Dane taktyczno-techniczne PZR S-75M WOŁCHOW (SA-2 Guideline)

                                                        Przeznaczenie zestawu S-75 M

PZR S-75M był przeznaczony do niszczenia obiektów powietrznych, a w wyjątkowych przypadkach do niszczenia (rażenia) celów naziemnych i nawodnych. Mógł działać w systemie obrony powietrznej przy sprzężeniu z zautomatyzowaym SD typu WEKT0R-2WE lub autonomicznie.

 

 

 Podstawowe dane taktyczno - techniczne PZR S-75M

Parametr Wartość J.m.
Liczba kanałów celowania 1  
Sposób naprowadzania rakiet dowódczy

 

Granice strefy ognia:

 

   

                   - dalsza 43 km
                   - dalsza pasywna 56 km
                   - bliższa 7 km
                   - górna 30 km
                   - górna do balonów automatycznie kierowanych 35 km
                   - dolna (z rakietami 20 DSU) 100 m
                   - dolna (z rakietami 20 DP) 300 m
Cykl strzelania 2 min
Zakres prędkości niszczonych celów:

 

    

                   - na kursie spotkaniowym 1100 m/s
                   - w pościgu 420 m/s
Minimalna powierzchnia skuteczna odbicia celu 0.5 m2
Prawdopodobieństwo zniszczenia celu 1 rakietą 0,6

  

Jednostka ognia 12 szt. (rakiet)
Liczba wyrzutni 6 szt.
Moc w impulsie nadajnika celu (zakres cm) 0.9 MW
Czas osiągania gotowości nr 1 w warunkach dyżurnych:

 

   

                   - z sieci przemysłowej 6 min.
                   - z agregatów polowych 11 min.
Manewrowość zestawu:

 

   

    czas przejścia dywizjonu z położenia bojowego w marszowe:

 

   

                   - z SO ze schronami 7 h
                   - z SO typu polowego 5,5 h
    czas przejścia dywizjonu z położenia marszowego w bojowe:

 

   

                   - z SO ze schronami 7,5 h
                   - z SO typu polowego 6 h

Wyposażenie PZR S-75M.

        I. Stacja naprowadzania rakiet SNR -75 W.
 

Kabina PW SNR-75W.

Foto 4. Kabina PW SNR-75W.

SNR-75 W posiadała następujące kabiny i przyczepy:

        II. Radiolokacyjna stacja wstępnego poszukiwania P-18 i wysokościomierz PRW-13.

 

Stacja radiolokacyjna P-18 "Laura".Foto: Iwan Motlik Wysokościomierz PRW-13.

Foto 5. Stacja radiolokacyjna P-18 "Laura".Foto: Iwan Motlik

Foto 6. Wysokościomierz PRW-13.


        III. Zespół zasilania w składzie:

        IV. Bateria startowa w składzie:
 

        V. Bateria techniczna w składzie:

MMZ- naczepa do transportu 2 rakiet W-755 w opakowaniach fabrycznych.  

Foto 8. MMZ- naczepa do transportu 2 rakiet W-755 w opakowaniach fabrycznych.

W rejonach stałej dyslokacji baterii technicznej, budowano magazyny do przechowywania gotowych rakiet, stanowiska do zbrojenia rakiet, stanowisko neutralizacji rakiet po zlaniu paliwa i utleniacza, stanowisko dowodzenia i ukrycia (schrony z systemem filtrowentylacji) dla stanu osobowego baterii technicznej.

Rakieta W-755 zestawu S-75M – budowa i podstawowe dane taktyczno- techniczne.

Parametr Wartość J.m.
Długość rakiety wraz z wysuniętą osłoną rurki odbiornika ciśnienia powietrza (pierwszy i drugi stopień są połączone) 10 778 mm
Długość drugiego stopnia z rurką PRD-9 8 172 mm
Średnica pierwszego stopnia 654 mm
Średnica drugiego stopnia 500 mm
Rozpiętość destabilizatorów 668 mm
Rozpiętość skrzydeł 1691 mm
Rozpiętość skrzydła z lewej strony kadłuba 821,5 mm
Rozpiętość skrzydła z prawej strony kadłuba 869,5 mm
Rozpiętość sterów 1072 mm
Rozpiętość stateczników 2566 mm
Ciężar całkowity pierwszego i drugiego stopnia 2397 kG
Ciężar ładunku bojowego 196 kG
Ciężar paliwa 169,5 kG
Ciężar utleniacza 545 kG
Ciężar powietrza w zbiorniku kulistym 8,8 kG
Ciężar uzbrojonego silnika startowego w opakowaniu fabrycznym 1185 kG
Ciężar drugiego stopnia rakiety w opakowaniu fabrycznym. 1390 kG

Przeciwlotniczą rakietę kierowaną W-755 stosuje się w zestawie S-75M obrony przeciwlotniczej. Jest ona przeznaczona do niszczenia samolotów, samolotów-pocisków oraz innych celów powietrznych.

Opis przedziałów i stopni rakiety W-755.

Foto 10. Opis przedziałów i stopni rakiety W-755.

Rakieta W-755 Jest rakietą dwustopniową. Pierwszy, startowy stopień rakiety stanowią: silnik rakietowy na stały materiał pędny PRD-58 z rozmieszczonymi na nim czterema statecznikami i przedział nr 7.

Drugi stopień rakiety składa się z płatowca i rozmieszczonych w nim: uzbrojenia, wyposażenia i zespołu napędowego. Płatowiec drugiego stopnia składa się z kadłuba i przymocowanych do niego destabilizatorów, skrzydeł i sterów. Kadłub drugiego stopnia rakiety jest podzielony na sześć przedziałów, przy czym przedział nr 5 dzieli się na dwie części - przedziały nr 5A i 5B. Przedział 6 znajduje się w przedziale 7, zaliczanym do pierwszego stopnia rakiety. Przedział 7, w kształcie stożka oporowego, łączy silnik startowy za stopniem marszowym rakiety i zapewnia przekazanie siły ciągu silnika startowego na główną (marszową) część rakiety.

Rakieta jest skonstruowana według normalnego układu aerodynamicznego (stery znajdują się za skrzydłami) z nieruchomymi destabilizatorami ustawionymi na części nosowej kadłuba. Destabilizatory, zmniejszając zapas podłużnej stateczności statycznej, pozwalają na zwiększenie kątów natarcia, a przez to na zwiększenie przeciążeń rozporządzalnych.

Wszystkie płaszczyzny nośne i stery rakiety są rozmieszczone według układu "X", pod kątem 90°. Zastosowanie dwóch par skrzydeł rozstawionych pod kątem 90° jako płaszczyzn nośnych pozwala na uzyskanie jednakowej zdolności manewrowej rakiety w dwóch prostopadłych do siebie płaszczyznach.

W przedziale 1 kadłuba rakiety, wykonanym ze stopu aluminiowego i magnezowego oraz z materiału przepuszczającego energię elektromagnetyczną znajdują się:

Na przedziale 1 znajdują się cztery destabilizatory . W przedziale 2, wykonanym ze stopu aluminiowego, mieszczą się:

Przedział 3, wykonany ze stopu aluminiowego, jest elementem nośnym kadłuba rakiety i jednocześnie jest przedziałem zbiornikowym. Dzieli się on na dwa zbiorniki: przedni zbiornik na utleniacz, tylny - na paliwo. Drugi mały zbiornik na paliwo znajduje się w przedniej części przedziału nr 5. Na przedziale nr 3 są umieszczone cztery anteny odbiorcze radiozapalnika.

W przedziale 4, wykonanym ze stopu magnezowego, mieszczą się:

Przedział 5 jest wykonany ze stopu aluminiowego. Składa się on z dwóch części - przedziału nr 5A i 5B. Przednia część przedziału jest zbiornikiem dodatkowym paliwa. Umieszczenie dodatkowego zbiornika paliwa w tylnej części drugiego stopnia rakiety, poza przedziałem zbiornikowym, jest konieczne do zachowania niezbędnego zapasu stateczności rakiety w czasie zużywania składników paliwa podczas lotu,

W przedziale nr 5B mieszczą się:

Stery, osadzone w kadłubie przedziału, są napędzane przez bloki sterowe pilota automatycznego za pomocą kinematycznego mechanizmu sterowego.

Silnik rakietowy na ciekły materiał pędny składa się z komory spalania i umocowanego na jej głowicy zespołu turbopomp wraz z zaworami rozruchowymi i urządzeniami regulacji pracy silnika.

Przedział nr 6 , wykonany ze stopu aluminiowego, jest ostatnim przedziałem drugiego stopnia rakiety i stanowi tylną owiewkę o kształcie stożka ściętego, zakrywającą silnik rakietowy.

Do tylnej ścianki czołowej przedziału są przymocowane anteny radiowego kierowania i radiowego odzewu oraz kołnierz, rury wylotowej gazów z zespołu turbopomp silnika.

W środku ścianki przedziału znajduje się otwór na dyszę silnika.

>Pierwszy stopień rakiety stanowi silnik startowy wraz ze statecznikami i przedziałem nr 7.

Przedział nr 7, wykonany ze stopu magnezowego, jest stożkiem oporowym łączącym silnik startowy z drugim stopniem rakiety. Przedział nr 7 jest przymocowany do przedziału nr 5B w czterech punktacji zamkami mocującymi . Zamki są zamknięte przez napięte ściągające taśmy magnezowe . Taśmy są wyprowadzone na zewnątrz ściany tylnej przedziału, naprzeciw dyszy silnika. . W momencie rozpoczęcia pracy przez silnik taśmy magnezowe przepalają się, zamki mocujące zwalniają się, ich zaczepy wychodzą z gniazd połączenia na przedziale nr 5B i następuje rozłączenie pierwszego stopnia rakiety z drugim.

Paliwo silnika marszowego II stopnia rakiety.

Silnik marszowy rakiety pracuje na samozapłonowym, paliwie, którego składnikami są: utleniacz AK-20K i paliwo TG-02. 

Utleniacz AK-2OK jest roztworem czterotlenku azotu N2O4 i kwasu azotowego. Zasadniczo właściwości fizyczne utleniacza AK-2OK:

Utleniacz AK-20K jest cieczą czerwono-brunatną, szybko utleniającą się silnie dymiącą na powietrzu. Utleniacz jest substancją żrącą. Przy krótkotrwałym działaniu na skórę wywołuje oparzenia. W zbiorniku rakiety mieści się 545 kG utleniacza.

Paliwo TG-02 jest to mieszanina ksylidyny i trójetyloaminy. Zasadnicze właściwości fizyczne paliwa TG-02:

Paliwo TG-02 jest cieczą łatwo ulatniającą się - oleistą, koloru od żółtego do ciemno-brunatnego o specyficznym zapachu, Paliwo TG-02 jest substancją trującą. Przy działaniu na skórę wywołuje oparzenia. Zbiorniki rakiety mieszczą 169,5 kG paliwa.

Praca rakiety po wydaniu komendy na start.

Rakieta startuje z wyrzutni SM-90 pod kątem w stosunku do poziomu. W czasie pierwszych 5-6 sekund swego lotu do celu nie jest kierowana z ziemi. Tor niekierowanego odcinka lotu jest określony kątem startu, zadanym z radiolokacyjnej stacji naprowadzania rakiet RSNR-75W. Po upływie 1,5 sekundy od chwili zejścia rakiety z wyrzutni ciśnienia powietrza w instalacji ciśnienia dynamicznego osiągnie 0,4 atm i włącza się silnik stopnia marszowego rakiety.

Po uruchomieniu silnika głównego Jego gazy wylotowe przepalają taśmy magnezowe znajdujące się w strumieniu gazów i zostają zwolnione zamki mocujące pierwszy stopień rakiety z drugim.

Po upływie 2,5-4 sekund ładunek prochowy silnika startowego spala się. Siła ciągu przyspieszacza maleje i pod wpływem siły ciągu silnika drugiego stopnia oraz siły oporu czołowego powietrza, działającej na przyspieszacz, drugi stopień rakiety oddziela się od pierwszego.

Po upływie 2,5 sekund od momentu oddzielenia się drugiego stopnia rakiety od pierwszego drugi stopień rakiety rozpoczyna lot kierowany za pomocą przekazywanych sygnałów kierujących z naziemnej radiolokacyjnej stacji naprowadzania. Tor lotu jest zadany metodą naprowadzania i parametrami ruchu celu i rakiety.

Wypracowywane przez stację naprowadzania i odebrane przez aparaturę pokładową rakiety sygnały kierujące są przetwarzane i przekazywane sterom -organom wykonawczym sterującym lotem drugiego stopnia rakiety.

Kierowanie drugim stopniem rakiety odbywa się w dwóch prostopadłych do siebie płaszczyznach (w kącie pochylenia i kursie) za pomocą sterów wychylanych parami w jedną stronę. Wszystkie cztery stery służą także jako lotki do stabilizacji rakiety w kącie przechylenia, wychylają się one przy tym w różne strony.

Cel jest rażony za pomocą odłamkowego ładunku bojowego. Wybuch ładunku bojowego w rejonie punktu spotkania rakiety z celem jest spowodowany przez bezkontaktowy radiozapalnik, znajdujący się na pokładzie rakiety. W przypadku chybienia celu przez rakietę w odległości przekraczającej odległość graniczną działania radiozapalnika mechanizm samolikwidacji rakiety powoduje jej wybuch po upływie 76 - 86 sekund od chwili startu.

                             Materiały dzięki uprzejmości Pana Płk. rezerwy Zbigniewa Przęzaka

                              adres strony źródłowej    http://infowsparcie.net/wria/o_autorze/wsp_csswr.html