МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ

РАКЕТА LGM-118A MX PEACEKEEPER (США)

LGM-118A MX PEACEKEEPER INTERCONTINENTAL

BALLISTIC MISSILE (USA)

11.10.2019

Навигатор «Судного дня» — высокоточная инерциальная система наведения Advanced Inertial Reference Sphere (AIRS) межконтинентальной баллистической ракеты (МБР) LGM-118A Peacekeeper — являлась вершиной соответствующих технологий времен холодной войны, пишет The Drive.
Американское издание, ссылаясь на книгу Мартина Миллера, посвященную оружию массового уничтожения, напоминает, что, «вместо того чтобы быть установленной на карданной подвеске, [собранная из 19 000 отдельных частей] сфера [AIRS] плавает во фторуглеродной жидкости внутри внешней оболочки».
Подобное решение, согласно The Drive, обеспечило круговое вероятное отклонение (КВО) LGM-118A Peacekeeper, снятой с вооружения в сентябре 2005 года, на 40 метров в отличие от такого же параметра у действующей МБР LGM-30G Minuteman III, который составляет 240 метров.
Лента.ру


МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ

РАКЕТА MX PEACEKEEPER

Разработка стратегических ракет на твердом топливе в начале 1970-х гг. в США уже занимала приоритетное направление, в котором были достигнуты большие успехи. Еще в 1965 г. была принята на вооружение твердотопливная МБР «Минитмен-2″ с дальностью стрельбы более 11 тыс. км и мощной моноблочной ГЧ, обеспечивающая вы¬сокую точность стрельбы -1,15 км. В 1970 г. введена в строй МБР «Минитмен-3″, оснащенная трехблочной РГЧ ИН с дальностью стрель¬бы более 12 тыс. км и предельным отклонением точек падения ББ не более 0,65 км. По программам Минобороны США к середине 1975 г. планировалось иметь на БД 450 ракет «Минитмен-2″ и 550 ракет «Минитмен-3″, не считая БРПЛ.
В начале 1970-х годов в США было принято решение о разработке МБР нового поколения, значительно превосходящей по своим возможностям хорошо зарекомендовавшие себя семейство твердотопливных ракет «Минитмен». Прежде всего, в ней предполагалось значительно усовершенствовать и усилить боевое оснащение, в том числе увеличить число и мощность боевых блоков (до этого на МБР «Минитмен-3″ было 3 РГЧ ИН), существенно улучшить точность их доставки до цели и обеспечить хорошую выживаемость ракеты при ударе советских МБР. Было проведено несколько научно-исследовательских работ в обеспечение заданных требований. Эти работы последовательно получали индексы «Минитмен-4″, «Минитмен-5″, WS-120A и др. 4 апреля 1972 года командование ВВС дало новой МБР наименование «Missile-X» (M-X) и назначило ответственным за ее разработку Space and Missile Systems Organization (SAMSO). В результате вскоре, в 1973-1974 гг., программа получила звонкое условное именование Peacekeeper (»Хранительница мира») и за ракетой прочно закрепилось обозначение «МХ».

Так как при обосновании задания на МБР выдвигались жесткие требования по ее живучести в ракетно-ядерной войне, для перспективной МБР «МХ» сразу прорабатывалось несколько вариантов базирования, всего их было более 30. Кроме традиционного для американских и советских ракет того времени шахтного с увеличенной степенью защиты, специалисты исследовали возможность размещения ракет в сверхглубоких шахтах от десятков до тысяч метров (это давало практически неограниченную защищенность, но стоимость такого способа базирования тоже была фантастической), вариант применения нескольких защищенных укрытий вертикального и горизонтального типа для одной ракеты (так называемый «подвижно-защищенный вариант», тоже был не из дешевых), включая тоннели и крытые траншеи, размещение МБР на авиационном носителе, мобильный грунтовый и железнодорожный варианты. Но из-за ограничений в финансировании программы командование ВВС отвергло мобильные и экзотические варианты из-за их высокой стоимости.
Однако уже в 1974 году при участии организации SAMSO в США были проведены успешные пуски МБР «Мининтмен» и ее макетов с тяжелого транспортного самолета С-5А. Тогда же было принято решение, что нужно иметь экономичную ракетную систему со сроком ее ввода в эксплуатацию в 1983-1985 гг.
Здесь большое влияние оказывало развитие других систем стратегических вооружений, и прежде всего морская ракетно-ядерная «Трайдент», обладающая большой мобильностью и скрытностью. Ведь не зря, еще с конца 1960-х годов большее число ядерных зарядов Стратегических ядерных силах США стало смещаться в сторону ПЛАРБ. А ракеты «Трайдент-1″ и «Трайдент-2″, в отличие от предыдущих БРПЛ «Поларис» и Посейдон», имели межконтинентальную дальность стрельбы и мощное боевое оснащение с РГЧ ИН. К тому же под них кроме новых подводных лодок типа «Огайо», переоборудовались ПЛАРБ типа «Лафайет». Тогда же ВВС начало развертывать на стратегических бомбардировщиках крылатые ракеты большой дальности ALSM, что резко повысило эффективность этих самолетов, а сухопутные войска развертывали ракету средней дальности «Першинг-2″ в Европе. Были и другие стратегические вооружения. Все это требовало значительных финансовых затрат, приходилось определять приоритетность финансирования систем.

Поэтому работы по разработке и определению количества ракет МХ и их системы базирования проводились с перерывами до 1985 года, пока конгресс США не ограничил числом ракет «50″, размещаемых в «традиционных» шахтных пусковых установках. В результате для первых 50 ракет все-таки пришлось переоборудовать и модернизировать ШПУ ракет «Минитмен».
Для второй группы из 50 МБР решение долго не принималось, но наиболее предпочтительным считалось их размещение на железнодорожных пусковых установках. В 1991 году принимается решение об отказе от развертывания программы МБР «МХ» по «железнодорожному» варианту, но полностью программа не закрывалась и до середины 1990-х гг.
В 1979 году была начата полномасштабная разработка ракеты «MX» и исследования по выбору способа базирования для 200 ракет, которые предполагалось принять на вооружение СНС. Сама твердотопливная ракета MX, имея стартовый вес около 65 тонн, могла нести разделяющуюся головную часть типа MIRV с 10 боевыми зарядами по 0,6 Мт каждый. Дальность стрельбы составляла 11000 км. Однако, в ходе работ выяснилось, что выбранный вид базирования требовал не только больших финансовых затрат (37 млрд. $), но и огромного количества отчуждаемых земель. В октябре 1981 года решением президента Рейгана работы в этом направлении были свернуты.

Несмотря на это, отработки систем ракеты продолжались – к концу 1981 года были испытаны на наземных стендах все три маршевых ступени и ступень разведения, в полетах на МБР «Minuteman-III» были испытаны боевые блоки, КСП ПРО и компоненты инерциальной системы управления. В 1973-1986 г.г. на полигоне в штате Невада осуществлены 14 ядерных взрывов по программе испытаний боевой части и систем ракеты на устойчивость к ПФЯВ. В январе 1982 года был впервые проведен исследовательский «минометный» запуск макета ракеты на специальном стенде полигона «Nevada Test Site».

МБР «МХ» стартовым весом 88450 кг (длина 21,6 м, диаметр корпуса всех ступеней 2,34 м) имела три твердотопливные ступени и боевую ступень с ЖРД разведения 10 боевых блоков типа Mk21 с ядерным зарядом W87 мощностью по 335-600 Кт и средствами преодоления ПРО. Ракета создавалась фирмой Boeing Aerospace and Electronics с участием Martin Marietta и Denver Aerospace. Масса полезной нагрузки МБР составляет 3950 кг. При стрельбе ракетами «МХ» обеспечивается дальность полета до 10000-11000 км и точность попадания (КВО) до 90-100 м.
Первая ступень состоит из маршевого двигателя и хвостового отсека. Двигатель первой ступени имел вес 48800-49000 кг и длину 9,1 м, корпус у него типа «кокон» и центральное частично утопленное управляемое сопло. Корпуса двигателей всех ступеней изготовлены из композиционного материала на основе кевлара методом намотки с эпоксидной пропиткой. Первая ступень ракеты конструктивно состоит из маршевого двигателя SR118 фирмы Thiokol и хвостового отсека. Масса полностью снаряжённой ступени — 48,8 т.
Маршевый РДТТ — коконной схемы с центральным частично утопленным в камеру сгорания поворотным управляющим соплом. Корпус РДТТ изготовлен из композиционного материала на основе кевлара. Тяга двигателя примерно 2260 кН. Продолжительность работы составляет 55 секунд.
РДТТ первой ступени использует топливо на основе алюминия, перхлората аммония и связующего НТРВ с повышенным по сравнению с ракетами Минитмен содержанием порошкообразного алюминия. Масса топливного заряда 44,6 т.
Управление полётом ракеты на участке работы первой ступени осуществляется по тангажу и рысканью с помощью качания поворотного управляющего сопла, применение которого было опробовано на БРПЛ «Трайдент-1». Сопло устанавливается в эластичном опорном шарнире типа «Флексил». Для его отклонения (-6…+6°) используется специальный автономный пневмогидравлический привод, в состав которого входят пороховой аккумулятор давления, турбонасосный агрегат и два гидравлических привода управления по тангажу и рысканью.
Вторая ступень состоит из маршевого твердотопливного двигателя и соединительного с первой ступенью отсека. РДТТ второй ступени имел вес 27000-27300 кг и длину 5,5 м, он имеет утопленное поворотное центральное сопло с выдвижной сопловой насадкой. Вторая ступень «MX» включает маршевый РДТТ фирмы Aerojet Strategic Propulsion и соединительный отсек между первой и второй ступенями.
РДТТ второй ступени коконной конструкции с центральным, частично утопленным в камеру сгорания поворотным управляющим соплом. Корпус двигателя, как и на первой ступени, изготовлен намоткой из композиционного материала на основе кевлара. Отличительной особенностью двигателя является наличие выдвижного конического соплового насадка, позволяющего значительно увеличить степень расширения сопла и соответственно тягу двигателя. Для его выдвижения используется специальный пневматический привод, содержащий четыре пневмотолкателя. Тяга РДТТ составляет величину примерно 1360 кН. Продолжительность работы двигателя 55 с.
В РДТТ второй ступени используется топливо, состоящее из перхлората аммония и связующего его НТРВ с присадкой алюминия. Масса топливного заряда 24,6 т.

Управление полётом на участке работы второй ступени по тангажу и рысканью осуществляется аналогично первой ступени за счёт качания поворотного управляющего сопла (-6° — +6°). Для отклонения сопла используется специальный пневмогидравлический привод, по своей конструкции не отличающийся от аналога на первой ступени.
Соединительный отсек между первой и второй ступенями изготавливается из алюминиевого сплава. Внутри отсека на сопловом блоке ДУ первой ступени смонтированы два автономных диаметрально расположенных блока для управления полётом ракеты по крену участке работы второй ступени. В составе каждого блока имеются ПАД и управляющие сопла. В процессе разделения ступеней соединительный отсек сбрасывается.
Двигатель третьей ступени по конструкции аналогичен РДТТ второй ступени, его вес составляет 7600-7700 кг и длина 2,4 м. На боевой ступени весом в 850 кг и длиной 1,2 м используется ЖРД многократного включения. Третья ступень включает в себя маршевый РДТТ и соединительный отсек.
Масса полностью снаряженной ступени — 7,6 т. РДТТ фирмы Hercules изготовлен из кевларэпоксидного композиционного материала методом намотки и имеет центральное частично утопленное в камеру сгорания поворотное управляющее сопло с коническим выдвинутым насадком.
Тяга РДТТ составляет 360 кН. Продолжительность работы двигателя 60 с.
В качестве топлива использованы перхлорат аммония, связующее NEPE (англ. Nitrate Ester Plasticized PolyEther — полиэфир, пластифицированный эфиром азотной кислоты) с присадкой алюминия и, в отличие от топлив предыдущих ступеней ракеты, добавлением октогена. Масса топливного заряда 7,1 т.
Управление полётом ракеты на участке работы третьей ступени по тангажу и рысканью осуществляется за счёт отклонения (-3…+3°) поворотного управляющего сопла. Специальных органов управления по крену нет, для этого используется двигательная установка головной части.

Система управления ракеты инерциальная, создана фирмами Northrop и Rockwell. Для старта ракеты используется пусковой контейнер массой около 10 т, изготовленный из композиционного материала на основе графитового волокна, его разрабатывали в фирме Westinghouse. Длина контейнера 24,4 м, диаметр – 2,44 м. Основными элементами системы управления являются инерциальный блок AIRS и блок электронной аппаратуры MECA.
Комплекс командных приборов (ККП) представляет собой сферическую гиростабилизированную платформу типа AIRS. Для платформы AIRS нет необходимости в физической выставке в плоскости горизонта и по азимуту. Она совершает непрерывные вращения вокруг своих осей. В процессе этих движений каждые 12 часов производятся циклы калибровок точностных параметров ККП. Пуск ракеты может совершаться при любом положении сферы. Конструкция AIRS эффективно предохраняет гироплатформу от ударных и вибрационных нагрузок и обеспечивает для ККП изотермические условия работы. Гироскопы и акселерометры отличаются повышенной стабильностью характеристик.
Основной частью блока MECA является БЦВМ. Блок МЕСА обеспечивает выполнение ряда функций: контроль состояния ракеты, обеспечение предстартовых операций, ввод информации о целях, проведение вычислений в полёте, выдачу команд во все элементы ракеты и боевой ступени и другое. По своим характеристикам БЦВМ блока МЕСА значительно превосходит БЦВМ системы управления ракеты Минитмен-3. Значительно (на один-два порядка) повышена стойкость элементной базы БЦВМ к действию ПФЯВ.
Одним из основных факторов, обеспечивающих снижение инструментальных погрешностей системы управления ракеты «МХ», является повышение объёма и качества калибровки, управление которой осуществляется БЦВМ.
Головная часть (ГЧ) ракеты «MX» имеет индекс Мк-21. Она несёт десять боевых блоков (ББ) и состоит из ступени разведения и платформы с ББ и средствами преодоления ПРО, прикрытых аэродинамическим обтекателем.
Комплекс средств преодоления противоракетной обороны состоит из 10 тяжёлых ложных и около сотни лёгких ложных целей. Для искажения характеристик головной части были использованы дипольные отражатели и генератор активных помех.
Ступень разведения, в свою очередь включает в свой состав ДУ и систему управления ракеты. ДУ ступени разведения включает основной ЖРД и восемь ЖРД ориентации. Все двигатели работают на монометилгидразине и четырёхокиси азота. Система подачи компонентов топлива в камеры сгорания вытеснительная (сжатым гелием) через диафрагмы в топливных баках. Основной двигатель установлен на кардановом подвесе и может отклоняться на 15° в двух взаимно перпендикулярных плоскостях. ЖРД ориентации неподвижны, изготовлены из бериллия. Два из них обеспечивают управление по тангажу, два — по рысканью, остальные — по крену. Общий запас топлива на ступени разведения около 0,75 т, тяга основного двигателя 1,35 кН.

Стартовые комплексы МБР LGM-118A представляли собой модифицированные ШПУ ОС комплекса LGM-30G «Minuteman-3″, из которых удалялось все оборудование, связанное с газодинамической схемой старта ракеты LGM-30 и устанавливался специальный пусковой контейнер, выполненный из армированного графитовым волокном стеклопластика.
Твердотопливный газогенератор, размещенный в нижней части контейнера, при срабатывании выбрасывал ракету на высоту 30 м от уровня защитного устройства шахты, после чего включался маршевый двигатель первой ступени. Ракета фиксировалась в пусковом контейнере с помощью девяти рядов специальных полиуретановых плиток, покрытых тефлоноподобным материалом. Они выполняли амортизирующе-обтюрирующие функции и автоматически снимались после выхода ракеты из шахты. Поскольку установленная в пусковой контейнер ракета частично выступала из него и имела меньший диаметр, для предотвращения попадания в пусковой контейнер посторонних предметов зазор между верхним обрезом пускового контейнера и корпусом МБР защищался с помощью легкого кожуха из полиуретановых плиток, который снимался при старте за счет движения корпуса МБР. Установка МБР в пусковой контейнер ШПУ ОС происходила последовательно поступенно с помощью модифицированных транспортно-установочных средств МБР «Minuteman» (в этом отношении советские комплексы, основанные на использовании единого транспортно-пускового контейнера, значительно опережали LGM-118A).
Командный пункт комплекса практически ничем не отличался от КП МБР «Minuteman» и представлял собой выполненную из тяжелого железобетона цилиндроподобную конструкцию с полусферическими наконечниками, укрепленную изнутри слоем специальной стали. Внутри этой конструкции размещался собственно командный пункт, амортизированный с помощью специальной подвески. Вход в КП закрывался стальной дверью массой 9 тонн, открыть которую можно было только изнутри. Сам КП находился под землей на глубине примерно 12 метров и мог защитить, по словам американских специалистов от «очень близкого взрыва ядерного боеприпаса мощностью 15 кт». Во второй половине 70-х годов, после появления у СССР МБР и БРПЛ с точными и мощными ББ, были проведены работы по повышению устойчивости КП и ШПУ ОС к электромагнитному импульсу ЯВ и потокам образующихся элементарных частиц.
Внутри КП нес 24-х часовую вахту экипаж из 2 офицеров. Офицеры были вооружены. Весь комплекс находился под охраной специального полицейского подразделения ВВС, размещавшегося в служебно-жилом одноэтажном здании над КП. КП и все ШПУ ОС оснащались системами охранной сигнализации. Внутри командного пункта было предусмотрено одно спальное место, комплекс для хранения и приготовления пищи, раковина и туалет. Офицеры КП наблюдали за своим звеном из 10 ракет и могли при необходимости контролировать любое из других четырех звеньев эскадрильи.
Первый испытательный пуск МБР МХ был произведен 17 июня 1983 года с авиационной базы ВВС Vandenberg в Калифорнии, шесть весовых макетов боевых блоков ракеты пролетели 6704 километров и достигли испытательный ракетный полигон Kwajalein в Тихом океане. Второй этап испытаний начался в 1985г. и закончился в 1986г. Первые два пуска второго этапа также проводились из наземного ПК, последующие – из переоборудованных шахт МБР «Minuteman-III».
После завершения запланированной серии испытательных пусков МХ была принята на вооружение в декабре 1986 года и получила обозначение LGM-118A Peacekeeper. В 1986 году, когда ракета принималась на вооружение, было решено устанавливать её в ШПУ, освобождаемые от ракет «Минитмен-3», и продолжить поиск новых вариантов базирования для МБР «МХ». Всего было поставлено на дежурство 50 таких ракет. Таким образом, проблема повышения живучести группировки вводом новой ракеты решена не была.

Развёртывание ракет MX было начато в 1984 году, на ракетной базе имени Франциска Уоррена в штате Вайоминг. Первоначальный план развёртывания предусматривал 100 ракет, но к этому моменту вопрос «защищённого базирования» все ещё не был разрешен, и Конгресс распорядился развернуть только 50 ракет; остальные 50 должны были быть развернуты тогда, когда будут созданы должные методы защищённого базирования (в качестве таковых были выбраны мобильные железнодорожные установки). В конечном итоге, оставшиеся пятьдесят ракет так никогда и не были развернуты.
Все 50 ракет MX были развернуты с 1984 по 1986 год в составе 90-го стратегического ракетного крыла под юрисдикцией Стратегического Авиационного Командования. Развёртывание их сопровождалось рядом курьёзов; так, из-за задержек с разработкой инерциальной системы наведения AIRS, таковая не была установлена вплоть до 1986 года! Без систем наведения, ракеты могли быть использованы только для запусков против одиночных площадных целей, распределяя боеголовки для эффективного поражения. Стремясь скрыть этот факт от Конгресса, военные тайно организовывали закупки необходимых запчастей и тестового оборудования для системы наведения, в том числе создавая фиктивные гражданские компании для этих целей.
В результате, первые прототипы системы наведения AIRS были доставлены и смонтированы на ракетах MX только в 1986 году. Окончательно все развернутые ракеты были оснащены системами наведения только в 1988 году, что не лучшим образом сказалось на репутации нового оружия. На фоне гораздо более успешно идущей разработки БРПЛ «Трайдент-II», обладавшей близкими к MX характеристиками и лучшей точностью наведения, Конгресс преисполнился скептицизма в отношении программы MX; распад СССР и окончание Холодной Войны в 1991 году окончательно подорвали поддержку ракеты, и её развёртывание было в итоге ограничено 50 уже стоящими на боевом дежурстве.

В 1993 году, США и Российская Федерация подписали договор СНВ-II, направленный на запрет тяжёлых наземных МБР с разделяющимися головными частями. Причиной было то, что являясь оптимальным оружием первого удара, тяжёлые МБР были весьма уязвимы и плохо подходили для удара ответного — тем самым способствуя эскалации и нарушая стратегический баланс. Согласно договору, предполагалось снять с вооружения ракеты Р-36М (Россия) и MX (США)
Договор был подписан, однако, не был ратифицирован парламентами обеих стран. Парламент России отказался ратифицировать договор, мотивируя это тем, что тяжёлые МБР составляют важную часть российского стратегического арсенала, а средств на замену их эквивалентным количеством лёгких моноблочных МБР у России нет. Ввиду этого, Конгресс США также отказался ратифицировать договор. Ситуация находилась в неопределенном положении до 2003 года, когда, в качестве ответа на выход США из договора по ПРО, Россия объявила о расторжении договора СНВ-II.
Несмотря на расторжение договора СНВ-II, США, тем не менее, решили в одностороннем порядке выполнять его требования и ограничить свой арсенал первого удара. В связи с этим, ракеты MX начали сниматься с вооружения в 2003 году; в 2005 последняя ракета была снята с вооружения и 90-е стратегическое ракетное крыло деактивировано. Боеголовки W87 и W88, снятые с ракет, были использованы для замены старых типов боеголовк на МБР «Минитмен-III»; сами ракеты перестроены в космические ракеты-носители и использованы для запуска спутников.
Естественно, разработка такой ракеты у потенциального противника, ее высокие тактико-технические характеристики привлекли к себе пристальное внимание советского руководства. Необходимо было создать в качестве контрмеры ракету аналогичного класса, с близкими характеристиками. Учитывая отставание советской твердотопливной технологии от американской, которая начала интенсивно развиваться гораздо раньше, это было чрезвычайно трудной проблемой. Ряд правительственных постановлений в это время предусматривал проведение в ракетных ОКБ глубоких опытно-конструкторских работ, в обеспечение которых предусматривались меры по развертыванию допол¬нительных производственных мощностей, развитию сырьевой базы, созданию и приобретению необходимого оборудования и др.
Советские перспективные МБР тоже предполагалось размещать в разных типах пусковых установок, включая и мобильные варианты. Результаты работ высветили многочисленные научно-технические проблемы, которые предстояло решить, прежде чем БЖРК сможет стать эффективным стратегическим оружием. По ряду причин в те годы работы в этом направлении не получили практического решения.
Как уже отмечалось, в течение 1966-1973 гг. в КБ «Южное» были проведены проектные изыскания по ракетным комплексам РТ-21 и РТ-22 с твердотопливными ракетами 15Ж41 и 15Ж43. Эти работы проводились на конкурсной основе с Московским ин¬ститутом теплотехники (МИТ, Генеральный директор А.Д.Надирадзе) – тема «Темп-2С», где РТ-21 проиграла «Темпу».
К тому времени, решением ВПК от 27 декабря 1968 г. КБ «Южное» поручается раз¬работка аванпроекта комплекса РТ-22 с ракетой 15Ж43. При этом стартовая масса разрабатываемой ракеты должна была определяться, исходя из габаритов шахтных пусковых установок стоящих на вооружении ракет РТ-2 и УР-100, а также с учетом возможности создания подвижного комплекса железнодорожного базирования. Исходя из этой постановки, стартовая масса ракеты 15Ж43 составляла 70 т при дальности стрельбы 11000 км. В заключениях НИИ-4 МО, НТК РВ, НТС MOM и ЦНИИмаш была дана положительная оценка разработанным материалам. Здесь видно, что МБР 15Ж43 и «МХ» имели первоначально схожие характеристики.

ХАРАКТЕРИСТИКИ
Максимальная дальность стрельбы: 9600 км
Круговое вероятное отклонение: 90 м
Диаметр ракеты: 2,34 м
Длина ракеты в сборе: 21,61 м
Масса снаряженной ракеты: 88,443 т
Масса неснаряженной ракеты: 10,885 т
Длина пускового контейнера: 20,79 м
Диаметр пускового контейнера, внутренний: 2,5 м
Число боевых блоков: 10 штук
Мощность боевого блока: 300 Кт
Двигатель:
• Топливо: твёрдое (I, II, III ступени), жидкое (ступень разведения)
• I ступень:
o Длина: 8,534 м
o Масса:
 снаряженной ступени: 48,985 т
 неснаряженной ступени: 3,628 т
o Тяга РДТТ на уровне моря: 226,8 тс
o Удельный импульс РДТТ на уровне моря: 282 с
o Время работы РДТТ: 56,5 с
• II ступень:
o Длина: 5,486 м
o Масса:
 снаряженной ступени: 27,667 т
 неснаряженной ступени: 3,175 т
o Тяга РДТТ в вакууме: 124,7 тс
o Удельный импульс РДТТ в вакууме: 309 с
o Время работы РДТТ: 60,7 с
• III ступень:
o Длина: 2,438 м
o Масса:
 снаряженной ступени: 7,710 т
 неснаряженной ступени: 0,635 т
o Тяга РДТТ в вакууме: 29,5 тс
o Удельный импульс РДТТ в вакууме: 300 с
o Время работы РДТТ: 72 с
• Ступень разведения:
o Длина: 1,22 м
o Масса:
 снаряженной ступени разведения (без КСП ПРО, ББ/БЧ и головного обтекателя): 1,179 т
 неснаряженной ступени разведения (без КСП ПРО, ББ/БЧ и головного обтекателя): 0,544 т
 боевого оснащения (ББ/БЧ): 2,131 т
 КСП ПРО: 500 кг
 10 тяжёлых ложных целей
 100 лёгких ложных целей
 несколько тысяч дипольных отражателей
 генератор активных помех
o Количество рулевых двигателей: 8
o Тяга:
 маршевого РДТТ в вакууме: 1,16 тс
 рулевого двигателя в вакууме: 0,032 тс
o Удельный импульс:
 маршевого РДТТ в вакууме: 308 с
 рулевого двигателя в вакууме: 255 с
o Время работы рулевых двигателей: 168 с
Стартовые комплексы модифицированные ШПУ ОС комплекса LGM-30G «Minuteman-3″
Командный пункт комплекса от КП МБР «Minuteman»

Источники: А.В.Карпенко «Боевые железнодорожные ракетные комплексы». Рукопись 2006, ru.wikipedia.org, rbase.new-factoria.ru и др.

МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА MINUTEMAN IV (США)
БОЕВОЙ ЖЕЛЕЗНОДОРОЖНЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС MOBILE PEACEKEEPER RAIL (США)
МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА LGM-30G MINUTEMAN-3 (США) СТРАТЕГИЧЕСКИЕ РАКЕТНЫЕ КОМПЛЕКСЫ США