Логотип

Разработка самоходного зенитного ракетного комплекса "Куб" (2К12), предназначенного для защиты войск, в основном танковых дивизий, от средств воздушного нападения, летящих на средних и малых высотах, была задана Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 18 июля 1958 г.
Комплекс "Куб" должен был обеспечить поражение воздушных целей, летящих со скоростями 420-600 м/с на высотах от 100-200 м до 5-7 км на дальностях до 20 км при вероятности поражения цели одной ракетой не менее 0,7.
Головным разработчиком комплекса определили ОКБ-15 ГКАТ. Ранее это был филиал основного разработчика самолетных РЛС - НИИ-17 ГКАТ, размещенный поблизости от Летно-испытательного института в подмосковном г. Жуковском. Вскоре ОКБ-15 передали в ГКРЭ, несколько раз меняли его наименование и наконец преобразовали в Научно-исследовательский институт приборостроения (НИИП) Министерства радиотехнической промышленности (МРТП).
Главным конструктором комплекса назначили начальника ОКБ-15 В.В. Тихомирова, в прошлом создателя первой советской самолетной РЛС "Гнейс-2". Эта же организация вела работы по созданию самоходной установки разведки и наведения (главный конструктор установки А.А. Растов) и полуактивной радиолокационной головки самонаведения ракеты (главный конструктор Ю.Н. Вехов, с 1960 г. - И.Г. Акопян).
Самоходная пусковая установка создавалась под руководством главного конструктора А.И. Яскина в ОКБ-203 Свердловского СНХ, которое ранее занималось разработкой технологического оборудования для технических подразделений ракетных частей. Затем его преобразовали в ГосКБ компрессорного машиностроения (ГКБКМ) МАП, в настоящее время именуемое НПП "Старт".
Гусеничные шасси для боевых средств комплекса создавались в КБ Мытищинского машиностроительного завода (ММЗ) Московского областного СНХ, в дальнейшем получившем наименование ОКБ-40 Министерства транспортного машиностроения, а ныне КБ, входящее в ПО "Метровагонмаш". Главный конструктор шасси Н.А. Астров еще до Великой Отечественной войны разработал легкий танк, а в послевоенные годы проектировал в основном самоходные артиллерийские установки.
Зенитную управляемую ракету для комплекса поручили создать КБ завода №134 ГКАТ, первоначально специализировавшемуся в области авиационного стрелкового и бомбового вооружения и уже успевшему накопить определенный опыт при разработке ракеты класса "воздух-воздух" К-7. Впоследствии эту организацию преобразовали в ГосМКБ "Вымпел" МАП. Разработка ракеты комплекса "Куб" была начата под руководством главного конструктора И.И. Торопова.
Работы по комплексу должны были обеспечить выход ЗРК "Куб" на совместные испытания во II квартале 1961 г. Они затянулись и завершились с почти пятилетним опозданием от плановых сроков, отстав на два года от практически одновременно начатых работ по комплексу "Круг". Свидетельством драматичности истории создания комплекса "Куб" стало отстранение от должностей главных конструкторов как комплекса в целом, так и входящей в его состав ракеты в самый напряженный момент работ.
Основная трудность создания комплекса определялась новизной и сложностью принятых в разработку технических решений.
В отличие от комплекса "Круг" для боевых средств "Куба" использовались гусеничные шасси более легкой весовой категории, аналогичные примененным для зенитных самоходных артиллерийских установок "Шилка". При этом все радиотехнические средства размещались не на двух машинах, как в ЗРК "Круг", а на одном так называемом "самоходе А". "Самоход Б" -самоходная пусковая установка - нес три ракеты вместо двух в комплексе "Круг". br>Очень сложные задачи решались и при создании зенитной ракеты. Сверхзвуковой прямоточный двигатель работал не на жидком, а на твердом топливе, что исключало возможность регулирования расхода в соответствии со скоростью и высотой полета ракеты. Кроме того, ракета была выполнена без отделяемых ускорителей - заряд стартового двигателя размещался в объеме камеры дожигания прямоточного двигателя. Впервые на зенитной ракете подвижного комплекса полуактивная доплеровская радиолокационная головка самонаведения заменила аппаратуру командного радиоуправления.
Все эти сложности не замедлили сказаться с началом летных испытаний ракет. В конце 1959 г. на Донгузский полигон была поставлена первая пусковая установка, что позволило тогда же приступить к проведению бросковых испытаний ЗУР. Однако до июля 1960 г. не удалось провести ни одного успешного пуска ракеты с работающей маршевой ступенью. Зато на стендовых испытаниях выявили 3 прогара камеры. К анализу причин неудач был привлечен НИИ-2 - одна из головных научных организаций ГКАТ. По рекомендации НИИ-2 отказались от крупногабаритного оперения, сбрасываемого по завершении стартового участка полета ракеты.

В результате стендовых испытаний натурной ГСН выявилась недостаточная мощность ее привода. Кроме того, определилось и некачественное исполнение обтекателя ГСН, вызывающее значительные искажения сигнала, порождающее синхронные помехи, что приводило к неустойчивости контура стабилизации. Это была общая беда многих отечественных ракет с радиолокационными головками самонаведения первого поколения. В результате конструкторы перешли на ситаловый обтекатель. Впрочем, помимо таких относительно "тонких" явлений в ходе испытаний столкнулись и с разрушением обтекателя в полете в результате аэроупругих колебаний конструкции.
Другим существенным недостатком, выявленным на ранней стадии испытаний ЗУР, была неудачная конструкция воздухозаборников. Система скачков уплотнения от передней кромки воздухозаборников неблагоприятно воздействовала на поворотные крылья, создавая большие аэродинамические моменты, неодолимые для рулевых машинок, - крылья заклинивались в крайнем положении. По результатам испытаний полномасштабных моделей в аэродинамических трубах нашли подходящее конструктивное решение - удлинить воздухозаборник, сдвинув передние кромки диффузора вперед на 200 мм.
В начале шестидесятых годов наряду с основным вариантом боевых машин комплекса на гусеничных шасси Мытищинского завода прорабатывались и другие самоходы - четырехосное корпусное плавающее колесное шасси "560" разработки той же организации и применявшееся для "Круга" шасси семейства СУ-1 ООП.
В 1961 г. испытания также шли с неудовлетворительными результатами. Не удалось добиться надежной работы ГСН, не были проведены пуски по опорной траектории, отсутствовали достоверные данные по величине секундного расхода топлива. Не удалось разработать технологию надежного нанесения теплозащитного покрытия на внутреннюю поверхность титанового корпуса камеры дожигания, которая подвергалась эрозионному воздействию содержащих окислы алюминия и магния продуктов сгорания газогенератора маршевого двигателя. В дальнейшем вместо титана применили сталь.

Последовали так называемые "оргвыводы". В августе 1961 г. И.И. Торопова сменили на АЛ. Ляпина, в январе 1962 г. место трижды лауреата Сталинской премии В.В. Тихомирова занял Ю.Н. Фигуровский. Но время дало справедливую оценку труду конструкторов, определивших технический облик комплекса. Спустя десять с небольшим лет советские газеты с восторгом перепечатывали фрагмент статьи из "Пари Матч", характеризующий эффективность спроектированной Тороповым ракеты словами: "Когда-нибудь сирийцы поставят памятник изобретателю этих ракет...". Бывшее ОКБ-15 сегодня носит имя В.В. Тихомирова.
Разгон зачинателей разработки не привел к ускорению работ. К началу 1963 г. из 83 запущенных ракет только 11 были оснащены ГСН. При этом удачно завершилось всего 3 пуска. Ракеты испытывались только с экспериментальными ГСН - поставка штатных еще не началась. Надежность ГСН была такова, что в сентябре 1963 г. после 13 неудачных пусков с отказами головки самонаведения пришлось прервать летные испытания. Не довели до конца и испытания маршевого двигателя ЗУР.
К 1964 г. пуски ракет проводились в более или менее штатном исполнении, но наземные средства ЗРК еще не укомплектовали аппаратурой связи, увязки взаимного местоположения. К середине апреля 1964 г. провели первый успешный пуск ракеты, укомплектованной боевой частью. Удалось сбить мишень - Ил-28, летящий на средней высоте. В дальнейшем пуски были, как правило, удачными, а точность наведения ракет на цель просто восхищала участников испытаний.
С января 1965 г. по июнь 1966 г. на Донгузском полигоне (начальник полигона М.И. Финогенов) под руководством комиссии, которую возглавлял НА. Карандеев, провели совместные испытания комплекса. Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 23 января 1967 г. комплекс был принят на вооружение частей ПВО Сухопутных войск.Основными боевыми средствами комплекса были:

самоходная установка разведки и наведения (СУРН) 1С91;
самоходная пусковая установка (СПУ) 2П25 с ракетами ЗМ9.

В состав самоходной установки разведки и наведения 1С91 входили две радиолокационные станции - РЛС обнаружения воздушных целей и целеуказания 1С11 и РЛС сопровождения цели и подсвета 1С31, а также средства, обеспечивающие опознание целей, навигацию, топопривязку, взаимное ориентирование, радиотелекодовую связь с самоходными пусковыми установками, телевизионно-оптический визир, автономный источник электропитания (использовался газотурбинный электрогенератор), системы подъема антенны и горизонтирования. Оборудование самоходной установки разведки и наведения размещалось на шасси ГМ-568.
Антенны РЛС располагались в два яруса - сверху - антенна станции 1С31, ниже - 1С11 - и могли вращаться по азимуту независимо друг от друга. Для уменьшения высоты самохода на марше цилиндрическое основание антенных устройств убиралось внутрь корпуса гусеничной машины, а антенное устройство РЛС 1С31 разворачивалось вниз, располагаясь позади антенны станции 1С11.
Исходя из стремления обеспечить требуемую дальность при лимитированном энергоснабжении с учетом габаритно-массовых ограничений по антенным постам для станции 1С11 и для режима сопровождения цели в станции 1С31 приняли схему когерентно-импульсной РЛС. Однако при подсвете цели для устойчивой работы ГСН при маловысотном полете в условиях мощных отражений от подстилающей поверхности был реализован режим непрерывного излучения.
Станция 1С11 представляла собой когерентно-импульсную РЛС кругового обзора (скорость обзора - 15 об./мин) сантиметрового диапазона с двумя независимыми работающими на разнесенных несущих частотах волноводными приемопередающими каналами, излучатели которых были установлены в фокальной плоскости единого антенного зеркала. Обнаружение, опознание цели и целеуказание станции сопровождения и подсвета обеспечивались при нахождении цели на дальностях от 3 до 70 км и на высотах от 30 до 7000 м при импульсной мощности излучения 600 кВт в каждом канале, чувствительности приемников порядка 10(-13) Вт, ширине лучей по азимуту около Г и суммарном секторе обзора по углу места около 20°. Для обеспечения помехозащищенности в станции 1С11 были предусмотрены:

системы селекции движущихся целей (СДЦ) и подавления несинхронных импульсных помех;
ручная регулировка усиления приемных каналов;
модуляция частоты повторения импульсов;
перестройка частоты передатчиков.

Станция 1С31 также состояла из двух каналов с излучателями, установленными в фокальной плоскости параболического отражателя единой антенны - сопровождения цели и подсвета цели. По каналу сопровождения цели станция имела импульсную мощность 270 кВт, чувствительность приемника 10-13 Вт, ширину луча около Г. Среднеквадратичная ошибка (СКО) сопровождения цели по угловым координатам составляла около 0,5 д.у, по дальности - около 10 м. Станция могла захватывать на автосопровождение самолет типа "Фантом-2" с вероятностью 0,9 на дальности до 50 км. Защита от пассивных помех и отражений от земли осуществлялась системой СДЦ с программным изменением частоты повторения импульсов, от активных помех - использованием метода моноимпульсной пеленгации целей, системы индикации помех и перестройкой рабочей частоты станции. В том случае, если станция 1С31 все-таки подавлялась помехами, можно было сопровождать цель по угловым координатам с помощью телевизионного оптического визира, а информацию о дальности получать от РЛС 1С11. В станции предусмотрели специальные меры для устойчивого сопровождения низколетящих целей.
Передатчик подсвета цели (и облучения ГСН ракеты - опорным сигналом) генерировал непрерывное излучение и обеспечивал надежную работу ГСН ракеты.
Масса самоходной установки разведки и наведения с боевым расчетом из 4 человек составляла 20,3 т.
На самоходной пусковой установке 2П25, размещенной на шасси ГМ-578, устанавливались лафет с тремя направляющими для ракет и электрическими силовыми следящими приводами, счетно-решающий прибор, аппаратура навигации, топопривязки, телекодовой связи, предстартового контроля ЗУР, автономный газотурбинный электроагрегат. Электрическая стыковка самоходной пусковой установки с ракетой производилась посредством двух разъемов ракеты, которые срезались с помощью специальных штанг в начале движения ракеты по направляющей балке. Предстартовое наведение ракет в направлении упрежденной точки встречи ЗУР с целью производилось приводами лафета, отрабатывающими данные от самоходной установки разведки и наведения, которые поступали на самоходную пусковую установку по радиотелекодовой линии связи.


установка разведки и наведения (СУРН) 1С91

В транспортном положении ЗУР располагались хвостовой частью вперед по ходу самоходной пусковой установки.
Масса самоходной пусковой установки с тремя ракетами и боевым расчетом из 3 человек составляла 19,5 т.
Зенитная управляемая ракета ЗМ9 комплекса "Куб" в сравнении с ракетой ЗМ8 комплекса "Круг" поражает изяществом своих очертаний.
Как и ЗУР комплекса "Круг", ракета ЗМ9 выполнена по схеме "поворотное крыло". Однако в отличие от ракеты ЗМ8 на ЗУР ЗМ9 для управления дополнительно использовались расположенные на стабилизаторах рули. В результате реализации данной схемы удалось уменьшить размеры поворотного крыла, снизить необходимую мощность рулевых машинок и использовать более легкий пневматический привод вместо гидравлического.
Ракета была оснащена полуактивной радиолокационной головкой самонаведения 1СБ4, которая захватывала цель со старта, сопровождала ее по частоте Доплера в соответствии со скоростью сближения ракеты с целью и вырабатывала управляющие сигналы для наведения ЗУР на цель. ГСН обеспечивала режекцию прямого сигнала от передатчика подсвета самоходной установки разведки и наведения и узкополосную фильтрацию отраженного от цели сигнала на фоне шумов этого передатчика, собственно ГСН и подстилающей поверхности. Защищенность головки самонаведения от преднамеренных помех обеспечивалась также скрытой частотой поиска цели и возможностью самонаведения на источник помех в амплитудном режиме работы.
ГСН размещалась в передней части ракеты, при этом диаметр антенны приближался к размеру миделя ЗУР. За ГСН устанавливалась боевая часть, а далее - аппаратура автопилота и двигатель.
Как уже отмечалось, ракета была оснащена комбинированной двигательной установкой. Впереди располагалась камера газогенератора с зарядом двигателя маршевой (второй) ступени 9Д16К Для твердотопливного газогенератора невозможно регулировать расход топлива в соответствии с фактическими условиями полета, так что выбор формы заряда осуществлялся исходя из условной типовой траектории, которую в те годы разработчики считали наиболее вероятной при боевом применении ракеты. Номинальная продолжительность работы немного больше 20 с, масса топливного заряда (длиной 760 мм) составляла около 67 кг. Состав разработанного НИИ-862 топлива ЛК-6ТМ характеризовался большим избытком горючего по отношению к окислителю. Продукты сгорания заряда газогенератора поступали в камеру дожигания, где остатки горючего сгорали в потоке воздуха, поступающего через 4 воздухозаборника. Входные устройства воздухозаборников, рассчитанных на сверхзвуковые условия работы, оснащались коническими центральными телами. На стартовом участке, до включения маршевого двигателя, выходы каналов воздухозаборников в камеру дожигания были закрыты стеклопластиковыми заглушками.
В камере дожигания размещался твердотопливный заряд стартовой ступени - обычная шашка (длиной 1,7 м и диаметром 290 мм) с цилиндрическим каналом диаметром 54 мм и бронированными торцами из баллиститного топлива ВИК-2 массой 172 кг. Так как газодинамические условия работы твердотопливного двигателя на стартовом участке и ПВРД на маршевом участке требовали различной геометрии сопла камеры дожигания, по завершении работы стартовой ступени (длительностью 3-6 с) предусматривался отстрел внутренней части соплового аппарата со стеклопластиковой решеткой, удерживающей стартовый заряд.
Надо отметить, что именно в ракете ЗМ9 подобная конструкция впервые в мире была доведена до стадии серийного выпуска и принятия на вооружение. В дальнейшем, после специально организованного захвата израильтянами нескольких ракет ЗМ9 в ходе войны 1973 г. на Ближнем Востоке, советская ЗУР послужила прототипом при создании ряда зарубежных зенитных и противокорабельных ракет.
Применение ПВРД обеспечило поддержание большой скорости ракеты ЗМ9 на всей траектории, что способствовало обеспечению высокой маневренности. При проведении учебных и контрольно-серийных пусков ракет систематически достигалось прямое попадание в цель, что случалось крайне редко при применении других относительно крупных зенитных ракет.
Подрыв осколочно-фугасной боевой части ЗН12 массой 57 кг (разработка НИИ-24) производился по команде автодинного двухканального радиовзрывателя непрерывного излучения ЗЭ27, созданного в НИИ-571.
Ракета обеспечивала поражение целей, маневрирующих с перегрузкой до 8 ед., но при этом происходило снижение вероятности поражения таких целей в зависимости от различных условий до 0,2-0,55, тогда как вероятность поражения неманеврирующих целей находилась в пределах 0,4-0,75.
Длина ракеты составляла около 5,84 м при диаметре 330 мм. Размах крыла - 0,928 м, стабилизатора - 1,2 м. Для обеспечения перевозки ракеты в контейнере крылья и стабилизатор отстыковываются. На модернизированном варианте ЗМ9МЗ применили складывание левых и правых консолей стабилизаторов навстречу друг другу.
За разработку ЗРК многие создатели комплекса удостоились высоких государственных наград. Ленинская премия была присуждена А.А. Растову, В.К. Гришину, И.Г. Акопяну АЛ. Ляпину, Государственная премия СССР - В.В. Матяшеву Г.Н. Валаеву В.В. Титову и другим.


транспортно-заряжающая машина 2Т7

Зенитный ракетный полк, вооруженный ЗРК "Куб", состоял из КП, пяти зенитных ракетных батарей, батареи управления и технической батареи. Каждая зенитная ракетная батарея включала в свой состав одну самоходную установку разведки и наведения 1С91, четыре самоходных пусковых установки 2П25 с тремя ЗУР ЗМ9 на каждой, а также две транспортно-заряжающих машины 2Т7 на шасси ЗиЛ-131 и, при необходимости, была способна самостоятельно выполнять боевую задачу. При централизованном управлении команды боевого управления и данные целеуказания на батареи поступали от КП полка (от КБУ - кабины боевого управления автоматизированного комплекса боевого управления "Краб" (К-1) с приданной ему РЛС обнаружения). Эта информация принималась на батарее КПЦ - кабиной приема целеуказания комплекса К-1, а из нее передавалась на самоходную установку разведки и наведения батареи. В состав технической батареи полка входили транспортные машины 9Т22, контрольно-измерительные станции 2В7, контрольно-испытательные подвижные станции 2В8, технологические тележки 9Т14, ремонтные машины и другое оборудование.