«Печора», охлаждавшая войну
«Мой самолет был поражен так неожиданно, что совокупность оповещения об атаке кроме того опоздала сработать. Я не помню, как рванул рычаг катапульты…» Так о том, как 27 марта 1999 г. сбили его «невидимку» F-117 А недалеко от деревни Будановцы под Белградом, вспоминал капитан Кен Двили.
Первые зенитные ракетные совокупности С-25, С-75, созданные в СССР, и американские «Найк-Аякс» и «Найк-Геркулес», удачно решали задачи поражения скоростных целей на громадных высотах, минимальная же высота их действия составляла не ниже 3—5 км, что делало неуязвимой ударную авиацию на малых высотах. Это потребовало создания вторых зенитных ракетных средств, талантливых противостоять низко летящим целям.
Работы над первым маловысотным ЗРК (ЗРК) были начаты в осеннюю пору 1955 г. Начальник КБ-1 поставил перед собственными сотрудниками задачу создания транспортируемого одноканального комплекса с повышенными возможностями поражения маловысотных воздушных целей и организовал для ее решения особую лабораторию.
Официально же разработка ЗРК С-125 «Нева» с ракетой В-625 была задана распоряжением Совета Министров СССР от 19 марта 1956 г. Новый ЗРК предназначался для перехвата целей, летящих со скоростями до 1500 км/ч на высотах от 100 до 5000 метров на дальности до 12 км.
Последующим распоряжением, от 8 мая 1957 г, были уточнены сроки постепенного исполнения работ по С-125
Разработка зенитной управляемой ракеты (ЗУР) В-625 была поручена ОКБ одного из фабрик Миноборонпрома. Эта работа стала первой для конструкторского коллектива, созданного в июле 1956 г ОКБ завода предложило двухступенчатый вариант ракеты с твердотопливными двигателями. Для понижения аэродинамического сопротивления корпус маршевой ступени имел громадное удлинение.
Новой явилась и аэродинамическая схема «поворотное крыло», которую на В-625 применили в первый раз среди отечественных ЗУР Пусковая установка (ПУ) для ЗУР СМ-78 разрабатывалась в Ленинграде.
Первый пуск В-625 был выполнен 14 мая 1958 г. и прошел без замечаний Но при втором пуске, состоявшемся 17 мая, на третьей секунде полета разрушился стабилизатор ускорителя — как выяснилось, из-за его неточной установки на заводе.
В четвертом пуске стабилизатор ракеты снова разрушился, и снова из-за производственного недостатка. Пятый пуск, состоявшийся 21 ноября, сказал еще одну проблему, прогорел маршевый двигатель из-за недостатка теплозащитного покрытия. Разрушением его же завершился и 8-й пуск, в январе 1959 г.
В целом к июлю 1959 г выполнили 23 пуска В-625, но лишь семь из них прошли без важных замечаний к ракете Большая часть из распознанных недочётов относились к производственным недостаткам и не были органически свойственны ее конструкции. Но в сложившейся к лету 1959 г обстановке они купили важное значение
Создание С-125 в КБ-1 велось фактически параллельно с работами в НИИ-10 по корабельному ЗРК М-1 («Волна»), начатыми 17 августа 1956 г В составе этого комплекса предполагалась ЗУР В-600, предназначенная для поражения цели с подобными чертями. Разработка ракеты выполнялась ОКБ-2, причем более результативно.
Сначала проектирования В-600 экспертам ОКБ-2 было нужно столкнуться фактически с теми же проблемами, что и несколькими годами ранее, при создании их первой ракеты В-750: наличие сочетания последовательности взаимоисключающих требований к ракете, соответственно— поиск разумных технических компромиссов.
Ракета 5В27:
1 — радиовзрыватель с антеннами; 2 — аэродинамические рули; 3 — приводы аэродинамических рулей; 4 — боевая часть с предохранительно-аккуратным механизмом; 5— преобразователь и центральный распределитель; 6—шар-баллон; 7 — автопилот; 8 — блок аппаратуры радиоуправления;9 — привод элеронов; 10 — маршевый двигатель; 11 — вкладная топливная шашка; 12 — крыло; 13 — привод аэродинамических тормозов ускорителя; 14— вкладная топливная шашка ускорителя; 15 — стабилизатор; 16 — стартовый двигатель: 17 — устройство регулирования критического сечения сопла («груша»); 18 — тяга привода элеронов; 19 — тяга привода крыла
Главные несоответствия заключались в следующем.
Для поражения низколетящих скоростных целей ракета обязана владеть высокой средней скоростью полета (до 600 м/с) и высокой маневренностью при наведении на цель. Обеспечение возможности стрельбы ЗУР по низколетящим целям и поражения их на маленьком (само собой разумеется, для условий того времени) расстоянии от корабля (до двух километров) потребовало большого сокращения расстояния вывода ракеты на траекторию высокой точности и наведения выдерживания ею направления полета на стартовом участке.
Эти требования были тяжело совместимы с необходимостью обеспечения минимально вероятных габаритов ракеты и стартовой массы. К тому же В-600 должна была стартовать с предельно маленьких направляющих — еще одно из условий корабельной эксплуатации.
Наряду с этим представлялось очень затруднительным обеспечение, при заданных габаритах ракеты, нужной устойчивости ее полета на стартовом участке.
конструкторам и Проектировщикам предстояло придумать что-то такое, что разрешило бы ракете занимать отведенное ей на корабле место, а в полете с первых же метров пути задействовать стабилизаторы. Ракетчики, создававшие собственные изделия для судов, уже неоднократно сталкивались с данной проблемой. К середине 1950-х одним из ее самых уникальных ответов стали раскрывающиеся крылья — ими оснастило собственные крылатые ракеты КБ В.Н Челомея.
Для зенитной же ракеты, стабилизаторам которой предстояло трудиться только пара секунд, пока они не будут скинуты вместе с ускорителем, подобное ответ смотрелось через чур сложным.
Ответ в данной ракетно-инженерной задаче нашелся нежданно. Любой из четырех прямоугольных стабилизаторов ускорителя шарнирно закреплялся в точке, расположенной в одном из его углов.
Наряду с этим стабилизатор прижимался собственной широкой стороной к ускорителю — в ходе транспортировки, нахождения ракеты в погребе корабля и на ПУ. От преждевременного раскрытия данный узел фиксировался проволокой, расположенной около ускорителя. Сразу же по окончании начала перемещения ракеты по направляющей ПУ эта проволока разрезалась установленным на ПУ особым ножом.
Стабилизаторы за счет инерционных сил разворачивались и фиксировались в новом положении, прижимаясь к ускорителю уже собственной маленькой стороной. Наряду с этим размах стабилизаторов возрастал практически в полтора раза, повышая устойчивость ракеты в первые секунды ее полета.
Выбирая компоновочную схему ракеты, проектировщики разглядывали лишь двухступенчатые варианты — в те годы одноступенчатые ракеты не снабжали скорости полёта и необходимой дальности.
Наряду с этим стартовый ускоритель ракеты мог быть лишь твердотопливным. Только он имел возможность удовлетворить требованиям наклонного старта ракеты с маленьких направляющих. Но эти двигатели в те годы отличались нестабильностью черт при разных температурах внешней среды: зимой они трудились вдвое-втрое продолжительнее, чем в жаркое. Соответственно многократно изменялась и развиваемая ими тяга.
Заряжание пусковой установки 5П73
Ракета 5В27
ЗРК «Печора 2А» на авиасалоне в Жуковском
Аэродинамические рули
Громадные размеры стартовой тяги потребовали закладывать в ее аппаратуры и конструкцию ракеты соответствующие запасы прочности. При малой же величине тяги ракета «проседала» по окончании схода с направляющей и имела возможность не войти к положенному времени в управляющий луч РЛС наведения.
Но нашлись решения и для данной задачи.
Требуемая стабильность черт ускорителя была взята за счет особого устройства, которое работники ОКБ-2 сразу же назвали «грушей». Установленное в сопле двигателя, оно разрешало регулировать площадь его критического сечения конкретно на начальной позиции и в полном соответствии со всеми двигательными законами задавать время его работы и развиваемую тягу.
Никакой сверхсложности в установке размеров критического сечения не было — «груша» завершалась линейкой с нанесенными на нее всеми нужными размерами. Оставалось лишь подойти к ракете и в нужном месте «подкрутить» гайку.
Еще до начала летных опробований, зимний период 1958 года, по заданию ВПК в ОКБ-2 была рассмотрена возможность применения В-600 в составе С-125.
Для управления Военно-промышленной рабочей при Совете Министров (ВПК) это имело большое значение: так как в этом случае раскрывалась дорога для первого в стране унифицированного примера зенитного ракетного оружия. Но делать какие-либо выводы до начала опробований не стали.
Опробования В-600, как и В-625, планировалось проводить в пара этапов — баллистические (бросковые), независимые и в замкнутом контуре управления.
Для бросковых опробований В-600 был подготовлен стенд-макет надпалубной части корабельной ПУ ЗИФ-101. Первый пуск В-600 состоялся 25 апреля 1958 года, и к июлю программа бросковых опробований была полностью выполнена.
Первоначально переход к независимым опробованиям В-600 планировался к концу 1958 года.
Но в августе, по окончании двух подряд неудачных бросковых пусков В-625, П.Д.Грушин вышел с предложением о проведении доработок В-600, с тем дабы ее возможно было применять в составе С-125.
С целью ускорения работ по В-600 П.Д.Грушин решил о начале независимых опробований уже в сентябре на полигоне в Капустиной Яре. В те дни В-600, как и В-625, показали последовательности первых лиц государства во главе с Н.С.Хрущевым, прибывшим в Капустин Яр на показ новейших видов ракетной техники.
Первый независимый пуск В-600 состоялся 25 сентября. В последующие 14 дней было совершено еще три подобных пуска, на протяжении которых рули ракеты отклонялись в соответствии с командами от пребывавшего на ее борту программного механизма. Все пуски прошли без значительных замечаний.
Завершающая серия независимых опробований В-600 была совершена на стенде-макете ПУ ЗИФ-101 и закончилась в декабре 1958 г. без значительных замечаний к ракете. Так, предложение П.Д.Грушина об применении В-600 в составе С-125 было подкреплено в полной мере настоящими результатами.
Само собой разумеется, создание унифицированной ракеты поставило перед экспертами ОКБ-2 очень непростые задачи.
В первую очередь, нужно было обеспечить совместимость ракеты с значительно различающимися наземными и корабельными совокупностями управления и наведения, вспомогательными средствами и оборудованием.
Пара отличались и требования Армий ПВО и флота. Для С-125 достаточной считалась минимальная высота поражения целей порядка 100 м, что в начале разработки ЗРК соответствовало ожидаемой нижней границе применения боевой авиации.
Для флота же требовалось создать ракету, снабжающую поражение противокорабельных ракет и самолётов, летящих над довольно ровной морской поверхностью на высотах от 50 м. Связанное с этим принятие ответа об применении при наведении ракеты на цель разных траекторий с подлетом к высотной цели снизу, а к маловысотной сверху потребовало размещения на ракете двух приемных антенн радиовзрывателя. Принципиально разным было и закрепление ракет перед стартом.
Ввиду больших ограничений по размерам территорий нахождения ракеты на корабельной ПУ, они подвешивались под направляющими на бугелях, расположенных на стартовой ступени. На наземной ПУ, напротив, ракета опиралась бугелями на направляющую. Имелись отличия и в размещении антенн на аэродинамических поверхностях.
В течение зимы — весны 1959 г. в ОКБ-2 подготовили вариант ракеты В-600 (условно именовавшийся В-601), совместимый со средствами наведения С-125.
Эта ракета по геометрическим, массовым и аэродинамическим чертям была подобна корабельной В-600. Ее основное отличие заключалось в установке визирования и блока радиоуправления, предназначенного для работы с наземной станцией наведения С-125.
Маршевый и стартовый двигатели, крылья, стабилизаторы и аэродинамические тормоза
Первое опробование В-601 было совершено 17 июня 1959 г. В тот же сутки состоялся 20-й пуск В-625, в очередной раз «ушедшей» от направления пуска и не попавшей в сектор обзора станции наведения С-125. Еще два успешных пуска В-601, совершённых 30 июля и 2 июня, совсем подвели линии под вопросом выбора ракеты для С-125.
4 июля 1959 г. правительством было принято распоряжение, где констатировалось, что в качестве ЗУР для С-125 была принята В-601. (В будущем, по окончании изучения вопросов повышения дальности действия за счет применения пассивного участка траектории, она взяла обозначение В-600П). В-601 должна была предстать на совместных летных опробованиях в начале 1960 г. С учетом громадных энергетических возможностей ракеты В-600 перед ОКБ-2 в один момент поставили задачу обеспечить повышение территории поражения комплекса, среди них и высот перехвата целей до десяти километров.
Этим же распоряжением работы по ракете В-625 были прекращены.
С учетом того, что для проектировавшейся ОКБ завода № 82 ракеты В-625 уже были созданы ПУ СМ-78 и транспортно-заряжающая машина (ТЗМ) ПР-14, конструкторским коллективам ЦКБ-34 и КБ-203 было нужно внести последовательность усовершенствований для обеспечения их применения совместно с ракетой В-600П. Доработанная ПУ СМ-78 взяла обозначение СМ-78А.
В ГСКБ была спроектирована ТЗМ ПР-14А, которая употреблялась совместно с умелой ПУ СМ-78А, а позднее — и с серийными направляться ПУ типа СМ-78А1 (5П71).
Не обращая внимания на то, что качественный уровень исполнения работ заметно возрос, предстоящие опробования В-600П не обходились без трудностей. С июня 1959 г. по февраль 1960 г. на полигоне было совершено 30 пусков ракеты, а также 23 — в замкнутом контуре управления.
12 из них была неудачными, большей частью из-за неприятностей с аппаратурой управления. Не во всем соответствовали требованиям, уточненным распоряжением от 4 июля 1959 г., и характеристики ракеты.
Но к марту 1961 г. большая часть из неприятностей было преодолено, что разрешило завершить национальные опробования.
К тому времени показались сообщения о совершённом в Соединенных Штатах опыте, на протяжении которого в октябре 1959 г. бомбардировщик Б-58 «Хастлер» с полной бомбовой нагрузкой, поднявшись на востоке США недалеко от форта Уэртон, перелетел через всю Северную Америку до авиабазы Эдвардс. Наряду с этим Б-58 преодолел около 2300 км на высоте 100— 150 м со средней скоростью 1100 км/ч и произвел «успешное бомбометание».
Совокупность опознавания «собственный-чужой» была отключена и на всем пути следования машина осталась не найденной прекрасно оснащенными радиолокационными постами американской ПВО.
Данный полет снова показал, сколь громадна потребность в наличии маловысотного комплекса ПВО. Исходя из этого кроме того при наличии последовательности недочётов С-125 с ракетой В-600П (5В24) 21 июня 1961 г. приняли на вооружение.
В 1963 г. создание С-125 было отмечено Ленинской премией.
Развертывание первых зенитных ракетных полков, вооруженных ЗРК С-125, началось в 1961 г. в Столичном округе ПВО. Наровне с этим зенитные ракетные и технические дивизионы ЗРК С-125 и С-75, а позднее и С-200, организационно сводились в бригады ПВО, в большинстве случаев, смешанного состава — из комплексов различного типа. Первое время С-125 использовались кроме этого и частями ПВО Сухопутных армий.
Но при значительно меньшей территории поражения и применении намного более легкой ракеты наземные средства комплекса С125 по массо-уровню мобильности и габаритным показателям были близки к ранее принятому на вооружение С-75. Исходя из этого еще до завершения работ по созданию С-125 специально для Сухопутных армий была начата разработка самоходного ЗРК «Куб», имеющего территорию поражения практически такую же, как и у С-125.
Еще до постановки С-125 на вооружение, 31 марта 1961 г. было решено ВПК о проведении ее аппаратуры и модернизации ракеты. Оно основывалось на предложениях ГКАТ и ГКОТ по созданию ракеты с увеличенными верхней границей и дальностью территории поражения, имеющей повышенную среднюю скорость полета. Кроме этого предлагалось основательно переделать пусковую установку, обеспечив размещение на ней четырех ракет.
В соответствии с одной из предположений, последняя задача была поставлена лично Д.Ф.Устиновым.
Распоряжением 1961 г., наровне с принятием на вооружение ракеты В-600П, было официально утверждено задание на разработку более совершенного примера, взявшего обозначение В-601 П. Параллельно велись и работы по совершенствованию корабельной версии ЗУР В-601 (4К91).
Потому, что в этом случае не ставилась задача создания новой зенитной ракетной совокупности, модернизация С-125 была поручена конструкторскому коллективу завода № 304, при сохранении неспециализированного управления за КБ-1. Наряду с этим для новой ракеты был расширен и доработан состав аппаратуры станции наведения.
В модифицированном варианте комплекса употреблялась новая четырехбалочная ПУ 5П73, которая снабжала возможность применения ракет В-600П и В-601 П, и проведение тренировок расчетов. Были созданы и модернизированные варианты ТЗМ: ПР-14М, ПР-14МА, уже на базе шасси автомобиля ЗиЛ-131.
Стартовый двигатель с переходным конусом
Аэродинамические тормоза стартового двигателя
Сопло стартового двигателя
Главным направлением работы над новой ракетой В-601 П стало конструирование новых радиовзрывателя, боевой части, предохранительно-маршевого двигателя и исполнительного механизма на принципиально новом смесевом горючем.
Более большой повышенная плотность и удельный импульс этого вида горючего при сохранении габаритов ракеты должны были расширить энергетические характеристики двигателя и обеспечить расширение территории действия комплекса.
Заводские опробования В-601 П были начаты 15 августа 1962 г., на протяжении их было выполнено 28 пусков, а также шесть ракетами в боевой комплектации, которыми было сбито две мишени МиГ-17.
29 мая 1964 г. ракету В-601 П (5В27) приняли на вооружение.
Она была способна поражать цели, летящие со скоростями до 2000 км/час в диапазоне высот 200—14 000 м на дальности до 17 км. При постановке пассивных помех большая высота поражения понижалась до 8000 м, расстояние—до 13,2—13,6 км. Маловысотные (100—200 м) цели поражались в радиусе до десяти километров. Дальность поражения околозвуковых самолетов достигала 22 км.
Снаружи В-601 П легко распознавались по двум аэродинамическим поверхностям, каковые были установлены на переходном соединительном отсеке за верхней правой и нижней левой консолями. Они снабжали уменьшение дальности полета ускорителя по окончании его отделения.
По окончании разделения ступеней эти поверхности разворачивались, что приводило к торможению ускорителя и интенсивному вращению с разрушением всех либо нескольких консолей стабилизатора и в следствии к его хаотичному падению.
В один момент с принятием на вооружение В-601 П Минобороны было дано задание на проведение работ по расширению боевых возможностей С-125: для поражения целей, летящих со скоростями до 2500 км/ч; околозвуковых — на высотах до 18 км; повышение неспециализированной возможности поражения целей и увеличение преодоления помех.
В начале 1970-х было совершено еще пара модернизаций С-125М в части совершенствования радиоэлектронной аппаратуры, обеспечившей увеличение помехозащищенности управления визирования и каналов цели ракетой. Помимо этого, была создана новая модификация ракеты — 5В27Д с увеличенной скоростью полета, что разрешило ввести режим обстрела целей «вдогон». Протяженность ракеты увеличилась, масса возросла до 980 кг.
Для более тяжелых 5В27Д выяснилось вероятным заряжание лишь трех ракет на ПУ 5П73 при размещении на любых балках.
Экспортные варианты комплекса С-125 взяли обозначение «Печора» и поставлялись в десятки государств, использовались в ряде вооруженных локальных войн и конфликтов. Звездный час С-125 пробил весной 1970 г., в то время, когда согласно решению советского управления в ходе проведения операции «Кавказ» в Египет была направлена многочисленная несколько отечественных ракетчиков.
Им предстояло обеспечить ПВО данной страны в условиях усилившихся налетов израильской авиации, осуществлявшихся на протяжении так называемой «войны на истощение» 1968—1970 гг. Боевые действия велись по большей части в зоне Суэцкого канала, восточный берег которого израильтяне заняли по окончании завершения «шестидневной войны» 1967 г.
Для доставки оружия из СССР в Египет употреблялось около полутора десятков сухогрузов («Роза Люксембург», «Дмитрий Полуян» и др.).
Дивизионы С-125 с советским персоналом, объединенные в дивизию ПВО, усилили группировки египетской ПВО, оснащенные ЗРК С-75. Главным преимуществом советских ракетчиков, наровне с их более большим уровнем подготовки, стала возможность работы С-125 в другом частотном диапазоне если сравнивать с С-75, уже изученным израильтянами и поддерживающими их американцами. Исходя из этого на первых порах израильские самолеты не имели действенных средств противодействия комплексу С-125.
Но, первый блин был комом. Заступление в ночь с 14 на 15 марта 1970 г. советские ракетчики отметили тем, что сбили двухракетным залпом египетский Ил-28, вошедший в зону поражения С-125 на высоте 200 м с неработающим ответчиком «собственный-чужой». Наряду с этим рядом с советскими офицерами пребывали и египетские армейские, клятвенно заверившие отечественных ракетчиков в том, что собственных самолетов в зоне обстрела быть никак не имеет возможности.
Спустя пара недель дело дошло и до стрельб по настоящему сопернику. Сначала они прошли напрасно. Израильские летчики старались обходить территории поражения ЗРК, размещенных на постоянных позициях с защитными сооружениями. Стрельбы по самолетам соперника, пребывающим на дальней границе территории пуска, завершались тем, что израильские летчики успевали развернуться и уйти от ракеты.
Было нужно откорректировать тактику применения ЗРК.
Комплексы выводили из оборудованных надежных укрытий в районах постоянной дислокации на позиции «засады», с которых пуск ракет производился по целям на дальностях до 12—15 км. Совершенствуя боевое мастерство в условиях настоящей угрозы соперника, советские ракетчики довели время свертывания комплекса до 1 ч 20 мин вместо нормативных 2 ч 10 мин.
Характеристики ЗУР, входивших в состав ЗРК С-125
В следствии 30 июня дивизиону капитана В. П. Маляуки удалось сбить первый «Фантом», а спустя пять дней дивизион С.К.Завесницкого завалил и второй F-4Е. Последовали и ответные удары израильтян. На протяжении боя не на жизнь а насмерть 18 июля в дивизионе В.М.Толоконникова погибло восемь советских военнослужащих, но и израильтяне недосчитались четырех «Фантомов».
Еще три израильских самолета были сбиты дивизионом Н.М.Кутынцева 3 августа.
Спустя пара дней, при посредничестве третьих государств, было достигнуто прекращение военных действия в зоне Суэцкого канала.
По окончании 1973 г. комплексы С-125 использовались иракцами в 1980— 1988 г. в войне с Ираном, а в 1991 г. — при отражении налетов авиации многонациональной коалиции; сирийцами против израильтян на протяжении ливанского кризиса 1982 г.; ливийцами по американским самолетам в 1986 г.; на протяжении войны в Анголе; югославами против их союзников и американцев в 1999 г
Согласно данным югославских военных, как раз комплексом С-125 27 марта 1999 г. в небе над Югославией был сбит Р-117А, фотографии фрагментов которого многократно публиковались в средствах массовой информации.
Описание конструкции 5В24
Ракета 5В24 — первая отечественная твердотопливная ЗУР. Ее маршевая ступень, выполненная по аэродинамической схеме «утка», оснащалась аэродинамическими рулями для управления по рысканию и тангажу; стабилизация по крену осуществлялась двумя элеронами, расположенными на консолях крыльев в одной плоскости.
Первая ступень ракеты — стартовый ускоритель с твердотопливным двигателем ПРД-36, созданным в КБ-2 завода № 81 под управлением И.И.Картукова.
ПРД-36 снаряжался 14 одноканальными цилиндрическими твердотопливными шашками. Двигатель комплектовался воспламенителем. Сопло стартового двигателя оснащалось «грушей», разрешавшей регулировать площадь критического сечения в зависимости от температуры воздуха. сопло двигателя и Заднее днище корпуса прикрывались хвостовым отсеком в форме усеченного обратного конуса.
Любая консоль стабилизатора прямоугольной формы закреплялась в шарнирном устройстве на переднем шпангоуте хвостового отсека. При наземной эксплуатации более долгая сторона стабилизатора прилегала к цилиндрической поверхности корпуса стартового двигателя.
Стяжка, фиксирующая консоли стабилизатора, перерезалась особым ножом при сходе ракеты с ПУ.
Под действием инерционных сил стабилизаторы разворачивались более чем на 90°, прилегая маленькой стороной к наружной поверхности хвостового отсека стартовой ступени. Замедление поворота консоли стабилизатора перед контактом с поверхностью хвостового отсека обеспечивалось применением тормозного поршневого устройства, и сминаемого штифта, закрепленного на консоли стабилизатора.
Крайнее заднее полетное размещение консолей снабжало высокую степень статической устойчивости отработавшего ускорителя по окончании его отделения от маршевой ступени, что приводило к нежелательному расширению территории его падения. Исходя из этого на последующих вариантах ракеты были приняты меры по устранению этого недочёта.
Корпус второй ступени ракеты — маршевой — разделен на две территории: в хвостовой был твердотопливный двигатель, в четырех отсеках передней территории — боевая часть и оборудование.
В переднем коническом отсеке маршевой ступени под радио-прозрачными элементами обтекателя размешался радиовзрыватель.
В рулевом отсеке пребывали две рулевые машинки, задействованные совместно на отклонение расположенных в одной плоскости аэродинамических рулей, нужную эффективность работы которых в широком диапазоне скоростей и высот полета снабжали пружинные механизмы.
Потом размешался отсек боевой части, перед которой размещался предохранительно-аккуратный механизм, снабжающий безопасность наземной эксплуатации ракеты и исключение несанкционированного подрыва боевой части.
За боевой частью был отсек с бортовой аппаратурой. В верхней части был установлен центральный распределитель, а под ним — бортовой источник и преобразователь питания. Привод турбогенератора и рулевых машинок осуществлялся сжатым воздухом, пребывавшим в шар-баллоне под давлением 300 воздухов. Потом размещались автопилот, рулевые аппаратуры машинки и блок радиоуправления канала крена.
Управление по крену осуществлялось элеронами, расположенными на верхней правой и нижней левой консолях крыла. Рвение сосредоточить практически все элементы рулевого и приборы управления привода, включая рулевой привод элеронов, в одной территории, перед маршевым двигателем, стало причиной реализации непривычного конструктивного ответа — открытому размещению твёрдой тяги привода элеронов на протяжении корпуса маршевого двигателя.
Двигатель был выполнен с разъемным металлическим корпусом, снаряжался вкладным зарядом в виде моноблочной твердотопливной шашки с цилиндрическим каналом. Сверху конического переходного отсека размещался коробчатый блок с устройством запуска. Запуск маршевого двигателя осуществлялся в конце работы стартового двигателя, при спаде давления.
К корпусу маршевой ступени крепились консоли крыла трапециевидной формы.
На двух консолях в одной из плоскостей размещались элероны. Сообщение привода рулевых машинок с элеронами осуществлялась, как уже было сообщено, при помощи долгих тяг, проложенных снаружи корпуса двигателя без прикрытия гаргротами — над левой нижней и над правой верхней консолями. Два короба бортовой кабельной сети проходили от переднего торца отсека боевой части до хвостового отсека маршевой ступени по правому и левому бортам ракеты.
Помимо этого, маленький короб проходил сверху над отсеком боевой части.
Транспортируемая двухбалочная ПУ 5П71 (СМ-78А-1) с переменным углом старта эксплуатировалась в составе ракетной батареи РБ-125. ПУ оснащалась синхронноследящим электроприводом для наведения по углу и азимуту места в заданном направлении.
При развертывании на начальной позиции с допустимым уклоном площадки до 2 градусов ее горизонтирование производилось посредством винтовых домкратов.
Для заряжания ПУ и перевозки ракет 5В24 в КБ-203 была создана ТЗМ ПР-14А (в будущем — ПР-14АМ, ПР-14Б) с применением шасси автомобиля ЗиЛ-157. Сопряжение по направляющим с ПУ обеспечивалось размещением на грунте подъездных мостков, и применением стопоров на ТЗМ и ПУ, фиксировавших положение ТЗМ.
Нормативное время перевода ракеты с ТЗМ на ПУ — 45 секунд.
Транспортируемая четырехбалочная ПУ 5П73 (СМ-106 по обозначению ЦКБ-34) спроектирована под управлением главного конструктора Б.С.Коробова. ПУ без газоотражателей и ходовой части транспортировалась на автомобиле ЯАЗ-214.
С целью предотвращения касания ракетой почвы либо местных предметов при «проседании» на начальном неуправляемом этапе полета при стрельбе по маловысотным целям устанавливался минимальный угол выстреливания ракеты — 9 градусов. Для предотвращения эрозии фунта при пусках ракет около ПУ настилалось особое резино-металлическое многосекционное круговое покрытие.
Заряжание ПУ осуществлялось последовательно двумя ТЗМ, доходившими к правой либо левой паре балок. Допускалось заряжание ПУ в один момент ракетами 5В24 и 5В27 ранних модификаций.
В.
КОРОВИН