Kaptajn Ken Dvili mindede om, hvordan hans "usynlige" F-117A den 27. marts 1999 blev skudt ned nær landsbyen Budanovtsi nær Beograd.
De første luftfartøjsmissilsystemer S-25, S-75, der blev udviklet i Sovjetunionen, og amerikanske Nike-Ajax og Nike-Hercules løste med succes problemet med at ramme højhastighedsmål i store højder, minimumshøjden på deres højde handlingen var mindst 3-5 km, hvilket gjorde strejkefly usårligt i lave højder. Dette krævede oprettelse af andre luftfartøjsmissilsystemer, der kunne modvirke lavtflyvende mål.
Arbejdet med det første luftfartøjer missilsystem til lav højde (SAM) begyndte i efteråret 1955. Lederen af KB-1 satte sine medarbejdere til opgave at skabe et transportabelt enkelt-kanalskompleks med øgede muligheder for at ramme lav højde luftmål og organiserede et specielt laboratorium til dens løsning.
Officielt blev udviklingen af S-125 "Neva" luftforsvarssystem med B-625-missilet fastsat ved et dekret fra Ministerrådet for USSR af 19. marts 1956. Det nye luftforsvarssystem havde til formål at opsnappe mål flyver med hastigheder op til 1500 km / t i højder fra 100 til 5000 meter i rækkevidde op til 12 km. Et efterfølgende dekret, dateret den 8. maj 1957, præciserede tidspunktet for den gradvise implementering af arbejdet med S-125.
Udviklingen af B-625 luftfartsstyret missil (SAM) blev overdraget til Designbureauet for et af værkerne i forsvarsministeriets industri. Dette arbejde var det første for designteamet, der blev oprettet i juli 1956.
Anlæggets designbureau foreslog en to-trins version af raketten med faste drivmotorer. For at reducere aerodynamisk træk havde hovedstadiets skrog en stor forlængelse. Det aerodynamiske "roterende vinge" -design var også nyt, som blev brugt på B-625 for første gang blandt indenlandske missiler. Starteren (PU) til SM-78 SAM blev udviklet i Leningrad.
Den første lancering af V-625 blev udført den 14. maj 1958 og bestået uden kommentarer. Under den anden opsendelse, der fandt sted den 17. maj, i flyvningens tredje sekund, kollapsede acceleratorens stabilisator - som det viste sig på grund af dens unøjagtige installation på anlægget. I den fjerde opsendelse faldt raketstabilisatoren sammen igen og igen på grund af en produktionsfejl. Den femte lancering, der fandt sted den 21. november, tilføjede endnu et problem: Hovedmotoren brændte ud på grund af en defekt i den varmebeskyttende belægning. Den 8. lancering endte også med ødelæggelsen i januar 1959.
"Pechora" i en affyringsposition i Egypten
Raket 5V27
Indlæser launcher 5P73
Aerodynamiske rat
Cruise- og startmotorer, skærme, aerodynamiske bremser og stabilisatorer
Min webside
Transition Cone Starter Motor
Aerodynamiske bremser på startmotoren
Start af motorens dyse
SAM "Pechora-2A" ved flyshowet i Zhukovsky
Wrak af det amerikanske F-117A stealth-fly skudt ned over Jugoslavien
Generelt var der i juli 1959 23 B-625 opsendelser blevet gennemført, men kun syv af dem passerede uden alvorlige bemærkninger om raketten. De fleste af de identificerede mangler var relateret til produktionsfejl og var ikke iboende i dets design. Men i den situation, der havde udviklet sig i sommeren 1959, fik de afgørende betydning.
Oprettelsen af S-125 i KB-1 blev udført næsten parallelt med arbejdet på NII-10 på den skibsmæssige SAM M-1 ("Volna"), der begyndte den 17. august 1956. Dette kompleks omfattede lignende egenskaber. Udviklingen af raketten blev udført af OKB-2 og mere effektivt.
Fra begyndelsen af designet af B-600 måtte OKB-2-specialister stå over for næsten de samme problemer som et par år tidligere, da de lavede deres første B-750-missil: tilstedeværelsen af en kombination af en række gensidigt eksklusive krav til raketten, hvilket betyder søgen efter rimelige tekniske kompromiser.
De vigtigste modsætninger var som følger. For at besejre lavflyvende højhastighedsmål skal missilet have en høj gennemsnitlig flyvehastighed (op til 600 m / s) og høj manøvredygtighed, når der sigtes mod et mål. At sikre muligheden for at skyde luftfartøjsmissiler mod lavtflyvende mål og ramme dem i en lille (naturligvis under forholdene fra den tid) afstand fra skibet (op til 2 km) krævede en maksimal reduktion i afstanden til missilens output til styringsbanen og høj nøjagtighed for at holde det i flyveretningen på opsendelsesstedet.
Disse krav var vanskelige at forene med behovet for at sikre den mindst mulige affyringsvægt og dimensioner af raketten. Derudover skulle B -600 lanceres fra ekstremt korte guider - en anden af betingelserne for skibsdrift.
På samme tid virkede det ekstremt vanskeligt med de givne dimensioner af raketten at sikre den nødvendige stabilitet for dens flyvning på opsendelsesstedet. Designerne og designerne måtte finde på noget, der ville tillade raketten at indtage den plads, der var tildelt den på skibet, og i flugt fra de allerførste meter af vejen for at bruge stabilisatorerne. Missilemen, der skabte deres produkter til skibe, har stået over for dette problem mere end én gang. I midten af 1950'erne var en af dens mest originale løsninger de spredte vinger - de blev udstyret med deres krydstogtsraketter af V. N. Chelomey Design Bureau. For et luftværnsmissil, hvis stabilisatorer kun skulle fungere i et par sekunder, indtil de blev tabt sammen med booster, så en sådan løsning for kompliceret ud.
Svaret på dette rakettekniske problem var uventet. Hver af de fire rektangulære stabilisatorer i acceleratoren blev hængslet på et punkt i et af hjørnerne. Samtidig blev stabilisatoren presset med sin brede side til speederen - under transport, mens raketten var i skibets kælder og på affyringsrampen. Denne samling blev sikret mod for tidlig åbning med en ledning placeret omkring acceleratoren. Umiddelbart efter starten på raketbevægelsen langs PU -guiden blev denne tråd skåret med en speciel kniv installeret på PU. Stabilisatorerne blev på grund af inertiekræfter indsat og fikseret i en ny position og pressede mod speederen med deres korte side. På samme tid steg stabilisatorernes spændvidde med næsten halvanden gang, hvilket øgede stabiliteten af raketten i de første sekunder af dens flyvning.
Da de valgte rakettens layout, overvejede designerne kun to-trinsmuligheder-i disse år gav en-trins missiler ikke den nødvendige rækkevidde og flyvehastighed. Samtidig kunne raketaffyringsacceleratoren kun være fast drivmiddel. Kun han kunne opfylde kravene til en skrå raketopsendelse fra korte guider. Men disse motorer i disse år blev kendetegnet ved ustabiliteten af egenskaber ved forskellige omgivelsestemperaturer: i den kolde årstid arbejdede de to eller tre gange længere end i den varme. Følgelig ændrede den fremdrift, de udviklede af dem, også flere gange.
Store værdier af opsendelseskraften krævede, at de relevante sikkerhedsmargener blev indarbejdet i rakettens design og dets udstyr. Med en lav fremdriftsværdi "sank" raketten efter at have forladt guiden og kunne ikke komme ind i styrestrålen på styringsradaren på den indstillede tid.
Der var imidlertid også løsninger på dette problem. Den krævede stabilitet af acceleratorens egenskaber blev opnået på grund af en særlig enhed, som arbejderne på OKB-2 straks kaldte en "pære". Installeret i motorens dyse, gjorde det muligt at regulere området for dets kritiske sektion direkte ved startpositionen og i fuld overensstemmelse med alle bevægelseslove at indstille tidspunktet for dets drift og det udviklede tryk. Der var ingen supervanskeligheder ved at indstille dimensionerne på den kritiske sektion - "pæren" sluttede med en lineal med alle de nødvendige værdier anvendt på den. Det var kun tilbage at gå til raketten og på det rigtige sted "stramme" møtrikken.
Allerede inden starten på flyvningstest, i vinteren 1958, overvejede OKB-2 efter instruktioner fra det militærindustrielle kompleks muligheden for at bruge B-600 som en del af C-125. For ledelsen af den militærindustrielle kommission under Ministerrådet (MIC) var dette af stor betydning: trods alt, i dette tilfælde blev vejen åbnet for oprettelsen af landets første forenede model af luftværtsmissilvåben. Men de har ikke draget nogen konklusioner inden testens start.
Testene af B-600, ligesom B-625, var planlagt til at blive udført i flere faser-ballistiske (kast), autonome og i en lukket kontrolsløjfe. Til kastetest af V-600 blev der udarbejdet en mock-up af den ovennævnte del af skibets PU ZIF-101. Den første lancering af B-600 fandt sted den 25. april 1958, og i juli var faldtestprogrammet fuldstændigt afsluttet.
Oprindeligt var overgangen til autonom test af B-600 planlagt i slutningen af 1958. Men i august, efter to på hinanden følgende mislykkede kastlanceringer af V-625, kom PD Grushin med et forslag om at foretage ændringer af B-600, så den kunne bruges som en del af C-125.
For at fremskynde arbejdet med V-600 besluttede PD Grushin at starte autonome tests i september på Kapustin Yar-teststedet. I de dage blev B-600, ligesom B-625, demonstreret for en række af landets ledere, ledet af NS Chrusjtjov, der ankom til Kapustin Yar for at demonstrere de nyeste typer raketter.
Den første autonome lancering af B-600 fandt sted den 25. september. I de næste to uger blev der foretaget yderligere tre lignende opsendelser, hvor rakettens ror blev afbøjet i overensstemmelse med kommandoer fra programmekanismen om bord. Alle lanceringer fandt sted uden væsentlige kommentarer. Den sidste serie af autonome tests af B-600 blev udført på ZIF-101 PU mock-up stand og sluttede i december 1958 uden væsentlige kommentarer til raketten. Således blev PD Grushins forslag om at bruge B-600 som en del af S-125 understøttet af ganske reelle resultater.
Selvfølgelig udgjorde oprettelsen af en samlet raket ekstremt vanskelige opgaver for OKB-2-specialisterne. Først og fremmest var det nødvendigt at sikre missilens kompatibilitet med væsentligt forskellige jord- og skibsstyrings- og kontrolsystemer, udstyr og hjælpemidler.
Kravene fra luftforsvarsstyrkerne og flåden var også noget anderledes. For S-125 blev den mindste målødelæggelseshøjde i størrelsesordenen 100 m anset for tilstrækkelig, hvilket på tidspunktet for begyndelsen af udviklingen af luftforsvarssystemet svarede til den forventede nedre grænse for brugen af kampfly. For flåden var det imidlertid påkrævet at oprette et missil, der ville sikre nederlag for fly- og anti-skibsmissiler, der flyver over en relativt flad havoverflade i 50 m højder. Ovenfra krævede placering af to modtagende antenner på en radio sikring på raketten. Sikringen af missiler før opsendelsen var også fundamentalt anderledes. På grund af betydelige begrænsninger i størrelsen af missilzonerne på skibets løfteraket blev de suspenderet under guiderne på åg placeret på affyringsstadiet. På den jordbaserede affyringsrampe hvilede tværtimod raketten med åg på guiden. Der var også forskelle i placeringen af antenner på aerodynamiske overflader.
I løbet af vinteren og foråret 1959 udarbejdede OKB-2 en version af B-600-missilet (konventionelt kaldet B-601), kompatibel med S-125 styresystemer. Denne raket lignede geometriske, masse- og aerodynamiske egenskaber til skibets B-600. Dens største forskel var installationen af en radiostyrings- og observationsenhed designet til at arbejde med S-125 jordstyringsstation.
Den første test af B-601 blev udført den 17. juni 1959. Samme dag fandt den 20. lancering af V-625 sted, endnu engang "væk" fra lanceringsretningen og faldt ikke ind i gennemgangssektoren for S-125-guidestationen. Yderligere to vellykkede opsendelser af B-601, der blev udført den 30. juni og 2. juli, trak endelig linjen under spørgsmålet om valg af missil til S-125. Den 4. juli 1959 vedtog landets ledelse en resolution, hvor det stod, at B-601 blev vedtaget som et missilforsvarssystem til S-125. (Senere, efter at have studeret spørgsmålene om at øge handlingsområdet på grund af brugen af den passive sektion af banen, modtog hun betegnelsen V-600P). B-601 skulle vises på fælles flyvtest i begyndelsen af 1960. Under hensyntagen til B-600-missilets store energikapacitet havde OKB-2 samtidig til opgave at øge kompleksets engagementzone, herunder målaflytningshøjder op til 10 km. Ved samme dekret blev arbejdet med B-625-raketten afbrudt.
Under hensyntagen til, at SM-78 PU og PR-14 transportbelastningskøretøj (TZM) allerede er blevet udviklet for det projekterede designbureau for anlæg nr. 82 i V-625-missilet, er allerede udviklet designteams for TsKB -34 og KB-203 måtte foretage en række forbedringer for at sikre deres brug i forbindelse med V-600P-missilet. Den modificerede SM-78 launcher modtog betegnelsen SM-78A. Hos GSKB blev TZM PR-14A designet, som blev brugt i forbindelse med den eksperimentelle SM-78A-affyringsrampe og senere med den serielle to-søjle PU-type SM-78A1 (5P71).
På trods af at kvalitetsniveauet for arbejdsydelsen er steget markant, var yderligere test af V-600P ikke uden vanskeligheder. Fra juni 1959 til februar 1960 blev der udført 30 raketopskydninger på teststedet, herunder 23 i en lukket kontrolsløjfe. 12 af dem mislykkedes, mest på grund af problemer med kontroludstyr. Ikke alle opfyldte kravene i dekretet af 4. juli 1959 og rakettens egenskaber.
Men i marts 1961 var de fleste problemer blevet overvundet, hvilket gjorde det muligt at gennemføre statstestene. På det tidspunkt var der rapporter om et eksperiment i USA, hvor et B-58 Hustler-bombefly med fuld bombe i oktober 1959 fløj over i det østlige USA nær Fort Werton, fløj over Nordamerika til Edwards Air Force Base. Samtidig overvandt B-58 omkring 2300 km i 100-150 m højde med en gennemsnitshastighed på 1100 km / t og foretog et "vellykket bombardement". Identifikationssystemet "ven eller fjende" blev slukket, og køretøjet forblev uopdaget af de veludstyrede amerikanske luftforsvarsradarposter langs hele ruten.
Denne flyvning demonstrerede igen, hvor stort behovet for et luftforsvarssystem i lav højde er. Selv med en række mangler blev S-125 med raketten V-600P (5V24) derfor vedtaget den 21. juni 1961.
I 1963 blev oprettelsen af S-125 tildelt Lenin-prisen.
Indsættelsen af de første luftfartøjer-missilregimenter bevæbnet med luftforsvarssystemet S-125 begyndte i 1961 i Moskvas luftforsvarsdistrikt. Sammen med dette blev luftværnsmissil og tekniske divisioner i luftforsvarssystemerne S-125 og S-75 og senere S-200 organisatorisk reduceret til luftforsvarsbrigader som regel af en blandet sammensætning-fra komplekser af forskellige typer. I første omgang blev S-125 også brugt af luftforsvarsenheder fra Ground Forces. Men med et betydeligt mindre berørt område og brugen af et meget lettere missil var de jordbaserede midler i S-125-komplekset med hensyn til masse- og størrelsesindikatorer og mobilitetsniveau tæt på den tidligere vedtagne S-75. Derfor blev udviklingen af det selvkørende luftforsvarssystem "Kub" påbegyndt allerede inden færdiggørelsen af arbejdet med oprettelsen af S-125, specielt til grundstyrkerne, som har en forlængelseszone næsten den samme som for S-125.
Selv før S-125 blev taget i brug, den 31. marts 1961, besluttede det militærindustrielle kompleks at modernisere missilet og dets udstyr. Det var baseret på forslagene fra GKAT og GKOT om at oprette et missil med et øget område og en øvre grænse for det berørte område med en øget gennemsnitlig flyvehastighed. Det blev også foreslået at foretage en grundig ændring af affyringsrampen og sikre placeringen af fire missiler på den. Ifølge en version blev den sidste opgave angivet personligt af D. F. Ustinov.
Dekretet fra 1961 godkendte officielt opgaven for udviklingen af en mere avanceret model, der modtog betegnelsen V-601P, sammen med vedtagelsen af V-600P-raketten. Parallelt arbejdede man på at forbedre skibsversionen af V-601 (4K91) SAM.
Da opgaven med at oprette et nyt luftfartøjsmissilsystem i dette tilfælde ikke var sat, blev moderniseringen af S-125 overdraget til designteamet på anlæg nr. 304, samtidig med at den generelle ledelse af KB-1 blev opretholdt. På samme tid blev sammensætningen af styrestationsudstyret udvidet og forfinet for det nye missil. I en modificeret version af komplekset blev der brugt en ny fire-bom PU 5P73, som gjorde det muligt at bruge V-600P og V-601 P missiler samt udføre træningsøvelser. Moderniserede versioner af TZM blev også skabt: PR-14M, PR-14MA, allerede på basis af chassiset på ZIL-131-bilen.
Hovedretningen for arbejdet med den nye V-601 P-raket var designet af nye radiosikringer, sprænghoveder, sikkerhedsaktiverende mekanisme og fremdriftsmotor på et grundlæggende nyt kompositbrændstof. En højere specifik impuls og en øget densitet af denne type brændstof, samtidig med at rakettens dimensioner bibeholdes, burde have øget motorens energikarakteristika og sikre udvidelsen af kompleksets rækkevidde.
Fabrikstests af V-601P begyndte den 15. august 1962, hvor der blev udført 28 opsendelser, herunder seks missiler i kampkonfiguration, der skød to MiG-17-mål ned.
Den 29. maj 1964 blev raketten V-601P (5V27) taget i brug. Det var i stand til at ramme mål, der flyver med hastigheder op til 2000 km / t i højdeområdet 200-14000 m i en afstand på op til 17 km. Ved iscenesættelse af passiv jamming blev nederlagets maksimale højde reduceret til 8000 m, afstanden - til 13, 2-13, 6 km. Mål i lav højde (100-200 m) blev ramt inden for en radius på op til 10 km. Omfanget af ødelæggelse af transoniske fly nåede 22 km.
Eksternt var B-601P let genkendelig ved to aerodynamiske overflader, som blev installeret på overgangsforbindelsesrummet bag øverste højre og nederste venstre konsol. De sikrede et fald i acceleratorens rækkevidde efter adskillelsen. Efter adskillelsen af trinene udfoldede disse overflader sig, hvilket førte til intensiv rotation og deceleration af acceleratoren med ødelæggelse af alle eller flere af stabilisator -konsollerne og som følge heraf dens uordenlige fald.
Samtidig med vedtagelsen af V-601 P fik forsvarsministeriet til opgave at udvide kampkapaciteterne i C-125: at besejre mål, der flyver med hastigheder op til 2500 km / t; transonisk - i højder op til 18 km; en stigning i den samlede sandsynlighed for at ramme mål, og overvurdering af at overvinde interferens.
I begyndelsen af 1970'erne blev der udført flere moderniseringer af C-125M med hensyn til forbedring af det elektroniske udstyr, hvilket gav en forøgelse af støjimmuniteten for målsynet og missilkontrolkanaler. Derudover blev der oprettet en ny modifikation af raketten - 5V27D med en øget flyvehastighed, som gjorde det muligt at indføre en "indhentning" af målfyring. Rakettens længde steg, massen steg til 980 kg. Til
den tungere 5V27D, viste det sig at være muligt at indlæse kun tre missiler på PU 5P73, når den blev placeret på eventuelle bjælker.
Eksportversioner af S-125-komplekset fik betegnelsen "Pechora" og blev leveret til snesevis af lande rundt om i verden, blev brugt i en række væbnede konflikter og lokale krige. S-125s fineste time ramte i foråret 1970, da en stor gruppe af vores missilemen blev sendt til Egypten efter den sovjetiske ledelses beslutning under operationen Kaukasus. De var nødt til at levere luftforsvar for dette land i lyset af intensiverede israelske luftangreb, der blev udført under den såkaldte "nedslidningskrig" 1968-1970. Kampene blev hovedsageligt udført i Suezkanalzonen, den østlige bred, som israelerne besatte efter afslutningen af seks dages krig i 1967.
Til levering af våben fra Sovjetunionen til Egypten blev der brugt omkring et dusin tørlastskibe (Rosa Luxemburg, Dmitry Poluyan osv.).
S-125 divisioner med sovjetisk personale, kombineret til en luftforsvarsdivision, forstærkede de egyptiske luftforsvarsgrupper udstyret med luftforsvarssystemet C-75. Den største fordel ved de sovjetiske missilingeniører sammen med deres højere uddannelsesniveau var evnen til at betjene S-125 i et andet frekvensområde sammenlignet med S-75, der allerede var undersøgt af israelerne og amerikanerne, der støtter dem. Derfor havde israelske fly i første omgang ikke effektive midler til at imødegå S-125-komplekset.
Den første pandekage viste sig dog at være klumpet. Om natten den 14.-15. Marts 1970 noterede de sovjetiske missiler deres indtræden i kamppligt ved at skyde en egyptisk Il-28 ned med en to-missil-salve, der kom ind i S-125-forlængelseszonen i 200 m højde med en inoperativ "ven eller fjende" responder. På samme tid var det egyptiske militær også ved siden af de sovjetiske officerer, der svor til vores missilemen, at der ikke kunne være nogen af deres fly i affyringszonen.
Et par uger senere kom det til at skyde mod en ægte fjende. I første omgang lykkedes det ikke. Israelske piloter forsøgte at omgå de berørte områder af luftforsvarsmissilsystemerne, der er placeret på permanente positioner med beskyttende strukturer. Skydning mod fjendtlige fly placeret på den yderste grænse af opsendelseszonen endte med, at de israelske piloter kunne vende om og komme væk fra missilet.
Jeg var nødt til at justere taktikken for at bruge luftforsvarssystemet. Komplekserne blev taget ud af de udstyrede pålidelige krisecentre i områderne med permanent udsendelse til "baghold" -positionerne, hvorfra missilerne blev affyret mod mål i områder på op til 12-15 km. Forbedret deres kampfærdigheder i lyset af en reel trussel fra fjenden, bragte de sovjetiske missilemen tiden til at folde komplekset til 1 time 20 minutter i stedet for de normative 2 timer 10 minutter.
Som følge heraf blev divisionen af kaptajn V. P. Malyauki formåede at skyde den første "Phantom" ned, og fem dage senere overvældede divisionen af SK Zavesnitskiy også den anden F-4E. Gengældelsesangreb fra israelerne fulgte. I løbet af en hård kamp den 18. juli i divisionen af V. M. Tolokonnikov blev otte sovjetiske soldater dræbt, men israelerne manglede også fire fantomer. Yderligere tre israelske fly blev skudt ned af N. M. Kutyntsevs division den 3. august.
Et par dage senere, med mægling fra tredjelande, blev der standset fjendtlighederne i Suezkanalzonen.
Efter 1973 blev S-125-komplekserne brugt af irakerne i 1980–1988 i krigen med Iran og i 1991, da den multinationale koalition afviste luftangreb; syrerne mod israelerne under den libanesiske krise i 1982; Libyere på amerikanske fly i 1986; under krigen i Angola; Jugoslavere mod amerikanerne og deres allierede i 1999
Ifølge det jugoslaviske militær var det C-125-komplekset den 27. marts 1999 på himlen over Jugoslavien, at F-117A blev skudt ned, fotografier af dets fragmenter blev gentagne gange offentliggjort i medierne.
Designbeskrivelse 5B24
5V24-raketten er det første indenlandske fastdrevne missilforsvarssystem. Dens marcherende etape, fremstillet i henhold til det aerodynamiske "canard" -skema, var udstyret med aerodynamiske ror til pitch- og gabestyring; rullestabilisering blev udført af to ailerons placeret på vingekonsollerne i samme plan.
Den første fase af raketten er en lanceringsaccelerator med en solid drivmotor PRD-36, udviklet i KB-2 på anlæg nr. 81 under ledelse af II Kartukov. PRD-36 var udstyret med 14 enkeltkanals cylindriske faste drivbomber. Motoren var udstyret med en tænding. Startmotorens dyse var udstyret med en "pære", som gjorde det muligt at regulere det kritiske sektionsområde afhængigt af omgivelsestemperaturen. Den bageste bund af karosseriet og motorens dyse var dækket af et halerum i form af en afkortet omvendt kegle.
Hver stabilisatorkonsol med en rektangulær form blev fastgjort i en hængselindretning på halerummets forreste ramme. Under drift på jorden lå stabilisatorens længere side ved siden af den cylindriske overflade af startmotorhuset.
Bøjlen, der fikserede stabilisator -konsollerne, blev skåret med en speciel kniv, da missilet forlod affyringsrampen. Under påvirkning af inertiekræfter blev stabilisatorerne indsat mere end 90 °, der støder op til kortsiden til den ydre overflade af halesektionen af opsendelsesstadiet. Retardationen af stabiliseringskonsolens rotation inden kontakt med overfladen af halerummet blev sikret ved brug af en bremsestempelindretning samt en knusestift fastgjort til stabilisatorkonsollen. Konsolernes ekstreme bageste flyplacering sikrede en høj grad af statisk stabilitet af den brugte booster efter dens adskillelse fra bærerstadiet, hvilket førte til en uønsket udvidelse af zonen for dens fald. Derfor blev der på efterfølgende versioner af raketten truffet foranstaltninger for at eliminere denne ulempe.
Kroppen i den anden fase af raketten - bæreren - er opdelt i to zoner: i halen var der en fast drivmotor i fire rum i frontzonen - udstyr og et sprænghoved.
I det forreste koniske rum på bærerstadiet var der en radiosikring under kåbeens radiotransparente elementer. I styrekammeret var der to styremaskiner, der blev brugt sammen til at aflede de aerodynamiske ror i samme plan, hvis nødvendige effektivitet i en bred vifte af højder og flyvehastigheder blev leveret af fjedermekanismer.
Ydermere var rummet af sprænghovedet placeret, foran hvilket der var en sikkerhedsudøvende mekanisme, som sikrede sikkerheden ved rakettens drift på jorden og udelukkelse af uautoriseret detonering af sprænghovedet.
Bag sprænghovedet var der et rum med udstyr om bord. En central distributør blev installeret i den øverste del, og under den var en konverter og en indbygget strømforsyning. Styrehjulene og turbinegeneratoren blev drevet af trykluft, som var i en kuglecylinder under et tryk på 300 atmosfærer. Ydermere var der en autopilot, en radiostyringsenhed og styremaskiner i rullekanalen. Rullekontrol blev udført af ailerons placeret på øverste højre og nederste venstre vingekonsol. Ønsket om at koncentrere næsten alle styreenheder og styreenheder, herunder styrevognen, i en zone, foran hovedmotoren, førte til implementeringen af en usædvanlig designløsning - den åbne placering af et stift aileron -drivkraft langs hovedmotorhuset.
Motoren var fremstillet med et opdelt stållegeme, udstyret med en indsatsladning i form af en monoblock -brændstofkontrol med en cylindrisk kanal. En kasseformet blok med en lanceringsenhed var placeret oven på det koniske overgangsrum. Hovedmotoren blev startet ved slutningen af startmotoren med et fald i trykket.
Trapezformede vingekonsoller blev fastgjort til skroget på bærerstadiet. Ailerons blev placeret på to konsoller i et af flyene. Forbindelsen af drivhjulets drev med hjulene blev som allerede nævnt udført ved hjælp af lange stænger lagt uden for motorhuset uden at dække med gargrotter - over nederste venstre og over de øverste højre konsoller. To kasser i det indbyggede kabelnet passerede fra frontenden af sprænghovedrummet til halerummet på bærerstadiet på venstre og højre side af raketten. Derudover passerede en kort boks ovenfra over sprænghovedrummet.
Den transporterede to-bjælke PU 5P71 (SM-78A-1) med variabel affyringsvinkel blev betjent som en del af RB-125 missilbatteriet. Starteren var udstyret med et synkront sporende elektrisk drev til vejledning i azimut og elevation i en given retning. Når den blev indsat på opsendelsesstedet med en tilladt hældning af stedet op til 2 grader, blev udjævningen udført ved hjælp af skruestik.
Til lastning af løfteraketter og transport af missiler 5V24 i KB-203 blev TZM PR-14A (i det følgende-PR-14AM, PR-14B) udviklet ved hjælp af chassiset på ZiL-157-bilen. Justeringen langs guiderne med PU'en blev sikret ved placering af adgangsbroer på jorden, samt brug af propper på TPM og PU, som fastgjorde TPM's position. Standardtiden for overførsel af missilet fra TPM til affyringsrampen er 45 sekunder.
Den transporterede firestager PU 5P73 (SMI06 under betegnelsen TsKB-34) blev designet under ledelse af chefdesigneren B. S. Korobov. PU uden gasreflektorer og chassis blev transporteret på et YAZ-214-køretøj.
For at forhindre raketten i at røre jorden eller lokale genstande under "nedsynkning" på den indledende ukontrollerede etape af flyvningen, da der blev affyret på lavhøjde mål, blev den mindste affyringsvinkel for raketten indstillet - 9 grader. For at forhindre jorderosion under missilaffyringer blev der lagt en særlig cirkulær belægning af gummi-metal omkring affyringsrampen.
Starteren blev indlæst sekventielt af to TPM'er, som nærmede sig det højre eller venstre par bjælker. Det var tilladt at indlæse affyringsrampen samtidigt med 5V24 og 5V27 missiler med tidlige modifikationer.
