Przeciwlotniczy Zestaw Rakietowy S–200WE “Wega”
(SA–5 Gammon)

Podstawowe dane taktyczno–techniczne zestawu

Historia przeciwlotniczego zestawu rakietowego (PZR) dalekiego zasięgu rozpoczyna się 19 marca 1956 roku. To wtedy, pod kierownictwem KB–1, rozpoczęto prace nad założeniami nowego PZR S–175.

Postanowieniem z 8 marca 1957 roku określono podstawowe wymagania dla PZR S–175. Dalsza strefa ognia 60 km (dwa razy większa od strefy ognia pierwszego wariantu PZR S–75). Górna i dolna granica strefy ognia miała wynosić odpowiednio 20 km i 3 km dla celów lecących z prędkością 1500 km/h. Dla celów lecących z prędkością 3000 km/h odpowiednio 30 km i 15 km.

Rozważano zastosowanie w PZR S–175 rakiety S. Ławoczkina “255”, wcześniej projektowanej dla PZR S–50 przeznaczonego do obrony Leningradu (Sankt Petersburg) i projektowanej przez P. D. Gruszyna rakiety W-850.

Prace nad PZR S–175 zostały jednak przerwane. Równolegle trwały pracę nad modernizacją PZR S–75. W 1961 roku przyjęto na uzbrojenie PZR S–75M z rakietą W–755. PZR S–75M był w stanie niszczyć cele na odległości do 43 km (do 56 km na pasywnym odcinku lotu rakiety). Parametry zmodernizowanego PZR S–75M były więc zbliżone do założeń postawionych dla S–175. Dalsze prace nad S–175 stały się nie zasadne.

Postanowieniem KC KPZR i Rady Ministrów ZSRR nr 608–293 z dnia 4 czerwca 1958 roku, zdecydowano o rozpoczęciu prac nad mobilnym (w odróżnieniu od stacjonarnych PZR S–25 i S–50) PZR S–200. Wstępne efekty prac miano przedstawić w trzecim kwartale 1961 roku. Nowy PZR miał zapewnić przechwyt celów lecących z prędkością 3500 km/h na wysokościach od 5 do 35 km w odległości do 150 km. Cele lecące z prędkością do 2000 km/h w odległości do 180–200 km. Rakiety skrzydlate w odległości 80–100 km. Prawdopodobieństwo zniszczenia celów, na wszystkich rubieżach, miało wynosić 0.7–0.8.

Pierwszy doświadczalny start rakiety odbył się 27 lipca 1960 roku. Produkcję zestawu podjęły zakłady produkcyjnych ZSRR CzKW „Ałmaz” i MKW „Faken”. Głównym konstruktorem rakiety był P. Gruszin. W 1965 roku, zakłady produkcyjne w Leningradzie rozpoczęły seryjną produkcję rakiet. Zestaw 22 lutego 1967 roku został wprowadzony na uzbrojenie wojsk obrony powietrznej ZSRR pod nazwą S-200A kryptonim „Angara”.

Jeden z pierwszych, PZR S–200 “Angara”, otrzymała 79. Brygada Przeciwlotnicza Jarosławskiego Okręgu PWO, w 1966 r. przeformowana z 240. Gwardyjskiego Pułku Przeciwlotniczego i w sierpniu 1967 r. przystąpiła do dyżuru bojowego. W skład 79. Brygady wchodziły trzy dywizjony PZR S–75 i stanowisko dowodzenia z pięcioma dywizjonami S–200. Plan rozmieszczania nowego PZR S–200 zakończono w latach 1973–1974 po rozwinięciu zestawów rakietowych pod Woroneżem i Rjazaniem.

Do końca lat siedemdziesiątych wprowadzono na uzbrojenie wojsk obrony powietrznej ZSRR blisko 2000 wyrzutni PZR S–200.

Foto 1.  Rakieta 5W28 PZR S-200WE. Foto: Łukasz Golowanow – Wikimedia Commons.

W wyniku modernizacji zestawu, 8 września 1969 roku wojska obrony powietrznej ZSRR przyjęły na uzbrojenie S–200W kryptonim “Wega” z rakietą 5W21W. Zasadnicza zmiana w rakiecie to nowa głowica samonaprowadzania (GSN) 5G24 i radiozapalnik 5E50. Tym razem, jest możliwy start rakiety pomimo braku przechwytu celu przez GSN rakiety na wyrzutni. Po starcie rakiety GSN rozpoczyna szukanie celu i po jego wykryciu kontynuuje samonaprowadzanie. Rakieta jest odporna na zakłócenia aktywne. Mało tego, zakłócenia aktywne stawiane przez cel powietrzny stają się źródłem sygnału pozwalającym na samonaprowadzanie się rakiety na cel.

Kolejna modernizacja, powstaje S–200M “Wega–M” z rakietą 5W28. Dalsza strefa ognia do 240 km, po wysokości od 300 m do 40 km. Zestaw mógł niszczyć cele lecące z prędkością do 4300 km/h, natomiast cele dyżurujące na odległości do 255 km. Nowy silnik marszowy rakiety, 5D67, mógł pracować w temperaturach otoczenia ą50°C. Rakieta osiągała prędkość (po zakończeniu pracy silników startowych) 2500 m/s i stopniowo zmniejszała się do 700 m/s na końcowym odcinku lotu rakiety. Nowe pokładowe źródło zasilania 5I47 (od 1973 roku) zapewniało pracę do 295 sekundy lotu rakiety. Dzięki temu, podczas prób poligonowych zarejestrowano lot kierowany rakiety nawet do odległości 350 km. Powstaje także rakieta W–880N z głowicą jądrową.

Rys. 2. Strefa ognia PZR S–200WE “Wega”.

W 1974 roku rozpoczęto pracę nad zestawem S–200D kryptonim “Dubna”. Zestaw posiada zmodernizowaną stację podświetlania celów i rakietę W–880M. Prace badawcze nad rakietą W–880M zakończono w 1987 roku. Rakieta przechwytywała, przed startem, cele w odległości 300 km od wyrzutni. Była bardziej odporna na zakłócenia radioelektroniczne. PZR S–200D (dalsza granica strefy ognia 300 km) wszedł na uzbrojenie w ograniczonej ilości.

[ Na początek strony ]

Na początku 1983 roku, po raz pierwszy PZR S–200 opuścił ZSRR. Dwa pułki S–200M i 96 rakiet znalazło się w Syrii. Był to 231 pr OP rozlokowany 40 km od Damaszku i 220 pr OP rozlokowany 5 km od miejscowości Homsa. Legenda głosi, że sowiecka obsługa zestrzeliła samolot rozpoznania radioelektronicznego E–2C w odległości 190 km od stanowisk ogniowych zestawu. Zestrzelenia E–2C nigdy jednak nie potwierdzono. W roku 1984 sprzęt S–200M przejęły syryjskie obsługi.

Świat zainteresował się możliwościami zakupu PZR S–200. Powstała wersja eksportowa zestawu o oznaczeniu S–200WE “Wega” z rakietą 5W28E (W–880E). Polska, Węgry, Czechosłowacja, Bułgaria, NRD, Syria, Liban, Iran i Korea Północna stały się posiadaczem PZR S–200WE “Wega”. Historia wprowadzania na uzbrojenie PZR S–200 w Polsce (78 pr OP w Mrzeżynie), została przedstawiona w artykule “Wspomnienia i refleksje przeciwlotnika” – Cz.IV.

W marcu 1986 roku Libia ostrzelała trzy samoloty (F-14 Tomcat) startujące z amerykańskiego lotniskowca USS “Saratoga”, ogłaszając ich zestrzelenie. Amerykanie nie potwierdzili tego faktu, pomimo zarejestrowanej dynamicznej akcji śmigłowców grup ratunkowych lotniskowca, zaraz po ostrzelaniu samolotów.

Natomiast, nie ma watpliwości co do zestrzelenia, 4 października 2001r., nad Morzem Czarnym (185 km na południowy-zachód od Soczi) rejsowego samolotu Tu-154. Samolot leciał z Tel Awiwu do Nowosybrska i podczas ćwiczeń Obrony Powietrznej Ukrainy, został pomyłkowo zestrzelony rakietą PZR S–200. Zgineło 78 osób.

[ Na początek strony ]

Silniki startowe 5S25/5S28. Silnik startowy posiadał ładunek 5B28 z paliwem stałym RAM–10K. Dysze silnika są ustawione pod kątem w stosunku do osi silnika. Pozwala to na skierowanie wektora siły ciągu w rejon środka ciężkości rakiety, co pozwala na niwelowanie wpływu rozbieżności siły ciągu (do 8% dla 5S25 i 1–4% dla 5S28) czterech silników na stabilny lot rakiety. Dolny silnik startowy posiadał rolki do usadowienia rakiety na wyrzutni i łamany pod kątem 45° statecznik. Statecznik po starcie rakiety, w wyniku przepalenia przechodzącej przez wylot dyszy silnika linki, ustawiał się w pozycji pionowej.

Rakietowy silnik marszowy 5D12. Silnik zasilany był płynnym paliwem TG–02 i utleniaczem AK–20. Temperatura gazów wylotowych z dyszy silnika wynosiła 2500-3000°C. Silnik posiadał regulator siły ciągu 5F45 zapewniający:

• maksymalną siła ciągu 10000 ą300 kG;
• minimalną siła ciągu 3200 ą180 kG;
• zmianę siły ciągu z maksymalnej do minimalnej o 97 ą8 KG/s;
• natychmiastowy spadek z maksymalnej do minimalnej siły ciągu.

Przy wyłączonym regulatorze siły ciągu, ciąg silnika wynosił 13000kG. Regulator siły ciągu posiadał dwa programy:

• pierwszy program: szybkie wejście na reżim maksymalnej siły ciągu do 43 ±15 s i zatrzymanie silnika po 6,15–16 s po komendzie “Spadek”;
• program drugi: osiągnięcie siły ciągu 8200 ÷350 kG i spadek do minimalnej siły ciągu i dalsza praca do wyczerpania paliwa (100 s lotu).

Ładunek bojowy 5B14Sz. Ładunek bojowy posiadał 87,6–91 kG ładunku wybuchowego TG–20 i 37000 metalowych kulek o dwóch średnicach. 21000 kulek o wadze 3,5 g i 16000 kulek o wadze 2 g. Prędkość lotu odłamków ładunku bojowego wynosiła 1000–1700 m/s. Rozlot odłamków w sektorze 120° w stosunku do osi rakiety.

Cykl startowy rakiety. Po wydaniu komendy na “Przygotowanie”, rakieta była zasilana w energię elektryczną i powietrze do chłodzenia aparatury pokładowej ze źródeł naziemnych (wyrzutni) za pomocą dwóch złącz. Na 17 sekund odblokowana była antena GSN w celu umożliwienia jej synchronizacji z antenami K1. Po wydaniu komendy “Start”, na trzy sekundy przed startem z wyrzutni, odblokowywane były żyroskopy autopilota, wydawany był impuls elektryczny na pironaboje rozruchowe pokładowego źródła zasilania.

Należy nadmienić, że zasilanie rakiety w czasie lotu w energię elektryczną było poważnym problemem dla projektantów. Na przykład, w rakiecie PZR S–75M “Wołchow”, problem rozwiązano za pomocą, prawie klasycznego, elektrolitycznego akumulatora prądu. Elektrolit, do czasu wydania komendy “Start”, znajdował się w plastikowych kapsułach z których wyciskany był do ogniw akumulatora za pomocą sprężonego powietrza ze zbiornika kulistego rakiety.

W przypadku rakiet PZR S–200 nie było to możliwe ze względu na fakt, że należało zapewnić zasilanie przez okres około 200 sekund lotu rakiety. Biorąc pod uwagę także fakt, że większość układów automatyki rakiety były oparte na technologi lampowej, akumulatory musiałyby mieć ogromną masę.

Rys. 3. Schemat działania pokładowego źródła zasilania rakiety PZR S–200.

Zaprojektowano więc pokładowe źródło zasilania, składające się z dwóch generatorów napięcia (prądu stałego i prądu zmiennego) i pompy podtrzymującej ciśnienie w układzie hydraulicznym serwomechanizmów sterów rakiety. Generatory energii elektrycznej i pompę hydrauliczną zasilała turbina napędzana gazami, w fazie początkowej gazami ładunku prochowego, dalej gazami generowanymi ze specjalnej komory spalania paliwa i utleniacza. Tego samego paliwa i utleniacza co silnik marszowy rakiety lecz z osobnych zbiorniczków paliwa i utleniacza. Dlaczego z osobnych zbiorniczków? Po wyczerpaniu się paliwa i utleniacza z głównych zbiorników, rakieta dalej realizowała swój lot na tak zwanym odcinku pasywnym i na tym etapie konieczne było w pełni funkcjonujące źródło zasilania w energię elektryczną i możliwość pracy układów naprowadzania rakiety, radiozapalnika i pozostałych bloków.

Wracamy do dalszego opisu pracy rakiety po wydaniu komendy “Start”. Po zainicjowaniu spalania ładunku prochowego pokładowego źródła zasilania, turbina nabierała obrotów. Po 0,55 s turbina pokładowego źródła zasilania przechodziła na zasilanie gazami powstałymi w wyniku spalania paliwa i utleniacza. Po uzyskaniu 92 % nominalnych obrotów przez turbinę, wydawana była komenda na przejście wszystkich systemów na zasilanie pokładowe. Turbina osiągała 38200 obr/min.

Następuje zapłon pironabojów silników startowych. Rakieta schodzi z wyrzutni. Ciśnienie gazów w komorze spalania górnego silnika startowego uruchamia zawór zbiornika kulistego sprężonego powietrza. Sprężone powietrze podawane jest do zbiorników i zbiorniczków paliwa i utleniacza.

Po uzyskaniu stosownego ciśnienia dynamicznego (czujniki zamontowane na końcach skrzydeł) odpalane były pironaboje silnika marszowego 5D12. Rozpoczyna pracę mechanizm regulacji siły ciągu i sam silnik.

Po 3–5 sekundach kończyły pracę silniki startowe (prędkość rakiety 650 m/s), rakieta znajdowała się około 1 km od wyrzutni. Przeciwległe silniki startowe połączone były taśmą metalową przechodzącą przez środek korpusu rakiety. Po spadku ciśnienia w komorze spalania silnika startowego jednego z silników, specjalny zamek zwalniał taśmę. Zwolnienie taśmy mocującej drugą parę silników powodowało jednoczesne odłączenie się od stopnia marszowego czterech silników startowych. Pomocne w tym procesie było odpowiednio ukształtowanie przednich osłon silników startowych. Siła aerodynamiczna wymuszała odchylenie się silników od kadłuba stopnia marszowego i ostatecznie zwolnienie tylnych zamków silników startowych (na przedziale nr 7). Przedział nr 7 odłączany był od stopnia marszowego w wyniku działania sił aerodynamicznych (po odłączeniu się drugiej pary silników startowych).

Strefa zrzutu silników startowych dochodziła do 4 km od wyrzutni startowej. Stanowiło to istotny parametr przy wyborze stanowisk ogniowych przy bronionych obiektach lub wymagało określenia sektorów zakazu startu rakiet.

Po sekundzie od zrzutu silników startowych autopilot rozpoczynał pracę z organami sterującymi rakietą.

Rakieta za pomocą GSN naprowadzana była na cel. Podawanie sprężonego powietrza ze zbiornika kulistego do zbiorników paliwa i utleniacza trwało do czasu spadku ciśnienia w zbiorniku kulistym do 50 KG/cm2. Dalej wydawane było sprężone powietrze tylko do zbiorniczków paliwa i utleniacza pokładowego źródła zasilania.

Przy zadanej odległości zbliżenia się rakiety do celu, radiozapalnik i mechanizm zabezpieczająco–wykonawczy wydawał sygnał do zainicjowania ładunku bojowego.

W przypadku minięcia się rakiety z celem, po zakończeniu pracy pokładowego źródła zasilania, po 10 s, mechanizm zabezpieczająco–wykonawczy wydawał sygnał na uruchomienie elektrodetonatora, następowała samolikwidacja rakiety. Podobny proces odbywał się w przypadku zerwania automatycznego śledzenia celu przez GSN i nieudanej próby jego ponownego przechwytu.

[ Na początek strony ]

Stanowiska ogniowe pułku S–200WE występowały w świecie w różnych konfiguracjach, z dwoma, trzema lub pięcioma dywizjonami ogniowymi (kanałami celowania), z dywizjonami technicznymi lub bez dywizjonów technicznych. Wariant bez dywizjonu technicznego przyjmowano, jeżeli pułk był nieopodal innego pułku posiadającego dywizjon techniczny.

Infrastruktura inżynieryjna była w zasadzie rozbudowywana w oparciu o dokumentację rosyjską. Wyjątkiem od tej reguły była NRD. W NRD obiekty inżynieryjne zaprojektowali niemieccy inżynierowie.

Wariant stanowisk ogniowych pułku rakietowego S–200WE “Wega” z dwoma dywizjonami ogniowymi i dywizjonem technicznym przedstawiono na rysnku poniżej.

Rys. 4. Stanowiska ogniowe pułku rakietowego S–200WE “Wega”.

Podstawowe dane taktyczno-techniczne PZR S-200WE:

Rakieta 5W28E zestawu S-200WE jest dwustopniowa o normalnym schemacie aerodynamicznym z półaktywnym systemem naprowadzania na cel. Pierwszy stopień to 4 silniki startowe bocznie umieszczone na drugim stopniu rakiety. Drugi stopień rakiety zbudowany jest z sześciu przedziałów.

Rys. 5. Ogólna budowa rakiety 5W28 PZR S-200WE.

Rys. 6. Ogólna budowa rakiety 5W28 PZR S–200WE (przekrój).

     W przedziałach znajdują się między innymi:

• przedział nr 1: antena głowicy samonaprowadzania i dwie anteny radiozapalnika.

• przedział nr 2: głowica samonaprowadzania, radiozapalnik i przetwornica napięcia;

• przedział nr 3: ładunek bojowy, zbiornik paliwa dla pokładowego źródła zasilania;

• przedział nr 4: zbiornik utleniacza silnika marszowego, zbiornik sprężonego powietrza i zbiornik paliwa silnika marszowego;

• przedział nr 5: agregat pokładowego źródła zasilania, zbiornik utleniacza dla pokładowego źródła zasilania, turbopompa i agregaty silnika marszowego;

• przedział nr 6: urządzenia sterowe autopilota i silnik marszowy.

    Start rakiety dokonywany jest pod stałym kątem położenia (48 stopni) i według azymutu na którym znajduje się cel.

Elementy ugrupowania bojowego PZR S–200WE:

Stanowisko dowodzenia:

• stanowisko kierowania i rozdziału celów w kabinie K9M;
• radiolokacyjne środki rozpoznania P-14 i PRW -17;

Foto 7. Stacja radiolokacyjna P-14. Foto: Dmalch – Wikimedia Commons.

• kabina sprzężenia 52Ł6E;
• wieża kontrolna K7 do imitowania sygnału odbitego od celu (do kontroli funkcjonowania elementów PZR);
• elektrownie polowe ESD-200 w kabinie K-20;
• kabina rozdzielcza K-21.

Dywizjon ogniowy w składzie:

       Bateria radiotechniczna:

Foto 8.  Kolumna antenowa K1W. Foto: David Birkas – Wikimedia Commons.

• stacja radiolokacyjna podświetlania celów powietrznych w składzie:
  • kolumna antenowa K1W (pluton 2);
  • kabina aparaturowa K2W (pluton 1);
• kabina przekształcania napięcia zasilania K22 (pluton 1);

       Bateria startowa w składzie:

Foto 9.  Wyrzutni rakiet 5P72W. Foto: George Chernilevsky – Wikimedia Commons.

• kabina przygotowania startu K3W (pluton kierowania startem);
• sześć wyrzutni rakiet 5P72W z rakietami 5W28 (1 pluton startowy na trzy wyrzutnie);
• maszyn załadowczych 5Ju24ME po dwie na każdą wyrzutnie;
• samochód transportowo załadowczy 5T82M1E.

Dywizjon techniczny w składzie:

• stanowisko dowodzenie i magazyn części zamiennych (budynek 95 / stanowisko 18);

       Pluton ARSKP (kontroli rakiet):

• stanowisko kontroli rakiet (budynek 63 / stanowisko 3) z automatyczną stacją kontrolno-pomiarową (ARSKP) 5K43E w składzie:
  • naczepa z aparaturą kontrolną – AM-43 + ciągnik URAL-375A;
  • elektrownia EM-43;
  • samochód z wyposażeniem wspomagającym WM-43.

i oprzyrządowaniem technologicznym do montażu skrzydeł i sterów.

       Pluton montażu:

• magazyn przechowywania rakiet w opakowaniach fabrycznych (budynek 55 / stanowisko 1);
• magazyn przechowywania silników startowych (stanowisko 16);
• magazyn przechowywania ładunków bojowych (stanowisko 12);
• stanowisko montażu ładunku bojowego i silników startowych z oprzyrządowaniem technologicznym (budynek 70 / stanowisko 4);
• stanowisko przeładunku rakiet na samochody transportowo-załadowcze za pomocą dźwigu (stanowisko 4b);
• samochód transportowo-załadowczy 5T82M1E;
• przyczepa transportowa 5T53ME;
• samochód samozaładowczy 5912.
• magazyn gotowych rakiet (budynek 61-12A / stanowisko 3);
• samochody transportowo-załadowcze 5T82M1E;

       Pluton dystrybucji:

• stanowisko napełniania rakiety paliwem z oprzyrządowaniem technologicznym (stanowisko nr 8):
  • dystrybutor paliwa 5Ł23AE;
  • cysterna paliwa ZAK44CE;
  • magazyn paliwa 65-2.
• stanowisko napełniania rakiety utleniaczem z oprzyrządowaniem technologicznym (stanowisko nr 9):
  • dystrybutor utleniacza 5Ł62AE;
  • cysterna utleniacza PPCK-10-255W;
  • magazyn utleniacza 67-2A.
• stanowisko napełniania zbiornika rakiety sprężonym powietrzem z oprzyrządowaniem technologicznym (dystrybutory, sprężarki) (stanowisko nr 10):
  • stacja sprężarkowa UKS-400W;
  • dystrybutor powietrza 5Ł9A.
• stanowiska 20 i 21 do neutralizacji rakiet po zlaniu rakietowych materiałów napędowych:
  • samochód neutralizujący 8T311;
  • podgrzewacz powietrza 8G27K;
  • wózek do neutralizacji rakiet 5S64.

       Pluton transportowy:

• garaże (budynki 84 i 111 / stanowisko 17).
  • ciągniki siodłowe KRAZ-255;
  • dźwigi samochodowe DS-0254T i DS-0184T.

[ Na początek strony ]

W latach 1999–2001, w Wojskowych Zakładach Uzbrojenia nr 2 w Grudziądzu, przy udziale naukowców z Wojskowej Akademii Technicznej, przeprowadzono modernizację PZR S–200WE “Wega” do wersji S–200C.

Zasadniczym celem modernizacji było rozdzielenie PZR S–200WE na dwa samodzielne dywizjony ogniowe, zdolne do prowadzenia działań bojowych w odległych od siebie rejonach kraju. Zwiększono efektywności dowodzenia, kierowania ogniem i współdziałania grupy bojowej. Poprawiono charakterystyk bojowe, ekonomiczne i eksploatacyjne.

Smuci tylko fakt, że modernizacji poddano jeden dywizjon ogniowy, na modernizację drugiego dywizjonu zabrakło... funduszy.

[ Na początek strony ]

Bibliografia:
 

1. Zbigniew Olszański "Wojska Rakietowe Wojsk Lotniczych i Obrony Powietrznej" - Poznań 1995

2. Michał Pierwow "Przeciwlotnicze uzbrojenie rakietowe OP Kraju" -" AwiaRus-21" - Moskwa

3. Sergiej Ganin, Władimir Korowin, Aleksander Karpenko, Rostisław Angielski. – “System–200” – Technika i uzbrojenie wczoraj, dziś i jutro – Moskwa – listopad 2003, marzec, kwiecień i maj 2004.