Kaptein Ken Dvili husket hvordan 27. mars 1999 hans "usynlige" F-117A ble skutt ned nær landsbyen Budanovtsi nær Beograd.
De første luftfartsrakettsystemene S-25, S-75, utviklet i Sovjetunionen, og amerikanske Nike-Ajax og Nike-Hercules, løste problemet med å treffe høyhastighetsmål i store høyder, minimumshøyden på deres handlingen var minst 3–5 km, noe som gjorde streikfly usårbart i lave høyder. Dette krevde opprettelsen av andre luftfartsrakettsystemer som var i stand til å motvirke lavflygende mål.
Arbeidet med det første anti-fly missilsystemet (lav) i høyder begynte (SAM) høsten 1955. Lederen for KB-1 satte sine ansatte i oppgave å lage et transportabelt enkelt-kanalskompleks med flere muligheter for å treffe lav høyde luftmål og organiserte et spesielt laboratorium for løsningen.
Offisielt ble utviklingen av S-125 "Neva" luftforsvarssystem med B-625-missilet fastsatt ved et dekret fra Ministerrådet i USSR av 19. mars 1956. Det nye luftforsvarssystemet var ment å fange opp mål flyr i hastigheter opp til 1500 km / t i høyder fra 100 til 5000 meter i rekkevidde opp til 12 km. Et påfølgende dekret, datert 8. mai 1957, tydeliggjorde tidspunktet for trinnvis implementering av arbeidet med S-125.
Utviklingen av B-625 luftfartsstyrte missiler (SAM) ble overlatt til Designbyrået for et av anleggene i forsvarsdepartementet. Dette arbeidet var det første for designteamet, opprettet i juli 1956.
Anleggets designbyrå foreslo en to-trinns versjon av raketten med faste drivmotorer. For å redusere aerodynamisk motstand hadde hovedstadiets skrog en stor forlengelse. Den aerodynamiske "roterende vingen" -designet var også nytt, som ble brukt på B-625 for første gang blant innenlandske missiler. Lanseringen (PU) for SM-78 SAM ble utviklet i Leningrad.
Den første lanseringen av V-625 ble utført 14. mai 1958 og gikk uten kommentarer. Under den andre lanseringen, som fant sted 17. mai, i flyets tredje sekund, kollapset imidlertid akseleratorens stabilisator - som det viste seg på grunn av den unøyaktige installasjonen på anlegget. I den fjerde oppskytningen kollapset rakettstabilisatoren igjen, og igjen på grunn av en produksjonsfeil. Den femte lanseringen, som fant sted 21. november, la til et annet problem: Hovedmotoren brant ut på grunn av en defekt i varmebeskyttende belegg. Den åttende lanseringen endte også med ødeleggelsen, i januar 1959.
"Pechora" på en avfyringsposisjon i Egypt
Rakett 5V27
Laster inn lanseringsprogram 5P73
Aerodynamiske ratt
Cruise- og startmotorer, fendere, aerodynamiske bremser og stabilisatorer
Min webside
Transition Cone Starter Motor
Aerodynamiske bremser på startmotoren
Starter motorens dyse
SAM "Pechora-2A" på flyshowet i Zhukovsky
Vrak av det amerikanske F-117A-skjultflyet skutt ned over Jugoslavia
Generelt var det i juli 1959 23 B-625 oppskytninger som var fullført, men bare syv av dem passerte uten alvorlige merknader om raketten. De fleste av de identifiserte manglene var knyttet til produksjonsfeil og var ikke iboende i utformingen. I situasjonen som hadde utviklet seg sommeren 1959, fikk de imidlertid avgjørende betydning.
Opprettelsen av S-125 i KB-1 ble utført nesten parallelt med arbeidet på NII-10 på det skipsmodell SAM M-1 ("Volna"), som begynte 17. august 1956. Dette komplekset inkluderte lignende kjennetegn. Utviklingen av raketten ble utført av OKB-2, og mer effektivt.
Helt fra begynnelsen av utformingen av B-600 måtte OKB-2-spesialister møte nesten de samme problemene som noen få år tidligere, da de opprettet sitt første B-750-missil: tilstedeværelsen av en kombinasjon av en rekke gjensidig utelukkende krav til raketten, noe som betyr søk etter rimelige tekniske kompromisser.
De viktigste motsetningene var som følger. For å beseire lavflygende høyhastighetsmål, må missilet ha en høy gjennomsnittlig flygehastighet (opptil 600 m / s) og høy manøvrerbarhet når den sikter mot et mål. For å sikre muligheten for å skyte luftfartsraketter mot lavflygende mål og treffe dem på en liten (selvfølgelig for forholdene på den tiden) avstand fra skipet (opptil 2 km), krevde en maksimal reduksjon i avstanden til rakettens utgang til veiledningsbanen og høy nøyaktighet for å holde den i flyretningen ved oppskytingsstedet.
Disse kravene var vanskelige å forene med behovet for å sikre minst mulig oppskytningsvekt og dimensjoner på raketten. I tillegg skulle B -600 lanseres fra ekstremt korte guider - en annen av betingelsene for skipsdrift.
Samtidig virket det ekstremt vanskelig å sikre, med de angitte dimensjonene til raketten, den nødvendige stabiliteten for flyet på utsettingsstedet. Designerne og designerne måtte finne på noe som ville tillate raketten å okkupere plassen som ble tildelt den på skipet, og i flukt fra de aller første meterne for å bruke stabilisatorene. Missilemen, som skapte sine produkter for skip, har stått overfor dette problemet mer enn en gang. På midten av 1950 -tallet var en av de mest originale løsningene å spre vingene - de var utstyrt med sine cruisemissiler av V. N. Chelomey Design Bureau. For en luftfartsrakett, hvis stabilisatorer bare måtte fungere i noen sekunder til de ble droppet sammen med boosteren, så en slik løsning for komplisert ut.
Svaret på dette raketttekniske problemet var uventet. Hver av de fire rektangulære stabilisatorene til gasspedalen var hengslet på et punkt i et av hjørnene. Samtidig ble stabilisatoren presset med sin brede side til gasspedalen - under transport, mens raketten var i kjelleren på skipet og på løfteraketten. Denne enheten ble sikret mot for tidlig åpning med en ledning plassert rundt gasspedalen. Umiddelbart etter starten av rakettbevegelsen langs PU -guiden ble denne tråden kuttet med en spesiell kniv installert på PU. Stabilisatorene, på grunn av treghetskrefter, ble satt inn og festet i en ny posisjon og presset mot gasspedalen med kortsiden. På samme tid økte spennet til stabilisatorene med nesten halvannen gang, noe som økte stabiliteten til raketten i de første sekundene av flyet.
Ved å velge rakettens utforming vurderte designerne bare to-trinns alternativer-i disse årene ga ikke ett-trinns missiler den nødvendige rekkevidden og flyhastigheten. Samtidig kan rakettoppskytningsakseleratoren bare være solid drivstoff. Bare han kunne oppfylle kravene til en skråstilt rakettoppskytning fra korte guider. Men disse motorene i disse årene ble preget av ustabiliteten til egenskaper ved forskjellige omgivelsestemperaturer: i den kalde årstiden jobbet de to eller tre ganger lenger enn i den varme. Følgelig endret skyvekraften som ble utviklet av dem også flere ganger.
Store verdier av oppskytningskraften krevde at de riktige sikkerhetsmarginene ble innlemmet i rakettens design og utstyr. Med en lav skyveverdi "rakket" seg etter å ha forlatt guiden og kunne ikke komme inn i kontrollstrålen til styringsradaren innen den angitte tiden.
Imidlertid var det også løsninger på dette problemet. Den nødvendige stabiliteten til akseleratorens egenskaper ble oppnådd på grunn av en spesiell enhet, som arbeiderne i OKB-2 umiddelbart kalte en "pære". Installert i dysen på motoren, gjorde det det mulig å regulere området for den kritiske seksjonen direkte ved startposisjonen og, i full overensstemmelse med alle bevegelseslovene, for å stille tidspunktet for driften og den utviklede skyvekraften. Det var ingen supervansker med å angi dimensjonene til den kritiske seksjonen - "pæren" endte med en linjal med alle nødvendige verdier som ble brukt på den. Det gjensto bare å gå til raketten og på "riktig sted" stramme mutteren.
Allerede før starten på flytester, vinteren 1958, etter instruksjoner fra det militærindustrielle komplekset, vurderte OKB-2 muligheten for å bruke B-600 som en del av C-125. For ledelsen i den militær-industrielle kommisjonen under Ministerrådet (MIC) var dette av stor betydning: tross alt, i dette tilfellet ble veien åpnet for opprettelsen av landets første enhetlige modell av luftfartøyer missilvåpen. Men de kom ikke med noen konklusjoner før testene startet.
Testene på B-600, i likhet med B-625, var planlagt utført i flere stadier-ballistisk (kast), autonomt og i en lukket kontrollsløyfe. For kastetester av V-600 ble det utarbeidet en mock-up av delen over dekket av PU ZIF-101 ombord. Den første lanseringen av B-600 fant sted 25. april 1958, og i juli var falltestprogrammet fullført.
Opprinnelig var overgangen til autonom testing av B-600 planlagt i slutten av 1958. Men i august, etter to påfølgende mislykkede kastelanseringer av V-625, kom PD Grushin med et forslag om å utføre endringer i B-600 slik at den kunne brukes som en del av C-125.
For å få fart på arbeidet med V-600, bestemte PD Grushin seg for å starte autonome tester i september på teststedet Kapustin Yar. På den tiden ble B-600, i likhet med B-625, demonstrert for en rekke av landets ledere, ledet av NS Khrusjtsjov, som ankom Kapustin Yar for å demonstrere de siste typene raketter.
Den første autonome lanseringen av B-600 fant sted 25. september. I løpet av de neste to ukene ble det foretatt ytterligere tre lignende oppskytninger, der rakettets ror ble avbøyd i henhold til kommandoer fra programmekanismen om bord. Alle lanseringene skjedde uten vesentlige kommentarer. Den siste serien med autonome tester av B-600 ble utført på ZIF-101 PU mock-up stand og avsluttet i desember 1958 uten nevneverdige kommentarer til raketten. Dermed ble forslaget fra PD Grushin om å bruke B-600 som en del av S-125 støttet av ganske reelle resultater.
Selvfølgelig utgjorde etableringen av en enhetlig rakett ekstremt vanskelige oppgaver for OKB-2-spesialistene. Først og fremst var det nødvendig å sikre kompatibiliteten til missilet med vesentlig forskjellige grunn- og skipslednings- og kontrollsystemer, utstyr og hjelpemidler.
Kravene til luftforsvarsstyrken og marinen var også noe forskjellige. For S-125 ble den minimale målødeleggelseshøyden i størrelsesorden 100 m ansett som tilstrekkelig, noe som på begynnelsen av utviklingen av luftforsvarssystemet tilsvarte den forventede nedre grensen for bruk av kampfly. For flåten var det imidlertid påkrevd å lage et missil som ville sikre nederlaget for fly- og anti-skipsmissiler som flyr over en relativt flat havoverflate i 50 meters høyde. Ovenfra krevde plassering av to mottaksantenner på en radio sikring på raketten. Sikring av missiler før oppskytning var også fundamentalt annerledes. På grunn av betydelige begrensninger i størrelsen på missilsonene på skipets løfterakett, ble de suspendert under guidene på åk som var plassert på oppskytingsstadiet. På den bakkebaserte løfteraketten, tvert imot, hvilte raketten med åk på guiden. Det var også forskjeller i plassering av antenner på aerodynamiske overflater.
I løpet av vinteren og våren 1959 utarbeidet OKB-2 en versjon av B-600-missilet (konvensjonelt kalt B-601), kompatibel med S-125-styringssystemene. Denne raketten var lik i geometriske, masse- og aerodynamiske egenskaper som skipets B-600. Hovedforskjellen var installasjonen av en radiokontroll- og observasjonsenhet designet for å fungere med S-125 bakkestyringsstasjon.
Den første testen av B-601 ble utført 17. juni 1959. Samme dag fant den 20. lanseringen av V-625 sted, igjen "borte" fra lanseringsretningen og falt ikke inn i vurderingssektoren til S-125 veiledningsstasjonen. Ytterligere to vellykkede lanseringer av B-601, utført 30. juni og 2. juli, la endelig linjen under spørsmålet om valg av missil for S-125. 4. juli 1959 vedtok landets ledelse en resolusjon der det sto at B-601 ble vedtatt som et missilforsvarssystem for S-125. (Senere, etter å ha studert problemene med å øke handlingsområdet på grunn av bruk av den passive delen av banen, mottok hun betegnelsen V-600P). B-601 skulle vises på felles flygtester tidlig i 1960. Tatt i betraktning de store energikapasitetene til B-600-missilet, hadde OKB-2 samtidig i oppgave å øke kompleksets engasjementsone, inkludert målavlyttingshøyder opp til 10 km. Ved samme dekret ble arbeidet med B-625-raketten avsluttet.
Tatt i betraktning det faktum at designprosjektene til TsKB allerede har blitt utviklet for det projiserte designbyrået for anlegg nr. 82 på V-625-missilet, SM-78 PU og PR-14 transportbil (TZM). -34 og KB-203 måtte gjøre en rekke forbedringer for å sikre bruk i forbindelse med V-600P-missilet. Den modifiserte SM-78-lanseringen fikk betegnelsen SM-78A. På GSKB ble TZM PR-14A designet, som ble brukt i forbindelse med den eksperimentelle oppskytteren SM-78A, og senere med den serielle to-takts PU-typen SM-78A1 (5P71).
Til tross for at kvalitetsnivået på arbeidsytelsen har økt markant, var ytterligere tester av V-600P ikke uten vanskeligheter. Fra juni 1959 til februar 1960 ble det utført 30 rakettoppskytninger på teststedet, inkludert 23 i en lukket kontrollsløyfe. 12 av dem mislyktes, hovedsakelig på grunn av problemer med kontrollutstyr. Ikke alle oppfylte kravene spesifisert i dekretet av 4. juli 1959 og rakettens egenskaper.
Men i mars 1961 hadde de fleste problemene blitt overvunnet, noe som gjorde det mulig å fullføre statstestene. På den tiden var det rapporter om et eksperiment i USA, hvor et B-58 Hustler-bombefly med full bomblast i oktober 1959 fløy over det østlige USA nær Fort Werton og fløy over Nord-Amerika til Edwards Air Force Base. På samme tid overvant B-58 omtrent 2300 km i 100-150 meters høyde med en gjennomsnittsfart på 1100 km / t og foretok en "vellykket bombing". "Venn eller fiende" identifikasjonssystem ble slått av og kjøretøyet forble uoppdaget av de velutstyrte amerikanske luftvernradarpostene langs hele ruten.
Denne flyturen demonstrerte igjen hvor stort behovet for et luftforsvarssystem i lav høyde er. Derfor, selv med en rekke mangler, ble S-125 med raketten V-600P (5V24) vedtatt 21. juni 1961.
I 1963 ble opprettelsen av S-125 tildelt Lenin-prisen.
Utplasseringen av de første luftfartøyerakettregimentene bevæpnet med luftforsvarssystemet S-125 begynte i 1961 i Moskva luftforsvarsdistrikt. Sammen med dette ble luftvernrakettene og de tekniske divisjonene i luftforsvarssystemene S-125 og S-75, og senere S-200, organisatorisk redusert til luftforsvarsbrigader, som regel av en blandet sammensetning-fra komplekser av forskjellige typer. Først ble S-125 også brukt av luftforsvarsenheter fra bakkestyrken. Men med et betydelig mindre berørt område og bruk av et mye lettere missil, var de bakkebaserte virkemidlene til S-125-komplekset når det gjelder masse- og størrelsesindikatorer og mobilitetsnivå nær den tidligere vedtatte S-75. Derfor, selv før arbeidet med opprettelsen av S-125, spesielt for bakkestyrken, ble fullført, ble utviklingen av det selvgående luftforsvarssystemet "Kub" startet, som har en engasjementsone nesten den samme som for S-125.
Selv før S-125 ble tatt i bruk, 31. mars 1961, bestemte det militærindustrielle komplekset seg for å modernisere missilet og utstyret. Den var basert på forslagene fra GKAT og GKOT for å lage et missil med økt rekkevidde og en øvre grense for det berørte området, med økt gjennomsnittlig flygehastighet. Det ble også foreslått å grundig endre skytespillet og sikre plassering av fire missiler på det. I følge en versjon ble den siste oppgaven satt personlig av D. F. Ustinov.
Dekretet fra 1961, sammen med vedtakelsen av V-600P-raketten, godkjente offisielt oppgaven for utvikling av en mer avansert modell, som fikk betegnelsen V-601P. Parallelt ble det arbeidet med å forbedre skipsversjonen av V-601 (4K91) SAM.
Siden i dette tilfellet oppgaven med å lage et nytt luftfartsrakettsystem ikke var satt, ble moderniseringen av S-125 betrodd designteamet til anlegg nr. 304, samtidig som den generelle ledelsen for KB-1 ble opprettholdt. Samtidig, for det nye missilet, ble sammensetningen av utstyret til styringsstasjonen utvidet og foredlet. I en modifisert versjon av komplekset ble det brukt en ny fire-bom PU 5P73, som gjorde det mulig å bruke missilene V-600P og V-601 P, samt gjennomføre treningsøvelser. Moderniserte versjoner av TZM ble også opprettet: PR-14M, PR-14MA, allerede på grunnlag av chassiset til ZIL-131-bilen.
Hovedretningen for arbeidet med den nye V-601 P-raketten var design av nye radiosikringer, stridshoder, sikkerhetsaktiverende mekanisme og fremdriftsmotor på et fundamentalt nytt komposittdrivstoff. En høyere spesifikk impuls og økt tetthet av denne typen drivstoff, samtidig som rakettens dimensjoner opprettholdes, burde ha økt motoregenskapene til motoren og sikre utvidelse av kompleksets rekkevidde.
Fabrikkforsøk av V-601P begynte 15. august 1962, hvor det ble utført 28 oppskytninger, inkludert seks missiler i kampkonfigurasjon, som skjøt ned to MiG-17-mål.
29. mai 1964 ble raketten V-601P (5V27) tatt i bruk. Den var i stand til å treffe mål som flyr i hastigheter opptil 2000 km / t i høydeområdet 200-14000 m i en avstand på opptil 17 km. Ved iscenesetting av passiv jamming ble den maksimale høyden på nederlaget redusert til 8000 m, avstanden - til 13, 2-13, 6 km. Lavmål (100-200 m) mål ble truffet innenfor en radius på opptil 10 km. Omfanget av ødeleggelse av transoniske fly nådde 22 km.
Eksternt ble B-601P lett gjenkjennelig av to aerodynamiske overflater, som ble installert på overgangsforbindelsesrommet bak øvre høyre og nedre venstre konsoll. De sikret en reduksjon i akseleratorens rekkevidde etter at den ble separert. Etter at trinnene ble separert, brettet disse overflatene seg ut, noe som førte til intensiv rotasjon og retardasjon av gasspedalen med ødeleggelse av alle eller flere av stabilisatorkonsollene og som et resultat av dens uorden.
Samtidig med adopsjonen av V-601 P fikk forsvarsdepartementet i oppgave å utvide kampmulighetene til C-125: å beseire mål som flyr i hastigheter opp til 2500 km / t; transonisk - i høyder opptil 18 km; en økning i den totale sannsynligheten for å treffe mål, og overvurdering av å overvinne forstyrrelser.
På begynnelsen av 1970-tallet ble det utført flere moderniseringer av C-125M når det gjelder forbedring av det elektroniske utstyret, noe som ga en økning i støyimmuniteten til målekontroll- og missilkontrollkanalene. I tillegg ble det opprettet en ny modifikasjon av raketten - 5V27D med økt flygehastighet, noe som gjorde det mulig å innføre en "catch -up" -modus for målskyting. Lengden på raketten økte, massen økte til 980 kg. Til
den tyngre 5V27D, viste det seg å være mulig å laste bare tre missiler på PU 5P73 når den ble plassert på noen bjelker.
Eksportversjoner av S-125-komplekset fikk betegnelsen "Pechora" og ble levert til dusinvis av land rundt om i verden, ble brukt i en rekke væpnede konflikter og lokale kriger. S-125s fineste time slo til våren 1970, da en stor gruppe av våre missilemen ble sendt til Egypt etter beslutningen fra den sovjetiske ledelsen under operasjonen Kaukasus. De måtte sørge for luftforsvar for dette landet i møte med intensiverte israelske luftangrep, utført under den såkalte "utmattelseskrigen" 1968-1970. Kampene ble hovedsakelig utført i Suezkanalsonen, den østlige bredden som israelerne okkuperte etter slutten av seks dagers krig i 1967.
For levering av våpen fra Sovjetunionen til Egypt ble det brukt et titalls tørrlastskip (Rosa Luxemburg, Dmitry Poluyan, etc.).
S-125 divisjoner med sovjetisk personell, kombinert til en luftforsvarsdivisjon, forsterket de egyptiske luftforsvarsgruppene utstyrt med luftforsvarssystemet C-75. Den største fordelen med de sovjetiske missilingeniørene, sammen med deres høyere utdanningsnivå, var evnen til å operere S-125 i et annet frekvensområde sammenlignet med S-75, som allerede er studert av israelerne og amerikanerne som støtter dem. Derfor hadde israelske fly først ikke effektive midler for å motvirke S-125-komplekset.
Den første pannekaken viste seg imidlertid å være klumpete. Natten til 14.-15. mars 1970 noterte de sovjetiske missilmennene deres inntreden i kampoppgave ved å skyte ned en egyptisk Il-28 med en to-missil-salve, som kom inn i S-125-engasjementsonen i en høyde på 200 m med en inoperativ "venn eller fiende" responder. Samtidig var det egyptiske militæret også ved siden av de sovjetiske offiserene, som sverget til missilmennene våre at det ikke kunne være noen av flyene deres i avfyringssonen.
Noen uker senere kom det til å skyte på en ekte fiende. Til å begynne med mislyktes de. Israelske piloter prøvde å omgå de berørte områdene i luftforsvarets missilsystemer, plassert på faste posisjoner med beskyttende strukturer. Skytingen mot fiendtlige fly som ligger på yttergrensen til oppskytingssonen endte med at de israelske pilotene kunne snu og komme vekk fra missilet.
Jeg måtte justere taktikken for å bruke luftforsvarssystemet. Kompleksene ble tatt ut av de utstyrte, pålitelige tilfluktsromene i områdene med permanent utplassering til "bakhold" -posisjonene, hvorfra missilene ble skutt mot mål i områder på opptil 12-15 km. Ved å forbedre kampferdighetene i møte med en reell trussel fra fienden, tok de sovjetiske missilmennene tiden for å brette komplekset til 1 time 20 minutter i stedet for de normative 2 timene 10 minutter.
Som et resultat, 30. juni, ble divisjonen av kaptein V. P. Malyauki klarte å skyte ned den første "Phantom", og fem dager senere overveldet også divisjonen til SK Zavesnitskiy den andre F-4E. Gjengjeldelsesangrep av israelerne fulgte. I løpet av en hard kamp 18. juli i divisjonen til V. M. Tolokonnikov ble åtte sovjetiske tjenestemenn drept, men israelerne manglet også fire fantomer. Ytterligere tre israelske fly ble skutt ned av N. M. Kutyntsevs divisjon 3. august.
Noen dager senere, med mekling fra tredjeland, ble det opphørt fiendtlighetene i Suez -kanalen.
Etter 1973 ble S-125-kompleksene brukt av irakerne i 1980–1988 i krigen med Iran, og i 1991 da de avstod luftangrep fra den multinasjonale koalisjonen; syrerne mot israelerne under den libanesiske krisen i 1982; Libyere på amerikanske fly i 1986; under krigen i Angola; Jugoslavene mot amerikanerne og deres allierte i 1999
Ifølge det jugoslaviske militæret var det C-125-komplekset 27. mars 1999 på himmelen over Jugoslavia at F-117A ble skutt ned, fotografier av fragmentene ble gjentatte ganger publisert i media.
Designbeskrivelse 5B24
5V24-raketten er det første innenlandske missilforsvarssystemet for fast drivstoff. Dens marsjfase, laget i henhold til det aerodynamiske "canard" -opplegget, var utstyrt med aerodynamiske ror for pitch og gabkontroll; rullestabilisering ble utført av to ailerons plassert på vingekonsollene i samme plan.
Den første fasen av raketten er en lanseringsakselerator med en solid drivmotor PRD-36, utviklet i KB-2 på anlegg 81 under ledelse av II Kartukov. PRD-36 var utstyrt med 14 enkeltkanals sylindriske, faste drivbomber. Motoren var utstyrt med en tenner. Dysen til startmotoren var utstyrt med en "pære", som gjorde det mulig å regulere det kritiske seksjonområdet avhengig av omgivelsestemperaturen. Den bakre bunnen av karosseriet og motordysen var dekket med et bakrom i form av en avkortet bakkegle.
Hver stabilisatorkonsoll med rektangulær form ble festet i en hengselanordning på den fremre rammen av halerommet. Under bakkedrift lå den lengre siden av stabilisatoren ved siden av den sylindriske overflaten på startmotorhuset.
Støtten som festet stabilisatorkonsollene ble kuttet med en spesiell kniv da missilet forlot skyteskytingen. Under virkningen av treghetskrefter ble stabilisatorene utplassert mer enn 90 °, i tilknytning til kortsiden til den ytre overflaten av haleseksjonen på lanseringsstadiet. Retardasjonen av stabiliseringskonsollens rotasjon før kontakt med overflaten av bakrommet ble sikret ved bruk av en bremsestempelinnretning, samt en knusepinne festet til stabilisatorkonsollen. Den ekstreme bakre flyplasseringen til konsollene sørget for en høy grad av statisk stabilitet i den brukte booster etter at den ble skilt fra opprettholderstadiet, noe som førte til en uønsket utvidelse av sonen for fallet. Derfor ble det iverksatt tiltak for å eliminere denne ulempen på påfølgende versjoner av raketten.
Kroppen til den andre fasen av raketten - opprettholderen - er delt inn i to soner: i halen var det en solid drivmotor, i fire rom i frontsonen - utstyr og et stridshode.
I det koniske frontrommet på bærerstadiet var en radiosikring plassert under de radiotransparente elementene i kåpen. I styrerommet var det to styremaskiner som ble brukt sammen for å avlede de aerodynamiske rorene i det samme flyet, og den nødvendige effektiviteten i et bredt spekter av høyder og flyhastigheter ble levert av fjærmekanismer.
Videre var kammeret til stridshodet plassert, foran som det var en sikkerhetsutførende mekanisme, som sikret sikkerheten ved rakettoperasjon på bakken og utelukkelse av uautorisert detonasjon av stridshodet.
Bak stridshodet var et rom med utstyr om bord. En sentral distributør ble installert i den øvre delen, og under den var det en omformer og en innebygd strømforsyning. Rattene og turbingeneratoren ble drevet av trykkluft, som var i en kulesylinder under et trykk på 300 atmosfærer. Videre var det en autopilot, en radiokontrollenhet og styremaskiner for rullekanalen. Rullekontroll ble utført av ailerons plassert på øvre høyre og nedre venstre vingekonsoll. Ønsket om å konsentrere nesten alle kontrollenheter og styreelementer, inkludert styreenheten for aileron, i en sone, foran hovedmotoren, førte til implementering av en uvanlig designløsning - den åpne plasseringen av en stiv aileron -drivkraft langs hovedmotorhuset.
Motoren var laget med en splittet stålkropp, utstyrt med en innsatsladning i form av en monoblokk med fast brensel med en sylindrisk kanal. En boksformet blokk med en lanseringsenhet var plassert på toppen av det koniske overgangsrommet. Hovedmotoren ble startet på slutten av startmotoren, med et trykkfall.
Trapesformede vingekonsoller ble festet til skroget på bærerstadiet. Ailerons ble plassert på to konsoller i et av flyene. Tilkoblingen av drivenheten til styrehjulene med aileronene ble som allerede nevnt utført ved hjelp av lange stenger lagt utenfor motorhuset uten dekning med gargrotter - over nedre venstre og over øvre høyre konsoll. To bokser av det innebygde kabelnettet passerte fra frontenden av stridshodeskammeret til halerommet på opprettholderstadiet på venstre og høyre side av raketten. I tillegg passerte en kort boks ovenfra over stridshodeskammeret.
Den transporterte tobjelken PU 5P71 (SM-78A-1) med variabel oppskytningsvinkel ble betjent som en del av rakettbatteriet RB-125. Skyteskytteren var utstyrt med en synkron sporing elektrisk stasjon for veiledning i azimut og høyde i en gitt retning. Ved utplassering på utsettingsstedet med en tillatt helling på stedet opp til 2 grader, ble utjevningen utført ved hjelp av skruekontakter.
For lasting av løfteraketter og transport av missiler 5V24 i KB-203 ble TZM PR-14A (heretter-PR-14AM, PR-14B) utviklet ved bruk av chassiset til ZiL-157-bilen. Justeringen langs føringene med PU ble sikret ved plassering av tilgangsbroer på bakken, samt bruk av stoppere på TPM og PU, som fastsatte posisjonen til TPM. Standard tid for overføring av missil fra TPM til bærerakett er 45 sekunder.
Den transporterte firbjelken PU 5P73 (SMI06 under betegnelsen TsKB-34) ble designet under ledelse av sjefsdesigner BS Korobov. PU uten gassreflektorer og chassis ble transportert på et YAZ-214-kjøretøy.
For å forhindre at raketten berørte bakken eller lokale gjenstander under "innsynking" på det første ukontrollerte stadiet av flyturen, da den avfyrte på lavhøyde mål, ble den minste skytevinkelen til raketten satt - 9 grader. For å forhindre jorderosjon under missiloppskytninger ble det lagt et spesielt sirkulært belegg av gummi-metall rundt skyteskytingen.
Skyteskytteren ble lastet sekvensielt av to TPM -er, som nærmet seg det høyre eller venstre paret bjelker. Det var tillatt å laste opp skytespillet samtidig med 5V24 og 5V27 missiler med tidlige modifikasjoner.
