Міжконтинентальна балістична ракета
Р-7 (8К71) / Р-7А (8К74) / SS-6 (Sapwood)
Тактико-технічні характеристики
Стартова маса, т
283,0
Маса корисного навантаження, кг
до 5400
Маса палива, т
250
Максимальна дальність стрільби, км
8000
Довжина ракети, м
31,4
Діаметр ракети, м
11,2
Тип головної частини
Моноблочная, ядерна, отделяемая
20 травня 1954 року виходить спільне постанову ЦК КПРС і Уряду про створення балістичної ракети міжконтинентальної дальності. Роботи були доручені ЦКБ-1. Очолював це бюро С.П. Корольов отримав широкі повноваження на залучення не тільки фахівців різних галузей промисловості, а й на використання необхідних матеріальних ресурсів. Для відпрацювання тактико-технічних характеристик МБР, запуску штучних супутників землі, виконання науково-дослідних і експериментальних робіт по тематиці ракетно-космічної техніки, починаючи з лютого 1955 року народження, створюється полігон в районі селища Тюра-Там (Байконур).
У початку 1957 ракета, що отримала позначення Р-7, була готова до випробувань. У квітні цього ж року був підготовлений і стартовий комплекс. Перший старт, призначений на 19.00 за московським часом 15 травня, викликав великий інтерес. Прибутки все Головні конструктора систем ракети і стартового комплексу, керівники програми і ряду інших відповідальних організацій. Всі сподівалися на успіх. Однак, майже відразу після проходження команди на запуск рухової установки в хвостовому відсіку одного з бічних блоків виникла пожежа. Ракета вибухнула.
Намічений на 11 червня 1957 року наступний запуск «сімки» не відбувся через несправність двигунів центрального блоку. Фахівцям під керівництвом провідного конструктора Д. Козлова знадобився місяць завзятій і копіткої роботи, щоб усунути причини виявлених неполадок. І ось 12 липня ракета нарешті злетіла. Здавалося все йде добре, але минуло всього кілька десятків секунд польоту і ракета стала відхилятися від заданої траєкторії. Трохи пізніше її довелося підірвати. Як потім вдалося з'ясувати, причиною послужило порушення з 32 секунди управління ракетою по каналах обертання і тангажа.
Перша серія випробувань показала наявність серйозних недоліків у конструкції Р-7. При аналізі даних телеметрії було встановлено, що в певний момент під час спорожнення баків пального виникали коливання тиску в видаткових магістралях, які приводили до підвищених динамічних навантажень і, в кінцевому рахунку, до руйнування конструкції (американські конструктори також зіткнулися з цією проблемою).
Довгоочікуваний успіх прийшов 21 серпня 1957, коли стартувала в той день ракета повністю виконала намічений план польоту. 27 серпня в радянських газетах з'явилося повідомлення ТАРС про успішне випробування в СРСР наддалекої багатоступінчастої ракети. Ця заява, природно, не залишилося без уваги і справило належний ефект. 4 жовтня і 3 листопада цього ж року в Радянському Союзі за допомогою ракет Р-7 були запущені перші ШСЗ. Ці події справили колосальний фурор у світі. Пізніше американський президент Дж. Кеннеді зізнався: «Коли ми дізналися про запуск російськими штучного супутника землі, ми прийшли в шоковий стан і протягом тижня не могли ні приймати рішення, ні розмовляти один з одним ...». Чи не ці враження зупинили Дж. Кеннеді від вирішення Карибської кризи силовим шляхом? Хто знає.
А тим часом випробувачі міжконтинентальної ракети зіткнулися з новими труднощами. Так як бойовий блок піднімався на висоту декількох сотень кілометрів, то до часу зворотного входу в щільні шари атмосфери він розганявся до величезних швидкостей. Моноблок круглої форми, розроблений раніше для БРСД, швидко згорав. Зрештою розробники бойового оснащення впоралися з цією проблемою, але якою ціною. Як згадував генерал-лейтенант А.С. Калашников (в період випробувань займав посаду начальника управління на полігоні Байконур) влітку 1960 року, коли Н.С. Хрущов побачив першу ГЧ ракет Р-7 і модернізовану (друга була в 4-5 разів менше і більш досконала по конструкції), то дуже розлютився і все допитувався у Головкому РВСП головного маршала артилерії М.І. Недєліна, чому так вийшло, хто не допрацював і з якої причини така величезна перша головна частина. Так як Нєдєлін винних не назвав, то Хрущов вирішив, що винен Корольов і коли Сергій Павлович доповідав про свої нові МБР Р-9 і РТ-1, виставлених на спеціальному майданчику, Хрущов вислухав його мовчки. Навколишні навіть не змогли зрозуміти, розробляти ці ракети далі чи ні. Природно, що велика маса ГЧ істотно зменшила дальність польоту.
На порядок денний постало питання про створення модифікованої ракети з поліпшеними тактико-технічними характеристиками. 12 липня 1958 було видано завдання на розробку більш досконалої ракети - Р-7А. Одночасно велася доведення «сімки». 20 січня 1960 роки її прийняли на озброєння щойно створеного виду Збройних Сил - Ракетних військ стратегіческогоназначенія.
Двоступенева ракета Р-7 виконана по «пакетної »схеми. Її перша щабель являла собою чотири бічних блоку, кожен довжиною 19 м і найбільшим діаметром 3 м, розташованих симетрично навколо центрального блоку (другий ступінь ракети) і з'єднаних з ним верхнім і нижнім поясами силових зв'язків. Конструкція всіх блоків однакова і включала опорний конус, паливні баки, силове кільце, хвостовий відсік і рухову установку. На кожному блоці першому місці встановлювалися РРД РД-107 конструкції ГДЛ-ОКБ, керованого академіком В. Глушко, з насосною подачею компонентів палива. Він був виконаний по відкритій схемі і мав шість камер згоряння. Дві з них використовувалися як рульові. ЖРД розвивав тягу 78т у землі. Центральний блок ракети складалася з приладового відсіку, баків для окислювача і пального, силового кільця, хвостового відсіку, маршового двигуна і чотирьох рульових агрегатів. На другому щаблі встановлювався РРД РД-108, аналогічний за конструкцією з РД-107, але відрізнявся, в основному, великим числом рульових камер. Він розвивав тягу у землі до 71 т і довше, ніж РРД бічних блоків. Для всіх двигунів використовувалося двухкомпонентное паливо: окислювач - переохолоджену рідкий кисень, пальне - гас Т-1. Для забезпечення роботи автоматики ракетних двигунів, застосовувалися перекис водню і рідкий азот. Щоб досягти заданої дальності польоту конструктори встановили автоматичну системи регулювання режимів роботи двигунів і систему одночасного випорожнення баків (СОБ), що дозволило скоротити гарантований запас палива. Конструктивно-компоновочная схема Р-7 забезпечувала запуск всіх двигунів при старті землі з допомогою спеціальних пирозажигательного пристроїв, встановлених в кожну з 32 камер згоряння. Маршові РРД ракети мали високі енергетичні і масові характеристики, а також високу надійність. Для свого часу вони були видатним досягненням в області ракетного двигунобудування. Р-7 оснащувалася комбінованою системою управління. Її автономна підсистема забезпечувала кутову стабілізацію і стабілізацію центру мас на активній ділянці траєкторії. Радіотехнічна підсистема здійснювала корекцію бічного руху центру мас наприкінці активної ділянки траєкторії і видачу команди на вимикання двигунів, що підвищувало точність стрільби. Виконавчими органами системи управління були поворотні камери рульових двигунів і повітряні рулі. Для реалізації алгоритмів радиокоррекции були побудовані два пункти управління (основний і дзеркальний), віддалених на 276 км від стартової позиції і на 552 км один від одного. Ракета несла моноблочну термоядерну головну частину потужністю 3 Мт. Вона кріпилася до приладовому відсіку центрального блоку за допомогою трьох пирозамков. Характеристики ГЧ дозволяли вразити велику площадкову мета, у вигляді як повітряного, так і наземного ядерного вибуху. Для базування цих ракет, в 1958 році, було прийнято рішення про будівництво бойової стартовою станції (об'єкт «Ангара») в районі м Плесецьк. 1 січня 1960 року вона була готова, а 16 липня вперше в Збройних Силах самостійно провела два навчально-бойових пуску зі стартової позиції. Перед стартом ракету доставляли з технічної позиції на залізничному транспортно-установчому лафеті і встановлювали на масивне пусковий пристрій. Весь процес передстартової підготовки тривав більше двох годин. Ракетний комплекс вийшов громіздким, уразливим і дуже дорогим і складним в експлуатації. До того ж в заправленому стані ракета могла перебувати не більше 30 діб. Для створення і поповнення необхідного запасу кисню для розгорнутих ракет потрібен був цілий завод. Комплекс мав низьку бойову готовність. Недостатньою була і точність стрільби. БРК такого типу не годився для масового розгортання. Всього було побудовано чотири стартових споруди. 12 вересня 1960 на озброєння приймається МБР Р-7А. Вона мала трохи більшу за величиною другий ступінь, що дозволило збільшити на 500 км дальність стрільби, нову головну частину і спрощену систему радіоуправління. Але помітного поліпшення бойових і експлуатаційних характеристик не вдалося. Дуже швидко стало ясно, що Р-7 і її модифікація не можуть бути поставлені на бойове чергування в масовій кількості. Так все і сталося. До моменту виникнення Карибської кризи РВСП мали кілька десятків таких ракет. До кінця 1968 року обидві ці ракети зняли з озброєння. Але ще раніше МБР Р-7А стала широко використовуватися для запуску космічних апаратів. В історії розвитку радянської космонавтики ця ракета зіграла видатну роль. Міжконтинентальна балістична ракетаР-9 / Р-9А (8К75) SS-8 / (Sasin) Тактико-технічні характерістікіМаксімальная дальність стрільби, км12000Стартовая маса, т80,4Масса корисного навантаження, кгдо 2095Масса палива, т71,1Дліна ракети, м24,3Діаметр ракети, м2 , 68Тіп головний частіМоноблочная, ядернаяС появою у американців ракетної системи "Мінітмен" керівництво Радянського Союзу виразно усвідомило вразливість і технічне відставання своїх МКР. У цих умовах було вирішено прискорити прийняття на озброєння МБР Р-9А. Постановою РМ СРСР від 31 травня 1959 року ОКБ-1 С.П. Королева доручалося створити міжконтинентальну ракету, придатну для масового розгортання в частинах, а головне, яка повинна була мати тактико-технічні характеристики набагато краще, ніж Р-7. Р-9А став останньою бойової ракетою, розробленої під безпосереднім керівництвом С.П. Королева. Улітку 1960 року на полігоні Байконур було проведено показ ракетної техніки для керівництва країни. Був присутній і Н.С. Хрущов. Сергій Павлович представляв дві свої ракети - рідинну Р-9 і твердотопливную РТ-1. Хрущов мовчки вислухав доповідь Корольова і своєї думки не висловив. Присутнім конструкторам, керівникам промисловості і Ракетних військ ясності щодо подальшої долі цих ракет реакція Микити Сергійовича не додала. І тільки за наполяганням військових розробка Р-9 була продовжена. Початок льотно-конструкторських випробувань Р-9 (на першому пуску 9 квітня 1961 року був присутній Корольов) успішним не назвеш. У перший час позначалася недоведенность маршового рідинного ракетного двигуна першого ступеня, який працював на киснево-керосиновом паливі. Його поставили на ракету під сильним тиском академіка В.П. Глушко. Тільки в 1961 році, при запусках експериментальних ракет, в результаті виникали високочастотних руйнувань двигунів, були виведені з ладу три стартових комплексу. Слід зазначити, що альтернатива була, так як в ОКБ А. Ісаєва і Н. Кузнєцова розробляли двигуни для першого ступеня цієї ракети. Але Глушко використовував свої зв'язки у верхах і домігся вигідного для себе рішення. Зрештою неполадки в руховій установці першого ступеня усунули, але, як потім з'ясувалося, не в повній мірі. Її надійність залишалася не на належному рівні, що підтвердилося при експлуатації у військах. Так під час проведення навчально-бойового пуску одним з ракетних полків стався вибух ракети. Випробування затягнулися. Так як ракетні комплекси з наземними стартами до цього часу вже вважалися морально застарілими і не відповідали пропонованим до них вимогам по ступеня захищеності і боєготовності, вирішено було доопрацювати ракету для шахтної пускової установки (ШПУ), створити яку ще належало. Конструкторам потрібно підвищити надійність ракети і, головне, вирішити проблему від якої залежала сама можливість перебування "дев'ятки" на бойовому чергуванні. Йшлося про способи тривалого зберігання великих кількостей рідкого кисню для заправки баків ракет. В результаті була створена система, яка забезпечувала втрати кисню трохи більше 2-3% в рік. Льотні випробування завершилися в тільки лютому 1964 року народження, а 21 липня 1965 на озброєння РВСН було прийнято ракетний комплекс з шахтними і наземними пусковими установками і ракетою Р-9А. 14 і 15 грудня 1964 року почалася постановка на бойове чергування перших чотирьох ракетних полків з наземними стартами (по два в м Козельську і м Плесецьк), а 26 грудня - першого ракетного полку з ШПУ в Козельську. Двоступенева ракета Р-9А виконано за схемою "тандем" з послідовним розподілом щаблів. Конструктивною особливістю ракети можна вважати малу довжину другого ступеня. Перша ступінь складалася з відкритої гратчастої ферми, бака окислювача, приладового відсіку, бака пального і хвостового відсіку. Паливні баки за несучою конструкції. Корпус другого ступеня складалася з конічною і циліндричної частин. Конічну частину корпусу становили перехідник, бак пального і бак окислювача з межбаковой обечайкой. Циліндрична частина утворювала хвостовій відсік, у якому розміщувався маршовий двигун другого ступеня. Бак пального було за несучою схемою, а бак окислювача - в формі сфери. На першому місці стояв чотирьохкамерний маршовий РРД РД-111 з хитними камерами згоряння, що розвивав тягу 141 т. На другому щаблі встановили чотирикамерний ЖРД РД-461 конструкції С. Косберга. Він володів рекордним на той час питомим імпульсом тяги серед киснево-гасових двигунів розвивати тягу без неї 31 т. Наддування баків у польоті і робота приводів турбонасосних агрегатів забезпечувалася з допомогою продуктів згоряння основних компонентів палива, що дозволило спростити конструкцію двигунів і зменшити їх масу. "Дев'ятка" відрізнялася порівняно коротким ділянкою роботи рухової установки першого ступеня, внаслідок чого поділ щаблів відбувалося на висоті, де вплив швидкісного напору на ракету ще значно. На ракеті реалізували гарячий спосіб поділу ступенів, при якому двигун другого ступеня запускався наприкінці етапу роботи маршового РРД першому місці. При цьому гарячі гази спливали через ферменную конструкцію перехідника. Через те, що в момент поділу РРД другого ступеня працював тільки на 50% номінальної тяги і коротка другий ступінь була аеродинамічний нестійка, стернові сопла було неможливо справитися з возмущающими моментами. Для усунення цього недоліку конструктори встановили аеродинамічні щитки на поверхні скидається обтічника хвостового відсіку другого ступеня. З появою систем засічки пусків МБР США, короткий ділянку роботи першому місці став гідністю "дев'ятки", так що стартують ракети засекались по потужному смолоскипу від працюючих маршових двигунів. На ракеті встановлювалася комбінована система управління, що мала інерційну систему і канал радиокоррекции. Її прилади були "врізані" в обечайку межбакового відсіку. Круговий ймовірне відхилення точки падіння головної частини від точки прицілювання при стрільбі на дальності понад 12000 км становило 1,6 км. Згодом від радіотехнічної підсистеми відмовилися, залишивши тільки інерційну підсистему. Система управління дозволяла забезпечити дистанційний контроль параметрів ракети. Для МБР Р-9А розробили два варіанти моноблочних головних частин. Перша потужністю 4 Мт могла бути доставлена ​​на дальність понад 13500 км. Друга потужністю до 6 Мт - на дальність 12500 км. ГЧ кріпилася до перехідника другого ступеня за допомогою двох пирозамков. Її відділення здійснювалося пневмотолкателем після виключення маршового РРД другого ступеня. В результаті застосування ряду прогресивних технічних рішень, ракета вийшла компактною, що було важливо при розміщенні її в ШПУ. Для швидкої заправки баків окислювача (бак пального заправлявся після установки ракети в шахту) була розроблена система швидкісної заправки. Технічна готовність Р-9А становила 10 хвилин. На одній стартовій позиції оборудовалось дві шахтні пускові установки, підземний командний пункт з системами управління ракетами, пункт радіоуправління і технологічне обладнання, необхідне для підтримки запасу рідкого кисню. Старт ракет можна було здійснити лише послідовно, так як радіотехнічна система забезпечувала наведення лише однієї ракети. Підготовка і проведення пуску ракети Р-9А протікали автоматично, з дистанційним контролем кожної команди. Незважаючи на ряд переваг, до моменту постановки першого ракетного полку на бойове чергування, "дев'ятка" вже не в повній мірі задовольняла комплексу вимог до бойових стратегічним ракет. Це й не дивно, так як вона ставилася до МБР першого покоління. Перевершуючи за бойовим, технічними і експлуатаційними характеристиками американські "Титан-1" і "Атлас-F", які до цього часу вже знімалися з озброєння, і радянські Р-7А і Р-16У вона поступалася новітнім "Мінітменам" за показниками живучості, точності стрільби і часу підготовки до пуску. Останній критерій став одним з визначальних для МБР. До того ж ракетні комплекси з Р-9А виявилися досить дорогими в експлуатації, що не могло позначитися на масштабах їх розгортання (всього на бойове чергування було поставлено 26 одиниць). Р-9А став останньою бойової ракетою в угрупованні РВСН на киснево-керосиновом паливі. Вона перебувала на озброєнні до середини 70-х годов.Межконтінентальная балістична ракетаР-16 (8К64) / Р-16У (8К64У) / SS-7 (Saddler) Тактико-технічні характерістікіМаксімальная дальність стрільби, км13000Стартовая маса, т140,6Масса корисного навантаження, кгдо 2175Масса палива, т130Дліна ракети, м34,3Діаметр ракети, м3Тіп головний частіМоноблочная, ядерная13 травня 1959 року спеціальною спільною постановою ЦК КПРС і Уряду конструкторському бюро "Південне" академіка М.К. Янгеля доручили розробити міжконтинентальну ракету на висококиплячих компонентах палива. Надалі вона отримала позначення Р-16. Для розробки двигунів і систем ракети, а також наземної і шахтної стартових позицій було залучено конструкторські колективи, очолювані В.П. Глушко, В.І. Кузнєцовим, Б.М Конопльовим і ін. Необхідність розробки цієї ракети визначалася низькими тактико-технічними і експлуатаційними характеристиками першої радянської МБР Р-7. Спочатку Р-16 передбачалося запускати тільки з наземних пускових установок. На її проектування і проведення льотно-конструкторських випробувань відводилися вкрай стислі терміни. Щоб укластися в них, конструкторські колективи пішли шляхом широкого використання напрацювань щодо ракет Р-12 і Р-14. При підготовці до першого пуску на полігоні Байконур 24 жовтня 1960 року через проходження передчасної команди від токораспределітелем стався запуск рухової установки другого ступеня, що призвело до вибуху. В результаті загинули знаходилися на стартовій позиції велика частина бойового розрахунку, голова державної комісії головком РВСП М.И. Нєдєлін і ряд конструкторів і керівних працівників від міністерств. Другий пуск Р-16 відбувся 2 лютого 1961 року. Незважаючи на те, що ракета впала на трасі польоту через втрату стійкості, розробники переконалися в життєздатності прийнятої схеми. Напружена робота дозволила закінчити льотні випробування ракети, яку запускає з наземної пускової установки, до кінця 1961 року. 1 листопада три перших ракетних полку в м Нижній Тагіл і п. Юрья Кіровської області були підготовлені до заступлення на бойове чергування. Починаючи з травня 1960 року проводилися дослідно конструкторські роботи, пов'язані з реалізацією пуску модифікованої ракети Р-16У з шахтної пускової установки. У січні 1962 на полігоні Байконур був проведений перший пуск ракети з ШПУ. 5 лютого 1963 року почалася постановка на бойове чергування першого ракетного полку (м Нижній Тагіл), збройного БРК з цими МБР, а 15 липня цього ж року цей комплекс був прийнятий на озброєння РВСН. Ракета Р-16 була виконана за схемою "тандем" з послідовним поділом ступенів. Перша ступінь складалася з перехідника, до якого за допомогою чотирьох розривних болтів кріпилася другий ступінь, бака окислювача, приладового відсіку, бака пального і хвостового відсіку з силовим кільцем. Паливні баки несучої конструкції. Для забезпечення стійкого режиму роботи РРД все баки мали наддув. При цьому бак окислювача наддувається в польоті зустрічним потоком повітря, а бак пального - стиснутим повітрям з кульових балонів, розміщених в приладовому відсіку. Рухова установка складалася з маршового і рульового двигунів, укріплених на одній рамі. Маршовий двигун був зібраний з трьох однакових двокамерних блоків і мав сумарну тягу на землі 227 т. Рульовий двигун мав чотири поворотні камери згоряння і розвивав тягу на землі 29 т. Система подачі палива у всіх двигунах - турбонасосного з харчуванням турбін продуктами згоряння основного палива. Другий ступінь, що служила для розгону ракети до швидкості, відповідала заданій дальності польоту, мала аналогічну конструкцію, але була виконана коротше і в меншому діаметрі. Її ДУ багато в чому була запозичена від першого ступеня, що здешевлює виробництво, але в якості маршового двигуна встановлювався лише один блок. Він розвивав тягу без неї 90 т. Рульовий двигун відрізнявся від аналогічного двигуна першого ступеня меншими розмірами і тягою (5 т). Все ракетні двигуни працювали на самозаймистих при контакті компонентах палива: окислювачі АК-27І і пальному - НДМГ. Р-16 мала захищену автономну інерційну систему управління. Вона включала автомати кутовий стабілізації, стабілізації центру мас, систему регулювання уявній швидкості, систему одночасного випорожнення баків, автомат управління дальністю. Як чутливий елемент СУ вперше на радянських міжконтинентальних ракетах була застосована гіростабілізована платформа на шарикопідшипниковому підвісі. Прилади системи управління розташовувалися в приладових відсіках на першому і другому ступенях. КВО при стрільбі на максимальну дальність 12000 км склало близько 2700 м. При підготовці до старту ракета встановлювалася на пусковий пристрій так, щоб площина стабілізації перебувала в площині стрільби. МБР Р-16У конструктивно майже не відрізнялася від Р-16. Для забезпечення старту з ШПУ була змінена автоматика роботи рухової установки першого ступеня. На корпусі ракети були зроблені майданчики для установки бугелів, фіксують її положення в направляючих шахтної пускової установки. Баки пального стали наддувається азотом. МБР Р-16 оснащувалася відокремлюваної моноблочною головною частиною двох типів, що відрізнялися потужністю термоядерного заряду (близько 3 Мт і 6 Мт). ГЧ конічної форми з напівсферичної вершиною кріпилася до корпусу другого ступеня за допомогою трьох розривних болтів. Її відділення здійснювалося за рахунок гальмування другого ступеня при спрацьовуванні гальмівних порохових ракетних двигунів. Від потужності головної частини залежала максимальна дальність польоту, вагаючись в межах від 11000 до 13000 км. МБР Р-16 стала базової ракетою для створення угруповання міжконтинентальних ракет РВСП. Наземний стартовий комплекс включав бойову позицію з двома пусковими пристроями, одним загальним командним пунктом і сховищем ракетного палива. Пуск ракети здійснювався після її установки на пусковий стіл, заправки компонентами ракетного палива та стислими газами, проведення операцій по прицілюванню. Всі ці операції займали досить багато часу. Щоб його скоротити були введені чотири ступені технічної готовності, що характеризувалися певним часом до можливого старту, яке було необхідно затратити для виконання ряду операцій по передстартової підготовки та запуску ракети. У вищій ступеня готовності МБР Р-16 могла стартувати через 30 хвилин. Р-16У розгорнули в набагато менших кількостях, так як на будівництво шахтних комплексів вимагалося більше часу, ніж для введення в лад РК з наземними ПУ. На кожній стартовій позиції розташовувалися три ШПУ, розміщені в лінію на відстані десятків метрів один від одного, підземний командний пункт, сховища компонентів палива, а також інші споруди. На відміну від інших БРК з шахтними пусковими установками ШПУ Р-16У забезпечувала рух ракети по напрямних. Ракета розміщувалася всередині на спеціальному поворотному пристрої з стикованими комунікаціями системи заправки. Для БРК з МБР Р-16У встановлювалося три ступені бойової готовності. Як і всі ракети першого покоління ці МБР не могли довго перебувати в заправленому стані. У постійній готовності вони зберігалися в укриттях або шахтах з порожніми баками і було потрібно чимало часу для приведення їх у готовність до пуску. За часом приведення в бойову готовність радянські МБР поступалися американським ракетам і на багато. Низька живучість радянських ракетних комплексів практично унеможливлювали нанесення удару у відповідь. До того ж уже в 1964 році стало ясно, що ця ракета морально застаріла. Для свого часу Р-16 була цілком надійною і досить досконалою ракетою. До 1965 року був розгорнуто 186 пускових установок для Р-16 і Р-16У. На озброєнні МБР цього типу складалися до середини 70-х років. Останні ракети наземних пускових установок ліквідували в 1977 году.Межконтінентальная балістична ракетаРТ-2 (8К98) / РТ-2П (8К98П) / РС-12 / SS-13 (Savage) Тактико-технічні характерістікіМаксімальная дальність стрільби, км9400Стартовая маса, т51,0Масса корисної навантаження, кг600Дліна ракети, м21,1Діаметр ракети, м1,84Тіп головний частімоноблочная, ядернаяПоследней з радянських ракет другого покоління, що надійшла на озброєння, стала перша бойова твердопаливна МБР РТ-2. Ще задовго до цього, в 1959 році, в конструкторському бюро С.П. Королева почалася розробка експериментальної ракети РТ-1 з двигунами на твердому паливі. З приводу її створення розгорнулася дискусія між прихильниками і противниками цього проекту. У той час радянська технологія створення великих сумішевих паливних зарядів лише зароджувалася і, природно, були сумніви в кінцевому успіху. Занадто все було ново. До того ж було ясно, що ця ракета не зможе нести важку головну частину. Рішення на створення твердотопливной МБР все ж було прийняли. Не останню роль в цьому зіграли звістки з США про початок випробувань ракет «Мінітмен». 4 квітня 1961 року вийшло в світ постанова Уряду, в якому КБ Корольова призначалося головним по створенню принципово нового БРК стаціонарного типу з міжконтинентальної ракетою на твердому паливі, оснащеною моноблочною головною частиною. Для випробувань ракет і реалізації ряду інших программ 2 січня 1963 року народження, на базі об'єкта «Ангара», створюється новий випробувальний полігон Плесецьк. У процесі створення ракетного комплексу довелося вирішувати складні науково-технічні і виробничі проблеми. Так були розроблені сумішеві тверді палива, великогабаритні заряди для двигунів, освоєна унікальна технологія їх промислового виготовлення. Створена принципово нова система управління. Був розроблений новий тип пускової установки, забезпечував старт ракети за допомогою маршового двигуна з глухого пускового склянки. Перший пуск ракети РТ-2 відбувся 4 листопада 1966 року. Випробування проводилися на полігоні Плесецьк. На виконання всієї програми випробувань було потрібно два роки. 18 грудня 1968 року ракетний комплекс з цією ракетою був прийнятий на озброєння РВСН. Перший ракетний полк (м Йошкар-Ола) приступив до несення бойового чергування 8 грудня 1971 року. Треба сказати, що на той час це був унікальний комплекс за своїми експлуатаційними та ергономічним характеристикам. Ракета РТ-2 мала три маршові сходи. Для їх стикування між собою застосували з'єднувальні відсіки ферменной конструкції, що дозволяли вільно виходити газам від працюючих двигунів при «вогневому» поділі ступенів. Між третім ступенем ракети і головною частиною розташовувалися приладовий відсік і перехідник, призначений для кріплення ГЧ. Все РДТТ були виконані в різних діаметрах. Зроблено це було для досягнення заданої дальності польоту. Все соплові блоки ракетних двигунів мали по чотири розрізних керуючих сопел. Маршові рухові установки РДТТ першої і другої мали однакову конструктивну схему і складалася з сталевих циліндричних корпусів з еліптичними задніми і передніми днищами. На передніх днищах розміщувалися воспламенители зарядів твердого палива. Заряди РДТТ виготовлялися з сумішевого палива на основі бутилкаучуку і перхлората амонію з додаванням порошкоподібного алюмінію. Соплові блоки, рульові приводи і частина приладів системи управління розміщувалися в хвостових відсіках ступенів, що мали форму усіченого конуса. Для підвищення стійкості ракети на початковому етапі польоту, на хвостовому відсіку першому місці встановлювалися чотири ґратчастих стабілізатора. Третій ступінь по компонувальною схемою була аналогічна першим двом, але мала відмінності в конструкції корпусу і заряду РДТТ, хвостового відсіку. Крім того двигун цій сходинці мав устрою відсічення тяги. На ракеті встановлювалася інерціальна система управління, яка керувала польотом ракети з моменту пуску і до переходу до некерованого польоту головної частини. В системі управління були застосовані лічильно-вирішальні прилади. Велика частина пристроїв СУ розміщалася в приладовому відсіку. Точність стрільби все-таки слід визнати невисокою (КВО - 1800 м). РТ-2 несла моноблочну головну частину з термоядерним зарядом потужністю 0,6 Мт. Ця ракета була першою МБР на твердому паливі, прийнятої на озброєння РВСН, і була по суті перехід ної від ракет другого до третього покоління. Ракети розміщувалися в ШПУ типу «ОС». Контроль технічного стану і пуск проводилися по командам з командного пункту БРК дистанційно, до складу якого входили 10 пускових установок. Важливими особливостями цього комплексу з'явилися простота експлуатації, висока технічна готовність ракет, порівняно невелика кількість обслуговуючих агрегатів і відсутність коштів заправки. На командному пункті для бойових розрахунків, несуть чергування, були створені досить комфортні умови з урахуванням останніх вимог ергономіки. У той же час МБР РТ-2 істотно поступалася за низкою параметрів радянської УР-100 і американської «Мінітмен-2», створених приблизно в ті ж роки. Це позначилося на розгортання цих ракет. У складі РВСП на бойовому чергуванні стояло всього 60 ракет РТ-2. Скромні тактико-технічні характеристики ракети визначили необхідність її модернізації. 16 січня 1970 року на полігоні Плесецьк відбувся перший випробувальний пуск модифікованої ракети. Вона відрізнялася від своєї попередниці більш досконалою системою управління, головною частиною, потужність заряду якої склала 750 кт, поліпшеними експлуатаційними характеристиками і підвищеною надійністю РДТТ. Точність стрільби дещо зросла. Ракета була оснащена комплексом подолання систем протиракетної оборони.Межконтінентальная балістична ракетаР-36 (8К67) / Р-36орб / (8К69) / SS-9 (Scarp) Тактико-технічні характерістікіМаксімальная дальність стрільби, км11000Стартовая маса, т183,9 / 180,0Масса корисної навантаження, кг5825 / 1700Масса палива, т166,2Дліна ракети, м31,7 / 32,6Діаметр ракети, м3,0 / 3,0Тіп головний частімоноблочная, ядернаяМБР другого покоління Р-36, що надійшла на озброєння РВСН в середині 60-х років, стала родоначальницею радянських важких ракет і постійним головним болем американських стратегів. Постановою Уряду Радянського Союзу від 12 травня 1962 року конструкторському бюро академіка М.К. Янгеля доручалося створити ракету "важкого" класу, здатну підняти надпотужний термоядерний заряд. Вона призначалася для ураження найважливіших стратегічних об'єктів супротивника, захищених потужною системою ПРО. В технічному завданні передбачалося розробка ракети в двох варіантах: з наземним (від нього швидко відмовилися) і з шахтним стартами. Ракета розроблялася з двома типами системи управління: комбінованої з каналом радиокоррекции і чисто інерційної. При проектуванні широко використовувалися відпрацьовані на ракеті Р-16 конструктивні рішення і технологіі.Прі розробці стартового комплексу особлива увага приділялася спрощенню стартових позицій при одночасному підвищенні їх надійності, виключення з пускового циклу процесу заправки ракети компонентами і ряду інших чинників. Це істотно підвищувало бойову готовність комплексу. Випробування проводилися на полігоні Байконур. 28 вересня 1963 року відбувся перший пуск, який завершився невдало. В ході першої серії випробувань розробників переслідував ряд невдач. Але тим не менше керівник і члени державної комісії визнали цю ракету перспективною і в кінцевому успіху не сумнівалися. Поступово конструкторському колективу вдалося усунути всі недоліки. Одночасно велася підготовка до серійного виробництва ракет, будувалися стартові позиції, що, в кінцевому рахунку, дозволило швидко розгорнути новий БРК у військах. В кінці травня 1966 року весь цикл випробувань був завершений, а 21 липня 1967 ракетний комплекс з МБР Р-36 був прийнятий на озброєння РВСН. 5 листопада 1966 року в м Ужурі почалася постановка на бойове чергування першого ракетного полку з ракетами цього типу. Двоступенева Р-36 виконана за схемою "тандем" з послідовним поділом ступенів. Перший ступінь забезпечувала розгін ракети. Вона складалася з перехідника, бака окислювача, приладового відсіку, бака пального і хвостового відсіку. Її рухова установка складалася з шестикамерна маршового і чотирьохкамерного рульового рідинних ракетних двигунів. Маршовий РРД збирався із трьох однакових двокамерних блоків і мав тягу на землі 274 т. Рульовий двигун мав поворотні камери згоряння. У хвостовому відсіку встановлювалися чотири гальмівних порохових ракетних двигуна, спрацьовує при відділенні другого ступеня. Другий ступінь забезпечувала розгін до швидкості, що відповідає заданій дальності стрільби. Вона складалася з приладового, паливного і хвостового відсіків. Паливні баки мали поєднане днище і за несучою схемою. Рухова установка складалася з двокамерного маршового і чотирьохкамерного рідинних ракетних двигунів. Вони мали високий ступінь уніфікації з двигунами першого ступеня. Для харчування всіх ЖРД використовувалося двухкомпонентное самозаймисте паливо: окислювач - азотний тетраксід (АТ), пальне - НДМГ. Наддув всіх баків в польоті здійснювався продуктами згоряння основних компонентів палива. На кожному ступені, для зменшення гарантійних запасів палива, встановлювалася своя система одночасного випорожнення баків. Ще в ході льотних випробувань від комбінованої системи управління відмовилися. Інерціальна СУ цілком забезпечувала задану точність стрільби. Це дозволило значно знизити витрати на розгортання БРК. Елементи системи управління розміщувалися в приладових відсіках на першому і другому ступенях. Р-36 могла оснащуватися двома типами головних частин: моноблочной термоядерної головною частиною з одним з двох можливих зарядів потужністю 18 Мт або 25 Мт і розділяється типу "MRV" з простим розкидом бойових блоків. Поєднання потужного заряду з досить високою точністю влучення (КВО -1300 м) і надійним комплексом коштів подолання системи ПРО гарантувало виконання бойового завдання. Пуск ракети проводився автоматично з ШПУ типу "ОС" після отримання пускової команди з командного пункту. Ракета зберігалася в заправленому стані протягом декількох років. У верхній частині стартового споруди розміщувалися джерела електропостачання, апаратура технологічних і технічних систем, яка забезпечувала дистанційні контроль технічного стану систем ракети і проведення операцій з підготовки до пуску і пуск ракети. Час підготовки і проведення дистанційного пуску МБР Р-36 становило 5 хвилин. БРК з шістьма пусковими установками МБР Р-36 мав унікальні бойовими можливостями і значно перевершував американський РК аналогічного призначення з ракетою "Титан-2", перш за все по потужності термоядерного заряду, точності стрільби і захищеності. Його поява справила велике враження на зарубіжних фахівців. Крім Р-36 в кінці 60-х на бойове чергування в обмеженій кількості була поставлена ​​її модифікація Р-36орб, що відрізнялася способом наведення головний частини на обрану мету. Всього до 1972 року включно було розгорнуто 288 ШПУ для ракет цього типу. Р-36 стояла на бойовому чергуванні до кінця сімдесятих років, після чого була замінена на більш досконалу ракету. Міжконтинентальна балістична ракетаР-36М (15А14) / Р-36МУ (15А18) / Р-36М2 (15А18) РС-20А / РС-20Б / РС-20В / SS-18 (Satan) Основні характеристики ракет PC-16, PC-18 і PC-20ХарактерістікіРС-16Б (МР УР-100У) РС-18Б (УР100НУ) РС-20В (Р36М2) Максимальна дальність, км10 00010 00011 000Стартовая маса, т71,1105,6211,1Масса корисного навантаження, т2,554,358,8Чісло бойових блоков4610Дліна ракети, м22,524,334,3Максімальний діаметр ракети, м2,252,53,0Относітельная маса корисної нагрузкі0,0360,0410,042Мощность заряду бойового блоку, Мт0,55 ... 0,750,55 ... 0,750,55 ... 0, 75Точность стрільби (граничне відхилення), км0,920,920,5 Міжконтинентальні балістичні рідинні ракети стаціонарного базування PC-16, PC-18-і РС-20 розроблялися з головними частинами (РГЧ), що забезпечують прицільне послідовне розведення некерованих ББ (РГЧ типу MIRV) . Їх створення в СРСР в 70-х роках проводилося насамперед як відповідна міра на різке збільшення числа ББ в угрупованнях МБР і БРПЛ США. Ракети PC-16 і PC-20 і відповідні комплекси були створені кооперацією виконавців, очолюваної КБ під керівництвом В.Ф. Уткіна, який замінив М.К. Янгеля. Головною організацією, яка розробляла ракету PC-18 і комплекс з цієї МБР, було КБ під керівництвом В. Н. Челомея: льотні випробування перших модифікацій всіх трьох типів ракет проводилися в 1972-1975 на полігоні Байконур. У 1975-1981 ракетні комплекси приймалися на озброєння і ставилися на бойове чергування. У 1977-1979 рр. була проведена модернізація ракет і комплексів, що дозволило поліпшити ряд їх тактико-технічних характеристик. МБР PC-16, PC-18 і PC-20 відносяться до двоступінчастим ракетам з ЖРД з послідовним розташуванням ступенів. При розробці ракет відповідні КБ та організації використовували досвід створення попереднього покоління ампулізірованних рідинних ракет на компонентах палива НДМГ + AT, розміщених в шахтних ПУ (в першу чергу, ракет PC-10 і Р-36). Поряд з принциповим нововведенням - застосуванням РГЧ типу MIRV до нових технічних рішень комплексів цього покоління слід віднести застосування в ракетах автономної системи управління з БЦВМ, розміщення ракет і пункту управління бойовим ракетним комплексом в спорудах високої захищеності, можливість дистанційного перепріцеліванія перед пуском, наявність на ракетах більш досконалих засобів подолання ПРО, вищу, бойову готовність, застосування більш досконалої системи бойового управління, підвищену живучість комплексів. Були різко підвищені характеристики бойової ефективності за рахунок збільшення точності ракет і загальної потужності їх бойового оснащення. Кожна з ракет PC-16 і PC-18 має дві модифікації (А і Б), які відрізняються головним чином конструктивно-технологічними рішеннями і відповідними характеристиками автономної системи управління. Для ракети PC-20 розрізняють три модифікації: РС-20А, РС-20Б і РС-20В. Ці модифікації відрізняються типом і конструкцією головних частин, характеристиками системи управління, а для ракети РС-20В - і низкою конструктивно-схемних рішень по ракеті в цілому і її ТПК. Для всіх трьох ракет характерні високі значення коефіцієнта енергомассового досконалості (близько 0,04), що свідчить перш за все про раціональні конструктивно-схемних рішеннях і високих питомих параметрах рухових установок ракет. На всіх ракетах в якості компонентів палива використовувалися несиметричний диметилгідразин (НДМГ) і чотириокис азоту (AT), що стали до цього моменту штатними компонентами для рідинних МБР, що розміщуються в ШПУ. Кілька менше значення коефіцієнта енергомассового досконалості для ракети PC-16 в порівнянні з двома іншими розглянутими тут МБР пояснюється в основному особливостями прийнятих проектних рішень. Після прийняття на озброєння МБР PC-16, PC-18 і PC-20 їх число в угрупованні РВСН швидко росло. У 1991 воно становило: 47 - для PC-16, 300 - для PC-18 і 308 - для PC-20. Ці ракети на бойовому чергуванні мали понад 5000 бойових блоків, тобто понад 75% від загального числа бойових блоків в угрупованню МБР колишнього СССР.Возможності будь-якої техніки небезмежні, разом з тим, за розрахунками наших конструкторів, ці ракети можуть надійно нести бойове чергування ще кілька років, не менш, ніж терміни, обумовлені зобов'язаннями Росії по СНО , тобто 2003-2007 годи.Межконтінентальная балістична ракетаРТ-23У (15Ж60) [для ШПУ] / РТ-23У (15Ж61) [для БЖРК] РС-22А / РС-22В / SS-24 (Scalpel) Тактико-технічні характерістікіМаксімальная дальність стрільби, км10000Стартовая маса, т104,5Масса корисного навантаження, кг4050Дліна ракети, м23,4Діаметр ракети, м2,4Колічество ступеней3Колічество бойових блоків ГЧ10В початку 80-х років КБ «Південне» було доручено створити нову ракету на противагу американській «МХ». При цьому її основні масо-габаритні характеристики не повинні були виходити за обмеження, що накладаються радянсько-американським Договором ОСО-2. Після оцінки завдання стало ясно, що це повинна була бути твердопаливна ракета, придатна для розміщення як в шахтній пусковій установці (ШПУ), так і на самохідному шасі. При цьому, рухливу пускову установку доцільно розмістити на базі залізничного вагона. Цей спосіб базування, незважаючи на складності і недоліки, дозволяв забезпечити високу мобільність ракетному комплексу, що було вкрай важливо для зброї удару у відповідь. Вистежити бойовий залізничний ракетний комплекс (БЖРК), безперервно курсує на маршрутах по розгалуженим, масштабним за розмірами і забитим звичайними складами залізничних магістралях країни, вельми непросто, навіть для системи супутникової розвідки. Ще складніше нанести по ньому прицільний удар. 27 лютого 1985 року в полігоні Плесецьк почалися льотно-конструкторські випробування МБР для залізничного комплексу, що отримала позначення РС-22В. Незважаючи на деякі труднощі на першому етапі, конструкторському колективу вдалася довести своє дітище до необхідних кондицій, що дозволило завершити випробування 22 грудня 1987 року. Восени цього ж року на дослідну експлуатацію був поставлений перший ракетний полк в м Костромі. Пізніше на трьох ракетних базах було розгорнуто ще 30 МБР цього типу. Твердопаливна ракета РС-22В виконана триступеневої за схемою «тандем» з урахуванням новітніх технологій (кокон конструкція корпусів) і по конструктивно-компоновочной схемою подібна американської «МХ». Перший ступінь включає хвостовій і з'єднувальні відсіки циліндричної форми і маршовий РДТТ, обладнаний одним нерухомим соплом. Другий ступінь складається з маршового РДТТ і з'єднувального відсіку. Сопло двигуна забезпечено висувним насадкою, що дозволяє збільшити питому імпульс при роботі двигуна на великих висотах при збереженні вихідних габаритів щаблі. Третій ступінь включає в себе маршовий РДТТ, за своєю конструкцією аналогічного двигуну на другому ступені, і перехідною відсік. Ракета несе головну частину типу «MIRV» з 10 боєголовками потужністю по 500 кт. Ступінь розведення виконана за стандартною схемою і включає рухову установку і систему управління. Головна частина прикривається обтічникам змінної геометрії. Інерціальна система управління забезпечує проведення перевірок і безперервний контроль технічного стану ракети, передстартову підготовку і старт ракети, управління польотом і розведення бойових блоків з високою точністю. КВО точок падіння становить не більше 200 м при стрільбі н дальність близько 10000 км. Пуск можна проводити з будь-придатною для цього точки маршруту бойового патрулювання. До складу залізничного комплексу входять три пускові установки з ракетами, командний пункт і вагони, в яких розміщені технічні та технологічні системи, що забезпечують функціонування комплексу на всіх етапах бойового чергування, а також життєдіяльність особового складу. Вагон-пускова установка обладнаний розсувним дахом. Перед стартом контейнер з ракетою перекладається в вертикальне положення. З ТПК ракета викидається за рахунок тиску, що утворюється при спрацьовуванні ПАД. До 1991 року БЖРК регулярно курсували по залізничних магістралях Радянського Союзу, поки восени цього року Горбачов і Р. Рейган не до говорилися поставити їх на прикол в пунктах постійної дислокації. Тоді ж у відповідь на ініціативу США (припинення розробки МБР «МХ» залізничного базування, що проходила в той час полігонні випробування) Горбачов поспішив оголосити про відмову від подальшого розгортання і модернізації МБР РС-22В. Цим він обмежив період перебування ракет цього типу на бойовому чергуванні гарантійним терміном експлуатації. Незабаром підприємства виробляють цю ракету опинилися за межами Росії, ніж остаточно підписали вирок РС-22 як залізничного, так і шахтного базування. Остання має позначення РС-22А. РС-22А створювалася для заміни рідинної УР-100НУ. Планувалося, що базуватиметься ця ракета буде в тих же ШПУ. Від ракети для БЖРК вона відрізняється конструкцією першого ступеня і головного обтічника. Перший ступінь дещо коротший і легше. Її РДТТ забезпечений поворотним керуючим соплом. Головний обтічник має постійну геометрію. 31 липня 1986 року на полігоні Плесецьк почалися її льотні випробування, тривали до 23 вересня 1987 року. 19 серпня 1988 року було розгорнуто перший ракетний полк з ракетами РС-22А в м Первомайську. Всього до липня 1991 було поставлено на бойове чергування 56 одиниць. Причому, тільки 10 з них - на території Росії. Як потім з'ясувалося, цей факт зіграв у долі цієї ракети сумну роль. Після розвалу СРСР правонаступницею його стала Росія і все СНО що дісталися колишнім союзних республіках, а тепер незалежним державам, повинні бути ліквідовані. Говорячи про РС-22, хотілося б сказати, що ця ракета є втіленням самих останніх досягнень науки і техніки. Вона відрізняється від всіх інших ракет високої бойової готовністю, універсальністю, потужністю, надійністю і відносною простотою експлуатації. Втрата основного угруповання ракетних комплексів з цією ракетою, справила суттєвий підрив бойової готовності РВСП. І що найгірше, призвело до втрати перспективного, нового, забезпечував бойову стійкість всієї угруповання міжконтинентальних ракет на період до 2005 року, ракетногокомплекса.Межконтінентальная балістична ракетаРТ-2ПМ «Тополя» (15Ж58) РС-12М / SS-25 (Sickle) тактико технічні характерістікіМаксімальная дальність стрільби, км9400Стартовая маса, т51,0Масса корисного навантаження, кг600Дліна ракети, м21,1Діаметр ракети, м1,84Тіп головний частіМоноблочная, ядернаяЕще в кінці 70-х років конструкторському бюро А.Д. Надирадзе доручили розробити на базі твердотопливной МБР РТ-2П міжконтинентальну ракету, придатну для розміщення на самохідному автомобільному шасі. Накопичений колективом багатий досвід по створенню мобільних ракетних комплексів дозволив успішно вирішити це завдання. Умови модернізації були суворо обмежені положеннями Договору ОСВ-2, що визначило скромне поліпшення основних бойових характеристик ракети. До кінця осені 1983 року досвідчена серія ракет РТ-2ПМ була побудована. 23 грудня 1983 року полігоні Плесецьк почалися льотно-конструкторські випробування. За весь час їх проведення невдалим був тільки один пуск. В цілому ж ракета показала високу надійність. Там же проводилися випробування і бойових агрегатів всього БРК. З метою накопичення досвіду експлуатації нового комплексу в військових частинах в 1985 році вирішено було розгорнути перший ракетний полк в м Йошкар-Олі, не чекаючи повного завершення програми спільних випробувань. 1 грудня 1988 року новий ракетний комплекс був офіційно прийнятий на озброєння РВСН. У тому ж році почалося повномасштабне розгортання ракетних полків з комплексом «Тополя» та одночасне зняття з бойового чергування застарілих МБР. До середини 1991 року був розгорнуто 288 ракет цього типу. Ракета РТ-2ПМ істотно допрацьована в порівнянні зі своєю попередницею. За рахунок застосування більш енергоємного палива підвищилася дальність польоту. Перший ступінь ракети складається з маршового РДТТ і хвостового відсіку, на зовнішній поверхні якого розміщені аеродинамічні рулі і стабілізатори. Маршовий двигун має одну нерухоме сопло. Другий ступінь конструктивно складається з з'єднувального відсіку і маршового РДТТ. Третій ступінь має майже таку ж конструкцію, але до її складу додатково входить перехідною відсік, до якого кріпиться головна частина. Інерціальна система управління має свою БЦВМ, що дозволило добитися високої точності стрільби. Вона забезпечує управління польотом ракети, проведення регламентних робіт на ракеті і пусковій установці, передстартову підготовку і пуск ракети. Так як ця МБР призначена, в основному, для нанесення удару у відповідь, то ставити на неї РГЧ відразу ж визнали недоцільним. В процесі експлуатації ракета знаходиться в транспортно-пусковому контейнері, встановленого на мобільній пусковій установці. Вона змонтована на базі семіосного шасі великовантажного автомобіля МАЗ. Пуск можливий як з укриття гаражного типу в місці постійної дислокації, так і з необладнаному позиції. Для цього пускова установка вивішується на домкратах. Старт ракети проводиться з вертикального положення