Ближняя граница зоны поражения составляла 8-11 км, дальняя граница зоны поражения определялась точностью наведения ракет на цель, при которой достигается поражение целей, и находилась на наклонной дальности до 35 км, а после нескольких модернизаций была увеличена до 59 км. Нижняя и верхняя границы зоны поражения находились на высотах 3–5 км и 22–25 км соответственно, а после модернизаций составили 0,5 км и 35 км.
Ошибка в определении момента пуска ракеты могла привести к тому, что цель не будет поражена, и вызовет бесполезный расход ракет. Кроме того, вероятность поражения целей в зоне поражения не одинакова и уменьшается с увеличением дальности стрельбы. Это вызывало необходимость более точного определения момента пуска ракет. Поэтому для более полного использования боевых возможностей комплекса был создан специальный прибор, облегчающий оператору работу по определению момента пуска ракет. Этот прибор в зависимости от параметров цели (высота, скорость, курс) рассчитывал зону пуска и проецировал её на электронный экран шкафа наведения. Если отметка цели не вошла в зону пуска, то пущенная в этот момент ракета не смогла бы поразить цель. Поэтому стрелять можно было только в тот момент, когда отметка цели оказалась в зоне пуска.
Убедившись в соблюдении всех условий для успешного поражения цели, оператор пуска на правой части шкафа наведения откидывал крышку, закрывающую кнопку «Пуск» необходимого стрельбового канала, и нажимал кнопку «Пуск». Этот сигнал поступал на пульт ЧП, расположенный в бункере на стартовой позиции и обслуживающий стартовые площадки именно этого стрельбового канала. В соответствии с положением переключателя «ПОСЛЕДОВАТЕЛЬНОСТЬ ПУСКА ИЗДЕЛИЙ» необходимый блок «А» управления подготовкой и стартом ракеты на пульте ЧП начинал выполнение циклограммы старта ракеты. На блоке «А» начинала мигать лампа «СТАРТ» и начинает выполняться циклограмма старта ракеты.
Сначала подавался электрический импульс на подрыв пиропатронов клапана подачи воздуха. Сжатый воздух хранился в шаровом баллоне под давлением 350 атмосфер и в процессе полёта ракеты использовался для приведения в действие рулей и элеронов. После срабатывания клапана сжатый воздух из шарового баллона поступал в редуктор, где его давление снижалось до необходимой величины, после чего воздух подавался в воздушную систему ракеты. Оттуда воздух поступал в ампульную батарею и приводил её в действие.
Ампульная батарея представляла собой химический источник тока, приводящийся в действие посредством выдавливания сжатым воздухом электролита из эластичных ампул в полость расположения электродов, время выхода на режим не более 2 секунд. Батарея выдавала напряжение 26 вольт, разрядный ток 45 ампер в течение 120 сек. От энергии, которую вырабатывала ампульная батарея, работал преобразователь тока, который представлял собой мотор-генератор, вырабатывающий трёхфазный переменный ток напряжения 115 В частотой 400 герц. После того, как преобразователь тока выйдет на нормальный режим работы, питание электрооборудования ракеты переключалось на него, а на блоке «А» пульта ЧП в бункере на стартовой позиции загоралась сигнальная лампа «ПИТАНИЕ С БОРТА».
На автопилот ракеты подавалась команда «Разарретировано». По этой команде гироскопы автопилота освобождались из фиксаторов. При разарретировании в свободном гироскопе замыкались контакты, через которые на стартовый пульт подавался сигнал «Разарретировано».
Сигнализаторы давления воздушной системы автопилота срабатывали с задержкой и замыкали контакты в цепи готовности на подрыв пиропатрона пусковой камеры. Пусковые клапаны О и Г срабатывали и открывали доступ компонентам топлива в полости двигателя. При соприкосновении в камере сгорания окислитель и горючее воспламенялись. При этом на блоке «А» пульта ЧП загоралась сигнальная лампа «ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ».
После того, как тяга двигателя достигнет необходимой величины, газовый поток двигателя окажет давление на флажок стопорного механизма пускового стола, достаточное, чтобы срезать две чеки и повернуть флажок. Это движение через тяги передаётся осям с кулачками, которые разводят щёки, удерживающие ракету за стартовые болты. При подъёме ракеты отрывной штекер отсоединялся от бортового щитка ракеты за счёт натяжения специальных тросиков, удар кабеля с отрывным штекером по клеммной коробке смягчал специальный амортизатор с резиновым покрытием. Сигнализация на блоке «А» пульта ЧП гасла, гасла и сигнальная лампа, показывающая состояние этой стартовой площадки на пульте командира комплекса в помещении станции.
При старте ракеты снималась первая ступень предохранения предохранительно-исполнительного механизма. Предохранительно-исполнительный механизм (ПИМ) выполнял следующие функции[233]:
– предохранял боевую часть, установленную в ракету, от подрыва при служебном обращении с ракетой, при её старте и на траектории полёта до момента взведения ПИМа;
– по электрическому сигналу радиовзрывателя выдавал детонационный импульс на подрыв боевой части;
– на 70-й секунде полёта выдавал детонационный импульс на самоликвидацию ракеты.
После старта движение ракеты по траектории задавалось её системой управления. Система управления – это совокупность устройств, позволяющих ракете совершать полёт по необходимой траектории. Общая система управления включала в себя систему управления воздушными рулями, систему управления газовыми рулями и систему управления элеронами. Органы управления (горизонтальные газовые рули, элероны, воздушные рули курса и тангажа) работали от сжатого воздуха. Все команды по управлению и стабилизации ракеты поступали в систему от автопилота.[234]
Автопилот являлся одним из основных звеньев бортовой аппаратуры и был предназначен для стабилизации ракеты и управления ею в полёте. Автопилот осуществлял:
– стабилизацию ракеты относительно её центра масс по курсу, тангажу и крену в процессе движения по траектории;
– управление траекторией полёта ракеты в соответствии с заданной программой при автономном полёте и в соответствии с командами радиоуправления при управляемом полёте;
– переход с автономного управления ракетой на управление от радиокоманд, при этом происходит подключение бортовой аппаратуры радиоуправления к автопилоту.[235]
Процесс наведения ракеты на цель разделялся на два этапа: этап вывода и этап наведения. Первый этап полёта ракета совершала автономно по общей программе для всех случаев полета цели. При этом в первые 5 секунд полёта происходило склонение ракеты в вертикальной плоскости в сторону зоны обзора станции, а по курсу полет происходил в направлении биссектрисы зоны обзора станции Б-200. На этом этапе полёта управление ракетой осуществлялось автопилотом посредством газовых рулей, расположенных за срезом сопла двигателя и при работе двигателя находящихся в струе газов, истекающих из него. Так осуществлялось программное управление ракетой на автономном участке полёта.[236]
Метки следящих систем ракеты устанавливались на экранах индикаторов операторов наведения так, чтобы отметки стартовавшей ракеты прошли через метки следящих систем. В момент совпадения отметок ракеты с метками следящих систем, когда ракета попадала в зону захвата станцией наведения, координатные блоки станции начинали автоматически сопровождать ракету и выдавать еетекущие координаты. При этом на правой половине шкафа наведения загоралась лампочка «Сопр. Р.» напротив соответствующего канала.
После захвата ракеты на автосопровождение начинался второй этап – этап наведения. При сопровождении цели (ракеты) с выхода координатных блоков непрерывно поступали последовательности импульсов, временной сдвиг которых относительно фиксированного начального положении импульсов опорных напряжений определял значение координат цели (ракеты) по углам и дальности. С координатных блоков импульсы, определяющие координаты цели и ракеты, поступали в блок выработки команд, в котором вырабатывались команды управления ракетой на траектории.