«ПЕЧОРА», ОХЛАЖДАВШАЯ ВОЙНУ

«Мой самолет был поражен настолько внезапно, что система оповещения об атаке даже не успела сработать. Я не помню, как рванул рычаг катапульты…» Так о том, как 27 марта 1999 г. сбили его «невидимку» F-117 А в районе деревни Будановцы под Белградом, вспоминал капитан Кен Двили.

Первые зенитные ракетные системы С-25, С-75, разработанные в СССР, и американские «Найк-Аякс» и «Найк-Геркулес», успешно решали задачи поражения высокоскоростных целей на больших высотах, минимальная же высота их действия составляла не ниже 3—5 км, что делало неуязвимой ударную авиацию на малых высотах. Это потребовало создания других зенитных ракетных средств, способных противостоять низко летящим целям.

Работы над первым маловысотным зенитно-ракетным комплексом (ЗРК) были начаты осенью 1955 г. Руководитель КБ-1 поставил перед своими сотрудниками задачу создания перевозимого одноканального комплекса с повышенными возможностями поражения маловысотных воздушных целей и организовал для ее решения специальную лабораторию.

Официально же разработка ЗРК С-125 «Нева» с ракетой В-625 была задана постановлением 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 постановлением, от 8 мая 1957 г, были уточнены сроки поэтапного выполнения работ по С-125

Разработка зенитной управляемой ракеты (ЗУР) В-625 была поручена ОКБ одного из заводов Миноборонпрома. Эта работа стала первой для конструкторского коллектива, созданного в июле 1956 г ОКБ завода предложило двухступенчатый вариант ракеты с твердотопливными двигателями. Для снижения аэродинамического сопротивления корпус маршевой ступени имел большое удлинение. Новой явилась и аэродинамическая схема «поворотное крыло», которую на В-625 применили впервые 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 Однако при втором пуске, состоявшемся 17 мая, на третьей секунде полета разрушился стабилизатор ускорителя — как оказалось, из-за его неточной установки на заводе. В четвертом пуске стабилизатор ракеты вновь разрушился, и вновь из-за производственного дефекта. Пятый пуск, состоявшийся 21 ноября, добавил еще одну проблему, прогорел маршевый двигатель из-за дефекта 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 только семь из них прошли без серьезных замечаний к ракете Большинство из выявленных недостатков относились к производственным дефектам и не были органически присущи ее конструкции. Однако в сложившейся к лету 1959 г обстановке они приобрели решающее значение

Создание С-125 в КБ-1 велось практически 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 аналогичными характеристиками. Разработка ракеты выполнялась ОКБ-2, причем более результативно.

С самого начала проектирования В-600 специалистам ОКБ-2 пришлось столкнуться практически с теми же проблемами, что и несколькими годами ранее, при создании их первой ракеты В-750: наличие сочетания ряда взаимоисключающих требований к ракете, а значит— поиск разумных технических компромиссов.

Ракета 5В27:

1 — радиовзрыватель с антеннами; 2 — аэродинамические рули; 3 — приводы аэродинамических рулей; 4 — боевая часть с предохранительно-исполнительным механизмом; 5— центральный распределитель и преобразователь; 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

Основные противоречия заключались в следующем. Для поражения низколетящих скоростных целей ракета должна обладать 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 небольшом (конечно, для условий того времени) расстоянии от корабля (до 2 км) потребовало максимального сокращения дистанции вывода ракеты на траекторию наведения и высокой точности выдерживания ею направления полета на стартовом участке.

Эти требования были трудно совместимы с необходимостью обеспечения минимально возможных стартовой массы и габаритов ракеты. К тому же В-600 должна была стартовать с предельно коротких направляющих — еще одно из условий корабельной эксплуатации.

При этом представлялось крайне затруднительным обеспечение, при заданных габаритах ракеты, необходимой устойчивости ее полета на стартовом участке. Проектировщикам и конструкторам предстояло придумать что-то такое, что позволило бы ракете занимать отведенное ей на корабле место, а в полете с первых же метров пути задействовать стабилизаторы. Ракетчики, создававшие свои изделия для кораблей, уже не раз сталкивались с этой проблемой. К середине 1950-х одним из ее самых оригинальных решений стали раскрывающиеся крылья — ими оснастило свои крылатые ракеты КБ В.Н Челомея. Для зенитной же ракеты, стабилизаторам которой предстояло работать лишь несколько секунд, пока они не будут сброшены вместе с ускорителем, подобное решение выглядело слишком сложным.

Ответ в этой ракетно-инженерной задаче нашелся неожиданно. Каждый из четырех прямоугольных стабилизаторов ускорителя шарнирно закреплялся в точке, расположенной в одном из его углов. При этом стабилизатор прижимался своей широкой стороной к ускорителю — в процессе транспортировки, нахождения ракеты в погребе корабля и на ПУ. От преждевременного раскрытия этот узел фиксировался проволокой, расположенной вокруг ускорителя. Сразу же после начала движения ракеты по направляющей ПУ эта проволока разрезалась установленным на ПУ специальным ножом. Стабилизаторы за счет инерционных сил разворачивались и фиксировались в новом положении, прижимаясь к ускорителю уже своей короткой стороной. При этом размах стабилизаторов увеличивался почти в полтора раза, повышая устойчивость ракеты в первые секунды ее полета.

Выбирая компоновочную схему ракеты, проектировщики рассматривали только двухступенчатые варианты — в те годы одноступенчатые ракеты не обеспечивали необходимой дальности и скорости полета. При этом стартовый ускоритель ракеты мог быть только твердотопливным. Лишь он мог удовлетворить требованиям наклонного старта ракеты с коротких направляющих. Но эти двигатели в те годы отличались нестабильностью характеристик при различных температурах окружающей среды: в холодное время года они работали вдвое-втрое дольше, чем в жаркое. Соответственно в несколько раз менялась и развиваемая ими тяга.

Заряжание пусковой установки 5П73

Ракета 5В27

ЗРК «Печора 2А» на авиасалоне в Жуковском

Аэродинамические рули

Большие величины стартовой тяги требовали закладывать в конструкцию ракеты и ее аппаратуры соответствующие запасы прочности. При малой же величине тяги ракета «проседала» после схода с направляющей и могла не войти к положенному времени в управляющий луч РЛС наведения.

Однако нашлись решения и для этой задачи. Требуемая стабильность характеристик ускорителя была получена за счет специального устройства, которое работники ОКБ-2 сразу же назвали «грушей». Установленное в сопле двигателя, оно позволяло регулировать площадь его критического сечения непосредственно на стартовой 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 необходимыми величинами. Оставалось только подойти к ракете и в нужном месте «подкрутить» гайку.

Еще до начала летных испытаний, зимой 1958 года, по заданию ВПК в ОКБ-2 была рассмотрена возможность использования В-600 в составе С-125. Для руководства Военно-промышленной комиссии при Совете Министров (ВПК) это имело немалое значение: ведь в этом случае открывалась дорога для создания первого в стране унифицированного образца зенитного ракетного оружия. Но делать какие-либо выводы до начала испытаний не стали.

Испытания В-600, как и В-625, планировалось проводить в несколько этапов — баллистические (бросковые), автономные и в замкнутом контуре управления. Для бросковых испытаний 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 испытаний была полностью выполнена.

Первоначально переход к автономным испытаниям В-600 планировался к концу 1958 года. Но в августе, после двух подряд неудачных бросковых пусков В-625, П.Д.Грушин вышел с предложением о проведении доработок В-600, с тем чтобы ее можно было использовать в составе С-125.

С целью ускорения работ по В-600 П.Д.Грушин принял решение о начале автономных испытаний уже в сентябре на полигоне в Капустиной Яре. В те дни В-600, как и В-625, продемонстрировали ряду руководителей страны во главе с Н.С.Хрущевым, прибывшим в Капустин Яр на показ новейших видов ракетной техники.

Первый автономный пуск В-600 состоялся 25 сентября. В последующие две недели было проведено еще три аналогичных пуска, в ходе которых рули ракеты отклонялись в соответствии с командами от находившегося на ее борту программного механизма. Все пуски прошли без существенных замечаний. Завершающая серия автономных испытаний В-600 была проведена на стенде-макете ПУ ЗИФ-101 и закончилась в декабре 1958 г. без существенных замечаний к ракете. Таким образом, предложение П.Д.Грушина об использовании В-600 в составе С-125 было подкреплено вполне реальными результатами.

Конечно, создание унифицированной ракеты поставило перед специалистами ОКБ-2 чрезвычайно сложные задачи. Прежде всего, необходимо было обеспечить совместимость ракеты с существенно различающимися наземными и корабельными системами наведения и управления, оборудованием и вспомогательными средствами.

Несколько отличались и требования Войск ПВО и флота. Для С-125 достаточной считалась минимальная высота поражения целей порядка 100 м, что на момент начала разработки ЗРК соответствовало ожидаемой нижней границе применения боевой авиации. Для флота же требовалось создать ракету, обеспечивающую поражение самолетов и противокорабельных ракет, летящих над относительно ровной морской поверхностью на высотах от 50 м. Связанное с этим принятие решения об использовании при наведении ракеты на цель различных траекторий с подлетом к высотной цели снизу, а к маловысотной сверху потребовало размещения на ракете двух приемных антенн радиовзрывателя. Принципиально различным было и закрепление ракет перед стартом. Ввиду значительных ограничений по размерам зон нахождения ракеты на корабельной ПУ, они подвешивались под направляющими на бугелях, расположенных на стартовой ступени. На наземной ПУ, наоборот, 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 называвшийся В-601), совместимый со средствами наведения С-125. Эта ракета по геометрическим, массовым и аэродинамическим характеристикам была аналогична корабельной В-600. Ее главное отличие заключалось в установке блока радиоуправления и визирования, предназначенного для работы с наземной станцией наведения С-125.

Маршевый и стартовый двигатели, крылья, аэродинамические тормоза и стабилизаторы

Первое испытание В-601 было проведено 17 июня 1959 г. В тот же день 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, проведенных 30 июня и 2 июля, окончательно подвели черту под вопросом выбора ракеты для С-125. 4 июля 1959 г. руководством страны было принято постановление, где констатировалось, что в качестве ЗУР для С-125 была принята В-601. (В дальнейшем, после изучения вопросов увеличения дальности действия за счет использования пассивного участка траектории, она получила обозначение В-600П). В-601 должна была предстать на совместных летных испытаниях в начале 1960 г. С учетом больших энергетических возможностей ракеты В-600 перед ОКБ-2 одновременно поставили задачу обеспечить увеличение зоны поражения комплекса, в том числе и высот перехвата целей до 10 км. Этим же постановлением работы по ракете В-625 были прекращены.

С учетом того, что для проектировавшейся ОКБ завода № 82 ракеты В-625 уже были разработаны ПУ СМ-78 и транспортно-заряжающая машина (ТЗМ) ПР-14, конструкторским коллективам ЦКБ-34 и КБ-203 пришлось внести ряд усовершенствований для обеспечения их применения совместно с ракетой В-600П. Доработанная ПУ СМ-78 получила обозначение СМ-78А. В ГСКБ была спроектирована ТЗМ ПР-14А, которая использовалась совместно с опытной ПУ СМ-78А, а позднее — и с серийными двухбалочными ПУ типа СМ-78А1 (5П71).

Несмотря на то, что качественный уровень выполнения работ заметно возрос, дальнейшие испытания В-600П не обходились без трудностей. С июня 1959 г. по февраль 1960 г. на полигоне было проведено 30 пусков ракеты, в том числе 23 — в замкнутом контуре управления. 12 из них оказались неудачными, большей частью из-за проблем с аппаратурой управления. Не во всем соответствовали требованиям, уточненным постановлением от 4 июля 1959 г., и характеристики ракеты.

Но к марту 1961 г. большинство из проблем было преодолено, что позволило завершить государственные испытания. К тому времени появились сообщения о проведенном в США эксперименте, в ходе которого в октябре 1959 г. бомбардировщик Б-58 «Хастлер» с полной бомбовой нагрузкой, поднявшись на востоке США в районе форта Уэртон, перелетел через всю Северную Америку до авиабазы Эдвардс. При этом Б-58 преодолел около 2300 км на высоте 100— 150 м со средней скоростью 1100 км/ч и произвел «успешное бомбометание». Система опознавания «свой-чужой» была выключена и на всем пути следования машина осталась не обнаруженной хорошо оснащенными радиолокационными постами американской ПВО.

Этот полет вновь продемонстрировал, сколь велика потребность в наличии маловысотного комплекса ПВО. Поэтому даже при наличии ряда недостатков 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 Московском округе ПВО. Наряду с этим зенитные ракетные и технические дивизионы ЗРК С-125 и С-75, а позднее и С-200, организационно сводились в бригады ПВО, как правило, смешанного состава — из комплексов разного типа. Первое время С-125 применялись также и частями ПВО Сухопутных войск. Однако при существенно меньшей зоне поражения и использовании значительно более легкой ракеты наземные средства комплекса С125 по массо-габаритным показателям и уровню мобильности были близки к ранее принятому на вооружение С-75. Поэтому еще до завершения работ по созданию С-125 специально для Сухопутных войск была начата разработка самоходного ЗРК «Куб», имеющего зону поражения почти такую же, как и у С-125.

Еще до постановки С-125 на вооружение, 31 марта 1961 г. было принято решение ВПК о проведении модернизации ракеты и ее аппаратуры. Оно основывалось на предложениях ГКАТ и ГКОТ по созданию ракеты с увеличенными дальностью и верхней границей зоны поражения, имеющей повышенную среднюю скорость полета. Также предлагалось основательно переделать пусковую установку, обеспечив размещение на ней четырех ракет. Согласно одной из версий, последняя задача была поставлена лично Д.Ф.Устиновым.

Постановлением 1961 г., наряду с принятием на вооружение ракеты В-600П, было официально утверждено задание на разработку более совершенного образца, получившего обозначение В-601 П. Параллельно велись и работы по совершенствованию корабельной версии ЗУР В-601 (4К91).

Поскольку в данном случае не ставилась задача создания новой зенитной ракетной системы, модернизация С-125 была поручена конструкторскому коллективу завода № 304, при сохранении общего руководства за КБ-1. При этом для новой ракеты был расширен и доработан состав аппаратуры станции наведения. В модифицированном варианте комплекса использовалась новая четырехбалочная ПУ 5П73, которая обеспечивала возможность использования ракет В-600П и В-601 П, а также 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

Основным направлением работы над новой ракетой В-601 П стало конструирование новых радиовзрывателя, боевой части, предохранительно-исполнительного механизма и маршевого двигателя на принципиально новом смесевом топливе. Более высокий удельный импульс и повышенная плотность этого вида топлива при сохранении габаритов ракеты должны были увеличить энергетические характеристики двигателя и обеспечить расширение зоны действия комплекса.

Заводские испытания В-601 П были начаты 15 августа 1962 г., в ходе их было выполнено 28 пусков, в том числе 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 максимальная высота поражения снижалась до 8000 м, расстояние—до 13,2—13,6 км. Маловысотные (100—200 м) цели поражались в радиусе до 10 км. Дальность поражения околозвуковых самолетов достигала 22 км.

Внешне В-601 П легко распознавались по двум аэродинамическим поверхностям, которые были установлены на переходном соединительном отсеке за верхней правой и нижней левой консолями. Они обеспечивали уменьшение дальности полета ускорителя после его отделения. После разделения ступеней эти поверхности разворачивались, что приводило к интенсивному вращению и торможению ускорителя с разрушением всех или нескольких консолей стабилизатора и в результате к его беспорядочному падению.

Одновременно с принятием на вооружение В-601 П Министерством обороны 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; увеличение общей вероятности поражения целей и повышение преодоления помех.

В начале 1970-х было проведено еще несколько модернизаций С-125М в части совершенствования радиоэлектронной аппаратуры, обеспечившей повышение помехозащищенности каналов визирования цели и управления ракетой. Кроме того, была создана новая модификация ракеты — 5В27Д с увеличенной скоростью полета, что позволило ввести режим обстрела целей «вдогон». Длина ракеты увеличилась, масса возросла до 980 кг. Для более тяжелых 5В27Д оказалось возможным заряжание только трех ракет на ПУ 5П73 при размещении на любых балках.

Экспортные варианты комплекса С-125 получили обозначение «Печора» и поставлялись в десятки стран мира, применялись в ряде вооруженных конфликтов и локальных войн. Звездный час С-125 пробил весной 1970 г., когда по решению советского руководства в процессе проведения операции «Кавказ» в Египет была направлена большая группа наших ракетчиков. Им предстояло обеспечить ПВО этой страны в условиях усилившихся налетов израильской авиации, осуществлявшихся в ходе так называемой «войны на истощение» 1968—1970 гг. Боевые действия велись в основном в зоне Суэцкого канала, восточный берег которого израильтяне заняли после завершения «шестидневной войны» 1967 г.

Для доставки вооружения из СССР в Египет использовалось 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. Основным преимуществом советских ракетчиков, наряду с их более высоким уровнем подготовки, стала возможность работы С-125 в другом частотном диапазоне по сравнению с С-75, уже изученным израильтянами и поддерживающими их американцами. Поэтому на первых порах израильские самолеты не имели эффективных средств противодействия комплексу С-125.

Впрочем, первый блин оказался комом. Заступление на боевое дежурство 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 «свой-чужой». При этом рядом с советскими офицерами находились и египетские военные, клятвенно заверившие наших ракетчиков в том, что своих самолетов в зоне обстрела быть никак не может.

Спустя несколько недель дело дошло и до стрельб по реальному противнику. Вначале они прошли безрезультатно. Израильские летчики старались обходить зоны поражения ЗРК, размещенных на постоянных позициях с защитными сооружениями. Стрельбы по самолетам противника, находящимся на дальней границе зоны пуска, завершались тем, что израильские летчики успевали развернуться и уйти от ракеты.

Пришлось 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 реальной угрозы со стороны противника, 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 результате 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. В ходе ожесточенного боя 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 несколько дней, при посредничестве третьих стран, было достигнуто прекращение боевых действия в зоне Суэцкого канала.

После 1973 г. комплексы С-125 применялись иракцами в 1980— 1988 г. в войне с Ираном, а в 1991 г. — при отражении налетов авиации многонациональной коалиции; сирийцами против израильтян в ходе ливанского кризиса 1982 г.; ливийцами по американским самолетам в 1986 г.; в ходе войны в Анголе; югославами против американцев и их союзников в 1999 г

По данным югославских военных, именно 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 тангажу и рысканию; стабилизация по крену осуществлялась двумя элеронами, расположенными на консолях крыльев в одной плоскости.

Первая ступень ракеты — стартовый ускоритель с твердотопливным двигателем ПРД-36, разработанным в КБ-2 завода № 81 под руководством И.И.Картукова. ПРД-36 снаряжался 14 одноканальными цилиндрическими твердотопливными шашками. Двигатель комплектовался воспламенителем. Сопло стартового двигателя оснащалось «грушей», позволявшей регулировать площадь критического сечения в зависимости от температуры окружающей среды. Заднее днище корпуса и сопло двигателя прикрывались хвостовым отсеком в форме усеченного обратного конуса.

Каждая консоль стабилизатора прямоугольной формы закреплялась в шарнирном устройстве на переднем шпангоуте хвостового отсека. При наземной эксплуатации более длинная сторона стабилизатора прилегала к цилиндрической поверхности корпуса стартового двигателя.

Стяжка, фиксирующая консоли стабилизатора, перерезалась специальным ножом при сходе ракеты с ПУ. Под действием инерционных сил стабилизаторы разворачивались более чем на 90°, прилегая короткой стороной к наружной поверхности хвостового отсека стартовой ступени. Замедление поворота консоли стабилизатора перед контактом с поверхностью хвостового отсека обеспечивалось применением тормозного поршневого устройства, а также сминаемого штифта, закрепленного на консоли стабилизатора. Крайнее заднее полетное расположение консолей обеспечивало высокую степень статической устойчивости отработавшего ускорителя после его отделения от маршевой ступени, что приводило к нежелательному расширению зоны его падения. Поэтому на последующих вариантах ракеты были приняты меры по устранению этого недостатка.

Корпус другой ступени ракеты — маршевой — разделен на две зоны: в хвостовой находился твердотопливный двигатель, в четырех отсеках передней зоны — оборудование и боевая часть.

В переднем коническом отсеке маршевой ступени под радио-прозрачными элементами обтекателя располагался радиовзрыватель. В рулевом отсеке находились две рулевые машинки, задействованные совместно на отклонение расположенных в одной плоскости аэродинамических рулей, необходимую эффективность работы которых в широком диапазоне высот и скоростей полета обеспечивали пружинные механизмы.

Далее располагался отсек боевой части, перед которой размещался предохранительно-исполнительный механизм, обеспечивающий безопасность наземной эксплуатации ракеты и исключение несанкционированного подрыва боевой части.

За боевой частью находился отсек с бортовой аппаратурой. В верхней части был установлен центральный распределитель, а под ним — преобразователь и бортовой источник питания. Привод рулевых машинок и турбогенератора осуществлялся сжатым воздухом, находившимся в шар-баллоне под давлением 300 атмосфер. Далее размещались автопилот, блок аппаратуры радиоуправления и рулевые машинки канала крена. Управление по крену осуществлялось элеронами, расположенными на верхней правой и нижней левой консолях крыла. Стремление сосредоточить почти все приборы управления и элементы рулевого привода, включая рулевой привод элеронов, в одной зоне, перед маршевым двигателем, привело к реализации непривычного конструктивного решения — открытому размещению жесткой тяги привода элеронов вдоль корпуса маршевого двигателя.

Двигатель был выполнен с разъемным стальным 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. Связь привода рулевых машинок с элеронами осуществлялась, как уже было сказано, посредством длинных 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 левому и правому бортам ракеты. Кроме того, короткий короб проходил сверху над отсеком боевой части.

Перевозимая двухбалочная ПУ 5П71 (СМ-78А-1) с переменным углом старта эксплуатировалась в составе ракетной батареи РБ-125. ПУ оснащалась синхронноследящим электроприводом для наведения по азимуту и углу места в заданном направлении. При развертывании на стартовой позиции с допустимым уклоном площадки до 2 градусов ее горизонтирование производилось с помощью винтовых домкратов.

Для заряжания ПУ и перевозки ракет 5В24 в КБ-203 была разработана ТЗМ ПР-14А (в дальнейшем — ПР-14АМ, ПР-14Б) с использованием шасси автомобиля ЗиЛ-157. Сопряжение по направляющим с ПУ обеспечивалось размещением на грунте подъездных мостков, а также применением стопоров на ТЗМ и ПУ, фиксировавших положение ТЗМ. Нормативное время перевода ракеты с ТЗМ на ПУ — 45 секунд.

Перевозимая четырехбалочная ПУ 5П73 (СМ-106 по обозначению ЦКБ-34) спроектирована под руководством главного конструктора Б.С.Коробова. ПУ без газоотражателей и ходовой части транспортировалась на автомобиле ЯАЗ-214.

С целью предотвращения касания ракетой земли или 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 вокруг ПУ настилалось специальное резино-металлическое многосекционное круговое покрытие.

Заряжание ПУ осуществлялось последовательно двумя ТЗМ, подходившими к правой или левой паре балок. Допускалось заряжание ПУ одновременно ракетами 5В24 и 5В27 ранних модификаций.

В. КОРОВИН