Ракетный комплекс С-75 был создан в результате модернизации ракетного комплекса СА-75. Принят на вооружение в 1959 г. Предназначен для поражения воздушных целей на средних и больших высотах. Головной разработчик – КБ-1 Министерства среднего машиностроения (руководитель А.А. Расплетин). Ракета разработана в ОКБ-2 (МКБ "Факел") под руководством П.Д. Грушина, пусковая установка – в ЦКБ-34 под руководством Б.С. Коробова. Ракета двухступенчатая и состоит из стартового твердотопливного ускорителя и маршевой части с жидкостным реактивным двигателем. Ракета управляемая и оснащена неконтактным радиолокационным взрывателем. ПУ однобалочная, с переменным углом старта ракеты. Она оснащалась электрическим синхронно-следящим приводом наведения по азимуту и углу места. СМ-63-II производились до 1978 г. Масса в походном положении, т 12.3 Длина в походном положении, мм 10000 Ширина в походном положении, мм 2640 Высота в походном положении, мм 3750 Углы вертикального наведения, град. 0.5-67.5 Предельные углы стрельбы, град. 10-65 Время перевода в боевое положение, ч 2.3 Скорость транспортирования, км/ч 40 Длина ракеты, м 10.8 Диаметр маршевой части, м 0.5 Масса ракеты, кг 2287 Масса боевой части, кг 196 Дальность поражаемых целей, км 7-34 Высота поражаемых целей, км 3-27

Разработана в НИИ приборостроения (г. Жуковский) под руководством А.А. Растова. Принята на вооружение в 1967 г. В состав установки входят две РЛС: станция обнаружения целей 1С11 и станция наведения ракет 1С31, их антенны размещены в два яруса и вращаются независимо друг от друга. Установка также укомплектована средствами, обеспечивающими опознавание целей, навигацию, топопривязку, взаимное ориентирование, радиотелекодовую связь с самоходными пусковыми установками, телевизионно-оптический визир. Оборудование установки размещено на шасси ГМ-568, созданного в КБ-40 Мытищинского машиностроительного завода под руководством Н.А. Астрова. До 1982 г. было выпущено более 900 единиц всех модификаций. Масса, т 21.5 Расчет, человек 4 Длина, мм 7070 Ширина, мм 3600 Высота, мм 5990 Скорость по шоссе, км/ч 50 Дальность обнаружения цели, км 70 Импульсная мощность излучения 1С11/1С31, кВт 600/270 Чувствительность приемников, Вт 10-13 Ширина луча, град. 1 Время перевода в боевое положение, мин 7 Ошибки сопровождения цели: по угловым координатам, д.у. 0.5 по дальности, м 10

Ракетный комплекс С-125 был разработан в КБ-1 Министерства среднего машиностроения под общим руководством Ю.Н. Фигуровского. Принят на вооружение в 1961 г. (модернизированный вариант С-125М в 1970 г.) Предназначен для поражения воздушных целей на малых и средних высотах. Ракета разработана под руководством П.Д. Грушина, пусковая установка – в ЦКБ-34 под руководством Б.С. Коробова. Ракета 5В27 выполнена по аэродинамической схеме "утка", двухступенчатая, твердотопливная, состоит из стартового ускорителя и маршевой части. Ракета управляемая и оснащена неконтактным радиолокационным взрывателем. Пусковая установка четырехбалочная, с переменным углом старта ракеты. С-125 до сих пор находится на вооружении ряда стран. Масса в боевом положении, т 11 Время приведения в готовность № 1, мин 4-6 Минимальный угол старта ракеты, град. 9 Длина ракеты, м 5.95 Диаметр первой ступени, м 0.55 Диаметр маршевой части, м 0.38 Масса ракеты, кг 980 Масса боевой части, кг 72 Скорость полета, м/с 730 Скорость цели, м/с 700 Дальность поражаемых целей, км 2.5-22 Высота поражаемых целей, км 0.02-18

Самоходная пусковая установка 9П117М с ракетой 8К14 оперативно-тактического ракетного комплекса 9К72. Ракетный комплекс 9К72 разработан в СКБ-385 (г. Златоуст) под руководством В.П. Макеева. Принят на вооружение в 1962 г. Предназначен для поражения живой силы, пунктов управления, аэродромов и других важнейших объектов противника. Пусковая установка, смонтированная на четырехосном колесном шасси МАЗ-543, принята на вооружение в 1967 г. Разработана в ЦКБ ТМ (г. Москва). Она обеспечивает проведение комплекса работ по подготовке и проведению пуска ракет. Старт ракеты осуществляется в вертикальном положении. Все колеса шасси ведущие, с системой регулирования давления воздуха в шинах. Ракета 8К14 (Р-17) баллистическая с жидкостным реактивным двигателем, автономной инерциальной системой управления, системой аварийного подрыва и неотделяемой боевой частью. Оснащается ядерной, фугасной или химической боеголовками. Комплекс стоял на вооружении в СССР, странах Варшавского договора, Ближнего Востока и др. Масса с ракетой, т 37.4 Экипаж, человек 4 Длина, мм 13360 Ширина, мм 3020 Высота в походном положении, мм 3330 Скорость по шоссе, км/ч 45 Запас хода, км 650 Максимальная мощность двигателя, л.с. 525 Угол подъема машины, град 18 Ширина преодолеваемого рва, м 2.5 Дальность стрельбы, км 50-300 Среднее вероятное отклонение ракеты: в длину, м 180-610 в ширину, м 100-350

Ракетный комплекс 9К52 разработан в НИИ-1 Государственного комитета по оборонной технике (г. Москва) под руководством Н.П. Мазурова. Принят на вооружение в 1964 г. Явился развитием комплекса 2К6 «Луна». Предназначен для поражения живой силы, боевой техники, огневых средств и оборонительных сооружений противника на расстоянии до 70 км. ПУ разработана в ОКБ-221 завода "Баррикады" (г. Волгоград) на базе четырехосного автомобиля повышенной проходимости ЗИЛ-135ЛМ. ПУ имеет гидромеханический кран для выполнения самозаряжения. За счет использования колесной базы толчки и перегрузки боевой части были существенно уменьшены. Установка способна выполнять не менее 200 пусков ракет, имеет аппаратуру необходимую для предстартовой подготовки и пуска ракеты, а также средства связи, аппаратуру навигации и ориентирования. Комплекс 9К52 стал самым массовым в Советской армии, широко поставлялся на экспорт. Масса без ракеты, т 14.89 Масса с ракетой, т 17.56 Экипаж, человек 7 Длина направляющей, мм 9970 Скорость по шоссе, км/ч 60 по грунту, км/ч 40 Запас хода, км 850 Максимальная мощность двигателя, л.с. 2х180 Угол подъема, град 18 Ширина преодолеваемого рва, м 2.5 Угол подъема направляющей, град. 65 Угол горизонтальной наводки, град. 14 Время подготовки к пуску, мин 15-30

Ракетный комплекс 2К6 разработан в НИИ-1 Государственного комитета по оборонной технике (г. Москва) под руководством Н.П. Мазурова. Принят на вооружение в 1961 г. Предназначен для поражения живой силы, боевой техники, огневых средств и оборонительных сооружений, расположенных в тактической глубине обороны противника. Пусковая установка 2П16 смонтирована на базе плавающего танка ПТ-76, разработана в ЦНИИ-58 (г. Горький) под руководством С.А. Федорова. До 1964 г. было выпущено более 400 установок. В состав комплекса входили неуправляемые ракеты 3Р9 с фугасной БЧ и 3Р10 с ядерной БЧ. Существенным недостатком комплекса являлась малая точность стрельбы и невысокая скорость передвижения ПУ – на скорости 16-18 км/ч по грунтовым дорогам возникали перегрузки, недопустимые для ядерной боевой части. Комплекс был снят с вооружения в 1982 г. Масса без ракеты, т 15.08 Масса с ракетой 3Р9/3Р10, т 17.252/17.367 Экипаж, человек 5 Длина, мм 7710 Ширина, мм 3140 Скорость по шоссе, км/ч 40 по грунту, км/ч 18 Максимальная мощность двигателя, л.с. 235 Угол подъема направляющей, град. 60 Угол горизонтальной наводки, град. 10 Время подготовки к пуску, мин 7 Дальность стрельбы, км 10-45 Среднее вероятное круговое отклонение ракеты, км 1.2-2

Ракетный комплекс 9К79 разработан в Коломенском КБ машиностроения под руководством С.П. Непобедимого. Принят на вооружение в 1976 г. Предназначен для поражения точечных малоразмерных целей в глубине обороны противника: наземных средств разведывательно-ударных комплексов, пунктов управления и др. ПУ разработана в ОКБ-2 завода "Баррикады" (г. Волгоград) под руководством Г.И. Сергеева, смонтирована на трехосном плавающем колесном шасси БАЗ-5921. Все колеса ведущие, шины с регулируемым давлением воздуха. Аппаратура ПУ сама решает все задачи по привязке точки старта, расчету полетного задания и прицеливанию ракеты. Ракета - одноступенчатая, управляемая. Система управления - автономная, инерциальная, с бортовым цифровым вычислительным комплексом. Ракета управляема на всей траектории, что обеспечивает высокую точность попадания. Масса с ракетой и расчетом, т 18 Расчет, человек 3 Длина, мм 9490 Ширина, мм 2890 Высота в походном положении, мм 2340 Скорость по шоссе, км/ч 60 Скорость на плаву, км/ч 8 Запас хода, км 650 Максимальная мощность двигателя, л.с. 300 Время подготовки к пуску, мин 16 Длина ракеты, мм 6400 Скорость ракеты, м/с 1036 Дальность стрельбы, км 15-70 Среднее вероятное круговое отклонение ракеты, м до 250

Создана на базе трехосного автомобиля повышенной проходимости ЗиЛ-131 на Московском автомобильном заводе им. И.А. Лихачёва. Предназначена для транспортировки трех зенитных ракет 3М9, а также их загрузки на пусковую установку 2П25. Для этого машина оборудована гидравлическим краном. На машине имеется электрооборудование для освещения работ по погрузке и разгрузке. Машина могла транспортироваться самолетом Ан-22 и вертолетом В-12. Масса без ракет, т 7.1 Масса с ракетами, т 8.8 Длина, мм 7865 Ширина, мм 2600 Высота, мм 3800 Время перевода в боевое положение, мин 1-2 Время заряжания ПУ тремя ракетами, мин 9 Максимальная длина стрелы крана, м 5 Угол поворота крана, град. 300

Создан в КБ Московского Машиностроительного завода «Кулон» (ОКБ Сухого). Принят на вооружение в 1987 г. Предназначен для уничтожения малоразмерных подвижных и неподвижных наземных объектов в условиях визуальной видимости днем и ночью, а также малоскоростных воздушных целей на переднем крае в тактической и ближайшей оперативной глубине. Отличительной особенностью самолета является высокая боевая живучесть. Наиболее защищены критически важные узлы и элементы – кабина пилота и топливная система. Ракетное и бомбовое вооружение размещается на десяти внешних узлах подвески. Основная масса самолетов выпущена до начала 1990-х гг. на Тбилисском и Улан-Удэнском авиазаводах. Всего построено более 1000 единиц. Штурмовики принимали участие в боевых действиях в Афганистане, Чечне, Сирии и других локальных войнах конца ХХ - начала ХХI вв. Модернизированные варианты Су-25 состоят на вооружении воздушно-космических сил России. Экипаж, чел. 1 Максимальная взлётная масса, кг 16500 Максимальная скорость полета, км/ч 950 Длина разбега с грунтовой ВВП, м 600 Длина пробега с грунтовой ВВП, м 750 Дальность действия у земли / на высоте, км 400/700 Макс. дальность полета с макс. боевой нагрузкой, км 1250 Максимальная эксплуатационная перегрузка 6.5 Практический потолок, м 10000 Длина, м 15.53 Высота, м 4.8 Размах крыла, м 14.36 Двигатель Р-95Ш, кгс 2х4100 Боевая нагрузка, кг 4340

Разработан чехословацкой фирмой «Aero Vodochody». В начале 1970-х гг. поступил на вооружение ВВС Советского Союза, став основным учебно-тренировочным самолётом. Предназначен для первоначального обучения технике пилотирования в любых метеоусловиях днем и ночью, обучения элементам боевого применения, связанным с перехватом воздушных целей и действиям по наземным целям. На самолете возможно выполнение всех фигур простого, сложного и высшего пилотажа. Некоторые модификации могут использоваться в качестве легких штурмовиков и истребителей. На Л-39 устанавливался авиационный стрелковый прицел АСП-ЗНМУ-39, фотоконтрольный прибор ФКП-2-2, оборудование для бомбометания и стрельбы ракетами. Серийно производился до 1999 г. Экипаж, чел. 2 Масса пустого самолета, кг 3395 Максимальная взлётная масса, кг 4600 Максимальная скорость полета, км/ч 760 Длина разбега, м 480 Длина пробега, м 650 Максимальная дальность полета, км 850 Практический потолок, м 11500 Время набора высоты 6 км, мин 6.4 Длина, м 12.13 Высота, м 4.47 Размах крыла, м 9.12 Площадь крыла, м2 18.8 Двигатель АИ-25ТЛ, шт. 1