данного типа.
В состав комплекса входили: неуправляемая ракета 9М21 с боевыми частями различного назначения; пусковая установка 9П113 на колесном шасси ЗИЛ-135ЛМ («ЛМ» «Луна-М»);транспортная машина 9Т29 а также другие транспортные машины, машины управления, технического обеспечения и обслуживания. Для комплекса «Луна-М» разрабатывалась также пусковая установка на гусеничном шасси на базе опытного легкого танка «объект 910», но эти работы дальнейшего развития не получили.
При создании комплекса 9К52 был выполнен ряд новых теоретических исследований и разработаны оригинальные конструкторские решения, направленные на повышение точности стрельбы и боеготовности комплекса, а также на улучшение технологичности и снижение стоимости изготовления ракет. В частности, применена более точная система предстартового измерения и учета ветра, в состав комплекса введена ЭВМ расчета установок пуска, автоматически сопряженная с радиотехнической системой измерения ветра, в конструкции ракеты использовались автономные двигатели (стартовый и двигатель проворота) предназначенные для снижения чувствительности ракеты к ветру, эксцентриситетным возмущениям схода ракеты с направляющей пусковой установки, применена листосварная конструкция корпусов двигателей и отсеков ракеты и др.
Неуправляемая одноступенчатая твердотопливная ракета 9М21 предназначена для поражения живой силы боевой техники, огневых средств и оборонительных сооружений, расположенных в тактической глубине обороны противника. Ракета выполнена в нескольких модификациях (9М21Ф, 9М21Г, 9М21Б и 9М21Б1, 9М21-ОФ, 9М21Д), имеющих один и тот же пороховой заряд 9X18, но боевые части различною назначения. Позже, в 1969 г., была принята на вооружение осколочная головная часть кассетного типа.
Ракеты «Луна-М» всех модификаций были выполнены в одном калибре — имели наибольший диаметр корпуса 544 мм при одинаковой длине ракет модификаций 9М21Б, Ф, Е и при большей длине ракет модификаций 9М21Б1 и Е1.
В зависимости от модификации стартовый вес ракеты несколько отличался. Твердотопливный двигатель обеспечивал дальность стрельбы более 60 км.
С целью повышения точности стрельбы помимо основного, маршевого двигателя в схеме ракеты применены автономные стартовый двигатель и двигатель осевого проворота. Аэродинамическая компоновка выполнена с хвостовым узлом стабилизаторов, обеспечивающим оптимальный запас аэродинамической устойчивости. Для стрельбы на малые дальности в комплект ракеты введены тормозные аэродинамические щиты, устанавливаемые перед пуском.
Основной двигатель имел одну камеру металлосварной конструкции с двумя последовательно расположенными цилиндрическими полузарядами из нитроглицеринового пороха. Для защиты стенок камеры при увеличенном времени горения толстосводного заряда впервые применили напыляемое эмалеподобное теплозащитное покрытие. Для увеличения начальной тяговооруженпости при движении по направляющей ПУ вокруг центрального сопла основного двигателя разместили стартовый двигатель с многошашечным зарядом и блоком из 18 сопл. Двигатель проворота с многошашечным зарядом и четырьмя изогнутыми соплами установили впереди основного двигателя внутри корпусного отсека ракеты. Этот двигатель задействовался через пирозамедлитель от концевого включателя, срабатывавшего при сходе ракеты с направляющей. Конструкция разноуровневых направляющих обеспечивала одновременный сход передних и заднею бугелей ракеты для исключения послестартового «кивка». Для уменьшения аэродинамической асимметрии сверху ракеты установили фалышбугели.
Площадь четырех пластинчатых аэродинамических стабилизаторов была определена из оптимального запаса статической устойчивости: как показали исследования, при его избытке точность могла ухудшиться за счет ухода ракеты «на ветер».
Для повышения точности усовершенствовали систему подготовки метеорологических данных. Датчик измерения температуры заряда вклеили непосредственно в толщу переднею полузаряда топлива. Каждая ракета комплектовалась паспортом характеристик, включающим индивидуальные значения скорости горения и удельного импульса данного заряда топлива.
Для уменьшения разбросов тяги в зависимости от температуры путем регулирования критического сечения в сопло вставлялась одна из трех сменных втулок («груш») различного диаметра. При пусках на минимальные дальности в хвостовой части устанавливались дуговидные тормозные щитки — сопротивление ракеты увеличивалось и ее можно было пускать по более оптимальным для точности траекториям с большим возвышением направляющих.
При пусках учитывались и особенности аэродинамических характеристик раке ты в зависимости от типа установленной на ней головной части. В целом формировался большой объем различных поправок, и для подготовки исходных данных на пуск впервые в подобных отечественных комплексах была применена электронно-вычислительная машина. Основные технические решения, использовавшиеся при разработке ГЧ, легли в основу создания этого элемента для будущих оперативно-тактических ракет.
Исследования, проведенные НИИ-1 совместно с КВ Минского автозавода, ОКБ-221, НИИ-21, ВНИИтрансмаш, а также сравнительные испытания опытных самоходных пусковых установок (СПУ) показали, что колесные СПУ для ракетных комплексов обладают значительными преимуществами по сравнению с гусеничными, а именно: плавностью хода, высокими средними и максимальными скоростями передвижения, большим запасом хода, экономичностью при эксплуатации. Наряду с большой грузоподъемностью, равными характеристиками по проходимости колесные шасси обеспечивали простоту конструкции и широкие возможности организации крупносерийного производства.
СПУ 9П113 разработана на базе четырехосного автомобиля повышенной проходимости ЗИЛ-135ЛМ, выпуск которого был освоен на Брянском автозаводе. Пусковая установка имела снабженное гидроприводом устройство для установки направляющей в положение для пуска ракеты, а также необходимую аппаратуру для предстартовой подготовки и пуска ракеты. Имелись также средства связи, аппаратура навигации и ориентирования, системы электроснабжения и жизнеобеспечения. На пусковой установке впервые разместили гидромеханический кран грузоподъемностью Зт, с помощью которого пусковая установка производила самозаряжание с транспортной машины 9Т29 (на том же шасси ЗИЛ-135), перевозившей до трех запасных ракет. Кран мог использоваться и для замены головных частей ракеты, уже находившейся на направляющей пусковой установки. Установка рассчитана на осуществление не менее 200 пусков ракет 9М21.
Пусковая установка 9П113 обладала весьма высокой проходимостью на пересеченной местности, что обеспечило комплексу высокие мобильность и ресурс хода. Она преодолевала подъемы крутизной до 30 и броды глубиной до 1,2 м. Допустимая скорость движения по грунтовой дороге составляла 40, по шоссе — 60 км/ч. а толчки и перегрузки боевой части при движении по грунтовым дорогам были существенно уменьшены, для повышения устойчивости СПУ во время пуска ракет использовались две откидывающиеся опоры с винтовыми домкратами.
В комплексе при менялась более точная радиотехническая система ветрового зондирования атмосферы в районе стартовой позиции. Точность предстартового учета импульсных и расходных характеристик маршевого двигателя с использованием результатов контрольных стендовых и летных испытании ракеты и ее двигателя от изготавливаемых партий изделий и прямого измерения температуры в толще порохового заряда двигателя перед стартом была существенно повышена.
Весьма важным вопросом, который удалось решить, явилась подготовка крупносерийного производства ракет и других элементов комплекса с обеспечением высокой технологичности конструкций и
