Техника и вооружение 2003 07 - [2]
В 1961 г. был выпущен аванпроект ЗРК "Оса", в котором были определены основные технические решения и характеристики ракеты и комплекса в целом. Уже на этой стадии выявились тревожные признаки расстыковки показателей основных элементов ракеты и комплекса, подготавливаемых различными организациями.
Первоначально в комплексе предусматривалось использование наиболее передовых технических решений, в частности радиолокационных средств обнаружения и сопровождения целей с фазированными антенными решетками. Однако практическая реализация этих новшеств в массовом ЗРК в те годы была еще не реальна. Поэтому пришлось перейти к разработке нового варианта комплекса, которую взамен отстраненного Тарановского возглавил М.М. Косичкин.
На первом этапе для ракеты (аналогично комплексу "Куб") была принята полуактивная радиолокационная ГСН. Она была объединена с автопилотом в так называемый многофункциональный блок. Масса этого важнейшего элемента бортового оборудования по отношению к заданной была превышена в полтора раза и достигла 27 кг. Вообще, по мнению Заказчика — ГРАУ, применение такой ГСН было недостаточно обосновано в сравнении с также рассматривавшимся в аванпроекте вариантом радиокомандной системы в сочетании с инфракрасной ГСН. Большая "воронка" мертвой зоны, достигающая в диаметре 14 км на высоте 5 км, делала для ЗРК недоступными самолеты, действующие на средних высотах с последующим пикированием на цель.
Нереальными оказались и заложенные в проект ЗУР характеристики двигательной установки. Уже на ранней стадии конструкторы отказались от использования прямоточного двигателя — в относительно малогабаритной ракете он не обеспечивал преимуществ в сравнении с обычным твердотопливным двигателем. Однако технология тех лет не обеспечивала создание рецептур твердого топлива с нужной энергетикой. Вместо требуемого удельного импульса 250 кг. с/с применение топлива разработки НИИ-9 обеспечивало только 225–235 кг. с/с, а предложенного ГИПХ — 235–240 кг. с/с.
На боевой машине необходимо было разместить средства комплекса с общей массой 4,3–6 т, что существенно превышало грузоподъемность колесной машины класса БТР.
В связи с неувязкой характеристик компонентов ракеты и комплекса по решению ВПК было выпущено дополнение к эскизному проекту. На этой стадии был осуществлен переход от полуактивного радиолокационного самонаведения к радиокомандному наведению. При этом величина максимальной дальности поражения составила 7,7 км вместо заданных 8-10 км. Требуемая верхняя граница зоны поражения обеспечивалась только для околозвуковых целей.
Так как по проекту БТР Кутаисского завода имел грузоподъемность всего 3,5 т, для размещения на нем средств комплекса массой как минимум 4,3 т было принято решение об исключении пулеметного вооружения и переходе на применение легкого дизеля мощностью 180 л.с. вместо использовавшегося на прототипе аналогичного двигателя в 220 л.с. Рассматривалось также и колесное шасси Мытищинского завода ММЗ-560, но его применение было сопряжено с неприемлемым увеличением массы комплекса до 19 т.
Боевая машина 9А33Б ЗРК "Оса" (вверху); ЗУР 9М33 на боевой машине 9А33Б ЗРК "Оса" (внизу)
| Наименование | "Оса" | "Маулер" | |
| По ТТТ | Проект | Проект | |
| Максимальная дальность, км | 8-10 | 8 | 8 |
| Минимальная дальность, км | 0,8-1 | 1-1,2 | 1-1,5 |
| Максимальная высота, м | 5000 | 5000 | 5000 |
| Минимальная высота, м | 50-100 | 100 | 100 |
| Параметр, км | 4 | 5 | 5 |
| Вероятность поражения одной ЗУР цели с уязвимостью МиГ-19 | 0,5–0,7 | 0,3–0,5 | |
| Вероятность поражения одной ЗУР цели с уязвимостью Ил-28 | 0,5–0,7 | ||
| Скорость цели, м/с | 500 | 500 | 660 |
| Масса комплекса, т | 13,5 | 27 | |
| Масса шасси, т | 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.
