| Скорость максимальная, м/с | 531 | 686 |
Ракета ЗР1 комплекса «Марс» принципиально была устроена подобно «Филину». Двигатель имел два сопловых блока и две камеры (головную и хвостовую). Вес порохового заряда – 496 кг пороха марки НМФ-2. Сила тяги существенно зависели от окружающей среды: при +40°С – 17,4 т; при + 16°С – 17,3 т, а при -40°С – 13,6 т.
Боевая часть ракеты с ЯБП покрывалась специальным чехлом для термо- статирования. Первоначально подогрев осуществлялся с помощью горячей жидкости, а затем – с помощью специальных электронагревателей (спиралей в чехле). Для этого на пусковой установке или транспортно-заряжающей машине был установлен специальный электрогенератор. Скорость схода ракеты с пусковой: 37 м/с при +15°С и 32 м/с при -40°.
Минимальная дальность стрельбы 8-10 км получалась при угле B1I+24°. При максимальной дальности стрельбы 17,5 км время полета ракеты составляло 70 секунд, а скорость у цели достигала 350 м/сек.
Самоходная пусковая установка 2П2 для комплекса «Марс» была создана в 1957-1959 гг. в ЦНИИ-58 под общим руководством Грабина. Главный конструктор системы Федоров. Пусковая установка выполнена на шасси плавающего танка ПТ-76 и получила индекс ЦНИИ-58 – С-119А (в ряде документов она именовалась С-123А). Кроме того, в ЦНИИ-58 были спроектированы транспортно-заряжающая машина 2ПЗ (С-120) и баллистическая пусковая установка С-121. Транспортно-заряжающая машина 2ПЗ также была создана на шасси ПТ-76. На ней находились две ракеты и кран.
Серийное производство пусковых установок (ПУ) и транспортно-заряжающих машин (ТЗМ) для комплекса «Марс» велось на заводе «Баррикады» в Сталинграде. В 1959-1960 гг. заводом «Баррикады» было изготовлено 25 ПУ 2П2 и 25 ТЗМ 2ПЗ.
Для замены гусеничной пусковой установки была предпринята попытка создания пусковой установки на колесном шасси. С этой целью завод ЗИЛ изготовил в 1960 г. два автомобиля ЗИЛ-И5Е под пусковую установку «Марс». 20.09.1958 г. ОКБ завода «Бар- рикады» под руководством Г. И. Сергеева приступило к разработке ПУ Бр- 217 и ТЗМ Бр-118 на колесном шасси для ракет «Марс». Однако на вооружение они приняты не были.
Угол ВН. град 15''; +60'
Угол ГН, град. ±5'
Длина направляющей, мм 6700
Расстояние от грунта до оси снаряда, мм. 2650
Расстояние от фунта до оси цапф ПУ, мм .2100
Клиренс ПУ, мм 400
Вес качающейся части без ракеты, кг 1377
Вес вращающейся части (без качающейся части и ракеты), кг 1105
Вес артиллерийской части с ракетой, кг 5112
Вес шасси, кг 11329
Полный вес ПУ в боевом положении, кг 16441
Расчет, чел. 3
Запас хода по шоссе по горючему, км 250
Скорость максимальная, км/час:
заряженной ПУ 20
незаряженной ПУ 30-40
Мощность двигателя шасси, п, с 235
Отметим, что у комплекса «Марс» были и конкуренты. Так, по Постановлению СМ № I 89-89 от 13.02.1958 г. в СКБ-172 (г. Пермь) разрабатывали твердотопливную ракету «Ладога». По первоначальному проекту ракета имела две ступени. Однако летно-конструкторские испытания, проведенные в 1960 г., показали, что двухступенчатая схема очень сложна и «не обеспечивает нормальные пуски». В конце 1960 г. СКБ-172 отказалось от дальнейшей отработки двухступенчатой схемы ракеты и перешло к одноступенчатой схеме.
Бросковые испытания одноступенчатой ракеты в апреле 1961 г. дали положительные результаты. Но в ходе трех пусков в июле-сентябре 1961 г. происходило разрушение ракеты на активном участке траектории из за потери устойчивости и разрушения раструба сопла. В конце 1961 г. сопловый блок был доработан, и в начале 1962 г. на заводе № 172 шла сборка 12 опытных ракет с новым сопловым блоком. Однако 3 марта 1962 г. вышло Постановление № 213-113, в котором было предписано прекратить все работы по «Ладоге» на стадии летно-конструкторских испытаний «как по неперспективному изделию».
На заводе «Уралмаш» под руководством П П. Петрова создавался комплекс «Онега» с твердотопливной ракетой. 11о и «Онегу» постигла участь «Ладога».
Проектирование комплекса «Луна» было начато в 1953 г. в МИТе под руководством Мазурова, а полномасштабные работы – в 1956 г. В 1961 г. комплекс был принят на вооружение. 1 {елью разработки нового комплекса было увеличение дальности стрельбы по сравнению с «Филином» и «Марсом», которые уступали «Честному Джону».
Первоначально разработчики спецзаряда предложили конструкцию, которую можно было разместить в головной части диаметром 415 мм. Поэтому ракета «Луна» 3Р9 проектировалась с калиберной головной частью как для спецзаряда, так и для осколочно-фугасного боеприпаса. Однако в процессе разработки размеры и вес спецзаряда существенно увеличились, и работы по ракете 3Р9 продолжались только в варианте с осколочно-фугасной головной частью 3Н15. Для ядерного заряда пришлось делать новую ракету 3Р10 с более тяжелой надкалиберной головной частью 31114. Ракетный двигатель обеих ракет был одинаков. Твердотопливный двигатель имел два сопловых блока и две камеры, подобно ракете 3Р1
