płk rez. mgr inż. Zbigniew Przęzak Braniewo, 29 czerwca 2010 r. Ostatnia aktualizacja danych: 07.09.2014 r.
Przeciwlotniczy zestaw rakietowy Wojsk Lądowych( W Polsce w strukturach Wojskach Lądowych od 1976. W 1996 roku przeniesiony do struktur Wojsk Lotniczych i Obrony Powietrznej. ) Opracowywanie warunków taktyczno-technicznych dla pierwszego przeciwlotniczego zestawu rakietowego (PZR) Wojsk Lądowych “Krug” było zbieżne z tendencjami, które określiły ogół podstawowych charakterystyk pierwszych przeciwlotniczych zestawów rakietowych Wojsk Przeciwlotniczej Obrony Kraju ZSRR (PWO) – S–25 i S–75 i niezbędnymi żądaniami Wojsk Lądowych, określających możliwości przybycia środków w rejon działań bojowych, czasu gotowości do pracy bojowej z marszu i pozbycia się wszelkich kabli zasilających i sygnałowych pomiędzy elementami PZR. PZR miał zwalczać cele szybkie i lecące na dużych wysokościach, praktycznie nietykalne dla lufowej artylerii przeciwlotniczej i nie zawsze możliwe do przechwycenia przez frontowe myśliwce. Zrozumiałe, że mobilne wykonanie PZR “Krug” nie pozwalało zapewnić tak wielkiej strefy ognia, jak przy PZR S–200 Wojsk PWO, który zaczęto projektować latem 1958 roku. Nie mniej jednak, PZR “Krug” miał nie tylko osiągnąć charakterystyki przyjętego do tego czasu na uzbrojenie PZR SA-75 “Dwina”, zapewniającego niszczenie celów lecących na wysokościach do 22 km na odległości do 29 km ale i jego modernizowany wariant – PZR S–75M “Wołchow” z odległością niszczenia celów do 40 km. Postanowieniem Komitetu Centralnego KPZR i Rady Mimistrów ZSSR Nr 188–88 z dnia 13 lutego 1958r. “O stworzeniu doświadczalnego modelu przeciwlotniczego zestawu rakietowego “Krug””, były określone podstawowe charakterystyki PZR, główni wykonawcy i terminy przewidywanych prac, w tym termin rozpoczęcie wspólnych (państwowych) prób na III kwartał 1961 roku.
Przeciwlotniczy zestaw rakietowy przeznaczony był do przechwytywania celów, lecących z prędkościami do 600 m/s na wysokościach od 3000 m do 25000 m, na odległości do 45 km. Prawdopodobieństwo zniszczenia celu, typu frontowego bombowca Ił-28, na wysokościach do 20 km jedną rakietą powinno wynosić 0,8. Przy tym, przewidywano możliwość manewru celu z przeciążeniem do 4 g. Cel z efektywną powierzchnią odbicia, odpowiadającą MiG-15, powinien zostać wykryty na odległości 115 km z zabezpieczeniem czasu rozwinięcia z marszu i czasu zwijania – nie większym niż 5 min. [ Do spisu treści ]Głównym konstruktorem PZR 2K-11 “Krug” został – W. P. Jefremow (zdjęcie obok), głównym wykonawcą Instytut Naukowo-Badawczy 20 Państwowego Komitetu ds Techniki Obronnej na czele z dyrektorem P. M. Czudakowem. Stację naprowadzania rakiet (SNR) 1S32 PZR “Krug” – opracowywano także w Instytutucie Naukowo-Badawczym 20, poczatkowo głównym konstruktorem był I. M. Drize, następnie K. I. Popow. Opracowanie rakiety, w formie konkursu, polecono dwóm artyleryjskim biurom konstrukcyjnym, mającym wystarczająco duże doświadczenie w projektowaniu przeciwlotniczych armat. Rakiety KS–40 (3M8) o masie 1800 kg ze strumieniowym silnikiem, powierzono zespołowi Doświadczalnego Biura Konstrukcyjnego 8 w Świerdłowsku na czele z Ł.W. Luljewem. Do opracowania rakiety o masie 2000 kg z silnikiem na paliwo stałe był wyznaczony słynny W. T. Grabin, główny konstruktor Centralnego Instytutu Naukowo-Badawczego–58 Państwowego Komitetu ds Techniki Obronnej w podmoskiewskim Kaliningradzie. Prace Grabina trwały stosunkowo niedługo. Projektowana przez niego rakieta S–134 także charakteryzowała się silnikiem strumieniowym. W odróżnieniu od świerdłowskiego wzoru, dostęp powietrza do komory spalania realizowany był przez cztery sektorowe chwyty powietrza. Firma Grabina niezależnie opracowywała wyrzutnię rakiet S–125. Prace te trwały trochę ponad rok, do 4–tego lipca 1959 roku. Postanowieniem Komitetu Centralnego KPZR i Rady Ministrów ZSSR Nr 739–338 z dnia 4 lipca 1959 r, Centralny Instytut Naukowo-Badawczy–58 przyłączono do rozmieszczonego w pobliżu Doświadczalnego Biura Konstrukcyjnego–1 S. P. Korolewa. Sam Grabin podjął się pracy dydaktycznej w MWTU. Większość jego byłych współpracowników, pod kierownictwem Korolewa, przystąpiła do projektowania balistycznych rakiet strategicznego przeznaczenia z silnikami na paliwo stałe. Pomimo tego, konkursowy charakter prac pozostał. Tym samym Postanowieniem, do prac nad rakietą dla PZR “Krug” włączono Doświadczalne Biuro Konstrukcyjne–2, Państwowego Komitet ds Techniki Lotniczej z głównym konstruktorem P. D. Gruszynem, który zaproponował dla PZR “Krug” rakietę W–757Kr (wariant swojej rakiety W–757 “urządzenie 17D”) z silnikiem startowym na paliwo stałe, rozpracowywanym w tym samym okresie dla Wojsk PWO. PZR “Krug” z rakietą W–757Kr (ZM10) otrzymał oznaczenie 2K–11M i planowano jego wspólne próby w końcu 1960 r. Oprócz szantażowania świerdłowskiego Doświadczalnego Biura Konstrukcyjnego podłączeniem do niego Doświadczalnego Biura Konstrukcyjnego–2, prześladował go inny problem – wcielenie w życie wiecznie żywej, ale nie zawsze owocnej idei, unifikacji broni rakietowej. Szereg uwag do gruszynskiego wariantu rakiety zgłoszono po rozpatrzeniu jego wstępnego projektu latem 1960r. Specjalistów Wojsk Lądowych nie satysfakcjonowały parametry eksploatacji rakiety mocno uzależnione od temperatury otoczenia, dopuszczalnej odległość przewożenia silnika startowego, charakterystyki radiozapalnika i autopilota. Nie zgadzano się na konieczność podgrzewania akumulatora pokładowego energii elektrycznej i gazogeneratora silnika marszowego. Sugerowano także konieczność zmniejszenia długości i masy rakiety. [ Do spisu treści ]Jak wcześniej sygnalizowano, podstawowym celem konstruktorów rakiety 3M8 – Doświadczalnego Biura Konstrukcyjnego–8, było jednoznacznie postawione zadanie zastosowania w rakiecie silnika strumieniowego (naddźwiękowego, przelotowego silnika odrzutowego). Należy nadmienić, że w owym czasie nie dysponowano w ZSRR paliwem stałym, mogącym zapewnić wymagane parametry lotu rakiety projektowanego PZR. Wybór takiego typu silnika z wykorzystaniem nie agresywnego paliwa płynnego wydawał się zasadny. W charakterze utleniacza w silnikach strumieniowych stosowano tlen z powietrza, rakieta miała na pokładzie tylko paliwo (nafta). Siła ciągu silnika strumieniowego przewyższała silniki rakietowe pięć i więcej razy. Przy prędkości lotu rakiety przekraczającej 3–5 razy prędkość dźwięku, silnik strumieniowy charakteryzował się najmniejszym wydatkiem paliwa na jednostkę ciągu, nawet w porównaniu z turboodrzutowym silnikiem. W porównaniu z nim, konstrukcja strumieniowego silnika była (pozornie) zdumiewająco prosta i był także tańsza.
Komora spalania silnika strumieniowego jest ukształtowana tak, aby napływające z przodu powietrze zmniejszało prędkość przepływu i ulegało sprężaniu w dyfuzorze wlotowym. Atomizer i stabilizatory spalania wytwarzają zawirowania mieszanki paliwowo - powietrznej. To pozwala zapalić mieszankę i utrzymać proces spalania. Przed zapłonem paliwa należy wymusić przepływ powietrza, najlepiej przez rozpędzenie całości do kilkuset kilometrów na godzinę. Mankamentem silnika strumieniowego była niezdolność uzyskiwania znacznej siły ciągu na poddźwiękowych prędkościach (brak niezbędnego szybkiego naporu powietrza na wejściu do silnika), co nie pozwalało na swobodne stosowaniem silnika strumieniowego na rakietach startujących z ziemi. W połowie lat 50-tych podjęło się wielu prób wdrożenia strumieniowych silników nie tylko w technice rakietowej, ale nawet i w lotnictwie. W tej dziedzinie prymat wiedli Francuzi. Mamy pierwszy eksperymentalny samolot “Leduc 010” zaprojektowany przez inżyniera René Leduca, z bardziej niż ekstrawaganckim umieszczeniem w centralnym miejscu sprężarki powietrza kabiny pilota, pilotującego samolot w pozycji leżącej.
W projektach rakiet, oprócz mnóstwa nie zrealizowanych projektów z silnikiem strumieniowym, były realnie latające samolot-pocisk North American SM-64 “Navaho” i seryjne przeciwlotnicze rakiety “Bomarc”, “Bloodhound”, “Talos”. W ZSRR największe doświadczenie w projektowaniu i odpracowaniu silnika strumieniowego posiadał zespół Doświadczalnego Biura Konstrukcyjnego-670 Państwowego Komitetu ds Techniki Obronnej na czele z głównym konstruktorem M. M. Bondariukiem. Jeszcze na początku lat 50-tych Doświadczalne Biuro Konstrukcyjne-670 opracowywało taki silnik do rakiety nadbrzeżnego zestawu rakietowego “Sztorm”. Najważniejszym ich osiągnięciem było zaprojektowanie naddźwiękowego silnika strumieniwego (ang. Scramjet) do śródlądowej rakiety skrzydlatej Z. A. Ławoczkina “Buria”, Projekt pomyślnie przeszedł próby stacjonarne i lotnicze. Analizowano możliwość zastosowania silnika do analogicznej rakiety W. M. Miasiszczewa “Buran”, a także do innych latających aparatów. Prawda była taka, że silniki były opracowywane do mało manewrowych aparatów powietrznych, lecących ze stałą prędkością i praktycznie na tej samej wysokości. Z racji niemożliwości pracy silnika strumieniowego przy małych prędkościach, rakieta 3M8 było wykonywana według dwustopniowego schematu z rozmieszczeniem czterech silników startowych na paliwo stałe na drugim stopniu rakiety (wg schematu pakietowego). Dla zapewnienia warunków uruchomienia silnika strumieniowego, silniki rakietowe na paliwo stałe rozpędzały rakietę do prędkości 1.5-2.0 M. W końcu lat 50-tych wiadomo było o niestabilnej pracy silników strumieniowych przy dużych kątach natarcia. Kolejne badania wykazały, że przeciwlotnicza rakieta przeznaczona do niszczenia manewrowych samolotów lotnictwa szturmowego, powinna radzić sobie z przeciążeniami do 8 g. To w znacznej mierze określiło wybór ogólnego schematu rakiety. Dla drugiego (marszowego) stopnia rakiety było przyjęte rozwiązanie z obrotowymi skrzydłami, które zabezpieczały możliwość stworzenia dużej siły nośnej przy niedużych kątach natarcia korpusu rakiety. [ Do spisu treści ]Na rakiecie 3M8 początkowo przewidywano zastosowanie kombinowanego kierowania - radiokierowania na podstawowym odcinku lotu i samonaprowadzania na końcowym odcinku lotu rakiety. Półaktywna radarowa głowica samonaprowadzania powinna pracować odbierając odbity od celu sygnał impulsowego promieniowania kanału śledzenia celu stacji naprowadzania rakiet.
Start rakiet realizowano z produkowanej w Doświadczalnym Biurze Konstrukcyjnym-8 samobieżnej wyrzutni 2P24 (indeks produkcyjny zakładu KS-4O), umieszczonej na gąsienicowym podwoziu (obiekt 123) produkowanym w Świerdłowskim Zakładzie Budowy Maszyn Transportowych na bazie samobieżnego artyleryjskiego podwozia SU-1OOP (obiekt 105). Część artyleryjska podwozia składała się z belki oporowej na której końcu przymocowana była strzała podnoszona za pomocą dwóch cylindrów hydraulicznych.
Po bokach strzały zamocowane były prowadnice - “zerowej długości” - do załadunku dwóch rakiet. Przy starcie rakiety przednie prowadnice dynamicznie odchylały się w dół, robiąc drogę dla przejścia dolnego stabilizatora rakiety. Start rakiet realizowano pod kątem od 10° do 55° w kącie położenia. Podczas marszu rakiety dodatkowo podtrzymywane były oparciami przymocowywanymi na strzale. Wysokość wyrzutni z załadowanymi rakietami w marszu przekraczała 4 m. Dlatego przy konieczności przechodzenia pod wiaduktami górna konsola stabilizatora była zdejmowana. Techniczny wygląd rakiety i wyrzutni ulegał zmianie w procesie kolejnych badań i eksperymentów. We wczesnym stadium projektowania rozpatrywano wariant rakiety z rozmieszczeniem skrzydeł w układzie “+” i ogonowym upierzeniem w układzie “x”, przy tym start rakiet przewidywano z belkowych prowadnic. Nawet po początkowych próbach lotniczych rozpatrywano możliwość przejścia od czołowego pierścieniowego wlotu powietrza do bocznych sektorowych. W procesie badań i eksperymentów, trochę zmalał rozstaw skrzydeł i stateczników. Eksperymentalną SNR umieszczono na podwoziu nie przyjętej na uzbrojenie samobieżnej armaty przeciwlotniczej “Bajkał”, w której wieżę z przeciwlotniczymi armatami zamieniono na zestaw antenowy z tak zwanym “koszem”, w którym rozmieszczone były pulpity i miejsce pracy dla trzech operatorów. “Kosz” obracał się w płaszczyźnie azymutalnej ± 90°. Zestaw antenowy mógł przemieszczać się w stosunku do “kosza” jeszcze na ± 45° w azymucie i podnosić się prawie do +90° w kącie podniesienia. Jednak ten wariant SNR okazał się krańcowo ciasny i niewygodny w eksploatacji (część przyrządów rozmieszczono nawet pod fotelami operatorów). Aparatura obliczeniowa i zasilająca umieszczona była w korpusie podwozia. Rezultaty prób nie pozwalały przyjąć do dalszego opracowywania tego wariantu SNR. Brak było normalnych warunków pracy operatorów. W etatowym wykonaniu SNR umieszczono na podwoziu “obiektu 124” (takim samym jak podwozie wyrzutni rakietowej). Przy tym skład osobowy i praktycznie wszystkie przyrządy i agregaty rozmieszczono w nieruchomym obszarze środka korpusu, a obrotowy zestaw antenowy - na jego rufie. Początkowo wszystkie próby przeciwlotniczych rakiet zestawu przewidywano przeprowadzać na poligonie w Orenburgskim obwodzie, ale okazało się, że jest zbyt mały, biorąc pod uwagę dalszą strefę ognia rakiety. Dlatego z 1960r. w Kazachstanie zaczęto budowę nowego poligonu w pobliża stacji kolejowej Emba. Niezbędne obiekty tego poligonu i stosowne próby wykonano do 1963 r. Nowy obiekt otrzymał nazwę 11-go Państwowego Próbnego Poligonu. Pierwotne plany przewidywały dostawę na poligon telemetrycznych rakiet w I kwartale 1959r., SNR – do czerwca, a stacji wykrywania i śledzenia celów – w III kwartale tego sam roku. Faktycznie tylko 26 listopada 1959r. odbyło się pierwsze z 10 prób makiety rakiety z silnikami startowymi, w rezultacie których pojawiły się pierwsze problemy – flatter i niszczenie rakiety podczas odłączaniu silników startowych. Od czerwca 1960r. zaczęto sprawdzenia lotnych charakterystyk silnika marszowego (cztery starty) bez aparatury kierowania. Od sierpnia, nie osiągnąwszy statecznej pracy silnika marszowego, przystąpiono do realizacji programowych startów rakiet, zaopatrzonych w autopilot, ale bez aparatury radiokierowania. Do czerwca następnego roku wykonano 32 takich startów. Pierwsze 16 rakiet posiadało uproszczony autopilot, nie zabezpieczającym kierowania według kąta przechylenia i turbopompę bez urządzenia regulującego wydatek paliwa. Z 26 startów, wykonywanych do końca 1960r., w sześciu przypadkach rakieta wybuchła w locie, w siedmiu przypadkach nie włączył się silnik marszowy i tylko 12 startów oceniono względnie pomyślnie. Latem 1960 r. przeprowadzono pierwsze próby uproszczonych wariantów gruszynskiej rakiety W–757 dla PZR S–75. Od 23 stycznia wykonano trzy starty, z częściowo uruchomionym gazogeneratorom, bez sterów i destabilizatorów. W procesie tych prób sprawdzono pracę i oddziaływanie silnika startowego, pracę silnika marszowego z osiągnięciem prędkości od 560 do 690 m/s. Od 22 kwietnia zaczęto autonomiczne próby rakiety, w trakcie których konstruktorzy W–757 napotkali szereg trudności. Uwzględniając opóźnienia w projektowaniu i produkcji rakiet, Decyzją Wojskowej Komisji ds Przemysłu przy Radzie Ministrów ZSSR Nr 17 z dnia 2 lutego 1961 r., zaproponowano, w celu jak najszybszego sprawdzenia pracy naziemnych środków zestawu, przeprowadzenie w maju startu rakiet W–750WN PZR S–75 z aparaturą pokładową rakiet PZR “Krug”. Na bazie pokładowego bloku radiokierowania i radiowizowania 1SB7 rakiety 3M8, wykonano 20 kompletów aparatury KRB-9, gotowej do montażu w rakietach rodziny W–750. Jednak w sierpniu nie udało się przystąpić do wspólnych prób zestawu z jego etatową rakietą 3M8 – w tym czasie pierwsza stacja naprowadzania rakiet jeszcze znajdowała się w stadium montażu i strojenia bloków, a druga – w stanie dostawy oddzielnych bloków. Jednak, 24 września odbył się pierwszy start przerobionej rakiety W–750WN w nieruchomej wiązce SNR 1S32. Przygnębiające rezultaty nakazywały dopracować SNR. W trakcie pierwszych lotniczych prób przejawił się i pompaż (niezamierzona przerwa w pracy silnika spowodowana zakłóceniem dopływu powietrza) silnika strumieniowego, który zadowalające pracował tylko na małych kątach natarcia. Pompaż doprowadzał także do zakłóceń w odbiorze komend sterowania i utraty możliwości kierowania rakietą. W 31-wszej sekundzie systematycznie zanikał sygnał odzewowy rakiety. To zagadkowe zjawisko pokonano, po przestawieniu antenę z korpusu rakiety na stabilizator. Trudności z wprowadzeniem rakiety w promień SNR udało się usunąć, ustalając moment przechwycenia rakiety SNR po zrzuceniu silników startowych. W 1961 r. pierwsze 10 egzemplarzy pokładowego bloków radiokierowania i radiowizowania 1SB7 wyprodukował tulski zakład “Arsenał”. W wyniku wielkiej ilości niepowodzeń na próbach rakiet 3M8, decyzją Państwowego Komitetu ds Techniki Lotniczej, od 25 sierpnia 1961 r., była stworzona specjalna komisja do opracowania harmonogramu prac mających na celu dopracowanie rakiety. Większość problemów była związana z przepaleniem komory spalania, odmowami w pracy aparatury pokładowej, niewystarczającą trwałością szeregu elementów konstrukcji. Po upływ miesiąca, według rekomendacji komisji, przyjęto decyzję o zmianie konstrukcji stabilizatorów spalania, usunięciu stref odrywania się strug spalin i podwyższyć żaroodporność komory spalania silnika marszowego. Do końca roku przewidywano dodatkowe próby silnika na siłowniach, a także zwiększyć odporność na wibracje aparatury pokładowe, w tym i pokładowego konwertera prądu PT-10 - najpierw autonomicznie, a potem w składzie rakiety. Oprócz niewydolności aparatury przy oddziaływaniu wibracji i nieodpracowywania silników, przebieg lotniczych prób ujawnił także niezgodność zadanych lotniczo-technicznych charakterystyk rakiety. W żadnym z wykonywanych w latach 1960-1961 55 startów rakiet, nie udało się osiągnąć maksymalnej odległość lotu rakiety. Nie uzyskiwano także zadanego poziomu manewrowości rakiety na dużych wysokościach. INB 648 wstrzymał opracowywanie doświadczalnej głowicy samonaprowadzania rakiety. Nie było zakończone opracowywanie pokładowego źródła zasilania. W końcu 1961r. istotnie zmienił się stosunek wojskowo–przemysłowego kierownictwa do gruszynskiej rakiety W–757Kr. Termin zakończenia prac z rakietą W–757 dla Wojsk PWO wielokrotnie przekładano. Ostatecznie próby lotnicze W–757Kr dla Wojsk Lądowych rozpoczęto we wrześniu 1962r. Do tego, w warunkach niepowodzeń z próbami rakiet 3M8, o wiele większe, w porównaniu z Luljewem, doświadczenie Gruszyna w konstruowaniu przeciwlotniczych rakiet sprzyjało temu, że rakietą W–757Kr już rozpatrywano jak podstawowy wariant rakiety dla PZR “Krug”. Nie najlepsze wskaźniki gabarytowe tej rakiety w jakiejś mierze kompensowała unifikacja z rakietą W–757 (“wyrób 17D”), opracowywanej dla PZR S–75M Wojsk PWO. Jednakże silnik strumieniowy okazał się “twardym orzechem” i dla zespołu Doświadczalnego Biura Konstrukcyjnego–2. Opracowanie rakiety z silnikiem strumieniowym wstrzymano, a już w 1960r. na uzbrojeniu w składzie PZR S–75M pojawiła się zwykła “cieczowa” rakieta W–755, w istocie, solidnie przepracowana rakieta W–750WN. Nie skończywszy prac nad rakietą W–757, gruszyncy zajęli się nową rakietą z silnikiem strumieniowym W–758 (“urządzenie 22D”). W tych warunkach, pomimo niepowodzeń z 3M8, wariant zestawu 2K–11M z rakietą Gruszyna W–757Kr zaczęto rozpatrywać jak drugorzędny. Decyzją Wojskowej Komisji ds Przemysłu przy Radzie Ministrów ZSSR z dnia 28 grudnia 1961r. było polecone rozpatrzyć możliwość rozmieszczenia rakiety W–757Kr na etatowej wyrzutni 2P24 w miejsce wcześniej wytworzonej w jednym doświadczonym egzemplarzu wyrzutni 2P28, zaprojektowanej także na podwoziu typu SU-100P, specjalnie dla gruszynskiej rakiety. Po faktycznym zaprzestaniu prób rakiety W–757, Decyzją Wojskowej Komisji ds Przemysłu Rady Ministrów ZSRR z 17 października 1962r. zażądano uzasadnienia celowości dalszego przedłużenia prac nad rakietą W–757Kr. Ostatecznie prace nad rakietami W–757 i W–757Kr zostały przerwane Postanowieniem KC KPZR i Rady Ministrów ZSRR z dnia 15 czerwca 1963r. Jesienią 1961r. zamiast eksperymentalnej, postawiono doświadczalną stację naprowadzania rakiet. Dla niej, jak i dla wyrzutni 2P24, przewidywano zabezpieczenie hermetyczności dla ochrony przed bronią masowego rażenia. Jednakże stan prac i nad rakietą Luljewa także nie był zadowalający, chociaż w maju 1962r. zaczęły się zakładowe próby rakiet z aparaturą radiokierowania. W końcu 1962r. nie osiągnięto pewnej pracy aparatury pokładowej, nie określono balistycznych możliwości rakiety, nie zdążono wprowadzić do eksploatacji drugiej stacji naprowadzania rakiet. Był także optymistyczny wynik badań – analiza możliwości stacji naprowadzania rakiet i dynamicznych charakterystyk rakiety pokazały, że jest do przyjęcia dokładność naprowadzania rakiety na cel przy wykorzystaniu tylko metody radiokierowania. [ Do spisu treści ]W 1962r. rakieta 3M8 z systemem radiokierowania zaczęła latać bez uwag. Decyzją Wojskowej Komisji ds Przemysłu Rady Ministrów ZSRR z dnia 12 stycznia 1963r. zatwierdzono propozycja o zaplanowaniu wspólnych lotniczych prób w dwóch etapach - najpierw tylko z systemem radiokierowania, potem z głowicą samonaprowadzania (GSM). Tym samym faktycznie zaczął się proces odstępowania od zastosowania na rakiecie kombinowanego systemu naprowadzania włączającego półaktywną GSN, na korzyść już opanowanych w PZR S–25, S–75 i S–125 systemów czysto radiokierowania. Podczas zakładowych prób, do kwietniu 1963r. przeprowadzono 26 startów. Większość z nich była wykonywana do tak zwanych elektronicznych celów, dwa – do tarczy strzelniczej na spadochronie, cztery – do wyposażonych w tarcze strzelnicze Ił–28. W procesie wspólnych prób z początku 1963r. do maja wykonano osiem startów, trzy zakończyły się niepowodzeniem, nie było ani jednego pomyślnego startu rakiet przy kącie podniesienia strzały wyrzutni powyżej 46°, podczas gdy miano zapewnić możliwość startu przy kątach do 60°. Z 25 startów, wykonywanych od lutego do sierpnia 1963r., tylko w siedmiu przypadkach udało się zniszczyć tarcze strzelnicze Ił–28. Pojawiały się kolejne problemy, w efekcie których do końca roku udało się przeprowadzić jeszcze parę startów rakiet. Rakiety dostarczano na poligon nieregularnie – z zamawianych 40 rakiet dostarczono tylko 21. Naziemne środki zestawu także nie były w pełni kompletne i sprawne technicznie. Pojazdy nie posiadały aparatury nawigacyjnej, dowiązania topograficznego i telekodowego systemu łączności. Często ulegały awarii agregaty prądotwórcze pojazdów oparte na turbinach gazowych. Tylko na drugiej wyrzutni dokończone były prace związane z izolacją dźwiękowej co pozwalało na bezpieczne starty przy obecności załogi we wnętrzu wyrzutni 2P24. Podczas prób był wypadek, na szczęście bez tragicznych następstw, ostrzelania zamiast celu, samolotu myśliwskiego towarzyszącego tarczy strzelniczej. Myśliwiec miał zadanie zniszczyć tarczę w przypadku jej chybienia przez rakietę.
Na początek następnego roku przeprowadzono jeszcze dwa starty, oba pomyślnie. Jednak jeszcze ani jedno z wykonanych strzelania nie realizowano do celu o stosunkowo małej powierzchni odbicia (typu MiG–17) i do celów lecących na wysokościach poniżej 3000 m. Silnik marszowy dalej pracował niestabilnie na małych wysokościach. Były wątpliwości co do efektywność działania radiozapalnika i ładunku bojowego podczas strzelań do celów realnych. O trudnościach, związanych z stworzeniem rakiet PZR “Krug”, wspomina Igor Fiodorowicz Gołubiejew – zastępcy głównego konstruktora Luljewa. “Za przeciwlotniczą kierowaną rakietę wzięliśmy się, nie zdając sobie całkowicie sprawy ze złożoności i trudności tego zadania. Jednym zdaniem, byliśmy młodzi i głupi. Dla porównania powiem, że ze współczesnym zespołem dobrze byśmy przemyśleli zakres prac zanim wzielibyśmy się do roboty. W 3M8, jak wiadomo, z powodu braku w ZSRR odpowiedniego stałego paliwa z dobrym jednostkowym impulsem, zdecydowano się na zastosowanie silnika strumieniowego na płynne paliwo – naftę. Silnik strumieniowy opatentował w 1908r. francuski inżynier René Lorin i od tamtej pory jest jednym z najekonomiczniejszych pod względem energetycznym silnikiem rakietowym, pozwalającym nie przewozić na pokładzie rakiety zapasów utleniacza. Jest jednak jeden problem, silnik dobrze pracuje, jeśli wydatek powietrza w odniesieniu do paliwa – wynosi mniej więcej 15:1. Jeżeli te proporcje są naruszone, silnik zaczyna kaprysić i może zgasnąć albo wejść w stan pompażu. Dlatego jednym z złożonych elementów silnika jest wejściowy dyfuzor i instalacja paliwowa z atomizerami. Wystarczy powiedzieć, że próbowano około dziesiątki tysięcy atomizerów, zanim znaleziono optymalne jego parametry. I to tylko dla danego typu silnika, a w przypadku zmiany jego rozmiarów geometrycznych wszelkie prace nad atomizerami należało rozpoczynać od nowa. To jest jedna z przyczyn braku szerokiego zastosowania silników strumieniowych – są one unikalne w swoim konkretnym wykonaniu. Z początku prób z lotami kierowanymi rakiet zaczęła się walka z zanikiem radiowego sygnału odzewowego w strudze gazów wychodzących z dyszy silnika. Okazało się, że produkty spalania zwykłej nafty bardzo dobrze blokują sygnały z anteny nadajnika rdioodzewowego. Wystarczyło przenieść antenę na górny statecznik pionowy rakiety. Tylko rozwiązano ten problem, pojawił się kolejny, rakieta zaczynała kołysać się mniej więcej na środku trajektorii lotu i okresowo traciła zdolność kierowania. Rozwiązanie zagadki okazało się proste – zamienione fazy zasilania żyroskopów autopilota rakiety. Żyroskopy były przed startem rozkręcane w nieprawidłowym kierunku, z przejściem na pokładowe zasilanie zaczynały najpierw hamować, zatrzymywały się mniej więcej na środku trajektorii, a potem znów rozkręcały się w odwrotną stronę. Jeśli wszystko przechodziło pomyślnie, to dalszy lot przebiegał poprawnie.” Ogólnie podczas wspólnych prób od lutego 1963r. do czerwca 1964r. było przeprowadzonych 41 startów rakiet, włączając 24 rakiety w pełni uzbrojone. Cztery wypadki flatteru skrzydła wymusiły wprowadzenie mas przeciwflatterowych, trzy przypadki zerwania procesu spalenia w komorze silnika marszowego – dopracowano regulator dozowania paliwa, sześć wybuchów izopropylenu – udoskonalono system paliwowy, dwie odmowy radiozapalnika – dopracowano jego schemat. Generalnie można było powiedzieć, że starty przebiegały w większości pomyślnie. Państwowa komisja pod przewodniczeniem A. G. Burykina rekomendowała zestaw do przyjęcia na uzbrojenie. Postanowienie Komitetu Centralnego KPZR i Rady Ministrów ZSSR z 26 października 1964r. – “O przyjęciu na uzbrojenie ruchomego przeciwlotniczego zestawu rakietowego “Krug” z przeciwlotniczą rakietą 3M8”, określiło podstawowe charakterystyki zestawu. Większość wymagań co do podstawowych charakterystyk, zadanych Postanowieniem z 1958r. osiągnięto. Wyjątkiem był zakres wysokości niszczonych celów powietrznych od 3 km do 23.5 km, nie uzyskano zakładanej dolnej granicy strefy ognia na wysokości 1.5 km. Przedział odległości poziomej wynosił od 11 km do 45 km. Maksymalny parametr kursu wynosił 18 km. Dopuszczalna maksymalna prędkości celu do 800 m/s (pierwotne założenia przekroczono o 200 m/s). Odległość wskazania celu ze stacji RSWP wynosiła 115 km (dla MiG–15). Typowy cel myśliwiec bombardujący F–4C lub F–105D niszczony mógł być z prawdopodobieństwem 0.7. Czasu reakcji zestawu pozostał ten sam, 60 s . [ Do spisu treści ]6. Konstrukcja rakiety 3M8. Rakieta 3M8 była wykonywana według dwustopniowego schematu. Korpus marszowego stopnia rakiety przedstawiał sobą naddźwiękowy przelotowy silnik odrzutowy ZC4 – rurę ze spiczastym przednim przedziałem, ostrymi wejściowymi brzegami czołowego chwytu powietrza, pierścieniowymi dopalaczami i kolektorami spalania. Na poprzednich rakietach podobnych schematów większa część systemów i agregatów rozmieszczano według pierścieniowego schematu w zewnętrznym korpusie silnika. Jednakże szereg elementów, na przykład, ładunek bojowy, z racji swojego działania, nie pasował w tym miejscu.
W przednim przedziale o średnicy 450 mm, oprócz ładunku bojowego 3N11 o masie około 150 kg (5000 odłamków o masie 7–8 g), umieszczono radiozapalnik 3E26 i zbiornik kulisty sprężonego powietrza. W przedniej części przedziału przewidywano montaż głowicy samonaprowadzającej. Przedni przedział był nieznaczne zagłębiony w wewnętrzną część korpusu rakiety. Dalej znajdowały się ażurowe konstrukcje z pierścieniowych i promienistych elementów – bloki dopalacza i korektorów spalenia. W pierścieniowym korpusie silnika o zewnętrznej średnicy 850 mm, począwszy od jego przedniej części rozmieszczone były zbiorniki z naftą, mniej więcej pośrodku długości mechanizmy sterowe i mocowanie skrzydeł, zbiornik paliwa (izonit) pompa turbinowa, autopilot a bliżej tylnej części korpusu bloki aparatury systemu kierowania.
Skrzydła o rozpiętości 2206 mm, pełniące także rolę sterów, były rozmieszczone wg schematu “x” i mogły odchylać się za pomocą hydropneumatycznych sterowników w zakresie ± 28°. Szerokość skrzydła u jego podstawy wynosiła 840mm, przy końcu skrzydła 500mm. Kąt skosu czoła skrzydła wynosił 19° 38', spływu skrzydła 8° 26'. Stabilizatory o rozpiętości 2702 mm były rozmieszczone wg schematu “+” i miały szerokość u podstawy 860mm i 490mm na końcu stabilizatora. Kąt skosu czoła stabilizatora wynosił 20°. Długość rakiety wynosiła 8436 mm, średnica 850 mm.
Przy wadze startowej 2455 kg (rakieta 3M8M1 z silnikami startowymi 3C5), stopień marszowy ważył około 1400 kg z czego 275 kg przypadało na paliwo (Nafta T1 lub TS–1) i 22 kg na Izonit OT–155 (azotan izopropylowy). Zasilanie w paliwo realizowano za pomocą pompy turbinowej S5.15 (na pierwszych egzemplarzach – S2.727), zasilanej gazogeneratorem pracującym na monopaliwie – Izonit OT–155. Wcześniej w technice rakietowej stosowano nadtlenek wodoru. Izonit okazał się bardziej energetyczny i co było bardzo istotne, był stabilniejszy i bezpieczniejszy w eksploatacji.
Każdy z czterech silników startowych 3C5M1, o długości 3626 mm, posiadał ładunek 4Ł11 stałego paliwa RSI–12K o wadze 173 kg w postaci jednokanałowej rury o długości 2635 mm o średnicy zewnętrznej 248 mm i średnicy kanału 85 mm. Dla zapewnienia niezawodnego oddzielenia się silników startowych od stopnia marszowego rakiety, na każdym z nich, w części nosowej zamocowane były po dwie nieduże powierzchnie aerodynamiczne. Rakiety 3M8 były, jak i cały zestaw, modernizowane i występowały pod oznaczeniami 3M8M, 3M8M1, 3M8M2, 3M8M3. Rakieta 3M8M3 (eksploatowana, między innymi, w Polsce) posiada następujące parametry:
W rakietach 3M8 i 3M8M1 przednia owiewka wykonana była z laminatu (pozostałość po planowanej na początku prac nad rakietą głowicy samonaprowadzającej) i odchylana była od korpusu rakiety na zawiasach. Dawało to łatwy i wygodny dostęp do mechanizmu zabezpieczająco-wykonawczego i ładunku bojowego. W rakiecie 3M8M3 owiewka wykonana jest ze stopu aluminium. Mocowana jest do korpusu rakiety ośmioma śrubami W rakietach 3M8 i 3M8M1 chwytak powietrza posiadał mniejszą średnicę, zmieniono także technologię budowy silników startowych. Korpus silników startowych w rakietach 3M8 i 3M8M1 był spawany w rakiecie 3M8M3 tłoczony Zwiększono o 1000m górną granicę strefy ognia, poprawiono parametry pracy silnika marszowego (bardziej płynny rozruch przy ujemnych temperaturach otoczenia), poprawiając system dystrybucji paliwa, zmieniając liczbę wtryskiwaczy na kolektorach spalania. [ Do spisu treści ]7. Stacja Naprowadzania Rakiet 1S32. Do radiokierowania lotem rakiety była opracowana SNR 1S32 (pod kierownictwem R. S. Tołmaczewa), która przedstawiała sobą koherentno-impulsową stację radiolokacyjną zakresu centymetrowego. System antenowy przedstawiał sobą dość złożoną obrotową konstrukcję z kilkoma talerzowymi antenami, w której największym elementem była antena kanału celowania. Z lewej strony od niej znajdowała się antena wąskiej wiązki kanału rakiety, nad którą rozmieszczone były anteny szerokiej wiązki kanału rakiety i radionadajnika komend na rakietę. W górnej części kolumny antenowej umieszczono kamerę telewizyjno–optycznego wizjera. Stacja automatycznie odpracowywała informację po wskazaniu jej celu za pośrednictwem radiowych łącz telekodowych od stacji wstępnego poszukiwania 1S12. Po uchwyceniu celu, aparatura obliczeniowo SNR określała granice stref startu, strefy ognia i kąty ustawienia anten. Na podstawie rozkazów przesyłanych telekodowym systemem łączności z SNR, wyrzutnia przyjmowała kierunek optymalny dla startu rakiety w kącie podniesienia i azymucie. Po wejściu celu w strefę startu i włączeniu nadajnika rozkazów dokonywano startu rakiety naciśnięciem przycisku w SNR. Na pokład rakiety przekazywane były rozkazy kierowania lotem, a także jednorazowy rozkaz na zdjęcie zabezpieczenia radiozapalnika. Naprowadzanie rakiet realizowano według metody “połowicznego wyprostowania” albo “trzech punktów”. Radiozapalnik odpracowywał przy przelocie rakiety poniżej 50 m od celu. W przeciwnym wypadku rakieta podlegała samolokwidacji.
Zgodnie z obliczeniowymi charakterystykami impulsowa moc SNR wynosiła 750 kWat, czułość odbiornika 10-13Wat, szerokość wiązki 1°. Przechwyt celu na automatyczne śledzenie, w przypadku braku zakłóceń, mogło być realizowane na odległości do 105 km. Przy zadanym poziomie zakłócenia (1,5 - 2 paczki dipoli na 100 m drogi celu) odległość automatycznego śledzenia zmniejszała się do 70 km.
W późniejszym okresie, dla ochrony przed rakietami typu AGM–45 “Shrike” wprowadzono przerywane reżimy pracy SNR i automatyczne śledzenie z wykorzystaniem telewizyjno–optycznego wizjera. [ Do spisu treści ]8. Radiolokacyjna Stacja Wstępnego Poszukiwania 1S12. Wiadomo, że podstawowy oddział PZR S–75, dywizjon rakietowy, posiadał zdolność niezależnego prowadzenia działań bojowych, mając w swoim wyposażeniu także środka rozpoznania celów, zwykle radiolokacyjne stacje wstępnego poszukiwania (RSWP) rodziny P–12, nierzadko w połączeniu z wysokościomierzami. W skład przeciwlotniczego rakietowego dywizjonu, uzbrojonego w PZR “Krug”, także wchodziły środki wstępnego wykrywania celów, rolę tą pełniła RSWP 1S12 zakresu centymetrowego.
W połączeniu z jednym–dwoma wysokościomierzami PRW–9A, RSWP pod nazwą P-40 eksploatowana była w kompaniach radiotechnicznych wojsk PWO. RSWP była zaprojektowana w NII–208 (późniejszy NII IP Minradioprom) pod kierunkiem głównego konstruktora W. W. Rajzbierga. RSWP 1S12 zabezpieczało wykrycie myśliwca na odległościach do 180 km przy wysokości lotu 12000 m i 70 km przy wysokości lotu 500 m. Impulsowa moc promieniowania stacji wynosiła 1.7–1,8 MWat. Czułość odbiornika – 4,3–7,7*10–14Wat. Przy dookrężnej obserwacji kształtowały się cztery wiązki w kącie podniesienia: Dwie dolne szerokością 2" i 4", a także dwie górne szerokości 10" i 14". Przełączenie kierunku wiązki realizowano sposobem elektromechanicznym. Jako podwozie samojezdne RSWP 1S12 zastosowano podwozie “obiekt 426”, zaprojektowane w KB Charkowskiego Zakładu Budowy Maszyn Transportowych im. W. A. Małyszewa na bazie stworzonego tam, ciężkiego artyleryjskiego ciągnika AT–T. [ Do spisu treści ]9. Organizacja dywizjonu rakietowego PZR “Krug”. Najważniejszą zaletą bojowych środków przeciwlotniczego dywizjonu rakietowego była autonomiczność ich zaopatrzenia w energię elektryczną, pozyskiwaną za pomocą wbudowanych agregatów turbogazowych. Wymiana informacji między elementami dywizjonu realizowano za pomocą radiotelekodowego systemem łączności. W dywizjonie po raz pierwszy były zainstalowane żyroskopowe środki nawigacji i topograficznego dowiązania. Obecność tych środków i brak łączności kablowej pozwoliło na zdecydowane obniżenie czasu niezbędnego na rozwijanie (zwijanie) elementów ugrupowania bojowego PZR “Krug”. Jak już wcześniej sygnalizowano, podstawowym oddziałem PZR “Krug” był przeciwlotniczy dywizjon rakietowy, w skład którego wchodził pluton dowodzenia, trzy przeciwlotnicze baterie rakietowe, w każdej SNR 1S32, trzy wyrzutnie 2P24 i samochody transportowe–załadowcze 2T6 (czas ładowania jednej rakiety na wyrzutnię 10–15 minut, dwóch rakiet na jedną wyrzutnię do 30 minut. ), bateria techniczna i dwie baterie przeciwlotnicze z ZU-23-2. Tak więc, dywizjon posiadał trzy SNR i dziewięć wyrzutni rakiet z 18 gotowymi do startu rakietami. Podana wyżej struktura dywizjonu jest jednym z wariantów. W byłym ZSRR dywizjony ogniowe były także jednostkami samodzielnymi, z własnym numerem jednostki, sztandarem i sztabem W plutonie dowodzenia znajdowała się RSWP 1S12, a także kabina przyjęcia wskazywanych celów zestawu automatycznego dowodzenia “Krab” (K-1). W skład baterii technicznej wchodziły:
|