Kapten Ken Dvili påminde om hur den 27 mars 1999 hans "osynliga" F-117A sköts ner nära byn Budanovtsi nära Belgrad.
De första luftvärnsmissilsystemen S-25, S-75, som utvecklats i Sovjetunionen, och amerikanska Nike-Ajax och Nike-Hercules, löste framgångsrikt problemet med att träffa höghastighetsmål på höga höjder, minsta höjd på deras höjd åtgärden var minst 3–5 km, vilket gjorde strejkflygplan osårbara på låga höjder. Detta krävde skapandet av andra luftvärnsmissilsystem som kan motverka lågflygande mål.
Arbetet med det första luftfartygssystemet (SAM) startade hösten 1955. Chefen för KB-1 satte sina anställda i uppgift att skapa ett transportabelt enkelkanals komplex med ökad kapacitet för att träffa låg höjd luftmål och organiserade ett särskilt laboratorium för sin lösning.
Officiellt fastställdes utvecklingen av S-125 "Neva" luftförsvarssystem med B-625-missilen genom ett dekret från Sovjetunionens ministerråd av den 19 mars 1956. Det nya luftförsvarssystemet var avsett att avlyssna mål flyger med hastigheter upp till 1500 km / h på höjder från 100 till 5000 meter vid räckvidd upp till 12 km. Ett efterföljande dekret, daterat den 8 maj 1957, klargjorde tidpunkten för det etappvisa genomförandet av arbetet med S-125.
Utvecklingen av B-625 luftvärnsstyrd missil (SAM) anförtrotts Designbyrån för en av anläggningarna i försvarsministeriets industri. Detta arbete var det första för designteamet, som skapades i juli 1956.
Anläggningens designbyrå föreslog en tvåstegsversion av raketen med fasta drivmotorer. För att minska det aerodynamiska motståndet hade huvudstadiets skrov en stor förlängning. Den aerodynamiska "roterande vingen" -designen var också ny, som användes på B-625 för första gången bland inhemska missiler. Lanseringen (PU) för SM-78 SAM utvecklades i Leningrad.
Den första lanseringen av V-625 utfördes den 14 maj 1958 och gick utan några kommentarer. Under den andra sjösättningen, som ägde rum den 17 maj, i flygningens tredje sekund, kollapsade dock gaspedalens stabilisator - som det visade sig på grund av den felaktiga installationen vid fabriken. I den fjärde sjösättningen kollapsade raketstabilisatorn igen, och igen på grund av ett fabrikationsfel. Den femte lanseringen, som ägde rum den 21 november, lade till ett annat problem: huvudmotorn brann ut på grund av en defekt i värmeskyddande beläggning. Den åttonde lanseringen slutade också med dess förstörelse, i januari 1959.
"Pechora" vid en skjutposition i Egypten
Raket 5V27
Laddar startprogram 5P73
Aerodynamiska rattar
Cruising och startmotorer, skärmar, aerodynamiska bromsar och stabilisatorer
Min webbsida
Övergångskon startmotor
Aerodynamiska bromsar på startmotorn
Starta motorns munstycke
SAM "Pechora-2A" på flygshowen i Zhukovsky
Vraket av det amerikanska smygflygplanet F-117A sköts ner över Jugoslavien
I allmänhet hade 23 B-625-sjösättningar slutförts i juli 1959, men endast sju av dem passerade utan allvarliga anmärkningar om raketen. De flesta av de identifierade bristerna var relaterade till tillverkningsfel och var inte inneboende i dess konstruktion. Men i den situation som hade utvecklats sommaren 1959 fick de avgörande betydelse.
Skapandet av S-125 i KB-1 utfördes nästan parallellt med arbetet vid NII-10 på skeppsburna SAM M-1 ("Volna"), som började den 17 augusti 1956. Detta komplex inkluderade liknande egenskaper. Raketutvecklingen utfördes av OKB-2, och mer effektivt.
Från början av designen av B-600 fick OKB-2-specialister möta nästan samma problem som några år tidigare, när de skapade sin första B-750-missil: närvaron av en kombination av ett antal ömsesidigt uteslutande krav på raketen, vilket innebär sökandet efter rimliga tekniska kompromisser.
De viktigaste motsättningarna var följande. För att besegra lågflygande höghastighetsmål måste missilen ha en hög genomsnittlig flyghastighet (upp till 600 m / s) och hög manövrerbarhet när man siktar på ett mål. För att säkerställa möjligheten att avfyra luftfartygsmissiler mot lågflygande mål och slå dem på ett litet (naturligtvis för den tidens förhållanden) avstånd från fartyget (upp till 2 km) krävdes en maximal minskning av avståndet till missilens utmatning till ledningsbanan och hög noggrannhet för att hålla den i flygriktningen vid uppskjutningsplatsen.
Dessa krav var svåra att förena med behovet av att säkerställa minsta möjliga uppskjutningsvikt och dimensioner av raketen. Dessutom skulle B -600 sjösättas från extremt korta guider - ytterligare ett av villkoren för fartygsdrift.
Samtidigt verkade det extremt svårt att, med de angivna dimensionerna på raketen, säkerställa den nödvändiga stabiliteten för dess flygning vid uppskjutningsplatsen. Konstruktörerna och konstruktörerna var tvungna att komma på något som skulle göra det möjligt för raketen att uppta det utrymme som tilldelats den på fartyget, och under flygning från de allra första metrarna för att använda stabilisatorerna. Missilerna, som skapade sina produkter för fartyg, har mött detta problem mer än en gång. I mitten av 1950 -talet var en av de mest originella lösningarna de breda vingarna - de var utrustade med sina kryssningsmissiler av V. N. Chelomey Design Bureau. För en luftvärnsrobot, vars stabilisatorer bara behövde arbeta i några sekunder tills de tappades tillsammans med booster, såg en sådan lösning för komplicerad ut.
Svaret på detta rakettekniska problem var oväntat. Var och en av de fyra rektangulära stabilisatorerna i acceleratorn var gångjärnsförsedd vid en punkt i ett av dess hörn. Samtidigt pressades stabilisatorn med sin breda sida mot gaspedalen - under transport, medan raketen befann sig i fartygets källare och på bärraketen. Denna enhet var säkrad mot för tidig öppning med en tråd placerad runt acceleratorn. Omedelbart efter starten av raketrörelsen längs PU -guiden klipptes denna tråd med en speciell kniv installerad på PU. Stabilisatorerna, på grund av tröghetskrafter, placerades ut och fixerades i en ny position och pressade mot gaspedalen med sin kortsida. Samtidigt ökade stabilisatorernas spann med nästan en och en halv gånger, vilket ökade stabiliteten för raketen under de första sekunderna av dess flygning.
Genom att välja rakets layout övervägde konstruktörerna endast tvåstegsalternativ-under dessa år gav enstegsmissiler inte den nödvändiga räckvidden och flyghastigheten. Samtidigt kan raketuppskjutande accelerator bara vara fast drivmedel. Bara han kunde uppfylla kraven för en lutande raketuppskjutning från korta guider. Men dessa motorer under dessa år utmärktes av instabiliteten hos egenskaperna vid olika omgivningstemperaturer: under den kalla årstiden arbetade de två eller tre gånger längre än i den varma. Följaktligen förändrades dragkraften som utvecklats av dem också flera gånger.
Stora värden för skjutkraften krävde att lämpliga säkerhetsmarginaler införlivades i raketens konstruktion och dess utrustning. Med ett lågt tryckvärde "rakade" raketten efter att ha lämnat guiden och kunde inte komma in i styrstrålen för styrradaren med den inställda tiden.
Men det fanns också lösningar för detta problem. Den erforderliga stabiliteten hos acceleratorns egenskaper erhölls på grund av en speciell enhet, som arbetarna på OKB-2 omedelbart kallade ett "päron". Installerad i motorns munstycke gjorde det möjligt att reglera området för dess kritiska sektion direkt vid startpositionen och, i enlighet med alla rörelselagar, att ställa in tiden för dess drift och den utvecklade dragkraften. Det fanns ingen super -svårighet att ställa in måtten på den kritiska sektionen - "päronet" slutade med en linjal med alla nödvändiga värden applicerade på den. Det återstod bara att gå till raketen och på rätt plats "dra åt" muttern.
Redan före start av flygprov, på vintern 1958, på anvisningar från det militärindustriella komplexet, övervägde OKB-2 möjligheten att använda B-600 som en del av C-125. För ledningen för den militärindustriella kommissionen under ministerrådet (MIC) var detta av stor betydelse: trots allt öppnades vägen för skapandet av landets första enhetliga modell av luftvärnsrakettvapen. Men de drog inga slutsatser innan testerna startade.
Testen av B-600, liksom B-625, var planerade att utföras i flera steg-ballistiska (kast), autonoma och i en sluten kontrollslinga. För kastprov av V-600 förbereddes en mock-up av den ovanstående delen av ombord PU ZIF-101. Den första lanseringen av B-600 ägde rum den 25 april 1958, och i juli var dropptestprogrammet helt klart.
Inledningsvis planerades övergången till autonom testning av B-600 i slutet av 1958. Men i augusti, efter två på varandra följande misslyckade kastlanseringar av V-625, kom PD Grushin med ett förslag om att göra ändringar av B-600 så att den kan användas som en del av C-125.
För att påskynda arbetet med V-600 beslutade PD Grushin att starta autonoma tester i september på Kapustin Yar-testplatsen. På den tiden demonstrerades B-600, liksom B-625, för ett antal av landets ledare, ledda av N. S. Chrusjtjov, som anlände till Kapustin Yar för att demonstrera de senaste typerna av raketer.
Den första autonoma lanseringen av B-600 ägde rum den 25 september. Under de kommande två veckorna genomfördes ytterligare tre liknande uppskjutningar, under vilka rakets roder avböjdes i enlighet med kommandon från programmekanismen ombord. Alla lanseringar skedde utan betydande kommentarer. Den sista serien av autonoma tester av B-600 utfördes på ZIF-101 PU: s mock-stand och slutade i december 1958 utan betydande kommentarer om raketen. Således stöddes förslaget från P. D. Grushin om att använda B-600 som en del av S-125 av ganska verkliga resultat.
Naturligtvis innebar skapandet av en enhetlig raket extremt svåra uppgifter för OKB-2-specialisterna. Först och främst var det nödvändigt att säkerställa missilens kompatibilitet med väsentligt olika mark- och fartygsstyr- och styrsystem, utrustning och hjälpmedel.
Kraven från luftförsvarsmakten och marinen var också något annorlunda. För S-125 ansågs lägsta målförstöringshöjd i storleksordningen 100 m vara tillräcklig, vilket vid tidpunkten för utvecklingen av luftförsvarssystemet motsvarade den förväntade nedre gränsen för användning av stridsflyg. För flottan var det emellertid nödvändigt att skapa en missil som skulle säkerställa nederlaget för flygplan och missionsfartygsmissiler som flyger över en relativt plan havsyta på 50 m höjder. Ovanifrån krävde placering av två mottagande antenner på en radio säkring på raketen. Säkerställandet av missiler före uppskjutningen var också fundamentalt annorlunda. På grund av betydande begränsningar av storleken på missilzonerna på fartygets sjösättare, hängdes de upp under guiderna på ok som var placerade på sjösättningsstadiet. På den markbaserade bärraketen vilade tvärtom raketen med ok på guiden. Det fanns också skillnader i placeringen av antenner på aerodynamiska ytor.
Under vintern och våren 1959 utarbetade OKB-2 en version av B-600-missilen (vanligtvis kallad B-601), kompatibel med S-125 styrsystem. Denna raket var liknande i geometriska, massa och aerodynamiska egenskaper som fartygets B-600. Dess huvudsakliga skillnad var installationen av en radiostyrning och siktenhet som är utformad för att fungera med S-125 markstyrningsstation.
Det första testet av B-601 utfördes den 17 juni 1959. Samma dag ägde den 20: e lanseringen av V-625 rum, återigen "borta" från lanseringsriktningen och föll inte in i granskningssektorn för S-125-styrstationen. Ytterligare två framgångsrika lanseringar av B-601, som genomfördes den 30 juni och 2 juli, drog slutligen gränsen under frågan om att välja en missil för S-125. Den 4 juli 1959 antog landets ledning en resolution där det stod att B-601 antogs som ett missilförsvarssystem för S-125. (Senare, efter att ha studerat frågorna om att öka åtgärdsområdet på grund av användningen av den passiva sektionen av banan, fick hon beteckningen V-600P). B-601 skulle visas på gemensamma flygprov i början av 1960. Med hänsyn till B-600-missilens stora energikapacitet fick OKB-2 samtidigt uppdraget att öka komplexets engagemangszon, inklusive målavlyssningshöjder upp till 10 km. Genom samma dekret avslutades arbetet med B-625-raketen.
Med tanke på det faktum att för den projekterade designbyrån för anläggning nr 82 i V-625-missilen har SM-78 PU och PR-14 transportlastfordon (TZM) redan utvecklats, designteam för TsKB -34 och KB-203 var tvungna att göra ett antal förbättringar för att säkerställa deras användning i samband med V-600P-missilen. Den modifierade SM-78-lanseringen fick beteckningen SM-78A. På GSKB konstruerades TZM PR-14A, som användes tillsammans med den experimentella SM-78A-startapparaten, och senare med den seriella två-staplade PU-typen SM-78A1 (5P71).
Trots att kvalitetsnivån på arbetsprestanda har ökat markant, var ytterligare tester av V-600P inte utan svårigheter. Från juni 1959 till februari 1960 genomfördes 30 raketuppskjutningar på testplatsen, varav 23 i en sluten kontrollslinga. 12 av dem misslyckades, främst på grund av problem med kontrollutrustning. Alla uppfyllde inte kraven i dekretet av den 4 juli 1959 och raketens egenskaper.
Men i mars 1961 hade de flesta problemen övervunnits, vilket gjorde det möjligt att slutföra statliga tester. Vid den tiden fanns det rapporter om ett experiment i USA, under vilket i oktober 1959 ett B-58 Hustler-bombplan med full bomblast, som hade stigit i östra USA nära Fort Werton, flög över Nordamerika till Edwards Air Force Base. Samtidigt övervann B-58 cirka 2300 km på 100-150 m höjd med en medelhastighet på 1100 km / h och gjorde en "lyckad bombning". Identifieringssystemet "vän eller fiende" stängdes av och fordonet förblev oupptäckt av de välutrustade amerikanska luftvärnsradarposterna längs hela rutten.
Denna flygning visade återigen hur stort behovet av ett luftförsvarssystem på låg höjd är. Därför, även med ett antal brister, antogs S-125 med raketten V-600P (5V24) den 21 juni 1961.
1963 tilldelades skapandet av S-125 Leninpriset.
Utplaceringen av de första luftvärnsmissilregementen beväpnade med luftförsvarssystemet S-125 började 1961 i Moskvas luftförsvarsdistrikt. Tillsammans med detta reducerades luftvärnsmissilerna och de tekniska avdelningarna i luftförsvarssystemen S-125 och S-75, och senare S-200, organisatoriskt till luftvärnsbrigader, i regel med en blandad sammansättning-från komplex av olika slag. Till en början användes S-125 också av luftvärnsenheter från markstyrkorna. Men med ett betydligt mindre drabbat område och användningen av en mycket lättare missil var de markbaserade medlen för S-125-komplexet när det gäller massa- och storleksindikatorer och rörlighetsnivån nära den tidigare antagna S-75. Redan innan arbetet med skapandet av S-125, speciellt för markstyrkorna, påbörjades därför utvecklingen av det självgående luftförsvarssystemet "Kub", som har en förlovningszon nästan samma som för S-125.
Redan innan S-125 togs i bruk, den 31 mars 1961, beslutade det militärindustriella komplexet att modernisera missilen och dess utrustning. Den baserades på GKAT: s och GKOT: s förslag att skapa en missil med ett ökat räckvidd och en övre gräns för det drabbade området, med en ökad genomsnittlig flyghastighet. Det föreslogs också att grundligt ändra uppskjutningsbanan och se till att fyra missiler placerades på den. Enligt en version fastställdes den sista uppgiften personligen av D. F. Ustinov.
Dekretet 1961, tillsammans med antagandet av V-600P-raketen, godkände officiellt uppgiften för utvecklingen av en mer avancerad modell, som fick beteckningen V-601P. Parallellt pågick arbete med att förbättra skeppsversionen av V-601 (4K91) SAM.
Eftersom i detta fall uppgiften att skapa ett nytt luftvärnsmissilsystem inte var fastställd, överlämnades moderniseringen av S-125 till designteamet för anläggning nr 304, samtidigt som den allmänna ledningen för KB-1 upprätthölls. Samtidigt, för den nya missilen, utvidgades och förfinades sammansättningen av styrstationsutrustningen. I en modifierad version av komplexet användes en ny fyrboms PU 5P73, vilket gjorde det möjligt att använda V-600P- och V-601 P-missiler, samt genomföra träningsövningar. Moderniserade versioner av TZM skapades också: PR-14M, PR-14MA, redan på grundval av chassit för ZIL-131-bilen.
Huvudriktningen för arbetet med den nya V-601 P-raketen var utformningen av nya radiosäkringar, stridsspetsar, säkerhetsmanövreringsmekanism och framdrivningsmotor på ett helt nytt kompositbränsle. En högre specifik impuls och en ökad densitet för denna typ av bränsle, samtidigt som raketens dimensioner bibehålls, borde ha ökat motorns energikarakteristik och säkerställa utbyggnaden av komplexets räckvidd.
Fabrikstester av V-601P började den 15 augusti 1962, under vilken 28 uppskjutningar genomfördes, inklusive sex missiler i stridskonfiguration, som sköt ner två MiG-17-mål.
Den 29 maj 1964 togs raketen V-601P (5V27) i bruk. Den kunde träffa mål som flyger med hastigheter upp till 2000 km / h i höjdintervallet 200-14000 m på ett avstånd av upp till 17 km. Vid iscensättning av passiv störning reducerades nederlagets maximala höjd till 8000 m, avståndet - till 13, 2-13, 6 km. Låghöjd (100-200 m) mål träffades inom en radie på upp till 10 km. Räckvidden för förstörelse av transoniska flygplan nådde 22 km.
Externt var B-601P lätt att känna igen av två aerodynamiska ytor, som installerades på övergångsanslutningsfacket bakom de övre högra och nedre vänstra konsolerna. De säkerställde en minskning av acceleratorns räckvidd efter dess separering. Efter separering av stegen, veckades dessa ytor ut, vilket ledde till intensiv rotation och retardation av acceleratorn med förstörelse av alla eller flera av stabilisatorns konsoler och som ett resultat av dess störande fall.
Samtidigt med antagandet av V-601 P fick försvarsministeriet i uppgift att utöka stridsförmågan hos C-125: att besegra mål som flyger i hastigheter upp till 2500 km / h; transonisk - på höjder upp till 18 km; en ökning av den totala sannolikheten för att träffa mål, och överskattning av att övervinna störningar.
I början av 1970-talet genomfördes flera fler moderniseringar av C-125M när det gäller att förbättra den elektroniska utrustningen, vilket gav en ökad bullerimmunitet för målsikt- och missilkontrollkanalerna. Dessutom skapades en ny modifiering av raketen - 5V27D med en ökad flyghastighet, vilket gjorde det möjligt att införa ett "catch -up" -läge för målskjutning. Rakettens längd ökade, massan ökade till 980 kg. För
den tyngre 5V27D, visade det sig vara möjligt att ladda endast tre missiler på PU 5P73 när de placerades på alla balkar.
Exportversioner av S-125-komplexet fick beteckningen "Pechora" och levererades till dussintals länder runt om i världen, användes i ett antal väpnade konflikter och lokala krig. S-125: s finaste timme slog till våren 1970, då en stor grupp av våra missiler skickades till Egypten genom beslut av sovjetledningen under operationen Kaukasus. De var tvungna att tillhandahålla luftförsvar för detta land inför intensifierade israeliska luftattacker, som genomfördes under det så kallade "utmattningskriget" 1968-1970. Striderna genomfördes huvudsakligen i Suezkanalzonen, den östra stranden som israelerna ockuperade efter slutet av sexdagars kriget 1967.
För leverans av vapen från Sovjetunionen till Egypten användes ett tiotal torrlastfartyg (Rosa Luxemburg, Dmitry Poluyan, etc.).
S-125-divisioner med sovjetisk personal, kombinerade till en luftförsvarsdivision, förstärkte de egyptiska luftvärnsgrupperna utrustade med luftförsvarssystemet C-75. Den största fördelen med de sovjetiska missilingenjörerna, tillsammans med deras högre utbildningsnivå, var förmågan att använda S-125 i ett annat frekvensområde jämfört med S-75, som redan studerats av israelerna och amerikanerna som stöder dem. Därför hade israeliska flygplan till en början inte effektiva medel för att motverka S-125-komplexet.
Den första pannkakan visade sig dock vara klumpig. Natten den 14-15 mars 1970 noterade de sovjetiska missilerna deras inträde i stridstjänst genom att skjuta ner en egyptisk Il-28 med en två-missil-salva, som gick in i S-125-förlovningszonen på 200 m höjd med en inaktiv "vän eller fiende" -responsör. Samtidigt var den egyptiska militären också bredvid de sovjetiska officerarna, som svor till våra missiler att det inte kunde finnas något av deras flygplan i skjutzonen.
Några veckor senare kom det att skjuta mot en riktig fiende. Först misslyckades de. Israeliska piloter försökte kringgå de drabbade områdena i luftförsvarets missilsystem, som ligger på permanenta platser med skyddande strukturer. Skjutningen mot fiendens flygplan som ligger längst gränsen till uppskjutningszonen slutade med att de israeliska piloterna kunde vända och komma bort från missilen.
Jag var tvungen att justera taktiken för att använda luftförsvarssystemet. Komplexen togs ut från de utrustade tillförlitliga skyddsrummen i områden med permanent utplacering till "bakhåll" -lägen, från vilka missilerna skjuts upp mot mål i avstånd upp till 12-15 km. Genom att förbättra sina stridskunskaper inför ett verkligt hot från fienden tog de sovjetiska missilerna tiden för att fälla komplexet till 1 timme 20 minuter istället för de normativa 2 timmar 10 minuter.
Som ett resultat, den 30 juni, delades kaptenen V. P. Malyauki lyckades skjuta ner den första "Phantom", och fem dagar senare överväldigade också divisionen av SK Zavesnitskiy den andra F-4E. Hämndstrejker av israelerna följde. Under en hård kamp den 18 juli i divisionen av V. M. Tolokonnikov dödades åtta sovjetiska soldater, men israelerna saknade också fyra fantomer. Ytterligare tre israeliska flygplan sköts ner av N. M. Kutyntsevs division den 3 augusti.
Några dagar senare, med medling av tredjeländer, uppnåddes ett upphörande av fientligheterna i Suezkanalzonen.
Efter 1973 användes S-125-komplexen av irakierna 1980–1988 i kriget med Iran, och 1991 när de avstängde flygräder från den multinationella koalitionen; syrierna mot israelerna under den libanesiska krisen 1982; Libyaner på amerikanska plan 1986; under kriget i Angola; Jugoslaver mot amerikanerna och deras allierade 1999
Enligt den jugoslaviska militären var det C-125-komplexet den 27 mars 1999 på himlen över Jugoslavien som F-117A sköts ner, fotografier av dess fragment publicerades upprepade gånger i media.
Designbeskrivning 5B24
5V24-raketen är det första inhemska fasta drivande missilförsvarssystemet. Dess marschstadium, tillverkat enligt det aerodynamiska "canard" -schemat, var utrustat med aerodynamiska roder för stigning och girningskontroll; rullstabilisering utfördes av två rullstänger placerade på vingkonsolerna i samma plan.
Rakettens första etapp är en lanseringsaccelerator med en fast drivmotor PRD-36, utvecklad i KB-2 av anläggning nr 81 under ledning av II Kartukov. PRD-36 var utrustad med 14 enkelkanals cylindriska fasta drivbomber. Motorn var utrustad med en tändare. Startmotorns munstycke var utrustat med ett "päron", vilket gjorde det möjligt att reglera det kritiska sektionsområdet beroende på omgivningstemperaturen. Den bakre botten av karossen och motorns munstycke var täckta med ett svansfack i form av en stympad omvänd kon.
Varje stabilisatorkonsol med rektangulär form fixerades i en gångjärnsanordning på den främre ramen på svansfacket. Under markdrift låg stabilisatorns längre sida intill den cylindriska ytan på startmotorhuset.
Stödet som fixerade stabilisatorkonsolerna skärs med en speciell kniv när missilen lämnade bärraketen. Under påverkan av tröghetskrafter placerades stabilisatorerna ut mer än 90 °, angränsande till kortsidan till den yttre ytan av svansdelen av lanseringsstadiet. Bromsningen av stabiliseringskonsolens rotation före kontakt med ytan på bakfacket säkerställdes genom användning av en bromskolvanordning, liksom en krossstift som fästs på stabilisatorns konsol. Konsolernas extrema bakre flygplacering säkerställde en hög grad av statisk stabilitet hos den förbrukade boostern efter dess separering från hållaren, vilket ledde till en oönskad expansion av zonen för dess fall. Därför, vid efterföljande versioner av raketen, vidtogs åtgärder för att eliminera denna nackdel.
Kroppen i den andra etappen av raketen - hållaren - är uppdelad i två zoner: i svansen fanns en fast drivmotor, i fyra fack i frontzonen - utrustning och ett stridsspets.
I det främre koniska facket på hållarsteget var en radiosäkring placerad under kåpornas radiotransparenta element. I styrfacket fanns två styrmaskiner, som användes tillsammans för att avböja de aerodynamiska rodren i samma plan, vars nödvändiga effektivitet tillhandahålls av ett stort antal höjder och flyghastigheter av fjädermekanismer.
Vidare var stridshuvudets fack beläget, framför vilket det fanns en säkerhetsutövande mekanism, som säkerställde säkerheten vid rakdrift på marken och uteslutning av obehörig sprängning av stridshuvudet.
Bakom stridsspetsen fanns ett fack med utrustning ombord. En central distributör installerades i den övre delen och under den fanns en omvandlare och en inbyggd strömförsörjning. Styrväxlarna och turbingeneratorn drevs med tryckluft, som var i en kulcylinder under ett tryck på 300 atmosfärer. Vidare fanns det en autopilot, en radiostyrenhet och styrmaskiner för rullkanalen. Rullkontroll utfördes av rullstänger på de övre högra och nedre vänstra vingkonsolerna. Lusten att koncentrera nästan alla styranordningar och styrdrivningselement, inklusive rattstyrningen, i en zon, framför huvudmotorn, ledde till implementeringen av en ovanlig konstruktionslösning - den öppna placeringen av en styv rullstångsdrivning längs huvudmotorhuset.
Motorn var gjord med en delad stålkropp, utrustad med en insatsladdning i form av en monoblock fast bränslekontroll med en cylindrisk kanal. Ett lådformat block med en lanseringsanordning var placerad ovanpå det koniska övergångsfacket. Huvudmotorn startades i slutet av startmotorn, med ett tryckfall.
Trapezformade vingkonsoler fästes på skrovet på hållarstadiet. Ailerons placerades på två konsoler i ett av planen. Anslutningen av styrväxlarnas drivning med rullarna utfördes, som redan nämnts, med hjälp av långa stavar som låg utanför motorhuset utan att täcka med gargrottor - ovanför den nedre vänstra och ovanför de övre högra konsolerna. Två lådor i det inbyggda kabelnätet passerade från främre änden av stridshuvudfacket till svansfacket på hållarstadiet på vänster och höger sida av raketen. Dessutom passerade en kort låda ovanifrån över stridshuvudfacket.
Den transporterade tvåbalkarna PU 5P71 (SM-78A-1) med variabel startvinkel användes som en del av RB-125-missilbatteriet. Uppskjutningsrampen var utrustad med en synkron elektrisk spårning för vägledning i azimut och höjd i en given riktning. När den placerades ut vid sjösättningsplatsen med en tillåten lutning på platsen upp till 2 grader, utfördes dess utjämning med hjälp av skruvuttag.
För lastning av bärraketer och transport av missiler 5V24 i KB-203 utvecklades TZM PR-14A (nedan-PR-14AM, PR-14B) med hjälp av chassit i ZiL-157-bilen. Inriktningen längs guiderna med PU säkerställdes genom placeringen av åtkomstbroar på marken, liksom användningen av proppar på TPM och PU, som fixerade TPM: s position. Standardtiden för överföring av missilen från TPM till bärraketen är 45 sekunder.
Den transporterade fyrbäraren PU 5P73 (SMI06 under beteckningen TsKB-34) designades under ledning av chefsdesignern B. S. Korobov. PU utan gasreflektorer och chassi transporterades på ett YAZ-214-fordon.
För att förhindra att raketen vidrör marken eller lokala föremål under "nedsänkning" vid det inledande okontrollerade stadiet av flygningen, vid skjutning på låghöjdsmål, var raketens minsta skjutvinkel inställd - 9 grader. För att förhindra jorderosion vid missilskjutningar, läggs en speciell cirkulär beläggning av gummi-metall runt bärraketen.
Startaren laddades i följd av två TPM: er, som närmade sig det högra eller vänstra strålparet. Det var tillåtet att ladda bärraketen samtidigt med 5V24 och 5V27 missiler med tidiga modifieringar.
