8 июня 1959 года было принято Постановление о разработке колёсной пусковой установки (получившей обозначение 9П113), способной заменить гусеничное шасси пусковой установки 2П16 "Луна", значительно подняв ресурс ходовой части и скорость передвижения, а 16 марта 1961 года вышло Постановнение о создании оперативно-тактического ракетного комплекса 9К52 "Луна-М". Основной задачей было увеличение дальности стрельбы по сравнению с ракетным комплексом 2К6 "Луна". Головным исполнителем работ был назначен Московский институт теплотехники (МИТ).
Ракета 9М21Ф имела фугасную боевую часть 9Н18Ф, снаряжённую 200 кг взрывчатого вещества ТГА-40/60, снабжённую взрывателем неконтактного действия. При разрыве 9Н18Ф образовывалось около 15 000 осколков.
Ракета 9М21Б оснащалась ядерной боевой частью АА21 с радиовзрывателем. Позже появилась ракета 9М21Б1 с более мощной ядерной боевой частью АА38.
В НИИ-24 была разработана ракета 9М21А с агитационной боевой частью 9Н18А и в марте 1964 года прошли её первые лётные испытания.
В 1963-1964 годах начались испытания ракет 9М21-ОФ с кассетной боевой частью 9Н18-ОФ. Вес боевой части 9Н18-ОФ составлял около 400 кг. Боевая часть содержала 42 боевых элемента весом по 7,5 кг каждый, а каждый элемент содержал 1,7 кг взрывчатого вещества. Осколки боевых элементов одной ракеты могли поразить живую силу и легкобронированные объекты противника на площади порядка нескольких гектаров. Головная часть 9Н18-ОФ снабжалась радиовзрывателем. Подрыв головной части и разлёт боевых элементов производились на высоте 1400-1000 м. На вооружение ракета 9М21-ОФ поступила в 1969 году.
Ракета 9М21Г оснащалась химической боевой частью 9Н18Г и поступила на вооружение в конце 1965 года.
Для учебных целей использовались ракеты 9М21Е и 9М21Е1.
Все неуправляемые ракеты комплекса "Луна-М" имели одинаковый пороховой двигатель 3Х18. Перед стартом ракет запускались метеозонды. Круговое вероятное отклонение ракет составляло от 1200 до 2000 м в зависимости от дальности стрельбы*. Калибр ракеты - 544 мм. Длина - 8960-9400 мм (в зависимости от типа). Размах оперения - 1700 мм. Вес боевой части - 420 кг. Вес топлива - 1080 кг. Стартовый вес - 2432-2486 кг (в зависимости от типа). Максимальная дальность стрельбы - 67-68 км, минимальная - 12-15 км. Максимальная скорость - около 1200 м/сек.
Пусковая установка 9П113 была создана на базе автомобильного четырёхосного полноприводного шасси высокой проходимости ЗИЛ-135ЛМ, разработанного в 1963 году. В декабре 1964 года были выпущены первые 10 машин ЗИЛ-135ЛМ, а первые серийные шасси были отправлены на завод "Баррикады" под монтаж пусковых и транспортных ракетных установок 9П113 и 9Т29 комплекса 9К52 "Луна-М". Кузов смонтирован на сварной раме из титанистой стали. За кабиной, полностью выполненной из стеклопластика, и примыкающими к ней бензобаками расположен мотоотсек. Силовая установка состоит из двух карбюраторных, 8-цилиндровых, V-образных двигателей жидкостного охлаждения ЗИЛ-375Я мощностью по 180 л.с. каждый, установленных параллельно. Установка двух двигателей на шасси позволяла с незначительными ограничениями продолжить движение на одном двигателе в случае выхода из строя другого. На двигателях впервые была применена электронная экранированная система зажигания. По бортам мотоотсека размещены два радиатора системы охлаждения. Сцепления - двухдисковые, с гидравлическим приводом. Коробки передач - 5-ступенчатые. Привод управления одной из коробок передач в случае отказа её двигателя мог отключаться. Блокированный продольный привод колёс каждого борта от своего силового агрегата состоит из одноступенчатой трёхвальной раздаточной коробки с возможностью отбора мощности для привода дополнительных агрегатов (генераторов, лебёдки крана); четырех бортовых конических редукторов, связанных между собой в одну линию тремя карданными валами и четырёх нецентральных (с целью увеличения дорожного просвета) колёсных цилиндрических редукторов, на опорных осях которых сидят ступицы всех ведущих колёс. Колёсные редукторы средних неуправляемых колёс жёстко соединены с рамой литыми кронштейнами из магниевого сплава. Редукторы управляемых колёс имеют независимые торсионные подвески на двух поперечных рычагах, снабжённые танковыми гидроамотризаторами (полный ход колёс - 172 мм), и приводятся во вращение качающимися полуосями с синхронными шариковыми карданными валами типа "Рцеппа". Тонкостенные шины большого сечения И-159 размером 16.00-20 с регулируемым давлением воздуха от 0,5 до 2,5 атм имеют протектор типа "расчленённая ёлка". Два средних моста - сближены, передний и задний - разнесены, а их колёса - управляемые. Поворот передних и задних колёс (во взаимно противоположных направлениях) жёстко кинематически связан между собой системой продольных и поперечных рулевых тяг, благодаря чему при повороте на мягком грунте образуется только две колеи. Обратимый гидроусилитель руля включает в себя два силовых гидроцилиндра, питаемых от двух гидронасосов с раздельным приводом от каждого двигателя. Отказ одного из них не приводит к увеличению усилия на рулевом колесе (только вдвое уменьшается угловая скорость поворота колёс). Привод тормозов - гидравлический, двухконтурный, с двумя пневмоусилителями. Кроме кабины и бензобаков, из стеклопластика сделаны все наружные детали мотоотсека, капоты, крылья колёс, подножки, передний бампер (первоначально) и аккумуляторный ящик. Пусковая установка 9П113 оборудована гидроприводом подъёма направляющей в положение для пуска ракеты. На установке имеются: система электроснабжения и жизнеобеспечения, аппаратура для предстартовой подготовки и пуска ракеты, аппаратура навигации и ориентирования, средства связи. Пусковая установка оборудована гидромеханическим краном грузоподъёмностью 2600 кг для погрузки ракет, что позволяло исключить самоходный кран из состава комплекса. Кран позволяет производить не только заряжание пусковой установки ракетой с транспортной машины, но и делать перестыковку (замену) головных частей на своей направляющей. В походном положении ракета фиксируется на направляющей двумя стопорными кольцами. Во время пуска ракеты лобовые стёкла кабины машины закрывались стальным щитком, который в транспортном положении распологался горизонтально перед стёклами. Для стабилизации применялись гидравлические опоры: две в задней части машины и по одной с каждого борта между первой и второй осями**. Для удобства работы расчёта рядом с задними опорами имеются две откидные площадки. По левому борту в задней части расположено прицельное оборудование. Устройство 9П113 гарантировало произведение не менее 200 пусков ракет "Луна-М". При необходимости она могла вести огонь прямой наводкой. Скорость пусковой установки с ракетой по бездорожью - 20 км/час, по грунтовой дороге - 40 км/час, по шоссе - 60 км/час. Ёмкость топливных баков - 520 л. Запас хода по шоссе (по контрольному расходу топлива) - 650 км. Радиус поворота пусковой установки 9П113 - 12,5 м. Колея - 2300 мм. Дорожный просвет - около 500 мм. Масса шасси без ракеты - 14890 кг, с ракетой - 17560 кг. Максимальный угол подъёма на сухом твёрдом грунте (с ракетой) - 30 град. Допустимый крен при движении по косогору - 20 град. Ширина преодолеваемого рва - до 2,5 м. Высота преодолеваемой стенки - 0,9 м. Глубина преодолеваемого снежного покрова - до 1 м. Глубина преодолеваемого брода - 1,2 м. Угол вертикального наведения - от 15 до 65 град, горизонтального - 7 град (в каждую сторону). Время пуска из походного положения - 10 мин, из боевого положения (готовность № 2) - 7 мин. Боевой расчёт - 7 человек. Длина направляющей - 9970 мм. Габариты пусковой установки - 10690 Х 2800 Х 2860 (с ракетой - 3350) мм.
Транспортная машина 9Т29 была создана также на шасси ЗИЛ-135ЛМ и перевозила три ракеты "Луна-М" любой модификации с пристыкованными головными частями. В походном положении ракеты закрывались брезентовым тентом.
Первый пуск "Луны-М" оперативно-тактического ракетного комплекса 9К52 состоялся 27 декабря 1961 года на полигоне Капустин Яр, а на вооружение и в серийное производство на Волгоградском заводе "Баррикады" комплекс поступил в 1964 году. В следующем, 1965 году, комплекс начал поступать в войска. 9К52 стал основной ядерной ракетной системой, состоявшей на вооружении Совесткой Армии. По классификации НАТО ракетный комплекс 9К52 получил обозначение FROG-7. По специальному заданию правительства в 1968 году на основе комплекса 9К52 "Луна-М" был создан комплекс 9К52ТС для стрельбы ракетами с фугасной боевой частью, приспособленный к условиям тропического климата.
Комплекс 9К52 поставлялся на вооружение стран Варшавского договора и широко экспортировался в различные страны мира: Египет, Ирак, Ливию, Сирию, Афганистан. Первое боевое применение комплекса состоялось в ходе арабо-израильской войны 1973 года, когда египетские войска обстреляли объекты Армии обороны Израиля, расположенные на Синайском полуострове. При объединении ГДР и ФРГ комплекс "Луна-М" со всей документацией и обслуживающим персоналом попал в распоряжение НАТО.
В 1967 году ОКБ завода "Баррикады" провело модернизацию комплекса 9К52. Новый комплекс 9К52М с пусковой установкой 9П113М предназначался для новой ракеты "Луна-3". Однако проведённые в 1968-1969 годах лётные испытания ракет "Луна-3" дали ещё большие отклонения, чем "Луна-М". Проведение дальнейших работ по усовершенствованию "Луны" было признано нецелесообразным и принято решение для дивизионной тактической ракеты начать проектирование полномасштабной системы управления. Таким ракетным комплексом стал 9К79 "Точка".
* Данные из "Ракетный таран Сухопутных войск" автора А. Широкорада. В книге В. Н. Шункова "Ракетное оружие" приводятся данные по среднему круговому отклонению - 700 м.
** В. Н. Шунков в книге "Ракетное оружие" утверждает, что применены две опоры с винтовыми домкратами.
Источники информации:
"Ракетный таран Сухопутных войск". А. Широкорад. Журнал "Техника и вооружение" № 2 1999 г.
"SCUD советские мобильные комплексы баллистических ракет". Серия "Военные машины". П. Н. Сергеев. Город Киров. 2000 г.
"Колесо против бездорожья". Е. Прочко. Журнал "Моделист-конструктор" № 9 1992 г.
"Ракетное оружие". В. Н. Шунков. Изд "Попурри". Минск. 2001 г.