El capitán Ken Dvili recordó cómo el 27 de marzo de 1999 su F-117A "invisible" fue derribado cerca del pueblo de Budanovtsi, cerca de Belgrado.
Los primeros sistemas de misiles antiaéreos S-25, S-75, desarrollados en la URSS, y los estadounidenses Nike-Ajax y Nike-Hercules, resolvieron con éxito el problema de alcanzar objetivos de alta velocidad a gran altura, la altura mínima de sus la acción fue de al menos 3-5 km, lo que hizo que los aviones de ataque fueran invulnerables a bajas altitudes. Esto requirió la creación de otros sistemas de misiles antiaéreos capaces de contrarrestar objetivos en vuelo bajo.
El trabajo en el primer sistema de misiles antiaéreos de baja altitud (SAM) comenzó en el otoño de 1955. El director de KB-1 asignó a sus empleados la tarea de crear un complejo transportable de un solo canal con mayores capacidades para golpear a baja altitud. objetivos aéreos y organizó un laboratorio especial para su solución.
Oficialmente, el desarrollo del sistema de defensa aérea S-125 "Neva" con el misil B-625 fue establecido por un decreto del Consejo de Ministros de la URSS del 19 de marzo de 1956. El nuevo sistema de defensa aérea estaba destinado a interceptar objetivos. volando a velocidades de hasta 1500 km / h en altitudes de 100 a 5000 metros con un alcance de hasta 12 km. Un decreto posterior, de fecha 8 de mayo de 1957, aclaró el momento de la implementación por fases del trabajo en la S-125.
El desarrollo del misil guiado antiaéreo B-625 (SAM) fue confiado a la Oficina de Diseño de una de las plantas del Ministerio de Industria de Defensa. Este trabajo fue el primero para el equipo de diseño, creado en julio de 1956.
La oficina de diseño de la planta propuso una versión de dos etapas del cohete con motores de propulsión sólida. Para reducir la resistencia aerodinámica, el casco del escenario principal tenía un gran alargamiento. El diseño aerodinámico de "ala giratoria" también era nuevo, que se utilizó en el B-625 por primera vez entre los misiles domésticos. El lanzador (PU) para el SM-78 SAM se desarrolló en Leningrado.
El primer lanzamiento del V-625 se realizó el 14 de mayo de 1958 y se aprobó sin comentarios. Sin embargo, durante el segundo lanzamiento, que tuvo lugar el 17 de mayo, en el tercer segundo del vuelo, el estabilizador del acelerador colapsó, como resultó, debido a su instalación inexacta en la planta. En el cuarto lanzamiento, el estabilizador del cohete colapsó nuevamente, y nuevamente debido a un defecto de fabricación. El quinto lanzamiento, que tuvo lugar el 21 de noviembre, agregó otro problema: el motor principal se quemó debido a un defecto en el revestimiento de protección térmica. El octavo lanzamiento también terminó con su destrucción, en enero de 1959.
"Pechora" en un puesto de tiro en Egipto
Cohete 5V27
Lanzador de carga 5P73
Volantes aerodinámicos
Motores de crucero y de arranque, guardabarros, frenos aerodinámicos y estabilizadores
Mi pagina web
Motor de arranque de cono de transición
Frenos aerodinámicos en el motor de arranque.
Boquilla del motor de arranque
SAM "Pechora-2A" en la exhibición aérea en Zhukovsky
Restos del avión furtivo estadounidense F-117A derribado sobre Yugoslavia
En general, en julio de 1959, se habían completado 23 lanzamientos de B-625, pero solo siete de ellos pasaron sin comentarios serios sobre el cohete. La mayoría de las deficiencias identificadas estaban relacionadas con defectos de fabricación y no eran inherentes a su diseño. Sin embargo, en la situación que se había desarrollado en el verano de 1959, adquirieron una importancia decisiva.
La creación del S-125 en KB-1 se llevó a cabo casi en paralelo con el trabajo en NII-10 en el buque SAM M-1 ("Volna"), que comenzó el 17 de agosto de 1956. Este complejo incluía el similar caracteristicas. El desarrollo del cohete fue llevado a cabo por OKB-2 y de manera más eficiente.
Desde el comienzo del diseño del B-600, los especialistas del OKB-2 tuvieron que enfrentar casi los mismos problemas que unos años antes, al crear su primer misil B-750: la presencia de una combinación de varios elementos mutuamente excluyentes requisitos para el cohete, lo que significa la búsqueda de compromisos técnicos razonables.
Las principales contradicciones fueron las siguientes. Para derrotar a los objetivos de alta velocidad que vuelan a baja altura, el misil debe tener una velocidad de vuelo media alta (hasta 600 m / s) y una gran maniobrabilidad al apuntar a un objetivo. Asegurar la posibilidad de disparar misiles antiaéreos a objetivos de vuelo bajo y golpearlos a una distancia pequeña (por supuesto, para las condiciones de ese momento) del barco (hasta 2 km) requería una reducción máxima en la distancia de la nave. salida del misil a la trayectoria de guía y alta precisión para mantenerlo en la dirección de vuelo en el sitio de lanzamiento.
Estos requisitos eran difíciles de conciliar con la necesidad de garantizar el mínimo peso de lanzamiento y las dimensiones posibles del cohete. Además, se suponía que el B-600 se lanzaría desde guías extremadamente cortas, otra de las condiciones para la operación del barco.
Al mismo tiempo, parecía extremadamente difícil asegurar, con las dimensiones dadas del cohete, la estabilidad necesaria de su vuelo en el lugar de lanzamiento. Los diseñadores y diseñadores tuvieron que idear algo que permitiera al cohete ocupar el espacio asignado en el barco y en vuelo desde los primeros metros del camino para usar los estabilizadores. Los misilistas, que crearon sus productos para barcos, se han enfrentado a este problema más de una vez. A mediados de la década de 1950, una de sus soluciones más originales fueron las alas desplegables: fueron equipadas con sus misiles de crucero por V. N. Chelomey Design Bureau. Para un misil antiaéreo, cuyos estabilizadores solo tenían que funcionar durante unos segundos hasta que se dejaban caer junto con el propulsor, tal solución parecía demasiado complicada.
La respuesta a este problema de ingeniería de cohetes fue inesperada. Cada uno de los cuatro estabilizadores rectangulares del acelerador estaba articulado en un punto ubicado en una de sus esquinas. Al mismo tiempo, el estabilizador se presionó con su lado ancho hacia el acelerador, durante el transporte, mientras el cohete estaba en el sótano del barco y en el lanzador. Este conjunto se aseguró contra una apertura prematura con un cable ubicado alrededor del acelerador. Inmediatamente después del inicio del movimiento del cohete a lo largo de la guía de PU, este cable se cortó con un cuchillo especial instalado en la PU. Los estabilizadores, debido a las fuerzas de inercia, se desplegaron y fijaron en una nueva posición, presionando contra el acelerador con su lado corto. Al mismo tiempo, la amplitud de los estabilizadores aumentó en casi una vez y media, aumentando la estabilidad del cohete en los primeros segundos de su vuelo.
Al elegir el diseño del cohete, los diseñadores consideraron solo opciones de dos etapas: en esos años, los misiles de una sola etapa no proporcionaban el alcance y la velocidad de vuelo requeridos. Al mismo tiempo, el acelerador de lanzamiento de cohetes solo podía ser propulsor sólido. Solo él podía cumplir con los requisitos de un lanzamiento de cohete inclinado con guías cortas. Pero estos motores en esos años se distinguían por la inestabilidad de características a varias temperaturas ambientales: en la estación fría trabajaban dos o tres veces más que en la caliente. En consecuencia, el empuje desarrollado por ellos también cambió varias veces.
Grandes valores del empuje de lanzamiento requirieron que se incorporaran los márgenes de seguridad adecuados en el diseño del cohete y su equipo. Con un valor de empuje bajo, el cohete "se hundió" después de dejar la guía y no pudo entrar en el rayo de control del radar de guía en el tiempo establecido.
Sin embargo, también había soluciones para este problema. La estabilidad requerida de las características del acelerador se obtuvo debido a un dispositivo especial, que los trabajadores de OKB-2 llamaron inmediatamente "pera". Instalado en la tobera del motor, permitía regular la zona de su sección crítica directamente en la posición de partida y, en total conformidad con todas las leyes del movimiento, fijar el tiempo de su funcionamiento y el empuje desarrollado.. No hubo gran dificultad para establecer las dimensiones de la sección crítica: la "pera" terminaba con una regla con todos los valores necesarios aplicados. Solo quedaba ir al cohete y en el lugar indicado "apretar" la tuerca.
Incluso antes del inicio de las pruebas de vuelo, en el invierno de 1958, siguiendo las instrucciones del complejo militar-industrial, OKB-2 consideró la posibilidad de utilizar el B-600 como parte del C-125. Para el liderazgo de la Comisión Militar-Industrial dependiente del Consejo de Ministros (MIC), esto fue de considerable importancia: después de todo, en este caso, se abrió el camino para la creación del primer modelo unificado de armas antiaéreas de misiles del país.. Pero no sacaron ninguna conclusión antes del inicio de las pruebas.
Las pruebas del B-600, al igual que el B-625, se planearon para llevarlas a cabo en varias etapas: balística (lanzamiento), autónoma y en un circuito de control cerrado. Para las pruebas de lanzamiento del V-600, se preparó una maqueta de la parte sobre cubierta del PU ZIF-101 a bordo del barco. El primer lanzamiento del B-600 tuvo lugar el 25 de abril de 1958, y en julio se completó por completo el programa de pruebas de caída.
Inicialmente, la transición a las pruebas autónomas del B-600 se planeó para fines de 1958. Pero en agosto, después de dos lanzamientos consecutivos fallidos del V-625, P. D. Grushin presentó una propuesta para realizar modificaciones al B-600 para que pudiera usarse como parte del C-125.
Para acelerar el trabajo en el V-600, PD Grushin decidió comenzar las pruebas autónomas en septiembre en el sitio de pruebas de Kapustin Yar. En esos días, el B-600, al igual que el B-625, se mostró a varios líderes del país, encabezados por N. S. Khrushchev, quien llegó a Kapustin Yar para demostrar los últimos tipos de cohetes.
El primer lanzamiento autónomo del B-600 tuvo lugar el 25 de septiembre. En las próximas dos semanas, se llevaron a cabo tres lanzamientos similares más, durante los cuales los timones del cohete se desviaron de acuerdo con los comandos del mecanismo del programa a bordo. Todos los lanzamientos se llevaron a cabo sin comentarios significativos. La serie final de pruebas autónomas del B-600 se llevó a cabo en el stand de maquetas de PU ZIF-101 y terminó en diciembre de 1958 sin comentarios significativos sobre el cohete. Así, la propuesta de P. D. Grushin de utilizar el B-600 como parte del S-125 fue apoyada por resultados bastante reales.
Por supuesto, la creación de un cohete unificado planteó tareas extremadamente difíciles para los especialistas del OKB-2. En primer lugar, era necesario garantizar la compatibilidad del misil con sistemas, equipos y medios auxiliares de guía y control terrestres y de barcos significativamente diferentes.
Los requisitos de las Fuerzas de Defensa Aérea y la Armada también fueron algo diferentes. Para el S-125, la altura mínima de destrucción del objetivo del orden de 100 m se consideró suficiente, que en el momento del inicio del desarrollo del sistema de defensa aérea correspondía al límite inferior esperado del uso de la aviación de combate. Para la flota, sin embargo, se requería crear un misil que asegurara la derrota de aviones y misiles antibuque que volaban sobre una superficie del mar relativamente plana a altitudes de 50 m. Desde arriba exigía la colocación de dos antenas receptoras de una radio. fusible en el cohete. La protección de los misiles antes del lanzamiento también fue fundamentalmente diferente. Debido a restricciones significativas en el tamaño de las zonas de misiles en el lanzador del barco, se suspendieron debajo de las guías en yugos ubicados en la plataforma de lanzamiento. En el lanzador terrestre, por el contrario, el cohete descansaba con yugos en la guía. También hubo diferencias en la colocación de antenas en superficies aerodinámicas.
Durante el invierno y la primavera de 1959, OKB-2 preparó una versión del misil B-600 (convencionalmente llamado B-601), compatible con los sistemas de guía S-125. Este cohete era similar en características geométricas, de masa y aerodinámicas al B-600 de la nave. Su principal diferencia fue la instalación de una unidad de radiocontrol y mira diseñada para trabajar con la estación de guía terrestre S-125.
La primera prueba del B-601 se llevó a cabo el 17 de junio de 1959. El mismo día tuvo lugar el vigésimo lanzamiento del V-625, una vez más "alejado" de la dirección del lanzamiento y no cayó en el sector de revisión de la estación de guía S-125. Dos lanzamientos más exitosos del B-601, llevados a cabo el 30 de junio y el 2 de julio, finalmente trazaron la línea bajo la cuestión de elegir un misil para el S-125. El 4 de julio de 1959, el liderazgo del país adoptó una resolución, que declaró que el B-601 fue adoptado como un sistema de defensa antimisiles para el S-125. (Más tarde, después de estudiar los problemas de aumentar el rango de acción debido al uso de la sección pasiva de la trayectoria, recibió la designación V-600P). Se suponía que el B-601 aparecería en pruebas de vuelo conjuntas a principios de 1960. Teniendo en cuenta las grandes capacidades energéticas del misil B-600, al OKB-2 se le asignó simultáneamente la tarea de aumentar la zona de combate del complejo, incluidas alturas de interceptación de objetivos de hasta 10 km. Por el mismo decreto, se terminó el trabajo en el cohete B-625.
Teniendo en cuenta el hecho de que para la oficina de diseño proyectada de la planta No. 82 del misil V-625, el SM-78 PU y el vehículo de transporte y carga PR-14 (TZM) ya se han desarrollado, los equipos de diseño de TsKB -34 y KB-203 tuvieron que realizar una serie de mejoras para garantizar su uso junto con el misil V-600P. El lanzador SM-78 modificado recibió la designación SM-78A. En GSKB, se diseñó el TZM PR-14A, que se usó junto con el lanzador experimental SM-78A, y más tarde con el tipo de PU de dos barras en serie SM-78A1 (5P71).
A pesar de que el nivel de calidad del desempeño laboral ha aumentado notablemente, las pruebas posteriores del V-600P no estuvieron exentas de dificultades. Desde junio de 1959 hasta febrero de 1960, se llevaron a cabo 30 lanzamientos de cohetes en el sitio de prueba, incluidos 23 en un circuito de control cerrado. 12 de ellos no tuvieron éxito, principalmente debido a problemas con el equipo de control. No todos cumplieron con los requisitos especificados por el decreto del 4 de julio de 1959 y las características del cohete.
Pero para marzo de 1961, la mayoría de los problemas se habían superado, lo que permitió completar las pruebas estatales. En ese momento, hubo informes de un experimento en los Estados Unidos, durante el cual, en octubre de 1959, un bombardero B-58 Hustler con una carga completa de bombas, que se había levantado en el este de los Estados Unidos cerca de Fort Werton, voló a través de América del Norte a Edwards Air. Base de fuerza. Al mismo tiempo, el B-58 superó unos 2300 km a una altitud de 100-150 m con una velocidad media de 1100 km / hy realizó un "bombardeo exitoso". El sistema de identificación de "amigo o enemigo" se apagó y el vehículo permaneció sin ser detectado por los bien equipados puestos de radar de la defensa aérea estadounidense a lo largo de toda la ruta.
Este vuelo demostró una vez más cuán grande es la necesidad de un sistema de defensa aérea a baja altitud. Por lo tanto, incluso con una serie de deficiencias, el 21 de junio de 1961 se adoptó el S-125 con el cohete V-600P (5V24).
En 1963, la creación del S-125 recibió el Premio Lenin.
El despliegue de los primeros regimientos de misiles antiaéreos armados con el sistema de defensa aérea S-125 comenzó en 1961 en el Distrito de Defensa Aérea de Moscú. Junto con esto, las divisiones técnicas y de misiles antiaéreos de los sistemas de defensa aérea S-125 y S-75, y más tarde el S-200, se redujeron organizativamente a brigadas de defensa aérea, por regla general, de composición mixta, desde complejos de varios tipos. Al principio, el S-125 también fue utilizado por unidades de defensa aérea de las Fuerzas Terrestres. Sin embargo, con un área afectada significativamente más pequeña y el uso de un misil mucho más liviano, los medios terrestres del complejo S-125 en términos de indicadores de masa y tamaño y el nivel de movilidad estaban cerca del S-75 adoptado previamente. Por lo tanto, incluso antes de la finalización de los trabajos de creación del S-125, específicamente para las Fuerzas Terrestres, se inició el desarrollo del sistema de defensa aérea autopropulsada "Kub", que tiene una zona de combate casi igual a la de el S-125.
Incluso antes de la puesta en servicio del S-125, el 31 de marzo de 1961, el complejo militar-industrial decidió modernizar el misil y su equipamiento. Se basó en las propuestas de la GKAT y la GKOT de crear un misil con un alcance aumentado y un límite superior del área afectada, teniendo una velocidad de vuelo promedio aumentada. También se propuso alterar a fondo el lanzador, asegurando la colocación de cuatro misiles en él. Según una versión, la última tarea fue encomendada personalmente por D. F. Ustinov.
El decreto de 1961, junto con la adopción del cohete V-600P, aprobó oficialmente la tarea para el desarrollo de un modelo más avanzado, que recibió la designación V-601P. Paralelamente, se estaba trabajando para mejorar la versión de barco del SAM V-601 (4K91).
Dado que en este caso no se estableció la tarea de crear un nuevo sistema de misiles antiaéreos, la modernización del S-125 se encomendó al equipo de diseño de la planta No. 304, manteniendo la gestión general de KB-1. Al mismo tiempo, para el nuevo misil, se amplió y perfeccionó la composición del equipo de la estación de guía. En una versión modificada del complejo, se utilizó un nuevo PU 5P73 de cuatro brazos, que permitió utilizar los misiles V-600P y V-601 P, así como realizar ejercicios de entrenamiento. También se crearon versiones modernizadas del TZM: PR-14M, PR-14MA, ya sobre la base del chasis del automóvil ZIL-131.
La dirección principal del trabajo en el nuevo cohete V-601 P fue el diseño de nuevos fusibles de radio, ojivas, mecanismo de accionamiento de seguridad y motor de propulsión en un combustible compuesto fundamentalmente nuevo. Un mayor impulso específico y una mayor densidad de este tipo de combustible, manteniendo las dimensiones del cohete, deberían haber aumentado las características energéticas del motor y asegurar la expansión de la autonomía del complejo.
Las pruebas de fábrica del V-601P comenzaron el 15 de agosto de 1962, durante las cuales se llevaron a cabo 28 lanzamientos, incluidos seis misiles en configuración de combate, que derribaron dos objetivos MiG-17.
El 29 de mayo de 1964 se puso en servicio el cohete V-601P (5V27). Era capaz de alcanzar objetivos que volaban a velocidades de hasta 2000 km / h en el rango de altitud de 200-14000 m a una distancia de hasta 17 km. Al realizar interferencias pasivas, la altura máxima de la derrota se redujo a 8000 m, la distancia a 13, 2-13, 6 km. Los objetivos de baja altitud (100-200 m) fueron alcanzados en un radio de hasta 10 km. El rango de destrucción de los aviones transónicos alcanzó los 22 km.
Externamente, el B-601P era fácilmente reconocible por dos superficies aerodinámicas, que se instalaron en el compartimento de conexión de transición detrás de las consolas superior derecha e inferior izquierda. Aseguraron una disminución en el rango del acelerador después de su separación. Tras la separación de los escalones, estas superficies se desplegaron, lo que provocó una intensa rotación y desaceleración del acelerador con la destrucción de todas o varias de las consolas estabilizadoras y, como consecuencia, su caída desordenada.
Simultáneamente con la adopción del V-601 P, el Ministerio de Defensa recibió la tarea de expandir las capacidades de combate del C-125: derrotar a los objetivos que volaban a velocidades de hasta 2500 km / h; transonic: a altitudes de hasta 18 km; un aumento en la probabilidad general de alcanzar objetivos, y una sobreestimación de la superación de la interferencia.
A principios de la década de 1970, se llevaron a cabo varias modernizaciones más del C-125M en términos de mejora del equipo electrónico, lo que proporcionó un aumento en la inmunidad al ruido de los canales de control de misiles y observación del objetivo. Además, se creó una nueva modificación del cohete: el 5V27D con una mayor velocidad de vuelo, lo que hizo posible introducir un modo de "recuperación" de disparo al blanco. La longitud del cohete aumentó, la masa aumentó a 980 kg. Para
el 5V27D más pesado, resultó ser posible cargar solo tres misiles en el PU 5P73 cuando se colocó en cualquier rayo.
Las versiones de exportación del complejo S-125 recibieron la designación "Pechora" y se suministraron a docenas de países de todo el mundo, se utilizaron en una serie de conflictos armados y guerras locales. La mejor hora del S-125 llegó en la primavera de 1970, cuando un gran grupo de nuestros misiles fue enviado a Egipto por decisión de los líderes soviéticos en el curso de la Operación Cáucaso. Tuvieron que proporcionar la defensa aérea de este país frente a la intensificación de los ataques aéreos israelíes, llevados a cabo durante la llamada "guerra de desgaste" 1968-1970. La lucha se llevó a cabo principalmente en la zona del Canal de Suez, la orilla oriental de la cual los israelíes ocuparon después del final de la Guerra de los Seis Días de 1967.
Para la entrega de armas desde la URSS a Egipto, se utilizaron alrededor de una docena de buques de carga seca (Rosa Luxemburg, Dmitry Poluyan, etc.).
Las divisiones S-125 con personal soviético, combinadas en una división de defensa aérea, reforzaron las agrupaciones de defensa aérea egipcias equipadas con el sistema de defensa aérea C-75. La principal ventaja de los ingenieros de misiles soviéticos, junto con su mayor nivel de entrenamiento, fue la capacidad de operar el S-125 en un rango de frecuencia diferente al del S-75, ya estudiado por los israelíes y los estadounidenses que los apoyan. Por lo tanto, al principio, los aviones israelíes no tenían medios efectivos para contrarrestar el complejo S-125.
Sin embargo, el primer panqueque resultó tener grumos. En la noche del 14 al 15 de marzo de 1970, los misiles soviéticos notaron su entrada en servicio de combate al derribar un Il-28 egipcio con una salva de dos misiles, que entró en la zona de combate del S-125 a una altitud de 200 m con un respondedor "amigo o enemigo" inoperante. Al mismo tiempo, los militares egipcios también estaban al lado de los oficiales soviéticos, quienes juraron a nuestros misiles que no podía haber ninguno de sus aviones en la zona de tiro.
Unas semanas más tarde, llegó el momento de disparar contra un enemigo real. Al principio, no tuvieron éxito. Los pilotos israelíes intentaron eludir las áreas afectadas de los sistemas de misiles de defensa aérea, ubicados en posiciones permanentes con estructuras de protección. Los disparos contra aviones enemigos ubicados en el borde lejano de la zona de lanzamiento terminaron con los pilotos israelíes que pudieron dar la vuelta y alejarse del misil.
Tuve que ajustar las tácticas de usar el sistema de defensa aérea. Los complejos se sacaron de los refugios confiables equipados en las áreas de despliegue permanente a las posiciones de "emboscada", desde donde se lanzaron los misiles a objetivos a distancias de hasta 12-15 km. Al mejorar sus habilidades de combate frente a una amenaza real del enemigo, los misiles soviéticos llevaron el tiempo para plegar el complejo a 1 hora y 20 minutos en lugar de las 2 horas y 10 minutos normativas.
Como resultado, el 30 de junio, la división del capitán V. P. Malyauki logró derribar el primer "Phantom", y cinco días después la división de SK Zavesnitskiy también arrolló al segundo F-4E. Siguieron ataques de represalia por parte de los israelíes. En el curso de una feroz batalla el 18 de julio en la división de V. M. Tolokonnikov, ocho militares soviéticos murieron, pero a los israelíes también les faltaban cuatro Phantoms. Tres aviones israelíes más fueron derribados por la división de N. M. Kutyntsev el 3 de agosto.
Unos días después, con la mediación de terceros países, se logró un cese de hostilidades en la zona del Canal de Suez.
Después de 1973, los iraquíes utilizaron los complejos S-125 en 1980-1988 en la guerra con Irán, y en 1991 cuando repelieron los ataques aéreos de la coalición multinacional; los sirios contra los israelíes durante la crisis libanesa de 1982; Libios en aviones estadounidenses en 1986; durante la guerra de Angola; Yugoslavos contra los estadounidenses y sus aliados en 1999
Según el ejército yugoslavo, fue el complejo C-125 el 27 de marzo de 1999 en el cielo sobre Yugoslavia donde el F-117A fue derribado, las fotografías de sus fragmentos se publicaron repetidamente en los medios de comunicación.
Descripción del diseño 5B24
El cohete 5V24 es el primer sistema de defensa de misiles de propulsante sólido nacional. Su etapa de marcha, realizada según el esquema aerodinámico "canard", estaba equipada con timones aerodinámicos para el control de cabeceo y guiñada; La estabilización del balanceo se llevó a cabo mediante dos alerones ubicados en las consolas de las alas en el mismo plano.
La primera etapa del cohete es un acelerador de lanzamiento con un motor de propulsor sólido PRD-36, desarrollado en KB-2 de la Planta No. 81 bajo el liderazgo de II Kartukov. El PRD-36 estaba equipado con 14 bombas de propulsor sólido cilíndricas de un solo canal. El motor estaba equipado con un encendedor. La boquilla del motor de arranque estaba equipada con una "pera", que permitía regular el área de la sección crítica en función de la temperatura ambiente. La parte inferior trasera de la carrocería y la boquilla del motor se cubrieron con un compartimento trasero en forma de cono inverso truncado.
Cada consola estabilizadora de forma rectangular se fijó en un dispositivo de bisagra en el marco frontal del compartimento trasero. Durante la operación en tierra, el lado más largo del estabilizador estaba adyacente a la superficie cilíndrica de la carcasa del motor de arranque.
La abrazadera que fija las consolas estabilizadoras se cortó con un cuchillo especial cuando el misil salió del lanzador. Bajo la acción de fuerzas inerciales, los estabilizadores se desplegaron más de 90 °, uniendo el lado corto a la superficie exterior de la sección de cola de la plataforma de lanzamiento. La desaceleración de la rotación de la consola estabilizadora antes del contacto con la superficie del compartimiento trasero se aseguró mediante el uso de un dispositivo de pistón de freno, así como un pasador de presión unido a la consola estabilizadora. La ubicación de vuelo trasera extrema de las consolas aseguró un alto grado de estabilidad estática del amplificador gastado después de su separación de la etapa del sostenedor, lo que llevó a una expansión indeseable de la zona de su caída. Por lo tanto, en versiones posteriores del cohete, se tomaron medidas para eliminar este inconveniente.
El cuerpo de la otra etapa del cohete, el sustentador, se divide en dos zonas: en la cola había un motor de propulsión sólida, en cuatro compartimentos de la zona frontal: equipo y una ojiva.
En el compartimento cónico frontal del escenario del sostenedor, se ubicó un fusible de radio debajo de los elementos radio-transparentes del carenado. En el compartimento de dirección había dos máquinas de dirección, que se usaban juntas para desviar los timones aerodinámicos ubicados en el mismo avión, cuya eficiencia necesaria en una amplia gama de altitudes y velocidades de vuelo la proporcionaban mecanismos de resorte.
Además, se ubicó el compartimiento de la ojiva, frente al cual había un mecanismo ejecutivo de seguridad, que garantizaba la seguridad del funcionamiento en tierra del cohete y la exclusión de la detonación no autorizada de la ojiva.
Detrás de la ojiva había un compartimento con equipo a bordo. Se instaló un distribuidor central en la parte superior, y debajo un convertidor y una fuente de alimentación a bordo. Los engranajes de dirección y el generador de turbina eran impulsados por aire comprimido, que estaba en un cilindro de bolas a una presión de 300 atmósferas. Además, había un piloto automático, una unidad de control de radio y máquinas de gobierno del canal de balanceo. El control de balanceo se llevó a cabo mediante alerones ubicados en las consolas del ala superior derecha e inferior izquierda. El deseo de concentrar casi todos los dispositivos de control y elementos de transmisión de la dirección, incluida la transmisión de dirección de alerones, en una zona, frente al motor principal, llevó a la implementación de una solución de diseño inusual: la colocación abierta de un empuje de transmisión de alerones rígido a lo largo la carcasa del motor principal.
El motor se fabricó con un cuerpo de acero dividido, equipado con una carga de inserción en forma de comprobador de combustible sólido monobloque con un canal cilíndrico. Un bloque en forma de caja con un dispositivo de lanzamiento se ubicó en la parte superior del compartimento de transición cónico. El motor principal se puso en marcha al final del motor de arranque, con una caída de presión.
Las consolas de alas trapezoidales se adjuntaron al casco del escenario del sostenedor. Los alerones se colocaron en dos consolas en uno de los planos. La conexión del accionamiento de los engranajes de dirección con los alerones se realizó, como ya se mencionó, por medio de varillas largas colocadas fuera de la carcasa del motor sin cubrir con gargrottas, por encima de la parte inferior izquierda y por encima de las consolas superior derecha. Dos cajas de la red de cable a bordo pasaron desde el extremo frontal del compartimento de la ojiva hasta el compartimento de cola del escenario sustentador en los lados izquierdo y derecho del cohete. Además, una pequeña caja pasó desde arriba sobre el compartimento de la ojiva.
El PU 5P71 de dos vigas transportado (SM-78A-1) con un ángulo de lanzamiento variable se hizo funcionar como parte de la batería de misiles RB-125. El lanzador estaba equipado con un motor eléctrico de seguimiento sincrónico para guiar en azimut y elevación en una dirección determinada. Cuando se implementó en el sitio de lanzamiento con una pendiente permisible del sitio de hasta 2 grados, su nivelación se llevó a cabo mediante gatos de tornillo.
Para cargar lanzadores y transportar misiles 5V24 en KB-203, el TZM PR-14A (en adelante, PR-14AM, PR-14B) se desarrolló utilizando el chasis del automóvil ZiL-157. La alineación a lo largo de las guías con la PU se aseguró mediante la colocación de puentes de acceso en el suelo, así como el uso de tapones en el TPM y PU, que fijaron la posición del TPM. El tiempo estándar para la transferencia del misil desde el TPM al lanzador es de 45 segundos.
El PU 5P73 de cuatro vigas transportado (SMI06 bajo la designación TsKB-34) fue diseñado bajo el liderazgo del diseñador jefe B. S. Korobov. El PU sin reflectores de gas y chasis se transportó en un vehículo YAZ-214.
Para evitar que el cohete toque el suelo u objetos locales durante el "hundimiento" en la etapa inicial incontrolada del vuelo, al disparar a objetivos de baja altitud, se estableció el ángulo mínimo de disparo del cohete: 9 grados. Para evitar la erosión del suelo durante el lanzamiento de misiles, se colocó un revestimiento circular especial de caucho y metal de múltiples secciones alrededor del lanzador.
El lanzador fue cargado secuencialmente por dos TPM, que se acercaron al par de haces derecho o izquierdo. Se permitió cargar el lanzador simultáneamente con misiles 5V24 y 5V27 de las primeras modificaciones.
