| 10,0 | |||
| Масса ракеты, кг | 60-65 | 65 | |
| Масса боевой части, кг | 10,7 | 9,0 | |
| Длина ракеты, м | 2,25-2,65 | 2,65 | 1,95 |
| Диаметр ракеты, м | 0,18 | 0,14 |
В 1962 г. был выпущен технический проект комплекса, но работы фактически еще не вышли из стадии экспериментальной лабораторной отработки основных систем. В следующем году были изготовлены первые нештатные бросковые макеты ракет, однако не удалось подготовить ни одной экспериментальной ЗУР с двухрежимным двигателем для автономных испытаний. Из-за невыполнения заданного значения удельного импульса масса топливного заряда была превышена на 2 кг. Стартовая масса ракеты при боевой части массой 9,5 кг составила 70 кг вместо 60–65 кг. Не был поставлен заряд твердого топлива разработки НИИ-9 ГКОТ, плохо шла отработка заряда в ГИПХ. Для улучшения эксплуатационных свойств прорабатывалась замена воздушного шар-баллона на пороховой аккумулятор давления (ПАД).
НИИ-20 и завод 368 изготовили только семь комплектов бортовой аппаратуры вместо 67, в заданный срок (III кв. 1962 г.) не был подготовлен опытной образец РЛС в НИИ-20. Кроме того, Кутаисский завод превысил вес шасси на 350 кг по сравнению с представленной в техпроекте величиной — 9 т. В результате не обеспечивалась транспортабельность комплекса самолетом Ан-12.
Были сорваны сроки отработки двухрежимного РДТТ в КБ-2 завода № 81. В двигателе предусматривалось использование комбинированного заряда массой 31,3 кг, изготавливаемого методом проходного прессования. Стартовый заряд был выполнен по телескопической схеме, маршевый — по простой одноканальной. НИИ-9 разработал рецептуру ТПКМ — смесь перхлората аммония и поливинилбутадиена. Удельный импульс оказался на 17 кг. с/кг меньше заданного. В поисках выхода из сложившейся ситуации КБ завода № 82 взялось за проектирование двигателя собственной конструкции на топливе разработки ГИПХ с массой заряда, изготавливаемого методом свободного литья, — 36 кг. Для этой более перспективной рецептуры удельный импульс должен был достичь заданного уровня.
Хотя создание радиоэлектронных средств комплекса шло уже относительно успешно, отставала разработка наземного оборудования. В НИИ-20 еще не поставили шасси для монтажа аппаратуры и даже не укомплектовали его электроэнергетическим оборудованием.
Таким образом, не только совместные, но и заводские летные испытания ЗУР 9М33 в заданный срок не были начаты. К началу 1964 г. было проведено всего четыре пуска ракет с многофункциональным блоком системы управления МФБ-К в разомкнутом контуре, из которых только один завершился удачно. На завод № 82 было поставлено 11 этих блоков при плане 118.
Решением ВПК от 8 января 1964 г. № 11 наряду с вынесением предупреждения Потопалову, Косичкину и, заодно, разработчику корабельной 'Осы-М' А.П. Малиевскому была организована комиссия по оказанию необходимой помощи во главе с начальником НИИ-2 ГКАТ В.А. Джапаридзе, включавшая также главного конструктора ЗРК для Войск ПВО А.А. Расплетина и весьма авторитетного разработчика ракет для этих комплексов П.Д. Грушина. Исход деятельности комиссии для Потопалова и его коллектива оказался крайне неблагоприятным.
Неудача КБ завода № 82 была предопределена излишним оптимизмом в оценке перспектив развития отечественных твердых топлив и элементной базы бортовой аппаратуры системы управления. Принципиальная реализуемость в те годы ЗУР со стартовой массой 65 кг при заданных летно-тактических характеристиках ставилась под сомнение тем фактом, что даже самые легкие отечественные авиационные ракеты класса 'воздух- воздух' весили не менее 83 кг. При этом двигательные установки этих ракет обеспечивали значительно меньшие энергетические возможности по сравнению с требуемыми для зенитной ракеты.
По результатам работы комиссии Джапаридзе было подготовлено Постановление ЦК КПСС и СМ СССР от 7 сентября 1964 г. № 750–341, предусматривающее освобождение завода № 82 от работ по ракете 9М33 с подключением взамен него ОКБ-2 ГКАТ во главе с Грушиным и устанавливающее новый срок начала совместных испытаний — II кв. 1965 г. Корректировались и требования к ракете. Допустимое значение стартовой массы было удвоено и доведено до реально достижимого уровня — 110–115 кг. Предписывалось обеспечить поражение целей с эффективной поверхностью рассеяния и уязвимостью МиГ-19, летящих со скоростью 500 м/с, на дальности 8-10 км при высоте полета от 50-100 м до 5 км, а тех же целей на дозвуковых скоростях — на дальности до 10–13 км и высотах до 6–7 км. Главным конструктором комплекса 'Оса' взамен занявшего пост директора НИИ-20 Косичкина был назначен В.П. Шишов, опытный руководитель, в прошлом — сотрудник КБ А.А. Расплетина.
Технический облик и характеристики новых ракет и доработанных под их применение элементов комплекса должны были быть представлены в эскизном проекте, выпускаемом в 1964 г. Правительством был установлен новый срок предъявления ЗРК на совместные испытания — II кв. 1967 г.
Заводские испытания комплекса были начаты на Донгузском полигоне, с мая 1965 г. их перенесли на Эмбу. Уже в 1965 г. состоялись и автономные испытания грушинской ракеты для 'Осы'. В июле 1967 г. заводские испытания завершились, и комплекс был предъявлен на совместные испытания на Эмбенском полигоне (начальник полигона П.И. Иванов). Но уже в июле 1968 г. Государственная комиссия во главе с Т.А. Микитенко приостановила эти испытания, так как было выявлено несоответствие представленного ЗРК требованиям заказчика в части показателей эффективности, надежности ракеты, величины работного времени, высоты нижней границы зоны поражения. Не удалось устранить прогорания соплового блока. Как показывал опыт создания других ЗРК, подобные недостатки в конечном счете устранялись доработкой, осуществляемой по результатам испытаний.
Но комиссия усмотрела и недопустимый недостаток, который нельзя было устранить без коренной перекомпоновки боевой машины. При линейном расположении пусковой установки и антенного поста радиолокационных средств на одном уровне исключался обстрел низколетящих целей позади машины и, что еще более важно, пусковая установка затеняла значительный сектор радиолокационного обзора впереди машины, снижала точность определения координат цели. Это было вполне очевидно еще на сугубо 'бумажной' проектной стадии, но почему-то не вызвало в то время серьезной критики Заказчика. Кроме того, в движении не обеспечивалась требуемая точность прямой стабилизации антенны поиска и косвенной стабилизации пусковой установки при стрельбе. Перетяжеленная боевая машина проявила
