    — облегченные со спецзарядом весом 425 кг;

    — со спецзарядом весом 700 кг;

    — осколочного действия весом 700 кг;

    — зажигательные весом 700 кг;

    — управляемая головная часть весом 400 кг.

    Кроме того, головную часть ракет предполагалось оснастить устройством подавления активных помех.

    В 1968 г. ОКБ завода «Баррикады» разработало эскизный проект колесной пусковой установки для комплекса «Уран». Пусковая установка была высокомобильная, высокоманевренная, авиатранспортабельная, плавающая (8—10 км/час по воде). Заряжание ее не требовало крана.

    Решение о выборе ракеты к 1972 г. еще не было принято. Время и причины прекращения работ над «Ураном» автору установить не удалось.

    Параллельно с «Ураном» проектировался и ракетный комплекс фронтового подчинения «Эльбрус». Система управления ракеты «Эльбрус» инерциальная. Стартовый вес около 4 т. Дальность стрельбы от 200 до 1100 км. Расчетное КВО 1,2 км. Пусковая установка колесная плавающая. Комплекс не вышел из стадии опытно-конструкторских работ.

    Армейская ракета «Ока». В середине 1970-х годов в КБМ под руководством С.П. Непобедимого началась разработка армейского ракетного комплекса «Ока». У Непобедимого уже была одна «Ока» — 420-мм самоходный миномет 2Б2 «Ока».

    Ракета 9М714 «Ока» одноступенчатая, твердотопливная. Система наведения инерционная. Боевая часть отделялась вне атмосферного участка траектории, что обеспечивало высокую точность попадания, (Сх. 40)


    Сх. 40. Ракета 9М714 комплекса «Ока»

    Ракета 9М714 была установлена на четырехосном плавающем шасси БАЗ-6944. Ракета устанавливалась открыто, то есть без транспортно-пускового контейнера. Самоходная пусковая установка оснащалась двигателем УТД25 мощностью 400 л.с. (Сх. 41)


    Сх. 41. Пусковая установка комплекса «Ока»

    Транспортно-заряжающая машина была создана на шасси того же типа и обеспечивала транспортирование двух ракет и перегрузочные операции собственным краном.

    Данные ракеты «Ока»
    Длина ракеты, м: с головной частью 7,52
    без головной части 5,17
    Диаметр ракеты, м 0,97
    Вес ракеты без головной части, т 3,99
    Стартовый вес ракеты с головной частью, т 4,4–4,69
    Дальность стрельбы, км: максимальная 400—450
    минимальная 50
    Габариты пусковой установки, м:
    длина 11,76
    ширина 3,13
    высота в походном положении 3,0
    Вес пусковой установки, т 24,07

    Как самоходная пусковая установка, так и транспортно-заряжающая машина были спроектированы в СКБ-221, а опытные образцы изготовлены на заводе «Баррикады».

    В 1977–1979 гг. на полигоне Капустин Яр были проведены Государственные испытания комплекса «Ока» в объеме 26 пусков (по другим сведениям — 31 пуск). В 1980 г. ракетный комплекс «Ока» принят на вооружение.

    Серийное производство ракет 9М714 велось на Воткинском машиностроительном заводе. С 1979 г. производство самоходных пусковых установок и транспортно-заряжающих машин велось на Петропавловском заводе тяжелого машиностроения. К декабрю 1987 г. было изготовлено и поставлено в войска 106 пусковых установок и 88 транспортно-заряжающих машин.

    В 1982 г. КБМ и ЦНИИАГ начало модернизацию комплекса «Ока». Боевая часть получила радиолокационную головку самонаведения и устройства управления на конечном атмосферном участке наведения.

    Новый комплекс «Ока-У» с дальностью стрельбы 500 км проходил испытания до 1987 г.

    В конце 1982 г. КБМ выдало СКБ-221 техническое задание на новые самоходную пусковую установку и транспортно-заряжающую машину для ракеты «Ока-У».

    В 1987 г. новая пусковая установка была отправлена на полигон. Пусковая установка и транспортно-заряжающая машина были созданы на базе четырехосного корпусного неплавающего шасси БАЗ-69481 с двумя двигателями КамАЗ. На пусковой установке размещалась одна ракета, на транспортно-заряжающей машине — две. Впервые для этого класса самоходных пусковых установок была спроектирована, установлена и отработана система вывешивания с винтовыми домкратами. Широко применялся блочно-модульный принцип построения самоходной пусковой установки и транспортно-зарялсающей мащины.

    В серийное производство «Оку-У» запустить, не успели.

    Из-за капитулянтской позиции М.С. Горбачева комплекс «Ока» попал под ограничения договора о ликвидации ракет средней и малой дальности, хотя порог договором был определен в 500 км. Как заявил автору книги главный конструктор комплекса «Ока» Непобедимый, «Ока» ни при каких условиях не могла достичь дальность 500 км.

    На момент заключения договора, к декабрю 1987 г., в ГДР были развернуты 53 боевые ракеты и 16 пусковых установок. Еще 114 ракет и 66 пусковых установок были развернуты на территории Советского Союза. Итого развернуто 167 ракет и 82 пусковые установки. Учебные ракеты при этом не учитывались.

    Кроме того, на складе в поселке Ладушкин находилось 33 боевых ракеты; а на складе в поселке Березовка было 13 пусковых установок. Еще 7 пусковых установок находилось в учебных центрах городов Саратов, Казань и Каменка, но ракеты. там были только учебные.

    Оперативно-тактическая ракета «Искандер». Поскольку по милости наших руководителей Российская армия осталась без оперативно-тактических ракет, в 1990-х годах были выделены средства на доводку оперативно-тактического ракетного комплекса «Искандер». (В экспортном исполнении он именуется «Искандер-Э».)

    Головным разработчиком комплекса стало КБМ, а пусковая установка создана на заводе «Баррикады».

    Комплекс «Искандер» предназначен для поражения боевыми частями в обычном снаряжении малоразмерных целей, которыми могут быть: огневые средства противника (ракетные комплексы, РСЗО, дальнобойная артиллерия); средства противовоздушной и противоракетной обороны; авиация на аэродромах; командные пункты и узлы связи; важнейшие объекты гражданской инфраструктуры; другие важные малоразмерные цели.

    Ракетный комплекс обеспечивает: высокую вероятность выполнения боевой задачи в условиях активного противодействия противника; высокую вероятность безотказного функционирования ракеты при подготовке к пуску, а также в полете; автоматический расчет и ввод полетного задания ракет средствами пусковой установки; высокую тактическую маневренность, стратегическую мобильность за счет перевозки машин комплекса всеми видами транспорта; автоматизацию боевого управления ракетными подразделениями и их информационное обеспечение; длительный срок хранения и удобство эксплуатации.

    Ракета комплекса «Искандер» твердотопливная одноступенчатая, управляемая на всей траектории полета, с неотделяемой в полете головной частью.

    Система наведения — радиолокационная и оптическая. Головка самонаведения корреляционного типа. Кассетная часть весом 480 кг содержит 54 боевых элемента.

    В состав комплекса входят: самоходная пусковая установка с двумя направляющими, транспортно-заряжающая машина на две ракеты, командно-штабная машина, пункт подготовки информации, машина регламента и технического обслуживания и машина жизнеобеспечения.

    Данные ракетного комплекса «Искандер»
    Дальность, км: максимальная 280
    минимальная 50
    Стартовый вес ракеты, кг 3800
    Вес полезной нагрузки, кг 480
    Тип боевой части в неядерном снаряжении (кассетная, осколочно-фугасная, проникающая)
    Ракетный двигатель РДТТ
    Тип системы управления автономная, инерциальная, комплексируемая с оптической головкой самонаведения
    Тип шасси колесное повышенной проходимости
    Количество ракет, шт.: на ПУ 2
    на ТЗМ 2
    Боевой вес пусковой установки, кг 40 ООО
    Боевой расчет, чел. 3
    Температурный диапазон применения, град. ±5 °C
    Время пуска, мин.: из неподвижного положения 4
    с марша 16

    (Данные взяты из рекламного проспекта КБМ).

    Глава 5. Крылатые ракеты ввс

    Фронтовая крылатая ракета ФКР-1. Как уже говорилось, в 1947 г. в США началась разработка крылатой ракеты (самолета-снаряда по терминологии того времени)[61]ТМ-61А «Матадор», а в 1954 г. он был принят на вооружение.

    Постановлением Совмина № 864–372 от 11 мая 1954 г. было дано задание разработать аналогичный самолет-снаряд с ядерным зарядом для поражения наземных целей.

    Разработка самолета-снаряда была поручена филиалу ОКБ-155. Дело в том, что еще 3 ноября 1949 г. ОКБ-155 предъявило эскизный проект самолета-снаряда «Комета». Самолет-снаряд был очень похож на уменьшенную копию истребителя МиГ-15. Основным отличием самолета-снаряда от истребителя было крыло малой площади с очень большим для того времени углом стреловидности — 57,5°.

    Сх. 42. Ракета и пусковая установка комплекса ФКР-1 сухопутных войск

    Фюзеляж практически повторял компоновку истребителя МиГ-15 с тем лишь отличием, что между воздушными каналами на месте кабины летчика на самолете-снаряде размещались отсек аппаратуры системы управления и фугасно-кумулятивная боевая часть весом около 3 т. Боевая часть устанавливалась по вертикальным направляющим через большой люк в верхней части фюзеляжа. За ней располагался суженный в нижней части топливный бак на 330 л керосина. Далее воздушные каналы объединялись перед двигателем РД-500К[62]. Крыло выполнено по двухлонжеронной схеме. Рули высоты и направления, элероны также располагались аналогично МиГ-15.

    Сухопутный вариант самолета-снаряда «Комета» получил официальное название ФКР-1 (фронтовая крылатая ракета первая), кроме того, его именовали «изделие КС-7». (Сх. 42)

    Систему самонаведения заменили на инерциальную (с радиокоррекцией) систему управления «Метеор» с автопилотом АП-М.

    Для старта ФКР-1 применялся пороховой ускоритель ПРД-15М, снаряженный тринадцатью шашками топлива РСИ-12К, созданного в НИИ-125.

    Стартовый вес ФКР-1 (с ускорителем) составил 3,6 т. Маршевая скорость полета была около 900 км/час. Высота полета 600—1200 м. Дальность стрельбы максимальная — 125 км, минимальная — 25 км. КВО составило 500 м. На вооружении состояли фугасная и ядерная боевые части. В начале 1957 г. была успешно испытана ракета ФКР-1 с ядерной боевой частью.

    Постановлением Совмина № 320–154 от 3 марта 1957 г. ракета ФКР-1 принята на вооружение авиационных частей. Серийное производство ракет было начато еще в 1956 г. Летом 1959 г. на вооружении ВВС состояло 7 полков, в каждом из которых было по 20 ракет.

    Осенью 1962 г. на Кубу были доставлены 561-й и 584-й полки фронтовых крылатых ракет. В каждом полку имелось по 8 пусковых установок ракет ФКР-1. Всего на Кубу было доставлено 80 ядерных боеголовок для ракет ФКР-1.

    В конце 1960-х годов ракеты ФКР-1 сняли с вооружения.

    Фронтовая крылатая ракета С-5. Еще в самом начале работ над морской крылатой ракетой П-5 В.Н. Челомею пришла идея создать на ее базе мощную фронтовую крылатую ракету. Осенью 1958 г. на полигоне Капустин Яр Челомей показал Хрущеву картинку, где крылатая ракета стартовала с грузовика. Хрущеву идея понравилась, и уже 1 мая 1959 г. по Красной площади проехали два ЗИЛовских грузовика с огромными зелеными цилиндрами. Первый пуск комплекса С-5 состоялся лишь 21 июля 1960 г.

    К работе над комплексом, кроме главного ОКБ-52 было привлечено много НИИ и заводов. Так, обычную боевую часть проектировал ГСКБ-47, систему управления — НИИ-923 ГКАТ, заряды стартового двигателя — НИИ-125, пусковую установку — завод № 476 ГКАТ, а серийные ракеты изготавливали заводы № 242 и № 99, и т. д.

    Ракета С-5 была создана на базе ракеты П-5 и внешне напоминала ее. Система наведения ракеты инерциальная.

    НИИ-125 разработало для С-5 заряд стартового ускорителя СПРД-34М-6 с шашкой длиной 2160 мм и диаметром 122 мм. Старт ракеты С-5 производился из транспортно-пускового контейнера под углом к горизонту 15°. Стартовый вес ракеты 5400 кг, максимальная дальность стрельбы 500 км, минимальная 80 км. (Сх. 43)

    Автошасси для комплекса было поручено создать заводу ЗИЛ. За основу ЗИЛовцы взяли четырехосный плавающий тягач ЗИЛ-135Б, первый образец которого был изготовлен в октябре 1958 г. Шасси, модернизированное под С-5, получило индекс ЭИЛ-135К.

    Автомобиль ЗИЛ-135К был оснащен двумя карбюраторными двигателями ЗИЛ-375 мощностью по 180 л.с. каждый. ЗИЛ-135К с заряженными контейнерами мог по шоссе развивать скорость 60–65 км/час. В 1960–1962 гг. на ЗИЛе было изготовлено 9 шасси ЗИЛ-135К.

    Но Постановлением Совмина № 830–354 от 7 сентября 1961 г. серийное производство ЗИЛ-135К было передано Брянскому автозаводу, который должен был в 1961 г. изготовить 6 шасси, а в 1962 г. — 55 шасси.

    Второй пуск ракет С-5 проводился в конце июля 1960 г. на полигоне Капустин Яр в присутствии Н.С. Хрущева и министра обороны Р.Я. Малиновского. Восьмиколесный ЗИЛ-135К лихо проехал мимо трибуны с высокими гостями, а затем, круто развернувшись, двинулся по целине на отведенное ему место старта. Пока начальство следило за другими «номерами» программы, стартовая команда, во главе которой был Сергей Хрущев (сын премьера), лихорадочно готовила ракету к пуску. И, как на зло, в момент запуска маршевого двигателя дважды отходил бортразъём, соединявший ракету с пусковой. Наконец бортразъём защелкнулся, и ракета с ревом ушла в огромную черную грозовую тучу.



    Несмотря на успех испытаний, ракета нажила много врагов среди генералитета, которые предпочитали баллистические ракеты и гусеничные шасси. Главным аргументом против С-5 считалась его уязвимость от огня ПВО баллистическую ракету-де сбить невозможно[63], а крылатую, летящую с околозвуковой скоростью, уничтожить ничего не стоит. Были даже проведены «испытания» — установили несколько батарей ЗСУ-4—23 «Шилка» на точно выверенной трассе полета. Момент старта сообщили расчетам по радио, поэтому появление ракеты не оказалось неожиданным, ее встретила стена огня, и, конечно, ее сбили. Понятно, что это была «липа», хотя в принципе ни одна крылатая ракета не застрахована от воздействия средств ПВО. Например, в ходе «Бури в пустыне» иракские «Шилки» сбивали «Томагавки».

    В.Н.Челомей, в свою очередь, доказывал, что при одном и том лее стартовом весе (5,4 т) ракета С-5 летит на 500 км, а баллистическая ракета Р-11 — на 150 км, обе имеют одинаковое круговое вероятное отклонение (3 км), но заряд С-5 в несколько раз мощнее[64]. Кроме того, обращение с керосином, примененном в качестве топлива в С-5, несравненно проще и безопаснее, чем с кислотой в Р-11.

    Как писал С.Н. Хрущев: «Ракета С-5 существовала только благодаря незримой поддержке отца».

    Государственные испытания комплекса С-5 были закончены в октябре 1961 г. после пяти запусков ракеты. Наконец Постановлением Совмина № 1182 — 52 от 30 декабря 1961 г. комплекс С-5 был официально принят на вооружение Советской армии. Для пущей секретности ракета получила «несекретный индекс» 4К95, а пусковая установка па шасси ЗИЛ-135—2П-30. Кроме того, комплекс С-5 иногда именовали ФКР-2. (Сх. 44)

    Почти сразу после принятия С-5 начались работы по созданию новых комплексов на его базе.

    Хотя установка 2П-30 была достаточно мобильна, у конструкторов возникла мысль сделать еще более мобильную пусковую установку, которая могла бы скрытно доставляться вертолетом в любой район, в том числе туда, куда не могла пройти ни колесная, ни гусеничная техника. Противник мог получить ракетный удар из района, в котором он не предполагал наличия ракет.

    5 февраля 1962 г. Постановлением Совмина № 135—66 была утверждена разработка вертолетного варианта С-5В. Для вертолетных пусковых установок (ВПУ) ЗИЛ разработал специальное четырехколесное шасси с газотурбинным двигателем. ВПУ, получившая индекс 9П116, имела очень оригинальную конструкцию. Несущей конструкцией был контейнер с ракетой С-5 диаметром 1,8 м, к которому крепилась кабина, газотурбинный двигатель, колеса и т. д. Все четыре колеса имели приводы от электродвигателей типа ДТ-15 мощностью 22 кВт, размещенных вместе с редукторами в самих колесах. Задние колеса жестко (без рессор) закрепляли к корпусу пусковой установки. Передние, управляемые, колеса установлены на вертикально расположенных шкворнях и также жестко закреплены на корпусе.

    Сх. 44. Пусковая установка комплекса ФКР-2 с ракетой С-5

    Электромоторы, как и приводы вертикального наведения пусковой, питались от генератора, соединенного с газотурбинным двигателем ГТД-350 мощностью 350 л.с. 9П116 предназначалась для передвижения на небольшие расстояния порядка 20–30 км от места десантирования.

    Высота пусковой установки по кабине — 3263 мм. Вес установки (без ракеты) — около 5,5 т. В кабине помещалось 2 человека.

    В 1963 г. на четырех таких шасси на заводе № 475 были смонтированы пусковые контейнеры. В ОКБ M.JI. Миля на базе вертолета Ми-10 был создан ракетный вертолетный комплекс 9К74. Сам вертолет получил индекс Ми-10РВК. Взлетный вес его достиг 44,6 т. Пусковая установка 9П116 могла быть доставлена вертолетом на дальность до 200 км и после приземления могла быть подготовлена к пуску в течение 5 минут. (Сх. 45)

    Испытания выявили ряд существенных недостатков комплекса 9К74. Среди них была большая «парусность» вертолета с 9П116и снос его ветром, дальность полета вертолета оказалась меньше расчетной и т. д. Постановлением Совмина от 11 ноября 1965 г. работы по вертолетной пусковой установке были прекращены.

    Ми-10РВК для пуска ракет С-5


    19 февраля 1962 г. Постановлением Совмина № 178— 84 была утверждена разработка комплекса С-5Т с химической боевой частью «Туман-1», со сроком предъявления на совместные испытания в III квартале 1964 г. Головным разработчиком был назначен НИИ-4.03 Госкомитета по химии.

    Головка с «Туманом» должна была снаряжаться отравляющим веществом типа «Р-55» или «60». Ракета С-5Т с веществом «60» должна заражать не менее 300 гектаров с концентрацией 0,03 г/м2 при средних метеоусловиях (от -20 °C до +20 °C). Химические боевые части были взаимозаменяемы со штатными боевыми частями ракет С-5 (ТК11 и 3II23). Транспортировка пусковой установки с ракетой С-5Т могла осуществляться со скоростью не более 35–40 км/час по шоссе и 20–25 км/час по грунтовой дороге. Первый пуск ракеты С-5Т состоялся 9 октября 1964 г.

    Согласно Постановлениям Совмина № 707^-292 от 28 июня 1960 г. и № 55–22 от 9 января 1963 г. разрабатывался комплекс С-5М, отличавшийся от С-5 в основном системой управления. В счетно-решающее устройство, связанное с радиовысотомером, кроме ряда других изменений, был внесен блочек, вычисляющий вторую производную, что позволило ракете огибать препятствия по высоте и выходить на эффективную высоту подрыва специальной боевой части ТК-11 (1000 м ±150 м).

    Новый комплекс С-5М получил армейский индекс 2К17М, а ракета — 9М78, а слегка модернизированные пусковые установки 2П-30 стали называться 9П123. Первый пуск ракеты С-5М состоялся 7 августа 1964 г. на полигоне Капустин Яр.

    С 1 августа по 20 октября 1964 г. прошли Государственные совместные испытания С-5М. В ходе Государственных испытаний пусковая установка 9П123 прошла 3500 км, а перед этим на заводских испытаниях — еще 1500 км. Во время испытаний провели шесть пусков ракет С-5М. В отчете же были приведены данные только четырех пусков на дальность 423 км. Высота полета задавалась 400, 280 и 200 м.

    Таблица 11. Данные пусков ракет С-5М на Государственных испытаниях 1964 г.
    № пуска 1 2 3 4
    Заданная высота полета, м 400 280 200 200
    Фактическая высота полета, м:
    средняя 380 280 200 260
    максимальная 460 360 300 384
    минимальная 300 160 75 152
    Отклонения от цели, м: 23 32 48 53
    по дальности 50 недолет 0 недолет 5 недолет 5 недолет
    боковое 40 вправо 60 влево 0 влево 12 вправо

    Испытания показали, что С-5М может совершать полет в гористой местности на высотах от 200 до 800 м и устойчиво огибать препятствия, на равнине же высота полета может быть от 200 до 1000 м. Время предстартовой подготовки у С-5М составило 39 минут, для сравнения, у С-5 — 63 минуты.

    Для своего времени комплексы С-5 с боевыми частями ТК-11 и С-5Т с «Туман-1» были мощными средствами воздействия на противника и могли успешно решать тактические, оперативно-тактические, а в некоторых случаях и стратегические задачи. Созданные советскими конструкторами устройства (транспортно-пусковой контейнер, автомат выдвижения крыла и др.) на десятилетия опередили зарубежные разработки.

    Межконтинентальная крылатая ракета среднего радиуса действия Ту-121. Уже в 1956–1957 гг. А.Н. Туполев, возглавлявший ОКБ-156, почувствовал угрозу отечественному авиастроению, исходившую от увлечения Хрущева ракетами. Поэтому руководство ОКБ-156 решило подстраховаться, к в 1956–1957 гг. в ОКБ-156 был создан новый отдел, занимавшийся управляемыми ракетами. Внутри ОКБ-156 это подразделение именовали отделом «К». Возглавил его сын А.Н. Туполева Алексей Андреевич.

    Первой разработкой отдела «К» стал межконтинентальный снаряд средней дальности «С». Разработка изделия «С» была санкционирована Постановлением Совмина № 1145—519 от 23 сентября 1957 г. Согласно постановлению летные испытания самолета-снаряда «С» должны были начаться в IV квартале 1958 г.

    Главным разработчиком самолета-снаряда было определено ОКБ-156. Внутри КБ самолет-снаряд «С» получил индекс Ту-121 или «изделие 121».

    Специально для Ту-121 в ОКБ-ЗОО (главный конструктор С.К. Туманекий) был разработан малоресурсный турбореактивный двигатель КР-15—300. Двигатель должен был работать все время полета (около 1 ч. 40 мин.) в форсажном режиме и развивать тягу около 10 т.

    Для взлета самолета-снаряда использовались два пороховых ускорителя ПРД-52 с общей тягой 57,5—80 т (в зависимости от температуры окружающего воздуха). В качестве топлива в ускорителях использовался нитроглицериновый порох марки НМФ2. Вес одного ускорителя составил 3300 кг. Ускорители одновременно являлись и опорами самолета-снаряда на направляющих рельсах пусковой установки. Время работы ускорителей — от 3,75 с до 5 с в зависимости от температуры окружающей среды. В момент сброса ускорителей ракета развивала скорость 167,5 м/с (601 км/час).

    Система управления самолетом-снарядом Ту-121 инерциальная с астрокоррекцией. Аппаратура астронавигации была разработана филиалом НИИ-1 ГКАТ. Наверху корпуса ракеты было установлено стекло размером 400 х 600 мм, использовавшееся для астрокоррекции ракет «Буря» и «Буран». Время от старта до захвата звезды аппаратурой астронавигации составляло 5 минут. Кроме того, в систему управления ракеты входили автопилот A1I-85 и анероидный прибор (корректор высоты) КВ-8М. (Сх. 46)

    Ракета подходила к цели на высоте 24 км. На маршевом участке скорость ракеты поддерживалась около 2755 км/час.

    Дальность полета при встречном ветре в 40 м/с (на всей трассе) составляла 3880 км. Таким образом, самолет-снаряд Ту-121, стартовав с территории СССР, мог поразить все страны Европы, Северную Африку, Саудовскую Аравию, Индию и весь Китай.

    КВО самолета-снаряда при максимальной дальности составляло 10 км. При подходе к цели на расстояние 46 км по команде, вырабатываемой аппаратурой астрокоррекции, самолет-снаряд переходил в пикирование под углом в 50°. Срабатывание боевого заряда должно было происходить на высоте 2 км над целью.

    Сх. 46. Крылатая ракета Ту-121: 1 — носовой отсек; 2 — топлпзный отсек; 3 — топливный насос; 4 — трубопровод наддува топливных отсеков; 5 — воздухозаборник; 6 двигатель; 7 — эжекторное сопло; 8 — отсек аппаратуры астронавигации; 9 — отсек автопилота; 10 — отсек системы охлаждения

    Самолет-снаряд Ту-121 был оснащен системой самоликвидации, которая срабатывала в трех случаях: при боковом отклонении свыше 500 м, при снижении высоты полета на маршевом участке ниже 15 км, при пропадании напряжения в системе бортового питания. Перед стартом в систему управления вводилась величина «дистанции безопасности». При самоликвидации изделия до прохождения дистанции безопасности должен был происходить пассивный подрыв изделия на высоте (то есть без взрыва боевой части), а после прохождения этой дистанции происходила «активная самоликвидация», то есть самолет-снаряд переходил в пикирование, и на высоте 2 км срабатывал боевой заряд.

    Для запуска самолета-снаряда Ту-121 на Новокраматорском машиностроительном заводе была создана буксируемая четырехосная пусковая установка СТ-10. В качестве тягача первоначально предлагалось использовать МАЗ-214 (ЯАЗ-214), а позже MA3-535.

    Пусковая установка СТ-10 предназначалась для перевозки неснаряженного самолета-снаряда Ту-121 с демонтированными крыльями и оперением, сборки изделия на месте и запуска. Для нормального запуска двигателя КР-15—300 от бортовых стартер-генераторов пришлось в силовую установку тягача вводить электрический генератор в несколько десятков киловатт. Первоначально для пусковой установки были выбраны направляющие длиной почти в 20 м, в дальнейшем по предложению инженера В.И. Близнюка введены направляющие длиной в 10 м. Пусковая установка была создана на базе автомобилей МАЗ-200 и ЯАЗ-210.

    Пусковая установка СТ-10 с ракетой могла двигаться по шоссе со скоростью до 40 км/час, а по грунтовым дорогам — до 20 км/час. Старт самолета-снаряда производился под углом 15° к горизонту.

    Как уже говорилось, по графику летные испытания Ту-121 должны были начаться в IV квартале 1958 г., но ОКБ-156 сорвало все планы, и к 21 июня 1958 г. был готов лишь деревянный макет изделия.

    Зимой 1958/59 г. на полигоне Фаустово под Москвой начались огневые испытания и первые отстрелы имитаторов «изделия 121». В этих отстрелах проверялась правильность выбранной системы запуска, достаточность тяги стартовых ускорителей, по результатам отстрелов оперативно дорабатывались элементы пусковой установки.

    К лету 1959 г. первый опытный летный экземпляр самолета-снаряда Ту-121 был перевезен на испытательную базу ОКБ-156 во Владимировне (Астраханская область). 25 августа 1959 г. состоялся первый пуск Ту-121. Прошел он успешно и с большой помпой. На старте присутствовал сам А.Н. Туполев, а из репродукторов гремел гимн СССР.

    Всего в ходе заводских испытаний было сделано пять пусков Ту-121. В ходе испытаний проверялись возможности управления пусками самолетов-снарядов непосредственно из кабины пусковой установки. Для этого в кабину посадили кролика, и, поскольку тот уцелел, было решено метод пуска из кабины принять за штатный.

    Тем не менее все труды ОКБ-156 оказались напрасными. Хрущев решил прекратить все работы над крылатыми ракетами большой дальности. В 1960 г. вышло Постановление Совмина о прекращении работ над крылатой ракетой Ту-121.

    Данные самолета-снаряда Ту-121 (по состоянию на июнь 1958 г.)

    Геометрия снаряда:
    Длина, мм 24770
    Размах крыла, мм 8400
    Высота, мм 4614
    Диаметр цилиндрической части корпуса, мм 1700
    Площадь крыла, м2 47,049
    Угол стреловидности по передней кромке крыла 67°
    Угол стреловидности по задней кромке крыла 3°55?
    Весовая сводка самолета-снаряда, кг:
    Вес пустого изделия 7215
    Вес двух ускорителей 6400
    Вес боевого заряда до 2700
    Вес топлива 16 ООО
    Вес воды 285
    Вес маршевого двигателя 1800
    Стартовый вес изделия 32 600
    Данные пусковой установки СТ-10:
    Длина ПУ, м 25,0
    Ширина ПУ, м: в стартовом положении 6,0
    в походном положении 3,2
    Высота ПУ в походном положении, мм:
    с изделием 4463
    без изделия 2850
    Клиренс ПУ, мм 700
    Вес ПУ, т: с изделием 27,65
    без изделия 21,25

    Однако история Ту-121 в 1960 г. не закончилась. Еще в 1958–1960 гг. в ОКБ-156 параллельно с работами над самолетом-снарядом Ту-121 начали работы над межконтинентальным самолетом-снарядом большой дальности Ту-123.

    Проект Ту-123 компановочно представлял собой увеличенный по весу и габаритам вариант Ту-121. Для достижения увеличенной дальности полета в новом проекте предполагалось увеличить запас топлива и установить новый бесфорсажный более экономичный турбовентиляторный твердотопливный двигатель НК-6 с максимальной тягой 18–22 т. Боевая часть увеличивалась под использование мощного термоядерного заряда. Систему управления Ту-123 предполагалось выполнить астроинерциальной. По тем же самым причинам, что и по «изделию 121», работы по этому проекту, не выйдя из стадии эскизного проектирования, были вскоре прекращены. В дальнейшем шифр «123» был присвоен беспилотному разведчику комплекса «Ястреб».

    В ходе проработок по возможному развитию проекта Ту-121 был проработан эскизный проект Ту-133 (изделие СД). Проект представлял исходный самолет-снаряд Ту-121 с увеличенным запасом топлива во внутренних баках и дополнительными сбрасываемыми подвесными топливными баками. Цель модернизации — получение за счет минимальных конструктивных доработок исходного проекта дальности полета, близкой к межконтинентальной (5000–6000 км).

    А.Н.Туполев не смирился с прекращением работ над самолетом-снарядом Ту-121 и уговорил руководство страны начать работы по переделке самолета-снаряда в дальний беспилотный разведчик. 16 августа 1960 г. вышло Постановление Совмина о создании системы дальней беспилотной разведки, получившей официальный шифр ДБР-1 «Ястреб» («Ястреб-1») с беспилотным разведчиком Ту-123.

    Легко можно понять сторонников и противников крылатых ракет дальнего действия. Одни говорили, что крылатые ракеты Ту-121 дешевле, проще в эксплуатации и мобильнее межконтинентальных баллистических ракет с дальностью 4000 км, что даже наличие нескольких полков Ту-121 заставило бы вероятных противников затратить в несколько раз большие средства на создание высотных средств ПВО. Другие говорили, что надо сосредоточить все средства на создании межконтинентальных баллистических ракет, поскольку те неуязвимее в полете. И те, и другие по-своему правы.

    При создании разведывательного комплекса были использованы элементы Ту-121, что позволило выдержать все сроки испытаний, заданные Постановлением от 6 августа 1960 г. Заводские испытания Ту-123 удалось закончить в сентябре 1961 г., совместные с Министерством обороны испытания прошли с сентября 1961 г. по декабрь 1963 г.

    Постановлением Совмина от 23 мая 1964 г. разведчик Ту-123 был принят на вооружение под названием «система дальней беспилотной разведки ДБР-1 «Ястреб».

    Серийно ДБР-1 выпускался заводом № 64 (Воронежским авиационным). С 1963 г. по 1972 г. было изготовлено 52 изделия. Система ДБР-1 состояла на вооружении до 1979 г. Ей были вооружены авиационные разведывательные подразделения ВВС, дислоцировавшиеся в западных приграничных округах.

    Радиус действия ДБР-1 позволял вести разведку над всеми государствами Европы. Совершались ли разведывательные полеты над странами вероятного противника — неизвестно. Во всяком случае, страны НАТО жалоб не присылали.

    В начале 1980-х годов разведчики ДБР-1 были сняты с вооружения и уничтожены. Последний и, видимо, единственный образец Ту-123 экспонируется в Москве на Ходынском поле (Центральном аэродроме).

    ДБР-1 мог производить фоторазведку полосы местности (маршрута) шириной 60–80 км и длиной 2700 км в масштабе 1 км в 1 см и полосы шириной 40 км и длиной 1400 км в масштабе 200 м в 1 см, а также радиотехническую разведку с боковым обзором на глубину до 300 км.

    Внешне Ту-123 мало отличался от своего родителя Ту-121. Для Ту-123 было разработано новое пусковое устройство СТА-30 (стартовый автомобильный тягач САРД-1). Пусковое устройство было создано на шасси тягача MA3-537 с полуприцепом. MA3-537 был оснащен дизелем мощностью 525 л.с. Старт происходил под углом 12° к горизонту.

    По программе, введенной в аппаратуру перед стартом, программные механизмы производили включение и выключение аэрофотоаппаратов. После выполнения заданной программы полета и разворота на обратный полет на расстоянии 400–500 км автоматически включалась бортовая аппаратура привода. Обзорная наземная PЛC в системе наземного привода производила обнаружение и опознавание самолета-разведчика. После опознавания производился захват разведчика на автосопровождение и включение автоматической системы привода, выдававшей радиокоманды на борт для приведения самолета-разводчика и на приземление приборного отсека в заданном месте,

    По программе выдавалась команда на остановку двигателя, на слив остатков топлива из баков, на перевод траектории полета самолета на набор высоты с целью гашения скорости. Затем выдавалась команда на выпуск тормозного (хвостового) парашюта, После чего проходила команда на отстрел замков крепления носовой части и ввод в действие основного посадочного парашюта, на котором носовая часть опускалась на землю, Для амортизации удара при касании от воздушной бортовой системы выпускались четыре опоры шасси Ту-123. Хвостовая часть при снижении на тормозном парашюте разрушалась при ударе о землю,

    После приземления приборного отсека на нем начинал автоматически работать радиомаяк, что обеспечивало его поиск наземными поисковыми службами.

    На базе Ту-123 было разработано несколько нереализованных проектов. В их числе были проекты беспилотного самолета-мишени «123М» (Ту-123-М); ударный или разведывательный варианты «изделия 123» с ядерной силовой установкой (твердотопливный реактивный двигатель со встроенными в тракт реактором и теплообменником).

    Согласно требованиям Постановления Совмина на беспилотную разведывательную систему «Ястреб» от ОКБ-156 требовалось в ходе проектирования рассмотреть вопрос о создании полностью спасаемого беспилотного самолета-разведчика. В ОКБ-156 в начале 1960-х годов рассматривались два варианта реализации идеи спасения. Первый вариант предусматривал создание пилотируемого «изделия 123». Этот проект получил обозначение Ту-141 («123П») или «Ястреб-П». Согласно предварительным предложениям самолет-разведчик должен был стартовать как его беспилотный прототип, а выполнять задание и возвращаться на свою территорию и совершать посадку под управлением пилота. Этот вариант отвергли как малосостоятельный, перечеркивающий одно из основных преимуществ беспилотного разведчика — его боевую устойчивость при воздействии широкого спектра поражающих факторов и отсутствия отрицательных реакций на психофизическом уровне, присущих человеку.

    Второй вариант предусматривал создание на базе беспилотного Ту-123 его спасаемой модификации. Работы над проектом полностью спасаемой системы беспилотной разведки начались в ОКБ-156 в 1964 г., сразу же после передачи «Ястреба» в серийное производство. Система получила название ДБР-2 «Ястреб-2», а беспилотный спасаемый самолет-разведчик — «шифр 139» (Ту-139).

    Проектирование беспилотного Ту-139 шло под основное требование посадки самолета-разведчика после выполнения задания. Во второй половине 1960-х годов было закончено проектирование и построены опытные экземпляры Ту-139, в конце 1960-х — начале 1970-х годов начались его летные испытания. Но вскоре все работы по этой тематике были закрыты, как и все работы по развитию сверхзвуковых разведывательных беспилотных систем стратегического назначения наземного базирования.

    Ту-139 проектировался с учетом технической возможности не менее чем 10 повторных пусков и посадок на неподготовленные площадки. Ту-139 проектировался на базе серийного беспилотного разведчика Ту-123 и отличался от него в следующих элементах конструкции:

    — новым планом крыла, повторяющим форму в плане крыла первого опытного самолета Ту-144;

    — в связи с тем, что Ту-139 должен был осуществлять посадку, была изменена форма горизонтального оперения;

    — в хвостовой части был установлен новый контейнер увеличенного размера под комбинированный посадочно-тормозной парашют с площадью купола 1200–1500 м2, (подобный тормозной парашют был впервые создан в практике отечественного парашютостроения);

    — для торможения у земли Ту-139 оборудовался системой твердотопливных тормозных двигателей с запуском от сигнала контактного щупа, система торможения работала аналогично системам, применявшимся для торможения у земли воздушно-десантной техники.

    После выполнения функции торможения парашют перецеплялся специальной системой в положение, близкое к центру масс самолета. Далее парашют равномерно наполнялся, обеспечивая вертикальную скорость приземления порядка 10 м/с, при непосредственной близости земли скорость гасилась до 2–3 м/с с помощью твердотопливных тормозных двигателей, срабатывавших по сигналу от контактного щупа.

    По составу оборудования и по летно-техническим данным Ту-139 практически ничем не отличался от Ту-123.

    На вооружение разведчик Ту-139 принят не был.

    Крылатая ракета средней дальности РК-55. Создание в США крылатых ракет нового поколения типа «Томагавк» грозило нарушить уже сложившийся между сверхдержавами баланс в области стратегических ядерных вооружений. Это потребовало от советской стороны поиска «адекватного» ответа. Перед отраслевой наукой и промышленностью была поставлена задача провести оценку технической возможности и военной целесообразности создания стратегических крылатых ракет, аналогичных американской крылатой ракете типа «Томагавк».

    Анализ показал, что задача может быть решена в течение пяти-шести лет. Однако относительно целесообразности проведения подобных работ мнения специалистов разделились. Многие считали ненужным создание стратегических крылатых ракета, так как они будут значительно уступать баллистическим ракетам в способности преодоления ПРО противника, потребовав при этом значительных государственных ассигнований на создание и развитие инфраструктуры, обеспечивающей их использование. В частности, для крылатых ракет нужно было создать цифровые карты местности территории вероятных противников и мощные вычислительные центры, необходимые для обработки и ввода в системы наведения ракет информации о рельефе местности по маршрутам полета. В пользу крылатых ракет говорили их относительная простота и дешевизна, возможность использования различных (в том числе и не специально созданных) транспортных средств, а также высокая вероятность преодоления ПВО противника за счет малой высоты полета и, как следствие, малой радиолокационной заметности.

    В конце концов, советское правительство решилось на симметричный ответ Америке и начало разработку собственных «Томагавков» — РК-55.

    Ракеты типа РК-55 близки по своим характеристикам к американским ракета морского базирования «Томагавк» и наземного базирования BGM-109G. Ходят слухи, что в ходе испытаний один из опытных образцов ракеты «Томагавк» залетел на Кубу, а оттуда попал в Свердловск.

    Так или иначе, но в 1975–1976 гг. в КБ «Новатор» (бывшее ОКБ-9) под руководством JI.B. Люльева была начата разработка нового поколения советских крылатых ракет, предназначенных как для корабельного[65], так и для наземного базирования. В 1984 г. ракета РК-55 была принята на вооружение.

    Ракета РК-55 оснащена турбореактивным маршевым двигателем и твердотопливным стартовым ускорителем. Крейсерская скорость соответствует М=0,7; максимальная дальность 3000 км, система наведения инерциальная, с корреляцией по рельефу местности.

    Ракета представляла собой оригинальный летательный аппарат со складывающимися крылом и оперением, а также с двухконтурным турбореактивным двигателем.

    Сх. 47. Ракета РК-55

    Ракета выполнена по нормальной аэродинамической схеме с прямым крылом относительно большого удлинения, в нерабочем положении убирающимся в фюзеляж. Двигатель расположен на выдвижном подфюзеляжном пилоне (в нерабочем положении также находится внутри ракеты). В конструкции ракеты реализованы мероприятия по снижению радиолокационной и тепловой заметности. (Сх. 47)

    В ракете РК-55 применена инерциальиая система наведения с коррекцией местоположения, основанная на принципе сравнения с картой местности, введенной в бортовую вычислительную машину перед пуском. Система наведения ракеты являлась одним из существенных отличий данной крылатой ракеты от предшествующих систем авиационного оружия. Это и обеспечило автономный полет ракеты независимо от протяженности, погодных условий и т. д. В этих целях было изготовлено соответствующее картографическое обеспечение (цифровые карты местности).

    Самоходная пусковая установка (предполагаемый индекс 2П-12) для ракет РК-55 была создана на шасси автомобиля MA3-543M. (Сх. 48)


    Сх. 48. Пусковая установка комплекса РК-55 Данные крылатой ракеты средней дальности РК-55[66]
    Длина ракеты со стартовым ускорителем, м 8,09
    Диаметр ракеты, м 0,514
    Размах крыла, м 3,3
    Вес ракеты, т: в контейнере 2,44
    без контейнера 1,70
    Дальность стрельбы максимальная, км 300
    Скорость полета, м 0,7–0,9
    Данные пусковой установки
    Габариты, м: длина 12,80
    ширина 3,05
    высота 3,0
    Число ракет на пусковой установке 6
    Вес пусковой установки с ракетами, т 29,1

    Глава 6. Баллистические ракеты театра военных действий

    Три кита ракетостроения. Чтобы помочь неспециалисту разобраться в многочисленных советских межконтинентальных баллистических ракетах, следует сказать о трех главных конструкторских бюро, разрабатывавших баллистические ракеты наземного базирования.

    ОКБ-1. 30 ноября 1945 г. приказом Министерства вооружений на базе артиллерийского завода № 88 в деревне Подлипки (ныне г. Королев) было организовано СКБ по вопросам реактивной техники в составе 250–300 человек.

    Приказом Министерства вооружений от 16 мая 1946 г. на базе завода № 88 было создано НИИ-88, специализирующееся по тематике ракетного оружия.

    30 августа 1946 г. С.П. Королев был назначен начальником отдела № 3 СКБ НИИ-88. К тому времени Королев уже был главным конструктором баллистической ракеты Р-1 (копии ФАУ-2).

    Стоит отметить, что НИИ-88 имел филиал на острове Городомля (озеро Селигер), где работали над баллистическими ракетами немецкие специалисты во главе с доктором X. Гретрупом. Когда необходимость в немцах отпала, их в 1951–1953 гг. отправили в Германию.

    Для испытаний баллистических ракет в 1947 г. примерно в 100 км юго-восточнее Сталинграда недалеко от городка Капустин Яр был построен Государственный центральный полигон Министерства обороны СССР. Позже полигон получил название ГЦП-4. В октябре — ноябре 1947 г. с полигона Капустин Яр было запущено 11 немецких ракет А-4 (ФАУ-2).

    26 апреля 1950 г. приказом министра вооружения в НИИ-58 было ликвидировано СКБ, и на его базе создано ОКБ-1 по разработке ракет дальнего действия и ОКБ-2 по разработке зенитных управляемых ракет. Начальником и главным конструктором ОКБ-1 был назначен С.П. Королев.

    В 1956 г. ОКБ-1 вместе с заводом № 88 (им. Калинина) выделилось из состава НИИ-88 в самостоятельную организацию — ОКБ-1.

    Тем не менее Королеву этого было мало, и он обратил взгляды на соседа (заборы НИИ-88 и ЦНИИ-58 были рядом). ЦНИИ-58, бывшее ЦАКБ (Центральное артиллерийское КБ), с 1944 г. создало десятки образцов артиллерийских орудий калибром до 406 мм. С 1955 г. ЦНИИ-58 начало заниматься пусковыми установками различных ракет, атомными реакторами и зенитными ракетами. Бессменным руководителем ЦАКБ — ЦНИИ-58 был В.Г. Грабин.

    Королев в инициативном порядке занялся созданием межконтинентальных баллистических ракет (МБР) на твердом топливе. Однако сам он предпочитал ракеты на жидком топливе, и, как увидим, ракеты на твердом топливе в ОКБ-1 не прижились. Но под разработку МБР на твердом топливе Приказом ГКОТ от 3 июля 1959 г. ОКБ-1 удалось ликвидировать ЦНИИ-58, а его помещения, оборудование и персонал (4083 человека) присоединить к ОКБ-1.

    В 1955 г. в районе железнодорожной станции Тюратам (Казахстан) было начато строительство научно-исследовательского испытательного полигона № 5 (НИИП-5 МО). Впоследствии этот полигон стали называть Байконуром, по имени поселка, находившегося за сотни километров от полигона.

    14 января 1966 г. скончался С.П. Королев. Главным конструктором ОКБ-1 был назначен В.П. Мишин, первый заместитель Королева.

    6 марта 1966 г. приказом министра общего машиностроения ОКБ-1 присваивается название «Центральное КБ экспериментального машиностроения» (ЦКБЭМ), а опытному заводу № 88 — «Завод экспериментального машиностроения».

    В 1974 г. ОКБ-1 практически закончило работы по созданию межконтинентальных баллистических ракет и занималось исключительно космической тематикой.

    Конструкторское бюро «Южное». 1 июня 1951 г. был подписан приказ министра вооружения об организации серийного производства ракет Р-1 (8А11) на заводе № 586 (Днепропетровский машиностроительный завод).

    Постановлением Совмина от 13 февраля 1953 г. конструкторскому отделу завода № 586 была поручена разработка проекта ракеты Р-12. Материалы НИР по ракете Р-12, выполненные в НИИ-88, по указанию министра были переданы заводу № 586.

    Постановлением Совмина от 10 апреля 1954 г. конструкторский отдел завода № 586 был переоборудован в Особое конструкторское бюро № 586 (ОКБ-586). 9 июля того же года главным конструктором ОКБ-586 был назначен М.К. Янгель, работавший до этого в ОКБ-1 под руководством С.П. Королева.

    В октябре 1966 г. завод № 586 был переименован в Южный машиностроительный завод (ЮМЗ), а ОКБ-586 — в конструкторское бюро «Южное» (КБЮ).

    25 октября 1971 г. в день своего 60-летия умер главный конструктор КБЮ академик М.К. Янгель. 29 октября 1971 г. начальником и главным конструктором КБЮ был назначен В.Ф. Уткин.

    Любопытно, что в феврале 1982 г. первым заместителем главного конструктора и начальника КБЮ был назначен Л.Д. Кучма, а в ноябре 1986 г. он стал генеральным директором ПО ЮМЗ. В ноябре 1982 г. ПО ЮМЗ было присвоено имя Л.И. Брежнева, а в 1989 г. это имя было исключено из названия этого объединения. В сентябре 1991 г. КБЮ было присвоено имя М.К. Янгеля. В феврале 1991 г. генеральным конструктором и начальником КБЮ был назначен С.Н. Конюхов.

    ОКБ-52. 19 октября 1944 г. приказом наркома B.Л.Челомей был назначен главным конструктором авиационного завода № 51. До этого завод подчинялся Н.Н. Поликарпову.

    В том же месяце на завод поступил немецкий самолет-снаряд ФАУ-1. На его базе Челомей начинает проектирование собственного самолета-снаряда. В 1944–1953 гг. Челомей создает несколько самолетов-снарядов с пульсирующими двигателями по типу ФАУ-1 наземного старта — 10ХН и воздушного — 10Х, 14Х, 16Х.

    По своим тактико-техническим характеристикам эти ракеты были на уровне ФАУ-1, точность их оставалась крайне низка. При докладе Сталину о результатах испытания своих ракет Челомей привел данные только об удачных пусках. Присутствовавшие при этом военные дополнили картину, рассказав и о неудачных пусках. Подведя итоги совещания, Сталин сказал: «Мы Вам, товарищ Челомей, оказали большое доверие, поручив руководить работами в столь нужной для страны области техники. Вы доверие не оправдали. По-моему, Вы — авантюрист в технике, и мы не можем Вам больше доверять! Вам нельзя быть руководителем!»[67]

    19 февраля 1953 г. в Постановлении Совмина было сказано: «…дальнейшие работы по созданию крылатых ракет с пульсирующим двигателем, проводимые в ОКБ-52 (конструктор Челомей) являются неперспективными ввиду малых точностей и ограниченных скоростей, обеспечиваемых этими ракетами».

    Однако после смерти Сталина Челомей вновь начал заниматься конструкторской деятельностью. Крупным успехом его стало создание корабельной крылатой ракеты П-5, имевшей автомат раскрытия крыла. Кстати, в дальнейшем Челомей и его наследники непрерывно развивают линию П-5 и довели вес ракеты «Гранит» км до 7 т при дальности 500 км.

    Большой удачей для Челомея стал приход на его фирму энергичного молодого специалиста Сергея Никитича Хрущева.

    Челомею удалось перепрофилировать крупнейшие авиационные КБ В.М.Мясищева и С.А. Лавочкина, которые стали филиалами челомеевского ОКБ-52 и полностью сменили тематику работ.

    ОКБ-52 создало и много интересных ракет и космических аппаратов. А впрочем, пусть читатель судит сам.

    Баллистическая ракета Р-1. Как уже говорилось, первая в мире баллистическая ракета А-4 (ФАУ-2) была создана в Германии в научно-исследовательском центре в Пенемюнде под руководством барон Вернера фон Брауна. (Сх. 49)


    Сх. 49. Ракета ФАУ-2 на транспортировочной тележке

    После вступления Красной Армии в Германию советское руководство, подобно американцам, приступило к настоящей охоте за германскими ракетами, документацией и инженерно-техническим составом. Весной 1945 г. в Германию на поиски ракетных секретов Третьего рейха отправляются десятки советских специалистов, в числе которых были С.П. Королев, В.П. Бармин, В.П. Мишин и др. Группа советских специалистов, охотившихся в Германии за ракетами, насчитывала 284 человека. К работе по сбору материальной части и документации были подключены сотни германских специалистов. В г. Кляйн-Бодунген был организован наземный завод 3 по сборке ракет А-4; в г. Блейхероде — институт «Рабе» по восстановлению системы управления ракеты А-4, возглавляемый Б. Е. Чертоком; близь г. Леестен на юге Тюрингии — испытательная станция двигателей на базе подземного завода по производству жидкого кислорода, руководителем которой был В.П. Глушко.

    В начале 1946 г. в Германии был организован институт «Нордхаузен», директором которого назначили Л.М. Гайдукова. В «Нордхаузен» вошли институт «Рабе», завод 3 и испытательная станция в Леестене. Затем были дополнительно организованы завод 1 в Заммерде по сборке ракет А-4, которым руководил В.П. Мишин, завод 2 «Монтания» в Нордхаузене для сборки двигателей и завод 4 в Зондерхаузене для сборки аппаратуры систем управления.

    Параллельно в Тюрингии создавалось первое в Советской армии ракетное соединение — бригада особого назначения Резерва Верховного Главного Командования (РВГК). Бригада подчинялась непосредственно командующему Советской армии. Весь офицерский и инженерный состав был отобран из различных частей и соединений Группы советских войск в Германии с учетом специфики их работы. В дальнейшем все они прошли обучение и стажировку на рабочих местах в отделах института «Нордхаузен».

    Формирование части было закончено 15 августа 1946 г. Забегая вперед, скажу, что в августе 1947 г. бригада была передислоцирована на полигон Капустин Яр и передана в его подчинение.

    В результате большой работы, проделанной советскими и германскими специалистами, из деталей и агрегатов, найденных на складах различных фирм в Германии, Чехословакии и Польше, собрали 29 ракет А-4, полностью восстановили конструкторскую документацию и инструкции, а также скомплектовали детали и агрегаты для сборки в Советском Союзе еще 10 ракет. Ракеты А-4, собранные в Германии, именовали серия «Н», а собранные в СССР — серия «Т».

    13 мая 1946 г. вышло Постановление Совмина № 1017—419 «Вопросы реактивного вооружения», которое явилось программой разработки ракетного оружия в СССР. Постановлением предусматривалось создание Специального Комитета по Реактивной Технике при Совете Министров СССР под председательством Г.М.Маленкова. В Постановлении говорилось:

    «Обязать Специальный Комитет по Реактивной Технике представить на утверждение председателю Совета Министров СССР план научно-исследовательских и опытных работ на 1946–1948 гг., определить как первоначальную задачу — воспроизведение с применением отечественных материалов, ракет типа ФАУ-2 (дальнобойной управляемой ракеты) и «Вассерфаль» (зенитной управляемой ракеты).

    Создать в министерствах следующие научно-исследо-вательские институты, Конструкторские Бюро и полигоны по реактивной технике:

    а) в Министерстве вооружения — Научно-исследовательский институт реактивного вооружения и Конструкторское Бюро на базе завода № 88, сняв с него все другие задания, с размещением этих заданий по другим заводам Министерства вооружения;

    б) в Министерстве сельхозмашиностроения — Научно-исследовательский институт пороховых реактивных снарядов на базе ГЦКБ-1, Конструкторское Бюро на базе филиала № 2 НИИ-1 Министерства авиационной промышленности и Научно-исследовательский полигон ракетных снарядов на базе Софринского полигона;

    в) в Министерстве химической промышленности — Научно-исследовательский институт химикатов и топлив для реактивных двигателей;

    г) в Министерстве электропромышленности — Научно-исследовательский институт с проектно-конструкторс-ким бюро по радио и электроприборам управления дальнобойными и зенитными реактивными снарядами на базе лаборатории телемеханики НИИ-20 и завода № 1.

    Считать первоочередными задачами следующие работы по реактивной технике в Германии:

    а) полное восстановление технической документации и образцов дальнобойной управляемой ракеты ФАУ-2 и зенитных управляемых ракет— «Вассерфаль», «Рейнтох-тер», «Шметтерлинг»;

    б) восстановление лабораторий и стендов со всем оборудованием и приборами, необходимыми для проведения исследований и опытов по ракетам ФАУ-2, «Вассерфаль», «Рейнтохтер», «Шметтерлинг» и другим ракетам».

    9 августа 1946 г. приказом министра вооружения главным конструктором изделия № 1 — баллистической ракеты дальнего действия — был назначен С.П. Королев. 16 августа 1946 г. директором НИИ-88 назначается Л.P.Гонор. 26 августа 1946 г. приказом министра вооружения Д.Ф. Устинова была определена структура НИИ-88, который должен был заниматься ракетной тематикой.

    Отдел № 3 НИИ-88 (руководитель С.П.Королев) занимался созданием баллистических ракет на базе ФАУ-2; отдел № 4 (руководитель Е.В. Синильщиков) разрабатывал управляемые зенитные ракеты на базе «Вассерфаль»; отдел № 5 (руководитель С.Ю. Рашков) — управляемые зенитные ракеты на базе «Шметтерлинг»; а отдел № 6 (руководитель П.И. Костин) — неуправляемые зенитные ракеты на базе «Тайфуна».

    Для испытаний ракет А-4 был создан Государственный центральный полигон МО СССР. Он находился примерно в 100 км юго-восточнее Сталинграда близ полигона Капустин Яр.

    Первая ракета А-4 (серии «Т») была запущена с полигона Капустин Яр 18 октября 1947 г. Ракета пролетела 206,7 км и отклонилась влево на 30 км. Вторая ракета была запущена 20 октября. Сразу после старта наблюдатели заметили, что ракета сильно отклонилась влево. Кто-то пошутил: «Пошла в сторону Саратова». Через пару часов срочно собралась Государственная комиссия. И на заседании комиссии генерал НКВД Серов выговаривал членам комиссии: «Вы представляете, что будет, если ракета дошла до Саратова. Я вам даже рассказывать не стану, вы сами можете догадаться, что произойдет с вами со всеми».

    Ракета пролетела 231,4 км, отклонившись влево на 180 км. Вскоре немецкие специалисты — доктора Магнус, Хох и другие, находившиеся на полигоне, нашли причину отклонения ракет в системе управления и устранили ее.

    Всего в 1947 г. на полигоне Капустин Яр было запущено 11 ракет А-4, из которых только 5 поразили цели. Из этих 11 ракет 5 были собраны в «Нордхаузене» в Германии, а 6 — на заводе № 88 в Подлипках под Москвой.

    14 апреля 1948 г. вышло Постановление Совмина, санкционировавшее создание первой советской баллистической ракеты Р-1. Фактически это была ракета А-4, сделанная в основном из отечественных материалов. Внесение изменений в ракету было минимальным. Так, были переработаны конструкции хвостового и приборного отсеков с целью их усиления, повышена расчетная дальность полета с 250 до 270 км за счет увеличения заправки горючего (спирта).

    Двигательная установка Р-1 создавалась в ОКБ-456 МАП в Химках под руководством В.П. Глушко. Она имела заводской индекс РД-100 и индекс ГАУ 8Д51. Двигатель работал на 75-процентном водном растворе этилового спирта и жидком кислороде. Подача топлива в камеру сгорания производилась турбонасосным агрегатом, состоящим из турбины и двух центробежных насосов. Тяга двигателя у земли составляла 27,2 т при расходе топлива 131,8 кг/с, а в вакууме — 31,3 т. Время набора 90 % номинальной тяги — до 4 секунд. Вес двигателя 885 кг.

    Осенью 1948 г. начались испытания ракет Р-1 на полигоне Капустин Яр. К недостаткам ракеты А-4 добавились и недоделки советских конструкторов. Ракета Р-1 упорно не желала отрываться от стартового стола. На 9 улетевших ракет пришелся 21 отказ выхода двигателя на номинальную тягу. Кстати, и из этих девяти ракет лишь одна достигла заданного района (пуск 10 октября 1948 г.).

    Тем не менее в Заключении Государственной комиссии по результатам испытаний говорилось: «Отечественные ракеты Р-1 первой серии по своим летным характеристикам, как показали летные испытания, не уступают трофейным ракетам А-4. Принципиальные вопросы при воспроизводстве ракет Р-1 из отечественных материалов решены правильно… Летные характеристики ракет Р-1 первой серии соответствуют характеристикам, заданным тактико-техническим требованиям, за исключением разброса по дальности».

    Почти год конструкторы НИИ-88 и ОКБ-456 дорабатывали Р-1. Второй этап летных испытаний Р-1 состоялся осенью 1949 г. Из 20 пусков ракет 17 были удачны.

    Постановлением Совмина от 25 ноября 1950 г. ракета Р-1 под индексом ГАУ 8А11 была принята на вооружение.

    Опытная серия ракет была изготовлена на заводе № 88, а 1 июня 1951 г. вышел приказ о перенесении производства ракет Р-1 на зазод № 586 в Днепропетровск. В июне 1952 г. на заводе № 586 была собрана и сдана заказчику первая ракета Р-1 из узлов и деталей, изготовленных на заводах № 88 и № 456, а в ноябре того же года началась сборка ракет Р-1 из узлов собственного изготовления.

    Данные ракеты Р-1
    Полная длина ракеты, мм 14 275
    Диаметр корпуса максимальный, мм 1652
    Размах стабилизаторов, мм 3564
    Стартовый вес, кг 13 430
    Вес головной части, кг 1075
    Вес ВВ в боевой части, кг 785
    Вес незаправленной ракеты, кг 4030
    Вес компонентов топлива, кг 9400
    Максимальная дальность стрельбы, км 270
    Отклонение от цели, км:
    по дальности ±8
    боковое ±4

    В состав наземного технологического оборудования комплекса входило более 20 специальных машин и агрегатов, Подготовка ракеты к пуску осуществлялась на двух позициях — технической и боевой (стартовой). Основными работами на технической позиции были проверка систем ракеты и стыковка ее с головной частью. На стартовую позицию ракета перевозилась на грунтовом лафете (установщике), имевшем заводской индекс 1Н и индекс ГАУ 8У22. Установщик буксировался тягачом АТТ. С помощью установщика происходила установка ракеты на стартовый стол и подготовка ракеты к пуску.

    После установки ракеты в вертикальное положение начиналась проверка систем управления ракеты, заправлялись топливо и средства парогенерации, осуществлялось прицеливание. В камеру двигателя снизу через сопло устанавливалось зажигательное устройство. Пуск ракеты производился из специальной бронемашины с пультом управления.

    Время для подготовки ракеты на технической позиции составляло 2–4 часа, на боевой позиции — до 4-х часов. Таким образом, боеготовность комплекса, то есть время от получения команды на пуск до старта ракеты, составляло не менее 6–8 часов.

    Было ли оправдано принятие на вооружение ракеты Р-1 и запуск ее в серийное производство? С чисто военной точки зрения Р-1 к 1950 г. безнадежно устарела. При попадании в город ее боевая часть могла разрушить каменные постройки в радиусе не более 25 м, Да и у СССР практически не было целей, по которым ее можно было использовать, в отличие, к примеру, от Германии 1944 г.

    Но с точки зрения подготовки инженерных кадров, организации совершенно нового дела в советской промышленности запуск Р-1 в серию дал положительные результаты. Кстати, к 1 июня 1952 г. на полигоне Капустин Яр было сформировано еще три бригады особого назначения РВГК — 23-я, 54-я и 56-я. Первая же бригада, созданная в 1946 г., в декабре 1950 г. была переименована в 22-ю бригаду особого назначения РВГК.

    Американцы не приняли на вооружение ракет типа Р-1 или Р-2, хотя шли практически тем же путем, что и советские ракетчики, по крайней мере до 1955 г.

    Ракета Р-2. Проектирование ракеты Р-2 советскими и германскими конструкторами было начато в 1946 г. в Нордхаузене. С самого начала было решено реализовать большие резервы мощности жидкостного реактивного двигателя ракеты А-4. Первые варианты ракеты мало отличались от А-4 и имели неотделяемую головную часть. В 1947 г. головную часть сделали отделяемой на конечном участке траектории, благодаря чему появилась возможность освободиться от защитной оболочки баков, сделав их несущими. Для ракеты Р-2 было принято нижнее расположение приборного отсека и его герметичное исполнение, в состав системы управления введена система боковой радиокоррекции. Двигатель РД-100 заменен на более мощный РД-101.

    Первый вариант ракеты имел один несущий бак и упрощенную систему управления. Такие ракеты получили индекс Р-2Э. Летные испытания ракеты Р-2Э проводились в сентябре — октябре 1949 г. на Государственном центральном полигоне, из пяти пусков два были аварийными. (Сх. 50)


    Сх. 50. Ракета Р-2

    Летные испытания первой серии ракет Р-2 проходили на том же полигоне в октябре — декабре 1950 г. Было запущено 12 ракет, все запуски оказались неудачными: пять пусков — из-за отказов системы управления и двигательной установки, негерметичности трубопроводов на активном участке траектории, а у семи ракет наблюдались разрушения головных частей из-за перегрева на участке спуска.

    Летные испытания второй серии ракет Р-2 — совместные испытания Министерства вооружений и ГАУ — проводились со 2 по 27 июля 1951 г. Из 13 ракет Р-2 12 достигли района цели.

    Для контрольных испытаний на заводе № 88 было изготовлено 16 ракет, причем две из них использовались для обучения личного состава. Контрольные испытания проходили с 8 августа по 18 сентября 1952 г. на Государственном центральном полигоне. Из 14 ракет выполнили свою задачу 12. По результатам этих испытаний ракету Р-2 совместно с комплексом наземного оборудования в 1952 г. приняли на вооружение Советской армии с индексом ГАУ 8Ж38.

    Наземное оборудование комплекса Р-2 было почти идентично оборудованию комплекса Р-1, лишь добавили оборудование системы боковой радиокоррекции и убрали оборудование для заправки жидкого перманганата. Для транспортировки ракеты Р-2 использовался модифицированный грунтовой лафет 1Н2Э (8У24).

    Тактико-технические характеристики ракеты Р-2
    Длина ракеты полная, мм 17650
    Диаметр корпуса максимальный, мм 1652
    Размах стабилизаторов, мм 3564
    Стартовый вес ракеты, кг 20 300
    Вес головной части, кг 1500
    Вес незаправленной ракеты, кг 4460
    Вес компонентов ракетного топлива, кг 15 840
    Тяга двигателя у земли, т 37
    КВО, км 8

    Небольшая партия серийных ракет была изготовлена на заводе № 88, а основное производство Р-2 по приказу министра вооружений Д.Ф. Устинова от 30 ноября 1951 г. было начато на заводе № 586. Первая ракета Р-2 была сдана заводом № 586 в июне 1953 г.

    20 августа 1953 г. вышел приказ министра оборонной промышленности о передаче двух ракет Р-2, изготовленных, заводом № 586, Китайской Народной Республике.

    Ракетами Р-1 и Р-2 были оснащены инженерные бригады РВГК — 77-я, 80-я, 72-я (бывшая 22-я), 73-я (бывшая 23-я), 85-я (бывшая 54-я) и 90-я (бывшая 54-я). 77-я и 80-я бригады в 1953 г. были размещены на территории Прикарпатского военного округа (Белокоровичи Житомирской области); 72-я бригада — в городе Медведь (Ленинградский военный округ), а 90-я — в Киевском военном округе.

    Первоначально ракета Р-2 имела только фугасную боевую часть с обычным взрывчатым веществом. Таким образом, эффективность ее применения ненамного превышала по своему действию однотонную авиационную бомбу. Поэтому в начале 1950-х годов для Р-2 было спроектировано два варианта боевых частей с боевыми радиоактивными веществами.

    Боевая часть «Герань» была снаряжена радиоактивной жидкостью. При высотном подрыве эта жидкость распылялась, оседая в виде радиоактивного дождя.

    Боевая часть «Генератор» отличалась от «Герани» тем, что та же радиоактивная смесь размещалась в головной части ракеты не в общей емкости, а в большом количестве малых сосудов, каждый из которых разрывался над землей самостоятельно, то есть нечто типа кассетного боеприпаса.

    В 1953 г. на полигоне Капустин Яр провели два пуска Р-2 с боевыми частями «Герань» и «Генератор». Причем стартовые команды не были поставлены в известность, чем снаряжены боевые части,

    В ходе подготовки к старту ракеты с «Геранью» из головной части стоящей на стартовом столе ракеты по корпусу потекла струйка мутной жидкости. Вся стартовая команда бросилась бежать. Лишь руководитель старта Воскресенский не спеша поднялся на установку на высоту хвостового отсека, артистично вытянул руку, пальцем размазал стекавшую по корпусу жидкость, а затем облизнул «радиоактивный» палец. Боевая часть оказалась инертной.

    Пуски «Герани» и «Генератора» прошли удачно, но на вооружение они не поступили. Вскоре атомщики создали и спецзаряд под Р-2, причем под него пришлось делать новую головную часть ракеты. В ноябре 1955 г. были проведены летные испытания Р-2 с увеличенной головной частью. В войска ядерная боевая часть для Р-2 стала поступать с 1956 г.

    Проект ракеты Р-3. Зскизный проект ракеты Р-3 с дальностью 3000 км был разработан в ОКБ-1 НИИ-88. В проекте были рассмотрены различные конструктивные схемы: одноступенчатые, составные и крылатые. Остановились на одноступенчатой схеме без стабилизаторов с начальным весом 65–70 т и тягой двигателя 120–140 т. Конструкция ракеты предусматривала отделяющуюся головную часть, несущие баки окислителя и горючего. Длина ракеты Р-3 составляла 21,1 м, максимальный диаметр — 2,8 м. Работы по Р-3 закончились на стадии разработки технического проекта. (Сх. 51)


    Сх. 51. Ракета Р-3 (проект)

    Баллистические ракеты средней дальности Р-5 и Р-5М. Работы над проектом ракеты Р-5 явились логическим продолжением работ над ракетой Р-3. Эскизный проект ракеты Р-5 был закончен в октябре 1951 г.

    Ракета одноступенчатая. Жидкостный реактивный двигатель РД-103 однокамерный. Топливо: окислитель — жидкий кислород, горючее — этиловый спирт. Управление ракетой производилось с помощью газоструйных и аэродинамических рулей.

    Вес головной части с обычным взрывчатым веществом по проекту — 1425 кг, дальность стрельбы — 1200 км с вероятным отклонением от цели по дальности ±1,5 км и боковым ±1,25 км. Кроме того, предлагались дополнительные (боковые) головные части. Две из них можно было использовать при стрельбе на дальность от 560 до 810 км, четыре общим весом 3830 кг — при стрельбе на дальность до 560 км. Система управления инерциальная с боковой радиокоррекцией.

    Первый этап летных испытаний ракеты Р-5 прошел в марте — мае 1953 г. на полигоне Капустин Яр. Всего было произведено 8 пусков ракет: два пуска 15 и 18 марта 1953 г. на дальность 270 км, пять на максимальную дальность 1200 км и один — на 550 км. Первый успешный пуск на максимальную дальность провели 19 апреля 1953 г.

    Пуски на дальность 270 км были удачными. При двух пусках ракет на максимальную дальность 1200 км обнаружились недоработки. Нормальный полет ракеты продолжался до 64,5 с до наибольшей степени статической неустойчивости, после чего полет ракеты прекращался из-за потери управляемости. При последнем пуске на 550 км условия испытаний для проверки устойчивости полета были более жесткими, так как ракету оснастили четырьмя подвесными головными частями, которые увеличивали величину дестабилизирующего аэродинамического момента. Пуск прошел нормально.

    Второй этап летных испытаний ракеты Р-5 проходил в октябре — декабре 1953 г. Было проведено семь пусков ракеты на дальность 1185 км. Один из пусков был неудачным из-за повреждения в бортовой кабельной сети, что привело к выдаче преждевременной команды на выключение двигателя и, следовательно, недолет ракеты.

    По двум этапам испытаний не удалось полностью решить все задачи отработки ракеты: не до конца была проверена надежность ракеты, ее систем агрегатов, не полностью оценена ее эксплуатация с подвесными головными частями и не был проверен весь комплекс наземного оборудования.

    Третий этап летных испытаний ракеты Р-5 проходил с августа 1954 г. по февраль 1955 г. Всего было произведено 19 пусков: 5 пристрелочных, 10 зачетных, к которым еще добавили 4 пристрелочных из-за неудач с отработкой радиоуправления дальностью. В ряде пусков наблюдалось ослабление радиосигнала. Чтобы добиться нужных результатов, потребовалась передислокация наземных пунктов радиоуправления полетом ракеты Р-5, что вызвало длительный перерыв в ее испытаниях.

    Ракета Р-5 с зарядом обычного взрывчатого вещества не могла быть эффективным оружием. При таком рассеивании затраты на производство и запуск Р-5 существенно превышали вероятный урон противника от попадания ее боеголовки. В начале 1950-х годов разрабатывалась головная часть с боевыми радиоактивными веществами «Генератор-5».

    В соответствии с Постановлением Совмина от 10 апреля 1954 г. в ОКБ-1 на базе ракеты Р-5 была начата разработка ракеты Р-5М с ядерным зарядом. Дальность стрельбы оставалась без изменений — 1200 км. Головная часть с ядерной боеголовкой в полете отделялась от корпуса. Вероятное отклонение от цели по дальности было ±1,5 км, а боковое ±1,25 км.

    Для испытаний ракет Р-5 в ЦКБТМ был создан в единственном экземпляре лафет 8У211.

    Для повышения проходимости установщика по грунтовым дорогам и бездорожью ГАУ предложило разработать установщик на гусеничном ходу. В Центральном конструкторском бюро транспортного машиностроения (ЦКБТМ) было изготовлено несколько образцов гусеничного установщика 8У220. Однако 8У220 имел малый ресурс движения и в серию не пошел.

    Уже в ходе полигонных испытаний для установки ракеты Р-5 в ГСКБ «Спецмаш» был разработан установщик, имевший принципиально отличную от лафетного типа схему, который получил название «Установщик портального типа». По этой схеме установщик представлял собой смонтированную на серийной грузовой автомашине мачту портального типа, которая после подъезда установщика к пусковому столу выставлялась в вертикальное положение с помощью подъемного механизма с зубчатым сектором, закрепленном на портале.

    Установщик с ракетой подстыковывался к столу с противоположной стороны. Со смонтированной на установщике лебедки сматывалась тросовая обойма с серьгой и закреплялась на раме тележки. Этой лебедкой установщик с ракетой поднимался в вертикальное положение. Для удержания тележки от опрокидывания в сторону установщика предполагалось использовать уравновешивающее устройство в виде бетонного куба, подвешенного к канату, одним концом закрепленному на тележке, а другим к анкеру, забетонированному в землю. (Сх. 52)

    В результате анализа конструкции и схемы работы установщика портального типа в ЦКБТМ в 1952 г. разработали опытные образцы установщиков портального типа, получившие индекс 8У25.

    Использование установщика портального типа фактически привело к разделению конструкции установщика лафетного типа. Функции стрелы лафетного установщика возложили на транспортную тележку ракеты, а силовые нагрузки при подъеме, воспринимаемые ранее рамой и шасси, передали стреле и пусковому столу. Это позволило снизить вес отдельных агрегатов, используемых при установке ракеты, однако потребовало введения заранее установленных на стартовой позиции анкеров, то есть предварительного оборудования стартовой позиции.

    Сх. 52. Схема действия установщика портального типа для ракеты Р-5: 1 — базовое автошасси; 2 — мачта портального типа; 3 — механизм подъема портала; 4 — механизм подъема тележки; 5- тросовая обойма; 6 — грунтовая тележка; 7 — уравновешивающий груз; 8 — винтовая опора портала; 9 — якорь

    Заправка горючим производилась с помощью насосов, а заправка окислителем (жидким кислородом) и перекисью водорода — путем вытеснения сжатыми газами из баков заправщиков.

    21 января 1955 г. на полигоне Капустин Яр был осуществлен первый старт ракеты Р-5М. Пуск прошел успешно.

    С января по июль 1955 г. было запущено 14 ракет Р-5М, из них 13 достигли цели. Две ракеты отклонились больше, чем на 7 разрешенных градусов, и двигатель был отключен системой АПР (автоматический подрыв ракеты).

    Заключительный (пристрелочный) этап летно-конструкторских испытаний ракет Р-5М проходил в августе — ноябре 1955 г. Было проведено 10 пусков, из них пять на дальность 1165 км, три на дальность 1083 км и два на 1189,8 км (в зависимости от веса ракеты). На этих испытаниях радиосистема управления дальностью полета рассматривалась как временное решение, так как в дальнейшем предполагалось укомплектовать бортовую часть системы управления автономной системой управления дальностью полета. Из десяти пусков восемь прошли успешно. Результаты пристрелочных пусков 1955 г. послужили основанием для подготовки в следующем, 1956 г., испытаний ракеты Р-5М по полной программе.

    К зачетным испытаниям, которые проходили с 11 января по 6 февраля 1956 г., были представлены пять ракет. Головные части четырех из них имели действующие макеты атомного заряда, в которых было все, что нужно для атомного взрыва, кроме продуктов атомного распада, вызывающих цепную реакцию. Проверялись стыковка головной части с бортовыми системами ракеты, технология подготовки и надежность работы в полете всей автоматики. Четыре пуска прошли нормально.

    Пятый пуск состоялся 2 февраля 1956 г. Ракета Р-5М впервые в мире несла ядерный заряд. Пролетев около 1200 км, головная часть без разрушения дошла до поверхности в районе Аральских Каракумов. Сработал ударный взрыватель, вызвавший ядерный взрыв мощностью около 80 кт.

    Постановлением Совмина от 21 июня 1956 г. ракета Р-5М была принята на вооружение Советской армии под индексом 8К51.

    Данные баллистической ракеты Р-5М
    Дальность максимальная, км 1200
    Число ступеней 1
    Стартовый вес, т 29,1
    Вес полезной нагрузки, кг 1350
    Вес топлива, т 24,9
    Длина ракеты, м 20,75
    Максимальный диаметр, м 1,65
    Число головных частей, шт 1
    Предельное отклонение, км 6,0
    Номинальная тяга двигателя в вакууме, кН 500
    Тип топлива Жидкое

    В 1956 г. были поставлены на боевое дежурство 24 ракетных комплекса. В следующем году их число удвоилось. В нескольких инженерных бригадах ракеты Р-2 были заменены на Р-5.

    77-я и 80-я бригады дислоцировались близь города Новые Белокоровичи Житомирской области, 72-я (бывшая 22-я) бригада — близ городка Медведь Новгородской области, 73-я (бывшая 23-я) бригада — у городка Камышин Волгоградской области, 85-я (бывшая 54-я) так и осталась на полигоне Капустин Яр, а 90-я (бывшая 56-я) — на территории Киевского военного округа.

    В конце 1958 г. 72-я бригада передислоцировалась в район городов Фюрстенберг и Фогельзанд на северо-восток ГДР. С этих позиций Р-5 могли поражать всю территорию Англии и большую часть Франции.

    В 1959 г. две бригады инженерных войск РВГК, оснащенные Р-5М, заступили на боевое дежурство на позициях вблизи Симферополя и Гвардейска (Калининград-екая область). Несколько позже Р-5М появляются и на Дальнем Востоке. В их зоне досягаемости оказались вся Япония и Маньчжурия.

    В 1959 г. в боевой готовности находились 32 пусковые установки ракет Р-5М, а в I960 г. — 36. Это число пусковых установок сохранялось неизменным до 1965 г.

    Время предстартовой подготовки к пуску ракеты Р-5М составляло около 2 часов. Мощность зарядов ракет Р-5М несколько раз менялась, были и заряды в 300 кт, а, в конце концов, поступили термоядерные заряды мощностью 1 Мт.

    Ракеты Р-5М имели существенный недостаток, связанный с использованием в качестве окислителя жидкого кислорода, который быстро испарялся и не позволял держать ракету в заправленном состоянии свыше 30 суток. Для выработки запаса кислорода необходимо было иметь мощные кислородные заводы в районах базирования ракетных частей, что делало комплекс Р-5М малоподвижным и неспособным к быстрому ответному удару.

    Комплекс Р-5М стал первым аргументом Н.С. Хрущева: во время Суэцкого кризиса он грозил Англии и Франции нанести удар ракетами Р-5М с ядерными боевыми частями.

    На базе ракеты Р-5 были созданы геофизические ракеты Р-5А, Р-5Б и Р-5В.

    Первоначально ракеты Р-5 и Р-5М изготавливались на Опытном заводе № 88 в г. Мытищи. Всего до 1956 г. заводом № 88 было изготовлено 75 ракет Р-5 и Р-5М для стендовых и летных испытаний. В 1956 г. ракета Р-5М была передана для серийного производства на завод № 586 в г. Днепропетровске.

    В 1968 г. ракета Р-5М была снята с боевого дежурства.

    Баллистическая ракета средней дальности Р-12. Проектирование ракеты Р-12 было начато в НИИ-88, но по Постановлению Совмина от 13 февраля 1952 г. все работы по Р-12 передали конструкторскому отделу завода № 586 (г. Днепропетровск). Туда были отправлены и все материалы НИР по Р-12, выполненные в НИИ-88.

    13 августа 1955 г. принято Постановление Совмина «О создании и изготовлении ракет Р-12 (8К63) с началом летно-конструкторских испытаний — апрель 1957 г.».

    В октябре 1955 г. был выпущен эскизный проект ракеты Р-12. Ракета была одноступенчатая, с несущими баками и жидкостным двигателем, работавшим на азотнокислом окислителе АК-27П и керосине ТМ-185. Для воспламенения основного топлива использовалось пусковое горючее типа ТГ-02, состоявшее из смеси ксилидина и триэтиламина.

    Двигательная установка Р-12 состояла из четырехкамерного жидкостного реактивного двигателя РД-214 с тягой на земле 60 т. Его вес составлял 645 кг, высота 2,38 м, время работы 140 с.

    Камеры жидкостного двигателя изготовлены из стали. Они скреплены в жесткий блок, к которому сверху на специальной раме крепился турбонасосный агрегат. Управление ракетой осуществлялось с помощью газоструйных рулей. Кроме того, ракета имела четыре небольших неподвижных стабилизатора. (Сх. 53)

    Сх. 53. Баллистическая ракета средней дальности Р-12.

    1 — опоры крепления газовых рулей;

    2 — лопасти аэродинамических стабилизаторов;

    3 — турбонасосный агрегат;

    4 — торовый бак перекиси водорода;

    5 — бак горючего;

    6 — гаргрот;

    7 — приборный отсек;

    8, 22 — петлевая антенна;

    9 — клапан перелива;

    10 — нижний отсек бака окислителя;

    11 — заборная арматура;

    12 — промежуточное днище;

    13 — верхний отсек бака окислителя;

    14 — силовой шпангоут крепления головной части;

    15 — хвостовая юбка головной части;

    17 — торцевой шпангоут хвостового отсека;

    18 — штеккерные вводы;

    19 — газовый руль;

    20 — головной обтекатель;

    21 — полезный груз;

    23 — рама крепления полезного груза;

    24 — бак окислителя второй ступени;

    25 — приборный отсек второй ступени;

    26 — бак горючего второй ступени;

    27 — хвостовой отсек второй ступени;

    28 — двигатель;

    29 — ферма крепления второй ступени;

    30 — приборы системы управления первой ступени;

    31 — датчик системы определения уровня топлива;

    32 — хвостовой отсек первой ступени;

    33 — камера сгорания двигателя первой ступени

    Ракета Р-12 стартовала с наземной пусковой установки. Заправка топливом ракеты производилась на пусковой установке.

    В марте 1957 г. в НИИ-229 в г. Загорске были успешно проведены первые стендовые испытания Р-12. А 22 июня 1957 г. на полигоне № 4 (Капустин Яр) произведен первый пуск ракеты. В сентябре 1958 г. в Капустин Яр прибыл Н.С. Хрущев с руководством Министерства обороны. В его присутствии был проведен успешный пуск Р-12.

    В октябре 1958 г. ракету Р-12 запустили в серийное производство на заводе № 586, несмотря на то что ее летные испытания закончились лишь 27 декабря 1958 г.

    Первоначально Р-12 имела открытый старт (с пускового стола). Для установки на стартовое сооружение ракеты Р-12 был использован установщик портального типа 8У25 из состава ракетного комплекса на базе ракеты Р-5 с незначительными доработками. Впервые такой установщик был применен 22 июня 1957 г. при пуске ракеты Р-12 с наземного старта. Вместо тележки был использован модернизированный лафет 8У211. в начальный момент подъема, при отрыве стрелы лафета с изделием от рамы, и в конечный момент, при подходе к вертикали, работали совместно: лебедка подъема на установщике 8У25 и гидроцилиндры лафета 8У211. Портал 8У25 неотклонялся, и его гидроцилиндры в качестве буферов не использовались. От опрокидывания в сторону установщика стрелу лафета с ракетой удерживали гидроцилиндры лафета. Приспособление установщика 8У25 заключалось в устройстве на нем новых площадок обслуживания. Произведен полный силовой и прочностный перерасчет всех узлов установщика на повышенную нагрузку.

    Одновременно с использованием установщика 8У25 при полигонных испытаниях в ЦКБТМ проводилось проектирование штатного установщика 8У210 для ракетного комплекса на базе ракеты Р-12.

    Для повышения проходимости установщик был выполнен в виде полуприцепа к одноосному тягачу МАЗ-529В. В связи с увеличением базы установщика и веса его с тягачом отпала необходимость закрепления передней его части к якорям (анкерам) в грунте. Обеспечено более плавное регулирование скорости подъема тележки с ракетой. Достигнута большая безопасность эксплуатации за счет повышения надежности работы блокировочных устройств механизма подъема. Упрощен процесс укладки на раму оттяжных и грузовых канатов при опускании портала за счет введения оттяжного устройства, состоящего из жестких штанг и канатов, что ускорило процесс отвода установщика.

    Серийное производство установщика 8У210 было начато в 1958 г. на Новокраматорском машиностроительном заводе, а потом на Омском заводе подъемных машин.

    Наземная установка ракеты Р-12 имела четыре степени готовности:

    Готовность М 4 (постоянная). Ракета находится в проверенном состоянии на технической позиции. Гироприборы не установлены, головная часть хранится отдельно. В такой готовности ракета могла храниться (при условии проведения периодических проверок) в течение всего гарантийного срока (7 лет). Минимальное время до пуска — 3 часа 25 минут.

    Готовность М 3 (повышенная). Ракета на технической позиции. Приборы установлены, головная часть пристыкована. Время возможного нахождения в этой готовности 3 года, время пуска — 2 часа 20 минут.

    Готовность М 2 (повышенная первой степени). Ракета на боевой позиции, установлена на стартовом столе. В системы управления введены необходимые для пуска данные, система проверена. Рядом с ракетой находятся машины-заправщики топлива. Время нахождения в готовности — до трех месяцев. Пуск возможен через 1 час.

    Готовность № 1 (полная). Заправлены основные (кроме ТГ-02) компоненты топлива. Произведено прицеливание. В готовности № 1 комплекс мог находиться в течение месяца, пуск производился через 30 минут.

    Боевой ракетный комплекс с ракетой Р-12 наземного базирования принят на вооружение Постановлением Совмина от 4 марта 1959 г. В декабре 1959 г. из частей, вооруженных ракетами Р-12, был создан новый вид Вооруженных сил СССР — Ракетные войска стратегического назначения (РВСН).

    Параллельно разрабатывалась модификация ракеты Р-12У, предназначенная для шахтных пусковых установок. В сентябре 1959 г. состоялся первый пуск ракеты Р-12У из экспериментальной шахты «Маяк» на полигоне Капустин Яр. 30 мая 1960 г. вышло Постановление Совмина о разработке шахтных стартовых комплексов «Двина» для ракеты Р-12 и «Чусовая» для ракеты Р-14. Испытания шахтного варианта ракеты проводились на Капустином Яре до октября 1963 г., а по Постановлению Совмина от 5 января 1964 г. боевой ракетный комплекс с ракетой Р-12У был принят на вооружение.

    Данные баллистической ракеты Р-12 (Р-12У)
    Индекс ГРАУ 8К63 (8К63У)
    Дальность максимальная, км 2000
    Число ступеней 1
    Стартовый вес, т 41,7
    Вес полезной нагрузки, кг 1600
    Вес топлива, т 37,0
    Длина ракеты, м 22,1
    Максимальный диаметр, м 1,65
    Число головных частей, шт 1
    Мощность головных частей, Мт 2,3
    Предельное отклонение, км 5,0
    Номинальная тяга двигателя в вакууме, кН 721
    Тип топлива Жидкое

    В 1963 г. в западных районах СССР началось строительство и развертывание шахтных пусковых установок «Двина» с ракетами Р-12У. Стартовая позиция Р-12У состояла из четырех шахтных пусковых установок, расположенных по углам прямоугольника с размерами 80 х 70 м, и командного пункта.

    Ракета Р-12 имела отделяемую головную часть-моноблок с зарядом 1 Мт. Кроме того, в начале 1960-х годов к ракете Р-12 разрабатывалась химическая боевая часть «Туман» кассетного типа.

    В июле 1962 г. в ходе операций К-1 и К-2 были произведены пуски ракет Р-12 с ядерными боевыми частями. Цель испытаний — исследование влияния высотных ядерных взрывов на радиосвязь, радиолокаторы, авиационную и ракетную технику.

    В декабре 1987 г. СССР и США подписали договор о ликвидации ракет средней и меньшей дальности. На момент подписания договора СССР располагал 65 ракетами Р-12, развернутыми на боевых позициях, и 91 складированной ракетой. Кроме того, на полигоне Капустин Яр находилось 14 ракет. Согласно договору все ракеты Р-12 были ликвидированы к 1991 г.

    Работы по созданию ракетоносителя для запуска искусственного спутника Земли (ИСЗ) на базе Р-12 были начаты еще в январе 1957 г. 8 августа 1960 г. вышло Постановление Совмина «О создании ракетоносителя 63С1 на базе боевой ракеты Р-12». С помощью этого носителя выводились на орбиту спутники серии «Космос».

    В 1950-х — 1960-х годах разработан проект подвижного железнодорожного комплекса с ракетами Р-12. Железнодорожный состав должен был состоять из 20 вагонов, включая 6 вагонов с пусковыми установками. Реализован проект не был.

    Правительственным постановлением техническая документация на ракету Р-12 была поставлена КНР. На ее основании китайцы создали первую собственную межконтинентальную баллистическую ракету среднего радиуса действия (до 2000 км) «Дун-1». Ракета внешне очень похожа на Р-12. На вооружение она была принята в 1970 г.

    Баллистическая ракета средней дальности Р-14 (8К65). 2 июля 1958 г. вышло Постановление Совмина о разработке баллистической ракеты Р-14 (8К65) с дальностью 3600 км. Головным разработчиком было назначено ОКБ-586. Срок начала летно-конструкторских испытаний — апрель 1960 г.

    В декабре 1958 г. коллектив под руководством М.К. Янгеля закончил эскизный проект ракеты Р-14. Ракета имела одну ступень. В качестве окислителя впервые использовалась азотная кислота, а горючего — несимметричный диметилгидразин.

    В магистралях каждого из компонентов ракетного топлива также впервые были установлены мембранные клапаны, отделяющие ракетный двигатель от топливных баков, что позволяло длительное время держать ракету в заправленном состоянии.

    Ракета была оснащена маршевым двигателем РД-216, который состоял из двух идентичных двигательных блоков, объединенных с корпусом и имеющих общую систему запуска, каждый из которых имел две камеры сгорания, турбонасосный агрегат, газогенератор и систему автоматики. Впервые турбонасосный агрегат работал на основных компонентах топлива, что позволило отказаться от использования перекиси водорода и упростить эксплуатацию ракеты.

    Жидкостный реактивный двигатель развивал тягу на земле 138 т, имел сухой вес 1325 кг и высоту 3,49 м. Время его работы — около 2 минут 50 секунд.

    Впервые в инерциальной системе управления ракеты была применена гиростабилизированная платформа с воздушным подвесом гироскопов, а также генератор программных импульсов.

    Управление ракетой производилось с помощью газоструйных рулей, кроме того, ракета имела две группы по 4 неподвижных стабилизатора. Ракета запускалась с наземной пусковой установки. Заправка и прицеливание ракеты производились после установки ее на пусковой стол.

    28 марта 1960 г. в г. Загорске начались стендовые испытания ракеты Р-14.

    6 июня 1960 г. на полигоне Капустин Яр произведен первый пуск ракеты Р-14. Летные испытания ее были завершены в декабре 1960 г. Постановлением Совмина от 24 апреля 1961 г. боевой ракетный комплекс с ракетой Р-14 принят на вооружение РВСН. Серийное производство ракет Р-14 велось на заводе № 586 в Днепропетровске и заводе № 166 в Омске.

    В сентябре 1962 г. состоялись пуски ракет Р-14 с ядерной боевой частью.

    В конце 1958 г. для летно-конструкторских испытаний ракеты Р-14 был приспособлен установщик 8У210, получивший индекс 8У210П. Этот установщик стал прототипом штатного установщика, вошедшего в состав ракетного комплекса на базе ракеты Р-14 и получившего индекс 8У224. С 1960 г. установщик 8У224 серийно производился на Омском заводе подъемных машин.

    Наиболее важным преимуществом установщика 8У224 была новая система уравновешивания от опрокидывания на установщик поднимаемой тележки с ракетой. В комплексе 8К65 тележка для перевозки ракет была составной, состоящей из корсета, на котором закреплялась ракета, и собственно тележки с рамой и ходовой частью, которые использовались в качестве противовеса. Поэтому отпала необходимость в отклонении упорными штангами портала установщика и в использовании в качестве буферов его гидроцилиндров.

    При работе с ракетой портал оставался в вертикальном положении. На нем был смонтирован новый комплект площадок обслуживания. На самой верхней площадке устанавливался концевой выключатель, срабатывающий от воздействия на него поднятой до вертикали ракеты.

    Пусковой стол для ракеты Р-14 имел большие габариты и поэтому перевозился на отдельной автомашине.

    В апреле 1961 г. была начата разработка ракет Р-14У (унифицированный вариант), которые могли запускаться как с наземных, так и из шахтных пусковых установок. 12 января 1962 г. был произведен первый пуск ракеты Р-14У с наземной пусковой установки на полигоне Капустин Яр, all февраля 1962 г. произведен первый пуск ракеты Р-14У из шахты.

    Позиция шахтных ракет Р-14У состояла из трех шахтных пусковых установок и защищенного командного пункта. Ракеты загружались в шахтные пусковые установки при помощи специальных установщиков и хранились с пустыми топливными баками. Заправка их производилась в случае угрожаемого положения.

    Живучесть шахтных пусковых установок ракет Р-12У «Двина» и Р-14У «Чусовая» была невысока. Радиус поражения их при взрыве бомбы в 1 Мт составлял 1,5–2 км. Боевые позиции шахтных пусковых установок были групповыми: по 4 для Р-12У и по 3 шахты для Р-14У, расположенные на расстоянии менее 100 м друг от друга. Таким образом, один взрыв в 1 Мт мог уничтожить сразу 3 или 4 шахты. Тем не менее защищенность ракет в шахтных пусковых установках была существенно выше, чем на открытых пусковых установках.

    Ракета Р-14У шахтного базирования принята на вооружение Постановлением Совмина от 15 июля 1963 г.

    Данные баллистической ракеты Р-14 (Р-14У)
    Индекс ГРАУ 8К65 (8К65У)
    Дальность максимальная, км 4500
    Число ступеней 1
    Стартовый вес, т 86,3
    Вес полезной нагрузки, кг 1500–2155
    Вес топлива, т 79,2
    Длина ракеты, м 24,4
    Максимальный диаметр, м 2,4
    Число головных частей, шт 1
    Мощность головных частей, Мт 2,3
    Предельное отклонение, км 5,0
    Номинальная тяга двигателя в вакууме, кН 1740
    Тип топлива Жидкое

    К моменту заключения договора о ликвидации ракет средней дальности развернутых ракет Р-14 и Р-14У не было. Лишь шесть ракет Р-14 хранилось на складе в Колосово.

    В апреле 1961 г. был разработан эскизный проект ракеты-носителя 65СЗ на базе боевой ракеты Р-14, а 31 октября 1961 г. вышло Постановление Совмина о создании этого носителя.

    С помощью ракетоносителя на базе Р-14 выводились на орбиту искусственные спутники Земли типа «Космос».

    Ракеты Р-12 и Р-14 в операции «Анадырь». Специально для операции «Анадырь» в середине апреля 1962 г. была сформирована 51-я ракетная дивизия под командованием генерал-майора И.Д. Стаценко. В состав дивизии входило пять полков. Из них три полка имели по 8 пусковых установок ракет Р-12 и два полка — по 8 пусковых установок ракет Р-14. Всего на Кубу должны были поставить 36 ракет Р-12 и 24 ракеты Р-14.

    В радиусе досягаемости ракет Р-12 оказалось около трети американской территории от Филадельфии через Сент-Луис и Оклахома-Сити до мексиканской границы.

    Ракеты Р-14 могли поразить всю территорию США и часть канадской территории.

    Для перевозки 51-й дивизии на Кубу было предназначено 36 транспортных судов. Первый пароход «Омск» с шестью ракетами Р-12 прибыл 9 сентября 1962 г. в порт Касильда. Всего в период с 9 сентября по 22 октября 1962 г. на Кубу прибыло и разгружено 24 судна с 42 ракетами Р-12, из которых 6 было учебных, а также 36 ядерных боеголовок. Из личного состава дивизии на Кубу прибыло 1404 офицера, 6462 солдат и сержантов и 90 гражданских служащих. Итого 7965 человек.

    Выгрузка ракет в портах Мариэль и Касильда велась только в темное время суток. Ракеты и крупногабаритная техника перевозились только в период с 0 часов до 5 часов утра. Личный состав, участвовавший в перевозке, был переодет в кубинскую форму.

    Ракеты Р-14 на Кубу доставлены не были в связи с началом 22 октября 1962 г. американской блокады острова. Все 60 ядерных боеголовок как для ракет Р-12, так и ракет Р-14 были доставлены на Кубу 4 октября на теплоходе «Индигирка».

    За 48 суток с момента прибыли (то есть к 27 октября 1962 г.) 51-я дивизия была готова к пуску 24-х ракет. Время подготовки ракет к пуску составило от 16 до 10 часов в зависимости от времени доставки головных частей ракет, которые хранились отдельно.

    В ходе переговоров США и СССР достигли соглашения, по которому СССР вывозил с Кубы все ракеты, а США дали гарантию о ненападении на Кубу и вывезли ракеты средней дальности «Юпитер» из Турции и Италии (всего 45 единиц) и ракеты «Тор» из Англии (60 единиц).

    В 15 часов 28 октября генерал-майор Стоценко получил директиву командования о демонтаже стартовых позиций. С 29 по 31 октября части дивизии полностью закончили демонтаж стартовых позиций. Ко 2 ноября все ракеты были сосредоточены в портах погрузки.

    Первым из порта Мариэль с четырьмя ракетами Р-12 на борту 5 ноября вышел теплоход «Дивногорск», а последние 8 ракет вывезены из порта Касильда 9 ноября теплоходом «Ленинский комсомол».

    Кстати, ракеты, возвращенные с Кубы, были в СССР испытаны методом пуска. Все старты прошли нормально.

    Баллистическая ракета средней дальности РТ-15.

    Разработка двухступенчатой ракеты РТ-15 (8К96) начата но Постановлению Совмина № 316–317 от 4 апреля 1961 года в ЦКБ-7 (КБ «Арсенал»), главным конструктором ракеты был П.А.Тюрин. Ракета создана на базе второй и третьей ступеней МБР РТ-2. (Сх. 54)


    Ракета РТ-15 создана для боевого подвижного ракетного комплекса 15П696, в состав которого входили следующие системы: 6 самоходных пусковых установок на гусеничном ходу с ракетами РТ-15 в транспортно-пусковых контейнерах; подвижный командный пункт, состоящий из машины боевого управления, одной машины подготовки позиции, обеспечивающей прицеливание ракеты и ее геодезическую привязку на местности, двух дизельэлектростанций, обеспечивающих автономное электроснабжение комплекса, трех машин узла связи и автофургон с личным составом. Все машины подвижного командного пункта выполнены на колесных шасси высокой проходимости на базе МАЗ-543.

    Подвижная пусковая установка для ракет РТ-15 была создана на ленинградском Кировском заводе на базе самоходного гусеничного шасси «объект 815». Установка получила индекс ГРАУ — 15У59. Вес шасси — 30 т, вес пусковой установки с ракетой — около 62 т. Максимальная скорость передвижения пусковой установки по шоссе — 30 км/час, запас хода по шоссе — 250 км. (Сх. 55)

    В 1965–1966 гг. на Государственном Центральном полигоне № 4 в Капустином Яре были построены две шахтные пусковые установки для испытаний ракеты, но испытания проходили с самоходной пусковой установки с площадки № 84. Всего с ноября 1966 г. по март 1970 г. произведено 20 пусков ракет РТ-15, в числе которых были два двухракетных залпа.

    Сх. 55. Две модификации самоходной пусковой установки ракеты РТ-15

    Подвижный боевой ракетный комплекс 15П696 Постановлением Совмина от 6 января 1969 г. был рекомендован для укомплектования одного полка с целью отработки специальных задач. В соответствии с этим же Постановлением Совмина серийное производство ракет было прекращено в январе 1969 г. Испытания ракет завершились в марте 1970 г.

    Самоходная пусковая установка подвижного ракетного комплекса 8П696 впервые была показана на военном параде в Москве в 1966 г. Она имела измененный транспортный контейнер для ракеты, который использовался на ранних стадиях проекта комплекса.

    Данные баллистической ракеты РТ-15
    Индекс ГРАУ 8К96
    Дальность максимальная, км 4000–4500
    Число ступеней 2
    Стартовый вес, т 20
    Длина ракеты, м 12,6
    Максимальный диаметр, м 1,4
    Число головных частей, шт 1

    Фронтовая ракета «Темп-С». Разработка новой фронтовой ракеты «Темп-С» была начата по Постановлению Совмина № 934–405 от 5 сентября 1962 г. Разработку комплекса вели:

    НИИ-1 — по ракете и головной по комплексу; НИИ-592 — по системе управления; НИИ-125 — твердотопливные заряды двигателя; завод «Баррикады» — наземное оборудование. Аванпроект «Темп-С», разработанный НИИ-1, был одобрен 13 декабря 1962 г. Первоначально на ракете предполагалось установить спецзаряд «906В», но согласно Постановлению Совмина № 517–180 от 8 мая 1963 г. он был заменен на «910». В качестве химической боевой части было решено использовать боевую часть «Туман-2», которая разрабатывалась для ракеты «Темп».

    Сх. 56. Ракета ОТР-22 комплекса «Темп-С»

    Инерциальная система управления ракеты «Темп-С» имела гиростабилизованную платформу (ракета «Темп» такой платформы не имела). (Сх. 56)

    Первоначально пусковую установку Бр-253 для ракет «Темп-С» предполагалось разместить на двух машинах. Разработка пусковой установки Бр-253 была начата в КБ завода «Баррикады» 20 декабря I960 г. Одновременно была начата разработка пусковой установки Бр-254 на полуприцепе МАЗ-5248. Однако обе установки не были доведены даже до стадии испытаний.

    29 мая 1963 г. для ракет «Темп-С» была начата разработка пусковой установки Бр-289, которая представляла собой модернизацию пусковой установки 9П11 (Бр-225). Установка была изготовлена в опытном экземпляре.

    9 ноября 1962 г. была начата разработка пусковой установки Бр-278, которая позже получила индекс 9П120. Первый опытный образец был изготовлен в 1963 г., а в 1964–1965 гг. Бр-278 прошла полигонные и войсковые испытания.

    Пусковая установка 9П120 монтировалась на колесном шасси высокой проходимости MA3-543A. Длина шасси составляла 11 490 мм, ширина — 3050мм. МАЗ-54ЗА оснащался быстроходным дизелем Д12А-525А. Запас топлива — 520 литров. Наименьший радиус поворота — 13,5 м. Ракета помещалась в контейнере 9Я230. Пусковая установка 9П120 серийно производилась с 1966 по 1970 г. (Сх. 57)

    На том же шасси МАЗ-543А была смонтирована и самоходная пусковая установка 9П117 с ракетой Р-17, но по сравнению с ним 9П120 имело следующие преимущества: а) более высокую проходимость из-за свободного пространства между 2-м и 3-м мостами, занятого на 9П117 низко сидящей рубкой;б) ракета транспортировалась не открыто, а в жестком контейнере.

    Сх. 57. Пусковая установка комплекса «Темп-С»

    Кроме самоходной пусковой установки в состав наземного оборудования комплекса 9К76 входили: транспортные машины 9Т215и 9Т219 (9Т215 возила ракеты, 9Т219 — ракетные части в контейнере), а также подъемный кран 9Т-35. Кран имел грузоподъемность 16 т и был смонтирован на шасси MA3-535B.

    Пусковые установки 9П117 серийно производились на Петропавловском заводе тяжелого машиностроения. Так, в 1970 г. была изготовлена 41 пусковая установка, в 1971 г. — 40, а за 1-е полугодие 1972 г. — 21.

    Первый пуск ракеты «Темп-С» был проведен 14 марта 1964 г. Ракета пролетела 580 км. Пятый пуск состоялся 18 июля 1964 г. Ракета пролетела 850 км с отклонением по дальности на 3,55 км и влево на 3,44 км. (Из первых пяти пусков два были аварийные.) В ходе доработок ракеты точность ее была доведена до ± 2 км.

    Комплекс 9К76 с ракетой 9М76Б был принят на вооружение Постановлением Совмина № 99–27 от 7 февраля 1966 г. и поступил в серийное производство. Производство ракет «Темп-С» велось на заводе № 235 в г. Воткинске. В 1970 г. выпущено 100 ракет, в 1971 г. — 90, в 1-м полугодии 1972 г. — 50 ракет.

    В 1980-е годы в состав комплекса «Темп-С» была введена ракета с улучшенной точностью стрельбы (КВО было уменьшено с 1 км до 0,3 км) при прежней дальности полета ракеты.

    В 1967 г. первые полки, оснащенные комплексом «Темп-С», заступили на боевое дежурство в составе РВСН. В дальнейшем в соответствии с директивой Генерального штаба Вооруженных Сил от 20 февраля 1968 г. все они были переданы в состав Сухопутных войск, так как обладали лишь оперативно-тактической дальностью. Так «Темп-С» стала фронтовой ракетой.

    На декабрь 1987 г., согласно заявленным Советским Союзом данным, ракетные войска и артиллерия Сухопутных войск располагали пятью отдельными полками ракет «Темп-С» (в каждом полку от 4 до 6 пусковых установок. Дислокация: 2 полка с 1984 г. в ГДР, 1 полк в Белоруссии, 1 полк в Сибирском военном округе, 1 полк в Среднеазиатском военном округе), а в семи районах развертывания группировки ракет «Темп-С» соответствовали бригадам трехполкового состава (по 12–15 пусковых установок). Дислокация: 2 бригады с 1984 г. в ГДР, 2 бригады с 1984 г. в ЧССР, 1 бригада в Среднеазиатском военном округе, 1 бригада в Забайкальском военном округе, 1 бригада в Дальневосточном военном округе. Всего к декабрю 1987 г. имелось 135 пусковых установок, 220 развернутых и 506 неразвернутых ракет «Темп-С»[68].

    Данные ракеты «Темп-С» (9М76Б)
    Длина ракеты, мм 12 380
    Диаметр ракеты максимальный, мм 1010
    Вес боевой части, кг 530
    Вес системы управления, кг 200
    Вес топлива, кг 6880
    Вес ракеты стартовый, кг 9300
    Время пуска, мин.: при переходе из походного положения 25
    из боевого положения, готовность № 2 20
    Дальность, км: максимальная 900
    минимальная 2000(?)
    Заданное по тактико-техническим требованиям КВО, м 3000

    В середине 1960-х годов проектировалась модификация ракеты «Темп-СМ», отличавшаяся от «Темпа-С» большей дальностью (1100 км), большей точностью (±1,5 км), остальные характеристики остались без изменений. Данные о принятии на вооружение ракет «Темп-СМ» отсутствуют.

    Помимо «Темпа-С» в начале 1970-х годов разрабатывалась фронтовая ракета «Эльбрус» на твердом топливе. Стартовый вес ракеты составлял 6–7 тонн, а дальность — до 1100 км, точность попадания была выше, чем у «Темпа-С» (±1200 м). «Эльбрус» не вышел из стадии опытно-конструкторских работ.

    Ракета средней дальности 15Ж45 «Пионер». Разработка ракеты средней дальности 15Ж45 «Пионер» была начата в Московском институте теплотехники по Постановлению Совмина от 4 марта 1966 г. (По некоторым данным ее первоначальный индекс был 8К23).

    Летно-конструкторские испытания ракет были начаты 21 сентября 1974 г. на полигоне Капустин Яр и продолжались до 9 января 1976 г. 11 сентября 1976 г. Государственная комиссия подписала акт о принятии комплекса 15Ж45 на вооружение РВСН. Позже комплекс получил псевдоним РСД-10. Любопытно, что Постановление Совмина о принятии на вооружение комплекса было принято на полгода раньше (Постановление № 177—67 от 11 марта 1976 г.)

    Твердотопливные двигатели обеих ступеней ракеты были разработаны в НИИ-125.

    Органами управления ракеты являлись газоструйные и аэродинамические рули. Причем аэродинамические рули были выполнены в виде решеток. Агрегатно-приборный блок производил индивидуальное разведение трех головных частей мощностью по 0,15 Мт. Проводились и летные испытания ракеты с моноблочной головной частью мощностью в 2 Мт. (Сх. 58)


    Сх. 58. Ракета «Пионер»: 1 — обтекатель боевого блока; 2 — обтекатель двигателя боевой ступени; 3 — кабельный корпус; 4 — опорный пояс; 5 — обтекатель тормозного двигателя; 6 — кабельный короб; 7 — место крепления аэродинамического руля; 8 — аэродинамические рули; 9 — тормозной двигатель второй ступени; 10 — верхняя крышка РДТТ; 12 — запас топлива; 13 — термозащита; 14 — нижняя крышка РДТТ; 15 — устройство вдува газа в сопло; 16 — тормозной двигатель первой ступени; 17— корпус ракеты; 18 — верхняя крышка РДТТ первой ступени; 19 — задняя крышка РДТТ первой ступени; 20 — газодинамический руль; 21 — рулевые машины; 22 — механическая связь аэродинамического и газодинамического рулей; 23 — защитная крышка сопла.

    Данные баллистической ракеты «Пионер»
    Индекс ГРАУ 15Ж45
    Дальность максимальная, км 5000
    Число ступеней 2
    Стартовый вес, т 37,0
    Вес полезной нагрузки, кг 1740
    Длина ракеты, м 16,49
    Максимальный диаметр, м 1,79
    Число головных частей, шт 3
    Мощность заряда, Мт 0,15
    Предельное отклонение, км 1,3
    Тип топлива Твердое

    Самоходная пусковая установка для комплекса «Пионер» разработана в ОКБ завода «Баррикады». В качестве шасси взяли шестиосный автомобиль МАЗ-547В. Ракета постоянно находилась в транспортно-пусковом контейнере (ТПК), сделанном из стеклопластика. Аэродинамический обтекатель головной части отсутствовал. Пуск ракеты производился с помощью порохового аккумулятора давления, установленного в нижней части контейнера. Маршевый двигатель включался лишь когда пусковая установка была вне досягаемости струй раскаленных газов.

    Основные характеристики самоходной пусковой установки (без транспортно-пускового контейнера с ракетой)
    Вес СПУ, т 40,25
    Вес СПУ с ракетой в ТПК, т 43,0
    Длина, м 16,81
    Ширина, м 3,2
    Высота, м 2,94

    Пуск ракеты мог производиться либо из специального укрытия на основной позиции, либо с одной из полевых позиций, заранее подготовленных в геодезическом отношении. Для осуществления пуска самоходная пусковая установка вывешивалась на домкратах.

    Для размещения пусковой установки с ракетой использовалось укрытие гаражного типа с открывающейся крышей. Габаритные характеристики укрытия: длина 27,7 м; ширина 9,07 м; высота 6,82 м. При необходимости ракета могла быть запущена прямо из гаража.

    Серийное производство ракет 15Ж45 велось с 1976 г. на Боткинском заводе, а самоходных пусковых установок — на заводе «Баррикады». Первые полки ракет «Пионер», дислоцированные в Белоруссии, встали на боевое дежурство в августе 1976 г. С этих позиций в радиусе действия ракет «Пионер» оказывалась не только вся Европа, но и Гренландия, Северная Африка до Нигерии и Сомали, весь Средний Восток и даже север Индии и западные области Китая.

    Позже ракеты «Пионер» были размещены и за Уральским хребтом, в том числе под Барнаулом, Иркутском и Канском. Оттуда в радиусе действия ракет оказывалась вся территория Азии, включая Японию и Индокитай.

    Организационно ракеты РДС-10 были объединены в полки, которые имели на вооружении шесть или девять самоходных пусковых установок с ракетами.

    19 июля 1977 г. в МИТ начались работы по модернизации ракеты 15Ж45 «Пионер». Модернизированный комплекс получил индекс 15Ж53 «Пионер УТТХ» (с улучшенными тактико-техническими характеристиками).

    Ракета 15Ж53 имела те же первую и вторую ступени, что и 15Ж45. Изменения коснулись системы управления и агрегатно-приборного блока. Точность стрельбы была доведена до ±450 м. Установка на агрегатно-приборный блок новых более мощных двигателей позволила увеличить район разведения боеголовок, что дало возможность расширить площадь поражения. Дальность стрельбы была увеличена с 5000 до 5500 км.

    С 10 августа 1979 г. по 14 августа 1980 г. на полигоне Капустин Яр были проведены летные испытания ракеты 15Ж53 в объеме 10 пусков. Постановлением Совмина от 23 апреля 1981 г. комплекс «Пионер УТТХ» был принят на вооружение.

    В 1980-х годах была разработана новая модернизированная ракета, получившая название «Пионер-3». Ракета оснащена новой боевой частью, имевшей существенно меньшее КВО. Новая самоходная пусковая установка для «Пионера-3» была создана в ОКБ завода «Баррикады» на базе шестиосного шасси «7916». Первый пуск ракеты состоялся в 1986 г. Ракетный комплекс <<Пионер-3» успешно прошел государственные испытания, но не был принят на вооружение из-за подписания договора о ликвидации ракет средней дальности.

    Количество ракет «Пионер» всех модификаций увеличивалось быстрыми темпами. В 1981 г. насчитывалось 180 самоходных пусковых установок комплексов. В 1983 г. их количество превысило 300, а в 1986 г. составило 405 единиц.

    В соответствии с договором по ракетам средней и малой дальности в 1987 г. подлежали ликвидации 405 развернутых ракет 15Ж45 и 15Ж53 и пусковых установок к ним, а также 245 неразвернутых ракет и 118 пусковых установок к ним.

    Около четверти развернутых ракет было уничтожено непосредственно пуском, и все пуски прошли удачно. Следует отметить, что среди запускавшихся ракет были простоявшие на боевом дежурстве свыше 10 лет.

    Согласно условиям договора было расформировано 58 полков, оснащенных ракетами «Пионер». Ликвидация ракет закончилась 12 июня 1991 г.

    Глава 7. Атомная и ракетная экзотика

    Тактический ракетный комплекс «Резеда». В начале 1960-х годов была начата разработка тактического ракетного комплекса «Резеда» с неуправляемой ракетой, имевшей специальную боевую часть. Головным разработчиком комплекса было назначено НИИ-147, В работе над ракетой принимали участие ЦКБ-14 и ряд других организаций.

    «Резеда» представляла собой советский ответ на американскую систему «Дэви Крокет», принятую в 1961 г. для воздушно-десантных батальонов.

    Наш комплекс «Резеда» состоял из пусковой установки на шасси БТР-60ПА, командирской машины на шасси БТР-60ПА и транепортно-заряжающей машины на шасси автомобиля ГАЗ-66.

    Пусковая установка имела две трубчатые направляющие. В проекте они именовались динамореактивными орудиями, но, судя по проекту, все же были направляющими.

    Стрельба велась неуправляемой надкалиберной твердотопливной ракетой 9М-24. Диаметр боевой части ракеты составлял 360 мм, а диаметр двигателя — 230 мм, общая длина ракеты 2300 мм. Вес всей ракеты 9М-24— 150 кг, вес боевой части — 90 кг. Максимальная дальность стрельбы — 6 км, минимальная — 2 км. Круговое вероятное отклонение — 200 м.

    Работы над комплексом дошли, по крайней мере, до стадии заводских испытаний элементов системы. По плану комплекс «Резеда» предполагалось представить на Государственные испытания во II квартале 1965 г. Но, по-видимому, работы по «Резеде» были прекращены до Государственных испытаний.

    Тактические ракетные комплексы «Таран» и «Шиповник». В 1968 г. началось проектирование тактических ракетных комплексов «Таран» и «Шиповник» со специальными боевыми частями. Головным разработчиком по ракете было назначено Конструкторское бюро приборостроения (КБП), а по пусковой установке — КБ Ленинградского Кировского завода. Комплекс «Таран» предназначался для танковых, а «Шиповник» — для мотострелковых полков.

    Согласно тактико-техническим требованиям максимальная дальность стрельбы должна была составлять 6–8 км, а минимальная — 1–2 км. Точность стрельбы по наблюдаемым целям ±100 м, по ненаблюдаемым ±250 м. Ракета проектировалась в двух вариантах — неуправляемой и с упрощенной схемой коррекции, подобно «Луне-3».

    Диаметр (калибр) боевой части 300 мм, вес боевой части 65 кг, мощность заряда 0,1–0,3 кт. Стартовый вес ракеты около 150 кг. Двигатель твердотопливный. Максимальная скорость полета 500 м/с.

    Пусковая установка комплекса «Таран» размещалась на танке— первоначально на «объекте 287», затем на Т-64А. Пусковая установка размещалась в башне, что позволяло получить круговой обстрел. Угол вертикального наведения трубчатой пусковой установки от 4-10° до +50°. Боекомплект установки 2–3 ракеты. Вес установки с боекомплектом 37 т. Дополнительное вооружение: 10— 12ПТУРС «Таран-1», запускались из той же трубы, что и ракеты «Таран» со специальной боевой частью. Дальность стрельбы ракетами «Таран-1» — до 10 км, способна пробить броню до 300 мм при попадании под углом 30° к нормали. Экипаж пусковой установки 3 человека.

    Пусковая установка комплекса «Шиповник» размещена на БМП-1. Угол вертикального наведения 120°. Боекомплект 2–3 ракеты. Вес пусковой установки с боекомплектом 12,5 т. Дополнительное вооружение: один 12,7-мм пулемет с боекомплектом 1000 патронов. Расчет 2 человека.

    В начале 1972 г. работы по комплексам «Таран» и «Шиповник» были прекращены.

    Комплексы тактических ракет с пусковыми установками типа «закрытая труба». В СССР было спроектировано несколько комплексов неуправляемых тактических ракет с пусковыми установками типа «закрытая труба», но ни один из них не был принят на вооружение Советской армии. Поэтому официальная классификация таких комплексов в советской и российской военной литературе отсутствует.

    Пусковые установки типа «закрытая труба» можно рассматривать как пушки или минометы, стреляющие активно-реактивными снарядами, и как пусковые установки, стреляющие ракетами.

    По мнению автора, ракетная трубчатая пусковая установка отличается от артиллерийского орудия (пушки, гаубицы, миномета) тем, что дальность стрельбы снаряда (ракеты) при включении порохового двигателя за пределами канала ствола существенно больше дальности полета того же снаряда без включения реактивного двигателя (имеется в виду, когда снаряд летит только за счет энергии, полученной в канале ствола).

    Ракетная система Д-80. О пусковых установках со схемой «закрытая труба» у нас после 15-летней паузы вспомнили в 1963 г., когда началось проектирование ракетной системы Д-80. В проекте пусковая установка Д-80 называлась орудием, стреляющим активно-реактивным снарядом, но ее лучше считать пусковой установкой со схемой «закрытая труба», а снаряд — ракетой.

    Пусковая установка Д-80 состояла из трубчатой направляющей калибра 535 мм, установленной на гусеничном шасси «объект 429» (харьковский тягач МТ-Т).

    Ствол Д-80 имел противооткатные устройства с длинным откатом и дульный тормоз с эффективностью 58 %. Длина ствола с дульным тормозом 8045 мм, то есть 15 калибров. Люлька Д-80 упиралась в поддон, опущенный на грунт.

    Заряжание производилось с дульной части специальным заряжающим устройством. Разряжание — тем же механизмом. Заряжание — раздельное.

    Ствол Д-80 имел 64 нареза, крутизна нарезки 15 калибров. Стрельба велась снарядами (ракетами), имевшими готовые нарезы на корпусе.

    В боекомплект Д-80 входили:

    а) 535-мм обычный фугасный снаряд весом 905 кг. Снаряд выбрасывался вышибным зарядом весом 144 кг на дальность от 5 до 13 км.

    б) 535-мм активно-реактивный снаряд (АРС)[69] весом 905 кг. Активно-реактивный снаряд выстреливался из канала вышибными зарядами с дульными скоростями 500, 330 и 250 м/с. Максимальный вес вышибного заряда 144 кг, а максимальное давление в канале 1025 кг/см2.

    Активно-реактивный снаряд был снабжен мощным реактивным твердотопливным двигателем, благодаря чему дальность стрельбы им была от 5 до 75 км. Вес ракетного топлива 286 кг, время работы двигателя 14,8 с. Боевая часть АРСа весила 450 кг. АРС должен был иметь боеголовки: фугасную, кассетную или специальную АА22, ту же самую, что и на снаряде 9М21Б комплекса «Луна-М».

    Расчетное круговое вероятное отклонение АРСа на предельной дальности составляло 550 м.

    Угол вертикального наведения пусковой установки Д-80 составлял от +50° до +70°. Вертикальное наведение ствола производилось гидравлическим устройством. Кроме того, был предусмотрен и ручной привод. Угол горизонтального наведения составлял 8°. Механизм горизонтального наведения секторного типа. Прицел механического типа взят от 122-мм гаубицы Д-30.

    Габариты пусковой установки: длина 12 570 мм; высота 3680 мм; ширина 3250 мм. Вес установки 35 т. Максимальная скорость по шоссе 60 км/час. Расчет 3 человека.

    В походном положении снаряды (ракеты) должны были возиться на транспортно-заряжающей машине, которая была спроектирована на том же шасси «объект 429». На нее грузили одиннадцать 535-мм снарядов.

    Головным разработчиком комплекса Д-80 было назначено ОКБ-9. В разработке участвовали: НИИ-1, НИИ-24, НИИ-125, НИИ-13, НИИ-61 и другие организации.

    10 мая 1965 г. был рассмотрен аванпроект ОКБ-9. Проектанты попытались доказать преимущества комплекса Д-80 перед «Луной-М», поскольку комплекс Д-80 проектировался в качестве дивизионного средства.

      Д-80 «Луна-М»
    Стоимость пусковой установки, тыс. руб 150 152
    Стоимость ракеты с обычной боеголовкой, тыс. руб 5 18

    В октябре 1988 г. заводу «Баррикады» был даже дан заказ на изготовление трубы и казенника для Д-80. Но в конце 1988 г. все работы по Д-80 были прекращены. Проект был кардинально переработан и получил индекс Д-80—2, но и новый вариант не устроил начальство.

    В сентябре 1969 г. ОКБ-9 предложило новый проект Д-8 °C. Так же, как и Д-80, новая система имела 535-мм нарезной ствол. Однако заряжание производилось теперь с казенной части, по схеме, близкой к 240-мм миномету М-240. Схема была безоткатная, казенник с затвором упирались в массивный поддон.

    Ствол был смонтирован в обойме типа карданной рамы гироскопа при помощи шарнирного устройства и мог в ней поворачиваться для осуществления горизонтального наведения.

    Угол заряжания системы от -7° до -10°. Заряжание раздельное. Вышибной заряд в картузах помещался в короткой (150-мм) металлической гильзе.

    Механизмы вертикального и горизонтального наведения были секторного типа, имели механизм быстрого приведения на угол заряжания. В качестве шасси Д-8 °C был использован гусеничный бронированный транспортер МТ-ЛБ.

    Вес ствола 3350 кг. Вес пусковой установки с 50-процентной заправкой топливом и без расчета — 15 тонн. Расчет 3–4 человека.

    Стрельба должна была вестись АРСами (ракетами) весом 930 кг. Дульная скорость снаряда 450 м/с. Дальность стрельбы от 5 до 65 км. Вес боевой части 420 кг. Рассматривались варианты применения фугасных, кассетных и специальных боеголовок.

    Чтобы сделать проект Д-8 °C более привлекательным для начальства, конструкторы ОКБ-9 на его базе спроектировали еще несколько ракетных пусковых установок со схемой «закрытая труба». Среди них были:

    280-мм четырехствольная самоходная пусковая установка Д-6 на том же шасси (то есть МТ-ЛБ) и с теми же установочными частями, что и Д-8 °C.

    Данные самоходной пусковой установки Д-6
    Калибр, мм 280
    Угол ВН, град +50°; +70°
    Угол ГН, град ±7°
    Вес ПУ, т около 15
    Вес ракеты, кг 180
    Вес боевой части, кг 70
    Дальность стрельбы, км: максимальная 45
    минимальная 4
    Дульная скорость, м/с 500
    Рассеивание: по дальности 1/225*
    боковое 1/2000*

    * 1/225 часть от максимальной дальности.

    152-мм четырехствольная самоходная пусковая установка Д-14 сконструирована на шасси МТ-ЛБ, унифицированном с Д-80.

    Данные самоходной пусковой установки Д-14
    Калибр, мм 152
    Угол ВН, град +50°; +70°
    Угол ГН, град ±7°
    Вес ПУ боевой, т 15
    Вес боевой части, кг 20
    Дальность максимальная, км 25
    Дульная скорость, м/с 500

    280-мм буксируемая пусковая установка Д-27 Ординарный нарезной ствол накладывался на штатный лафет от 122-мм гаубицы Д-30.

    Данные буксируемой пусковой установки Д-27
    Калибр, мм 280
    Угол ВН, град +45°; +70°
    Угол ГН, град 360°
    Вес ПУ боевой, кг 3450
    Вес снаряда, кг 180
    Вес боевой части, кг 70
    Дульная скорость, м/с 130
    Дальность максимальная, км 20
    Дальность минимальная, км 1,4
    Рассеивание: по дальности 1/300
    боковое 1/1000

    280-мм буксируемая пусковая установка Д-105 могла стрелять АРСами (ракетами) с баллистикой Д-6 по схеме Д-3. Боевой вес пусковой установки 6500 кг. По схеме Д-3 цапфы люльки относились за казенный срез ствола почти на полную длину отката, что создавало возможность почти не менять центр тяжести системы при угле горизонтального наведения ±30° и сохранить устойчивость системы при выстреле.

    Ни один из перечисленных проектов реализован не был. Одной из причин этого было решение руководства о прекращении работ над неуправляемыми тактическими ракетами — носителями спецбоеприпасов.

    Договор о ликвидации ракет средней и меньшей дальности. 8 декабря 1987 г. президенты Михаил Горбачев и Рональд Рейган подписали в Вашингтоне договор по РСД-РМД. Тогда Горбачев заявил:

    «Решающей предпосылкой успеха этих преобразований являются демократизация и гласность. Они же — и гарантия того, что мы пойдем далеко и что взятый курс необратим. Такова воля нашего народа…

    Человечество начинает осознавать, что оно отвоевалось. Что с войнами надо кончать навсегда…

    И, отмечая действительно историческое событие — подписание Договора, да еще находясь в этих стенах, нельзя не отдать должное многим, кто приложил к этому ум, энергию, терпение, настойчивость, знания, преданность долгу перед своим народом и международным сообществом. И прежде всего я хотел бы назвать товарища Э.А. Шеварднадзе и господина Дж. Шульца»[70].

    В официальных документах:

    «Генеральный секретарь Центрального Комитета Коммунистической партии Советского Союза М.С. Горбачев и Президент Соединенных Штатов Америки Рональд У. Рейган провели встречу в Вашингтоне 7—10 декабря 1987 г.

    В переговорах приняли участие:

    с советской стороны — член Политбюро ЦК КПСС, министр иностранных дел СССР Э.А. Шеварднадзе, член Политбюро ЦК КПСС, секретарь ЦК КПСС А.Н. Яковлев»[71].

    Итак, мы видим, кто были инициаторами подписания договора: Горбачев, Шеварднадзе и Яковлев — архитекторы перестройки и «бескорыстные патриоты»! Зато было проигнорировано мнение таких ведущих специалистов в области ракет средней и малой дальности, как Непобедимый и др.

    Далее:

    «Генеральный секретарь и Президент подтвердили основополагающее значение их встреч в Женеве и в Рейкьявике, заложивших базу для конкретных шагов в процессе, направленном на улучшение стратегической стабильности и уменьшение опасности возникновения конфликта. Они и впредь будут руководствоваться торжественно провозглашенным ими убеждением, что ядерная война никогда не должна быть развязана, в ней не может быть победителей. Они преисполнены решимости предотвратить любую войну между СССР и США — ядерную или обычную. Они не будут стремиться к достижению военного превосходства»[72].

    Согласно договору правительство США не должно стремиться «к достижению военного превосходства» над Россией. Насколько выполняется это обещание?

    Главный же вопрос — выгоден ли России этот договор? Цифры говорят сами за себя: СССР ликвидировал 608 пусковых установок ракет средней дальности и 237 пусковых установок ракет малой дальности, а американцы — соответственно 282 и 1 (нет, это не опечатка, действительно ОДНУ!).

    При этом на самом деле были ликвидированы лишь советские ракеты средней и малой дальности. После подписания договора на США не было направлено ни одной ракеты средней дальности, а на СССР — несколько сот ракет. О восемнадцати французских ракетах S-2 и S-3 на плато Альбион мы уже говорили, но это лишь верхушка айсберга.

    К моменту подписания договора Англия располагала четырьмя атомными подводными лодками, на борту которых находилось по 16 ракет «Поларис А-3» с разделяющимися боевыми частями. Франция же располагала шестью атомными подводными лодками также с 16 баллистическими ракетами каждая.

    Но и это не все. К 1987 г. в Китае были развернуты соединения ракет средней дальности Дун-1, Дун-2 и Дун-2—I[73] с дальностью стрельбы от 2000 до 4000 км.

    Наконец, в Израиле создано не только ядерное оружие, но и средства его доставки, в том числе баллистические ракеты, способные поразить цели на территории РФ.

    И если конфликт России и Франции многими рассматривается в настоящее время чисто академически, то использование ракет средней дальности Китаем и Израилем для ядерного шантажа нашей страны вполне реально.

    Еще в начале 1980-х годов руководство КПСС было всерьез озабочено планами размещения в Западной Европе баллистических ракет «Першинг-2» и крылатых ракет, обладавших малым КВО. Такие ракеты с учетом малого подлетного времени могли стать для США оружием первого удара, то есть в течение нескольких минут уничтожить на территории Европейской части СССР открытые и шахтные пусковые установки баллистических ракет, а также штабы, командные пункты и т. д. Угроза эта была достаточно серьезной, и реагировать на нее следовало достаточно жестко.

    Вообще говоря, вопрос о размещении в Западной Европе и Турции американских ракет средней дальности был решен еще в конце 1962 г. Другой вопрос, что договоренность между двумя великими державами не была тогда закреплена в официальном договоре. Тем не менее обе стороны честно выполняли ее почти двадцать лет.

    Поэтому СССР был вправе заявить, что в случае доставки в Европу хотя бы одной ракеты средней дальности он снимает с себя обязательства не доставлять ракеты на Кубу. И вот тогда на Кубе появились бы «Пионеры», «Темпы-С» и «Ока».

    Был и еще один — самый худший для России выход. Предложить оставить в Европе советские ракеты средней дальности в количестве, равном числу английских и французских баллистических ракет, размещенных на подводных лодках и на суше, а на Дальнем Востоке оставить количество ракет, вдвое превышавшее число китайских ракет средней и большой дальности.

    Наконец, оба государства должны были обязаться не оказывать ни военную, ни экономическую помощь странам, создающим ракеты средней дальности параллельно с ядерным оружием. Это равно коснулось бы Ирака, Пакистана, Индии и Израиля.

    Но, увы, Горбачев, Шеварднадзе и Яковлев пошли другим путем. Куда они завели нас всех — говорить не приходится. Поэтому мы вновь вернемся к статьям «Договора межу Союзом Советских Социалистических Республик и Соединенными Штатами Америки о ликвидации их ракет средней дальности и меньшей дальности» 1987 года[74].

    Статья II

    Для целей настоящего Договора:

    1. Термин «баллистическая ракета» означает ракету, большая часть полета которой осуществляется по баллистической траектории. Термин «баллистическая ракета наземного базирования (БРНБ)» означает баллистическую ракету наземного базирования, которая является средством доставки оружия.

    2. Термин «крылатая ракета» означает беспилотное, оснащенное собственной двигательной установкой средство, полет которого на большей части его траектории обеспечивается за счет использования аэродинамической подъемной силы. Термин «Крылатая ракета наземного базирования (КРНБ)» означает крылатую ракету наземного базирования, которая является средством доставки оружия.

    3. Термин «пусковая установка БРНБ» означает стационарную пусковую установку или мобильный транспортно-установочный пусковой механизм наземного базирования для пуска БРНБ.

    4. Термин «пусковая установка КРНБ» означает стационарную пусковую установку или мобильный транспортно-установочный пусковой механизм наземного базирования для пуска КРНБ.

    5. Термин «ракета средней дальности» означает БРНБ или КРНБ, дальность которой превышает 1000 километров, но не превышает 5500 километров.

    6. Термин «ракета меньшей дальности» означает БРНБ или КРНБ, дальность которой равна или превышает 500 километров, но не превышает 1000 километров.

    7. Термин «район развертывания» означает специально оговоренный район, в пределах которого могут эксплуатироваться ракеты средней дальности и пусковые установки таких ракет и в пределах которого находятся одна или несколько ракетных операционных баз.

    8. Термин «ракетная операционная база» означает:

    а) применительно к ракет средней дальности — находящийся в пределах района развертывания комплекс объектов, на котором обычно эксплуатируются ракеты средней дальности и пусковые установки таких ракет, а также находятся связанные с такими ракетами и пусковыми установками вспомогательные сооружения, и на котором обычно находится связанное с такими ракетами и пусковыми установками вспомогательное оборудование; и

    б) применительно к ракетам меньшей дальности — находящийся в любом месте комплекс объектов, на котором обычно эксплуатируются ракеты меньшей дальности и пусковые установки таких ракет и на котором обычно находится связанное с такими ракетами и пусковыми установками вспомогательное оборудование.

    9. Термин «ракетный вспомогательный объект» применительно к ракетам средней дальности или меньшей дальности и пусковым установкам таких ракет означает объект по производству ракет или объект по производству пусковых установок, место ремонта ракет или место ремонта пусковых установок, место обучения, место складского хранения ракет или место складского хранения пусковых установок, испытательный полигон, место ликвидации, как эти термины определены в Меморандуме о договоренности.

    10. Термин «в пути следования» означает перемещение с уведомлением о нем в соответствии с пунктом 5 «f» статьи IX настоящего Договора ракеты средней дальности или пусковой установки такой ракеты между ракетными вспомогательными объектами, между таким объектом и районом развертывания или между районами развертывания либо перемещения ракеты меньшей дальности или пусковой установки такой ракеты из ракетного вспомогательного объекта или ракетной операционной базы в место ликвидации.

    11. Термин «развернутая ракета» означает ракету средней дальности, находящуюся в пределах района развертывания, или ракету меньшей дальности, находящуюся на ракетной операционной базе.

    12. Термин «неразвернутая ракета» означает ракету средней дальности, находящуюся за пределами района развертывания, или ракету меньшей дальности, находящуюся за пределами ракетной операционной базы.

    13. Термин «развернутая пусковая установка» означает пусковую установку ракеты средней дальности, находящуюся в пределах района развертывания, или пусковую установку ракеты меньшей дальности, находящуюся на ракетной операционной базе.

    14. Термин «неразвернутая пусковая установка» означает пусковую установку ракеты средней дальности, находящуюся за пределами района развертывания, или пусковую установку ракеты меньшей дальности, находящуюся за пределами ракетной операционной базы.

    15. Термин «страна размещения» означает какую-либо страну, кроме Союза Советских Социалистических Республик или Соединенных Штатов Америки, на территории которой были размещены на какой-либо момент после 1 ноября 1987 года ракеты средней дальности или меньшей дальности Сторон, пусковые установки таких ракет или связанные с такими ракетами и пусковыми установками вспомогательные сооружения. Ракеты или пусковые установки, находящиеся в пути следования, не считаются «размещенными».

    (…)

    Статья IV

    1. Каждая из Сторон ликвидирует все свои ракеты средней дальности и пусковые установки таких ракет, а также связанные с такими ракетами и пусковыми установками все вспомогательные сооружения и все вспомогательное оборудование категорий, которые приведены в Меморандуме о договоренности, таким образом, чтобы не позднее чем через три года после вступления в силу настоящего Договора и в дальнейшем ни у одной из Сторон не имелось таких ракет, пусковых установок, вспомогательного сооружения и вспомогательного оборудования.

    2. Для осуществления положений пункта 1 настоящей статьи обе Стороны по вступлении настоящего Договора в силу приступают к сокращению всех типов своих развернутых и неразвернутых ракет средней дальности, развернутых и неразвернутых пусковых установок таких ракет, а также связанных с такими ракетами и пусковыми установками вспомогательных сооружений и вспомогательного оборудования и продолжают осуществлять такие сокращения на всем протяжении каждого этапа в соответствии с положениями настоящего Договора.

    (…)

    Статья V

    1. Каждая из сторон ликвидирует все свои ракеты меньшей дальности и пусковые установки таких ракет, а также связанное с такими ракетами и пусковыми установками все вспомогательное оборудование категорий, которые приведены в Меморандуме о договоренности, таким образом, чтобы не позднее чем через 18 месяцев после вступления в силу настоящего Договора и в дальнейшем ни у одной из Сторон не имелось таких ракет, пусковых установок и вспомогательного оборудования.

    2. Не позднее чем через 90 дней после вступления в силу настоящего Договора каждая из Сторон завершает перемещение всех своих развернутых ракет меньшей дальности и всех развернутых и неразвернутых пусковых установок таких ракет в места ликвидации и содержит их в этих местах до тех пор, пока они не будут ликвидированы в соответствии с процедурами, изложенными в Протоколе о ликвидации. Не позднее чем через 12 месяцев после вступления в силу настоящего Договора каждая из Сторон завершает перемещение всех своих неразвернутых ракет меньшей дальности в места ликвидации и содержит их в этих местах до тех пор, пока они не будут ликвидированы в соответствии с процедурами, изложенными в Протоколе о ликвидации.

    3. Ракеты меньшей дальности и пусковые установки таких ракет не находятся в одном и том же месте ликвидации. Такие места отстоят друг от друга не менее чем на 1000 километров.

    Статья VI

    1. По вступлении в силу настоящего Договора и в дальнейшем ни одна из Сторон:

    a) не производит никаких ракет средней дальности, не проводит летные испытания таких ракет и не производит никаких ступеней таких ракет и никаких пусковых установок таких ракет; и

    b) не производит никаких ракет меньшей дальности, не проводит летные испытания и не осуществляет пуски таких ракет и не производит никаких ступеней таких ракет и никаких пусковых установок таких ракет.

    2. Независимо от положений пункта 1 настоящей статьи каждая из Сторон имеет право производить тип БРНБ, не ограничиваемый настоящим Договором, в которой используется ступень, внешне сходная, но не взаимозаменяемая со ступенью существующего типа БРНБ средней дальности, имеющего более одной ступени, при условии, что Сторона не производит никакой другой ступени, которая внешне сходна, но не взаимозаменяема с любой другой ступенью существующего типа БРНБ средней дальности.

    Статья VII

    Для целей настоящего Договора:

    1. Если баллистическая ракета или крылатая ракета прошла летные испытания или была развернута в целях доставки оружия, то все ракеты этого типа рассматриваются как средства доставки оружия.

    2. Если БРНБ или КРНБ является ракетой средней дальности, то все БРНБ или КРНБ этого типа рассматриваются как ракеты средней дальности. Если БРНБ или КРНБ является ракетой меньшей дальности, то все БРНБ или КРНБ этого типа рассматриваются как ракеты меньшей дальности.

    3. Если БРНБ является БРНБ типа, созданного и испытанного исключительно для перехвата и борьбы с объектами, не находящимися на поверхности Земли, то такая БРНБ не рассматривается как ракета, на которую распространяются ограничения настоящего Договора.

    4. Дальностью БРНБ, не указанной в статье III настоящего Договора, считается максимальная дальность, на которую она была испытана. Дальностью КРНБ, не указанной в статье III настоящего Договора, считается максимальное расстояние, которое ракета может пролететь в нормальном проектном режиме до полного израсходования топлива, определяемое по проекции траектории полета ракеты на земную сферу от точки старта до точки падения. БРНБ или КРНБ, дальность которых равна или превышает 500 километров, но не превышает 1000 километров, рассматриваются как ракеты меньшей дальности. БРНБ или КРНБ, дальность которых превышает 1000 километров, но не превышает 5500 километров, рассматриваются как ракеты средней дальности.

    (…)

    11. Баллистическая ракета, не являющаяся ракетой для использования в варианте наземного базирования, не рассматривается как БРНБ, если испытательный пуск такой пакеты производится на стартовой позиции для испытаний со стационарной пусковой установки наземного базирования, которая используется исключительно в целях испытаний и которая отличима от пусковых установок БРНБ. Крылатая ракета, не являющаяся ракетой для использования в варианте наземного базирования, не рассматривается как КРНБ, если испытательный пуск такой ракеты производится на стартовой позиции для испытаний со стационарной пусковой установки наземного базирования, которая используется исключительно в целях испытаний и которая отличима от пусковых установок КРНБ.

    12. Каждая из Сторон имеет право производить и использовать для ускорительных средств, которые в противном случае могли бы рассматриваться как ракеты средней дальности или меньшей дальности, только существующие типы ускорительных ступеней для таких ускорительных средств. Пуски таких ускорительных средств не рассматриваются как летные испытания ракет средней дальности и меньшей дальности при условии, что:

    a) ступени, используемые в таких ускорительных средствах, отличаются от ступеней, используемых в ракетах, которые в статье III настоящего Договора приведены в качестве существующих типов ракет средней дальности или меньшей дальности;

    b) такие ускорительные средства используются только в целях исследований и разработок для испытания объектов, но не самих ускорительных средств;

    c) суммарное количество пусковых установок таких ускорительных средств не превышает для каждой из Сторон 35 единиц в любой данный момент; и

    d) пусковые установки таких ускорительных средств являются стационарными, размещены на поверхности земли и находятся только на стартовых позициях для исследований и разработок, указанных в Меморандуме о договоренности.

    Стартовые позиции для исследований и разработок не подлежат инспекции согласно статье XI настоящего Договора.

    Общие количества ракет средней дальности и пусковых установок таких ракет, попадающих под действие Договора[75]

    1. Ниже приводятся количества ракет средней дальности и пусковых установок таких ракет для каждой из Сторон:

      СССР США
    Развернутые ракеты 470 429
    Неразвернутые ракеты 356 260
    Суммарное количество развернутых и неразвернутых ракет 826 689
    Суммарное количество вторых ступеней 650 236
    Развернутые пусковые установки 484 214
    Неразвернутые пусковые установки 124 68
    Суммарное количество развернутых и неразвернутых пусковых установок 608 282

    2. Ниже приводятся количества ракет меньшей дальности и пусковых установок таких ракет для каждой из Сторон:

      СССР США
    Развернутые ракеты 387 0
    Неразвернутые ракеты 539 170
    Суммарное количество развернутых и неразвернутых ракет 926 170
    Суммарное количество вторых ступеней 726 175
    Развернутые пусковые установки 197 0
    Неразвернутые пусковые установки 40 1
    Суммарное количество развернутых и неразвернутых пусковых установок 237

    Элементы ракетных средств, подлежащие ликвидации[76]

    Конкретными элементами каждого типа ракетных средств, которые должны быть ликвидированы, являются:

    1. Для Союза Советских Социалистических Республик:

    «РСД-10» — ракета, пусковой контейнер, пусковая установка, транспортное средство для ракеты и стационарное сооружение для пусковой установки;

    «Р-12» — ракета, транспортное средство для ракеты, установщик ракеты, пусковой стол и емкости для топлива;

    «Р-14» — ракета;

    «РК-55» — ракета, пусковой контейнер и пусковая установка;

    «ОТР-22» — ракета, пусковая установка и транспортное средство для ракеты; и

    «ОТР-23» — ракета, пусковая установка и транспортное средство для ракеты.

    2. Для Соединенных Штатов Америки:

    «Першинг-2» — ракета, пусковая установка и укрытие стартовой площадки;

    «BGM-109G» — ракета, пусковой контейнер и пусковая установка;

    «Першинг-1А» — ракета и пусковая установка; и

    «Першинг-1Б» — ракета.

    3. Для обеих Сторон ликвидации подлежат все учебные ракеты, ступени учебных ракет, учебные пусковые контейнеры и учебные пусковые установки.

    4. Для обеих Сторон ликвидации подлежат все ступени БРНБ средней дальности и меньшей дальности.

    5. Для обеих Сторон ликвидации подлежат все головные части развернутых ракет средней дальности и меньшей дальности.


    Примечания:



    3

    Вообще говоря, мощность взрыва ядерных бомб — понятие весьма относительное, так как тротиловый эквивалент можно считать по разным факторам. Поэтому в данных о мощности бомб могут быть разночтения.



    4

    Материалы сайта Lenta.ru.



    5

    Хаттори Т.Япония в войне 1941–1945. М, Воениздат, 1973. С. 556.



    6

    Поражающее действие атомных бомб. М., Воениздат, 1954. С. 29–33.



    7

    Там же. С. 45.



    37

    СКБ МОП — Специальное КБ гладкоствольной артиллерии Миноборонпрома в г. Коломне. Создано в 1942 г. В настоящее время называется КБ Машиностроения.



    38

    Бывшее Центральное Артиллерийское КБ, институт располагался в деревне Подлипки под Москвой, бессменным руководителем его был Василий Гаврилович Грабин.



    39

    Далее по тексту Постановления Совмина.



    40

    Ленский AT., Цыбин М.М. Советские сухопутные войска в последний год Союза ССР. СПб. 2001. С. 40.



    41

    Кроме САУ «Гиацинт-С» имелись и другие артсистемы.



    42

    Там же.



    43

    Там же.



    44

    Там же.



    45

    Там же.



    46

    Ленский А.Г., Цыбин М.М. Советские сухопутные войска в последний год Союза ССР. С. 39.



    47

    Там же. С. 40.



    48

    Комплекс «Степь» предназначен для хранения и обслуживания спецбоеприпасов для комплексов «Луна» и «Марс». В состав его входило 11 колесных автомашин, включая кран. Комплекс разработан на заводе «Баррикады» и имел заводской индекс Бр-221.



    49

    По другим источникам проектирование начато 7 апреля I960 г.



    50

    С 1960 г. ГАУ стало называться ГРАУ — Главное Ракетно-Артиллерийское Управление.



    51

    Ленский А.Г., Цыбин М.М. Советские сухопутные войска в последний год Союза ССР, СПб, 2001. С. 266.



    52

    Там же. С. 35.



    53

    Ленский А.Г., Цыбин М.М. Советские сухопутные войска в последний год Союза ССР. С. 35.



    54

    Полное наименование бригады — 199-я гвардейская ракетная Дрезденская ордена Александра Невского бригада (ранее соединение с таким наименованием, оснащенное оперативно-тактическими ракетами Р-17, входило в состав войск Белорусского ВО).



    55

    Полное наименование бригады — 233-я ракетная Свирская ордена Богдана Хмельницкого бригада (ранее соединение с таким наименованием, оснащенное оперативно-тактическими ракетами Р-17, входило в состав 28-й отдельной армии Белорусского ВО).



    56

    Эта должность учреждена в марте 1955 г., а в декабре 1959 г. занимавший ее Главный маршал артиллерии М.И. Неделин возглавил Ракетные войска стратегического назначения.



    57

    Формировавшиеся во второй половине 1940-х годов — начале 1950-х годов ракетные соединения именовались «бригадами особого назначения РВГК». а с 1953 г. — «инженерными бригадами РВГК».



    58

    Ленский AJ1., Цыбин ММ. Советские сухопутные войска в последний год Союза ССР. СПб. 2001. С. 33.



    59

    «Красная Звезда» 28 апреля 1993 г.



    60

    В ходе испытаний ракет всегда вначале проводятся бросковые испытания с разомкнутой системой управления и лишь затем переходят к управляемым пускам.



    61

    Термин «крылатая ракета» был введен приказом Министерства обороны СССР от 30.10.1959 г., до этого они назывались самолетами-снарядами.



    62

    Двигатель РД-500К — вариант РД-500 с нерегулируемой тягой и коротким ресурсом (10 ч., в т. ч. 30 мин. на максимальной тяге).



    63

    Позже, в 1930-х годах, баллистические ракеты типа Р-11 успешно сбивались как советскими (С-300), так и американскими («Пэтриот») комплексами ПВО.



    64

    Данных по заряду С-5 нет, но заряд П-5 имел мощность 650 кт.



    65

    О крылатых ракетах морского базирования см.: Широкорад А.Б. Огненный меч Российского флота. М., Яуза, ЭКСМО, 2004.



    66

    Данные ракеты РК-55 составлены по: «Вестник Министерства иностранных дел СССР» № 10, 25 декабря 1987 г.; Карпенко А.В. Российское ракетное оружие 1943–1993 гг. Справочник, СПб. ПИКА, 1993.



    67

    Бугайский В.Н. Эпизоды из жизни главного конструктора самолетов и ракетно-космических систем. Подольск.



    68

    Ленский А.Г., Цыбин ММ. Советские сухопутные войска в последний год Союза ССР. С. 31.



    69

    Здесь автор сохраняет терминологию проекта.



    70

    Вестник Министерства иностранных дел СССР № 10 25 декабря 1987 г. С. 3, 5, 6.



    71

    Там же. «Совместное советско-американское заявление на высшем уровне 10 декабря». С. 13.



    72

    Там же.



    73

    Ракеты Дун-2 в Китае имели обозначение Дун Фэн-3, а ракеты Дун-2-1 — Дун Фэн-4.



    74

    Вестник Министерства иностранных дел СССР Мз 10. С. 18–22.



    75

    Там же. С. 29. Меморандум о договоренности об установлении исходных данных в связи с Договором между Союзом Советских Социалистических Республик и Соединенными Штатами Америки о ликвидации их ракет средней дальности и меньшей дальности.



    76

    Там же. С. 74. Протокол о процедурах, регулирующих ликвидацию ракетных средств, подпадающих под действие Договора между Союзом Советских Социалистических Республик и Соединенными Штатами Америки о ликвидации их ракет средней дальности и меньшей дальности.






    Главная | Контакты | Прислать материал | Добавить в избранное | Сообщить об ошибке