Самоходная пусковая установка 2П16 с пороховой тактической ракетой «Луна» класса «Земля-Земля», входившая в состав тактического ракетного комплекса 2К6 «Луна», была разработана на основании Постановления СМ СССР от 18 мая 1957 г. Технический проект пускового реактивного комплекса С-125А, получившего обозначение «Пион», был разработан КБ ЛКЗ. При проектировании в состав пускового комплекса входили пусковая установка С-123А («Объект 160») и транспортно-заряжающая машина С-124А («Объект 161»). Проектирование пускового комплекса и транспортно-заряжаюшего оборудования было поручено ЦПИИ-58. Базовой машиной при разработке пусковой установки «Объект 160» и тpaнcпopтнo-зapяжaющeй машины «Объект 161» являлся легкий плавающий танк ПТ-76.

В августе 1958 г. пусковая установка С-123А («Объект 160») была изготовлена и отправлена на испытания в ЦНИИ-58. 8 апреля 1959 г. Постановлением СМ СССР были уточнены ТТТ к комплексу и сроки его предъявления на государственные испытания. После успешно проведенных государственных испытаний в январе-марте 1960 г. войсковой реактивный комплекс 2К6 по названию ракеты получил обозначение комплекс «Луна». Он был принят на вооружение Советской Армии Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 6 июля 1961 г. Серийно выпускался с 1960 по 1964 гг. Комплекс 2К6 «Луна» состоял на вооружении Советской Армии до 1982 г. Комплекс предназначался для поражения командных пунктов, огневых средств, боевой техники, укреплений и средств ядерного нападения противника с открытых и закрытых позиций.

Комплекс оснащался двумя типами неуправляемых ракет 3Р9 или 3Р10, которые отличались только типом головной части. Ракета 3Р9 имела калиберную (диаметр 415 мм) осколочно-фугасную головную часть 3Н15 массой 360 кг. Стартовая масса ракеты составляла 2175 кг. Ракета 3Р10 имела более тяжелую надкалиберную (диаметр 540 мм) головную часть 3Н14 с ядерным зарядом. Масса головной части - 500 кг. Стартовая масса ракеты 1Р10 составляла 2287 кг. Твердотопливный (пороховой) двухкамерный двигатель обеих ракет «Луна» был одинаков. Длина ракеты - 10,5 м. За счет меньшей массы и лучшей аэродинамики боеголовки ракета 3Р9 имела большую дальность стрельбы, чем ракета 3Р10 (44,5 км и 32,2 км соответственно). Минимальная дальность полета ракеты составляла 15 км.

Пусковая установка для ракеты «Луна» была создана в ЦНИИ-58 и получила индекс 2П16 (С-123А). Она предназначалась для пуска пороховых ракет и транспортировки одной ракеты в полностью снаряженном виде. Базовой машиной пусковой установки 2П16 являлся легкий танк ПТ-76Б. Серийное производство базовой машины «Объект 160» (главный конструктор ИЗ. Гавалов), было налажено на Сталинградском (Волгоградском) тракторном заводе, а пусковой установки 2П16 - на Сталинградском (Волгоградском) заводе № 221 («Баррикады»). За пять лет было выпушено 432 пусковых установки 2П16, причем в первый год серийного производства было изготовлено 80 пусковых установок и 365 ракет.

Конструктивные элементы, узлы и агрегаты самоходной пусковой установки была максимально унифицированы с танком ПТ-76Б. Вместо башни на крыше корпуса было смонтировано оборудование ракетной пусковой установки. В кормовой части машины устанавливались механизм вывешивания и домкраты. Масса машины возросла с 14,5 до 17,5 т. Свойства плавучести были утрачены и поэтому водометные движители не устанавливались. Для выполнения заданных ТТТ по величине массы пусковой установки бронирование машины было несколько ослаблено (вместо 13-мм броневых листов устанавливались 10-мм).

В состав оборудования ракетной пусковой установки входили: вертлюг со стволом, уравновешивающий механизм, пневматическая система и система обогрева головной части ракеты. Вертлюг устанавливался на крыше корпуса машины и предназначался для окончательной (точной) горизонтальной наводки ракеты, установленной на стволе. Вертлюг опирался на три опоры - в передней части на обойму, которая вращалась во втулке корпуса и в задней - на два катка, опиравшихся на направляющие опоры. В задней части вертлюга был установлен ручной поворотный механизм винтового типа, обеспечивавший горизонтальную наводку ствола в пределах - +5°. Удержание ракеты в походном и боевом положениях, а также направление ее при пуске осуществлялось с помощью ствола, представлявшего собой сварную ферму коробчатого сечения. Крепление ракеты на стволе в походном положении осуществлялось с помощью двух стальных лент шириной 70 мм. Наводка ствола с ракетой в вертикальной плоскости до угла +65° осуществлялась с помощью гидравлического подъемного механизма с электромоторным и ручным приводами. Для облегчения подъема ствола из нижнего положения до угла +12°27' внутри передней опоры вертлюга устанавливался уравновешивающий механизм, состоявший из цилиндра и трех пружин.

Пневматическая система обеспечивала приведение в действие импульсной батареи головной части ракеты 3Р10. Подача сжатого воздуха под давлением до 0,49 МПа (5 кгс/см) в головную часть ракеты осуществлялась по трубопроводам от воздушного баллона. Рабочее давление в баллоне составляло 12,2 МПа (125 кгс/см). Поддержание в головной части ракеты 3Р10 требуемой температуры (+5 - +35°С) осуществлялось с помощью термочехла, надевавшегося на головную часть ракеты и входившего в состав электрической системы обогрева. Система обогрева была подключена к электрической бортовой сети машины. При неработающем двигателе источником электроэнергии являлся генератор бензоагрегата. Силовая установка и трансмиссия пусковой установки были такими же, как и на базовой машине.

В результате снятия башни и нагружения кормовой части машины центр тяжести сместился назад. Нагрузка на опорные катки стала крайне неравномерной (на передних - 1000 кг, на задних - 1600 кг), поэтому была создана усиленная ходовая часть с поддерживающими катками (по два на борт) и винтовыми механизмами натяжения гусениц. Кроме того, на каждом борту были установлены по два амортизатора и нижние ограничители хода балансиров крайних узлов подвески. Для частичной разгрузки подвески машины с целью повышения ее устойчивости от действия сил отдачи струи пороховых газов при пуске ракеты в конструкцию пусковой установки были введены гидравлический механизм вывешивания и два домкрата. Плунжерный насос с ручным приводом и силовые цилиндры располагались внутри корпуса машины.

При подготовке машины к пуску ракеты штоки силовых цилиндров, располагавшихся на бортах корпуса, выдвигались и упирались в рычаги осей балансиров вторых узлов подвески. Корпус пусковой установки приподымался и частично разгружал подвеску. Двумя другими точками опоры являлись домкраты винтового типа, располагавшиеся в кормовой части машины. Помимо повышения устойчивости установки при пуске ракеты домкраты использовались для горизонтального расположения машины, необходимого для обеспечения правильной установки расчетных данных углов при подготовке ракеты к пуску. Для внешней связи использовалась радиостанция Р-113, для внутренней - переговорное устройство Р-120.

Технические характеристики пусковой установки 2П16 («Объект 160»)
Боевая масса - 17,5 т;
экипаж - 3 чел.;
вооружение - пусковая установка оперативно-тактических ракет ЗР9 «Луна»;
броневая защита - противопульная;
мощность двигателя - 176 кВт (240 л.с.);
максимальная скорость 44 км/ч.