| надкалиберной боевой части | 600 | 850 |
| Длина ракеты, мм/клб | 9040/27,3 | 10370/17 |
| Вес боевой части, кг | 565 | 1200 |
| Вес топлива, кг | 496 | 1642 |
| Вес ракеты стартовый, кг | 1760 | 4430 |
| Дальность стрельбы, км: | ||
| максимальная | 17,5 | 25.7 |
| минимальная | 10 | — |
| Время работы двигателя, с | 7,0 | 4,8 |
| Длина активного участка траектории, км | 2,0 | 1,7 |
| Скорость максимальная, м/с | 531 | 686 |
Ракетный комплекс «Марс». Головным предприятием по комплексу 2П1 «Марс» был определен НИИ-1 MOM — будущий Московский институт теплотехники (МИТ). Он же и делал ракету ЗР- 1. Главный конструктор Н.П. Мазуров.
НИР по этой ракете проводились в 1948–1951 гг., но официально техническое задание на проектирование тактических неуправляемых ракет «Марс» и «Нептун» с дальностью стрельбы до 50 км было выдано в 1953 г.
Ракета ЗР-1 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 зависела от окружающей среды: при +40 °C — 17,4 т; при +16 °C — 17,3 т, а при -40 °C — 13,6 т. Стабилизация ракеты в полете осуществлялась вращением за счет косонаправленных сопел двигателя. (Сх. 30)
Боевая часть ракеты с ядерным зарядом покрывалась специальным чехлом для термостатирования. 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 °C.
Минимальная дальность стрельбы 8—10 км получалась при угле вертикального наведения +24°. При минимальной дальности рассеивание ракет было максимальным(среднее рассеивание — 770 м).
При максимальной дальности стрельбы 17,5 км время полета ракеты составляло 70 секунд, а скорость у цели 350 м/с, рассеивание минимальное — 200 м.
Постановлением Совмина № 3–2 от 2 января 1956 г. проектирование пусковой установки для комплекса «Марс» было возложено на СКБ-3 ЦНИИ-58 МОП.
Первоначально схема, разработанная ЦНИИ-58, предусматривала создание комплекса С-122 из трех установок: пусковой, заряжающей и транспортирующей, смонтированных на ходовой части плавающего танка ПТ-76. Пусковая установка С-119 транспортировала один реактивный двигатель ракеты «Марс», то есть без головной части, а заряжающая установка С-120 — три таких двигателя. Боевые части этих четырех ракет перевозились в специальном контейнере на транспортирующей установке С-121. Таким образом, комплекс обеспечивал транспортировку на боевую позицию четырех ракет «Марс» и их последующий запуск без перестановки машин на огневой позиции.
Кроме того, пусковая установка С-119 могла передвигаться на заданное тактико-техническим требованием расстояние в полностью заряженном виде и производить запуск одной ракеты «Марс», независимо от двух остальных машин комплекса.
Такая схема комплекса обеспечивала возможность большого удаления технической станции от огневой позиции, использования заряжающей и транспортирующей установок в качестве промежуточной полевой станции, а также заряжания (разряжания) пусковой установки и загрузки (разгрузки) транспортирующей и заряжающей установок грузоподъемными средствами транспортно-заряжающих машин.
Для пусковой установки разрабатывались стволы (направляющие) двух вариантов: с винтовым пазом для вращения бугеля крутизной 4° и с прямолинейным направляющим пазом. Крутизна паза в 4° потребовала вести в конструкцию направляющей боковые ограничители (рога).
Но первоначальная схема пускового комплекса не была одобрена Артиллерийским комитетом Главного Артиллерийского Управления (АК ГАУ), поскольку нерационально иметь на каждую пусковую
