Home - strona główna WRiA.PL – “Wspomnienia ...”. płk rez. mgr inż. Zbigniew Przęzak
Bydgoszcz, 10 grudnia 2004 r.
Ostatnia aktualizacja: 31.01.2013 r.



Przeciwlotniczy Zestaw Rakietowy S-75M “Wołchow”
(SA-2 “Guideline”)

Podstawowe dane taktyczno-techniczne zestawu




SPIS TREŚCI:
1. Przeznaczenie PZR S–75M.
2. Trochę historii.
3. Początki kariery poza granicami ZSRR i rezultaty działań bojowych.
4. SA–75 „Dwina” i S–75M „Wołchow” w Polsce.
5. Zasadzka na wyspie Wolin.
6. Struktura organizacyjna i obiekty PZR S–75M “Wołchow”.
      6.1. Struktura organizacyjna.
      6.2. Koszary i stanowisko ogniowe dywizjou.
      6.3. Zapasowe stanowiska ogniowe (ZSO) dywizjonów rakietowych OP.
7. Podstawowe dane taktyczno-techniczne PZR S–75M “Wołchow”.
8. Spzęt PZR S–75M “Wołchow”.
      8.1. Stacja naprowadzania rakiet SNR-75W.
      8.2. Radiolokacyjna stacja wstępnego poszukiwania P-18 i wysokościomierz PRW-13.
      8.3. Zespół zasilania.
      8.4. Bateria startowa.
      8.5. Bateria techniczna.
9. Budowa rakiety PZR S–75M “Wołchow”.
      9.1. Podstawowe dane taktyczno-techniczne rakiety.
      9.2. Budowa rakiety.
      9.3. Praca rakiety po wydaniu komendy na start.



1. PRZEZNACZENIE PZR S–75M “WOŁCHOW”

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.

2. TROCHĘ HISTORII

W ZSRR do prac nad konstrukcją rakiet przeciwlotniczych przystąpiono już w 1946 roku. Kopia niemieckiej rakiety Hs–117 Schmetterling, opracowana przez zespół gen. Lwa Gonora, nie spełniała oczekiwań. Rakieta okazała się nierozwojowa i mało skuteczna. Znacznie lepsze wyniki uzyskało biuro konstrukcyjne S. Łowoczkina. W efekcie pracy biura, we współdziałaniu z inżynierami niemieckimi, powstała rakieta R-101E, której pierwowzorem była niemiecka rakieta Wasserfall. Rakieta R–101E także nie spełniała do końca oczekiwań konstruktorów. Borykano się z problemami układu kierowania rakiety.


Rakiety W-300 PZR S-25 na stanowiskach startowych.

Rys. 1. Rakiety W–300 PZR S–25 na stanowiskach startowych.

Ostatecznie, zdecydowano się na zaprojektowanie nowej rakiety o nazwie W–300. Rakieta weszła do produkcji seryjnej i znalazła się na wyposażeniu stacjonarnych PZR S–25 “Berkut” (SA–1 “Guild” wg NATO). Była to jednostopniowa rakieta pionowego startu, napędzana silnikiem rakietowym na paliwo ciekłe. Rakieta miała 12 metrów długości i ważyła 3500 kG. Osiągała pułap 20000m i miała zasięg 32–40 km. Do końca 1958 roku rozmieszczono wokół Moskwy 3200 rakiet W–300 PZR S–25 “Berkut”. [ Więcej w artykule: “System obrony przeciwlotniczej Moskwy – PZR S–25 (SA–1 Guild).” ]

W 1952 przystąpiono do prac nad nowym, tym razem mobilnym, zestawem przeciwlotniczym i nową rakietą W-750. W 1954 roku rakieta była gotowa do prób. W 1957 roku, przeciwlotniczy zestaw rakietowy SA–75 „Dwina” (SA–2 “Guideline” wg NATO) i rakieta weszła na uzbrojenie wojska.

Tym razem rakieta W–750 (indeks przemysłowy 1D) była dwustopniowa. Pierwszy stopień stanowił silnik startowy na paliwo stałe, drugi stopień był „zmniejszoną kopią” rakiety R–113. Podstawowe dane rakiety: długość 10,6 m, średnica kadłuba 50 cm, rozpiętość stateczników 2,5 m, masa 2287 kg, prędkość maksymalna 3 Ma, zasięg 30 km, górna granica strefy ognia 20–22 km.

Górna granica strefy ognia 20–22 km była jednak poważnym mankamentem zestawu. Jeszcze w 1956 roku podjęto decyzję o zwiększeniu górnej strefy ognia do 25 km. Osiągnięto to przez modernizację silnika marszowego S2.711, zwiększając jego siłę ciągu z 2650 kg do 3100 kg. Rakieta otrzymała oznaczenie W–750W (11D). Zestaw SA-75 z rakietą 11D przyjęto na uzbrojenie także w 1957r.

W roku 1957, opracowano wariant SA–75 z trzema kabinami. Kabina P pozostała bez zmian, natomiast pozostała aparatura SNR została rozmieszczona na dwóch przyczepach typu MAZ–5206. Do zestawu włączono RSWP P–12 z wynośnym wskaźnikiem montowanym w kabinie dowodzenia zestawu. Zestaw otrzymał nazwę SA–75M „Dzwina–A”. Do produkcji seryjnej jednak nie wszedł.

SA–75 zdobywa popularność w świecie, ZSRR rozpoczyna eksport zestawu, po wcześniejszych modernizacjach (częstotliwości robocze aparatury SNR i rakiet) pod nazwami SA–75M „Dzwina” – dla krajów bloku socjalistycznego i SA–75MK „Dzwina” do krajów spoza Układu Warszawskiego.

Trwają ciągłe prace nad modernizacją zestawu, 22 maja 1959r. przyjęto na uzbrojenie S–75 „Desna” z rakietą W–750WN (13D) i PZR M–2 „Wołchow–M” z rakietą W–750WN (13DM) dla Marynarki Wojennej.


Kabina PW PZR S-75M Wołchow podczas ćwiczeń Ocelot 99 na poligonie w Ustce.
Foto 2. Kabina PW PZR S–75M “Wołchow” podczas ćwiczeń Ocelot–99 na poligonie w Ustce.

20 kwietnia 1961 r. przyjęto na uzbrojenie PZR S–75M „Wołchow” z rakietą W–755. Modernizacja była gruntowna i dotyczyła SNR i rakiety. S–75M „Wołchow” zwalczał cele lecące z prędkością do 2300km/h, dolna granica strefy ognia wynosiła 3 km, górna 30 km, bliższa 12 km, dalsza 40 km. Do balonów 43 km.

PZR S–75M „Wołchow” posiadał systemy rozpoznania „swój–obcy” „Kremi–2M”, „Parol–1”, w połowie lat 80–tych „Parol–3” (75E6) i „Parol–4” (1Ł22). Pojawiła sie kabina sprzężenia i łączności 5F20 (5F24, 5H56) do współpracy z automatycznymi systemami dowodzenia (ASD) „ASURK–1”, „ASURK–1M”, „Wektor” i „Seneż”. Dodatkowo dywizjony mogły posiadać radiolinie 5Ja61 Cykloida (5Ja62, 5Ja63).

Trwa ciągła modernizacja rakiet dla S–75M „Wołchow”, powstają, między innymi, rakiety:

  • 20DA – przedłużony okres eksploatacji, po remontach zakładowych nabywały cechy rakiet 20DS
  • 20DP – wariant rakiety W–755 z możliwością naprowadzania na etapie lotu pasywnego do 56 km.
  • 20DU – wariant rakiety 20D ze skróconym czasem przygotowania rakiety do startu.
  • 20DS – możliwość niszczenia celów poniżej 200m
  • 20DSU – skrócenie czasu przygotowania do startu.

Dla porządku należy dodać, że powstawały kolejne mutacje S–75M „Wołchow”. Były to S–75M1 „Wołchow”, S–75M2 „Wołchow”, S–75D „Wołchow”, S–75M3 „Wołchow”, S–75M4 „Wołchow”, S–75 „Wołga” czy S–75 “Wołga–M”.

Ciekawy epizod dotyczy prac nad rakietami do S–75 z przepływowymi rakietowymi silnikami na paliwo stałe. Rakiety z silnikiem marszowym na paliwo ciekłe miały szereg mankamentów związanych z ich projektowaniem i eksploatacją. Mały okres eksploatacji (agresywne komponenty paliwa), uciążliwe procedury podczas przygotowania rakiet w potoku technologicznym. Konieczne oprzyrządowanie do dystrybucji paliwa i utleniacza (dystrybutory, cysterny, zbiorniki paliwa i utleniacza itp.).

Postanowienie KC KPZR i RM ZSRR Nr 608–293 z 4 czerwca 1958 nakazywało zmienić ten stan i zaprojektować rakietę dla S–75 z przepływowym rakietowym silnikiem marszowym na paliwo stałe. Rakieta miała niszczyć cele lecące z prędkością do 2300 km/h na wysokościach do 25 km. Prace rozpoczęto, biorąc za bazę rakietę W–755. Pierwszy start W–757 (17D) nastąpił w 1960 roku. Były to w ZSRR pionierskie prace w tej dziedzinie lecz zostały porzucone z wielu powodów, nie zawsze jasnych dla nie znającego specyfiki funkcjonowania przemysłu i polityki tamtych czasów.


Rakieta W–758 (22D) dla PZR S–75 na wyrzutni startowej.
Rys. 3. Rakieta W–758 (22D) dla PZR S–75 na wyrzutni startowej.

Ponownie, w 1961 r., podjęto pracę nad nową rakietą z przepływowym silnikiem rakietowym na paliwo stałe. Miało to być dalsze rozwinięcie projektu W–757 (17D) lecz rakieta miała mieć większą prędkość i możliwość niszczenia celów o małej powierzchni odbicia, lecących na wysokościach powyżej 30 km. Rakieta otrzymała nazwę W–578 (22D) i po obiecujących wstępnych eksperymentach, w 1963 r. określono docelowe jej charakterystyki. Masa startowa rakiety 2800 km, dalsza granica strefy ognia 60km, górna granica strefy ognia do 35 km, prędkość celu do 3000 km/h.

Ostatecznie rakieta zbudowana była z trzech stopni. Pierwszy stopień stanowił silnik startowy na tradycyjne paliwo stałe (po 3–4 s rakieta uzyskiwała prędkość ponad 600 m/s), drugi stopień składał się z czterech przepływowych silników rakietowych na paliwo stałe i trzeci stopień marszowy z przepływowym silnikiem rakietowym na paliwo stałe. Po 3–4 s silnik startowy odłączał się od rakiety. Drugi stopień (cztery silniki) był odrzucany po wyczerpaniu się paliwa przy starcie do celów lecących na wysokości do 20 km lub w dowolnym momencie przy starcie do celów lecących na wysokościach powyżej 20 km (8–10 s przed spotkaniem rakiety z celem).

27 grudnia 1963 wykonano pierwszy start rakiety, po torze balistycznym, bez udziału silnika marszowego trzeciego stopnia. Do 25 sierpnia 1966 r. przeprowadzono 33 starty rakiet 22D. Rakieta na trzecim etapie lotu, po zrzuceniu czterech silników drugiego stopnia, osiągała prędkość około 1400 m/s (ca 4,8 Ma). Rakieta osiągała wysokość ponad 30 km. Masa startowa od 3110 do 3260 kg. W celu zmniejszenia masy startowej do zadanej, podjęto się prac nad przepływowymi silnikami rakietowymi drugiego stopnia na paliwo ciekłe (nafta). Masa startowa rakiety została obniżona o około 200 kg. Pierwszy start rakiety (27 z 33) z silnikami drugiego stopnia na paliwo ciekłe, przeprowadzono w lutym 1966 r. i jeszcze dwa starty latem 1966 r.

Był to jednak koniec historii rakiety 22D. Cel osiągnięto, rakieta była szybka, mogła zwalczać cele na dużych wysokościach i odległościach do 70 km. Pojawił się jednak zasadniczy problem, środki PZR S–75, dla których zaprojektowano rakietę, nie miały możliwości naprowadzać rakiety na cel zgodnie z jej możliwościami bojowymi. Prace nad rakietą 22D przerwano.

Był także S–75M Wołchow z rakietą W–760 (15D) z głowicą jądrową do niszczenia celów grupowych (Postanowienie KC KPZR i RM ZSRR nr 1234–528 z dnia 30 grudnia 1960r.). Rakieta posiadała zdublowane systemy radiokierowania i autopilota. Nie posiadała radiozapalnika, ładunek jądrowy inicjowany był za pomocą komendy radiowej wysyłanej z SNR. Rakieta została przyjęta na uzbrojenie 15 maja 1964 roku.

[ Na początek strony ]

3. POCZĄTKI KARIERY POZA GRANICAMI ZSRR I REZULTATY DZIAŁAŃ BOJOWYCH

Pomimo tego, że zestaw nie był jeszcze na uzbrojeniu, oficjalnie, po raz pierwszy został zaprezentowany podczas defilady wojskowej na Placu Czerwonym w Moskwie w 1957 r.

W 1959 roku, PZR SA–75 pojawił się po raz pierwszy poza granicami ZSRR w Chińskiej Republice Ludowej. 7 października 1959 r. samolot rozpoznawczy Martin RB–57D z Tajwanu, pilotowany przez kpt. Ying–Chin Wonga, naruszył obszar powietrzny ChRL. Samolot został zestrzelony trzema rakietami SA–75. Incydent utrzymywano w tajemnicy przed światem, chroniąc w ten sposób informacje o możliwościach bojowych SA–75. [ Więcej w artykule: “Chrzest bojowy PZR SA-75 Dzwina (SA–2A Guideline).” ]


Samolot rozpoznawczy Lockheed U-2.
Foto 4. Samolot rozpoznawczy Lockheed U–2. Foto: Wikimedia Commons - Unietd States Air Force.

W dniu 1 maja 1960 r. z zestawu SA–75 „Dwina”, rozlokowanego niedaleko Świerdłowska, wystrzelono rakiety przeciwko samolotowi rozpoznawczemu Lockheed U–2. Pilotem był Francis Gary Powers. Wykonywał 21 operację zwiadowczą. Pomimo lotu na bardzo wysokim pułapie, samolot został zestrzelony. Pilotowi udało się opuścić samolot i został ujęty.

Lockheed U–2 został zestrzelony przez 2 dywizjon rakietowy 57 Brygady Rakietowej OP jedną rakietą. Pomimo wydania komendy do startu serią trzech rakiet, z wyrzutni zeszła tylko jedna rakieta, pozostałe dwie znalazły się w strefie zakazu startu. Dowódcą grupy bojowej dywizjonu był szef sztabu dywizjonu major Michaił Woronow. Dodatkowo, sąsiedni dywizjon rakietowy ostrzelał spadające resztki U–2 serią trzech rakiet

O determinacji z jaką ZSRR starał się zniszczyć U–2, a tym samym zakończyć bezkarne naruszanie swojej przestrzeni powietrznej, niech świadczy fakt, że w czasie tej operacji, w wyniku braku współdziałania lotnictwa i rakietowców w strefie ognia dywizjonów rakietowych, 4. dywizjon rakietowy 57 BR OP pomyłkowo zestrzelił własny myśliwiec przechwytujący MiG–19 pilotowany przez starszego lejtnanta Siergieja Safronowa. Pilotowi nie udało się ocalić życia. Wcześniej, 9 kwietnia 1960r., zginął w katastrofie Mig–19 starszy lejtnant Władimir Karczewskij wykonując lot na przechwycenie U–2.

Tym razem informacja o zestrzeleniu U–2 poszła w świat. Doszło do międzynarodowego incydentu. Możliwości bojowe nowego zestawu rakietowego zaskoczyły specjalistów w USA.

15–28 października 1962 roku trwa kryzys kubański. ZSRR rozmieszcza na Kubie rakiety balistyczne bezpośrednio zagrażające terytorium USA. Wcześniej rozmieszczono dwie rosyjskie dywizje SA–75, razem 144 wyrzutnie rakiet. 27 października 1962 dochodzi do incydentu z użyciem SA–75, zestrzelono amerykański samolot U–2, poległ pilot U–2, major Rudolf Anderson.

Trwa wojna w Wietnamie. Latem 1965 roku do Wietnamu trafiają dwa pułki SA–75 z sowieckimi obsługami. 24 sierpnia 1965 r., po raz pierwszy, ostrzelano trzema rakietami grupę czterech samolotów F–4C, jeden z nich został zestrzelony, piloci zdołali się katapultować i zostali wzięci do niewoli.

Przez pierwszy miesiąc walk w Wietnamie, pułki SA–75 zestrzeliły, według danych sowieckich 14 amerykańskich samolotów przy rozchodzie 18 rakiet, według danych amerykańskich 3 samoloty.

Pod koniec 1965 roku, według danych sowieckich zestrzelono 90 samolotów, według danych amerykańskich 13 samolotów. Dla SA–75 nastąpił okres pełnej weryfikacji jego możliwości bojowych. Taktyka działań bojowych ulegała ciągłej zmianie, zarówno zestawów SA–75 jak i amerykańskiego lotnictwa.

W marcu 1966 lotnictwo amerykańskie zastosowało pierwsze rakiety AGM-45 Shrike Anti-Radar Missile. Rakiety te naprowadzały się na źródło emisji fal elektromagnetycznych generowanych przez SNR SA–75. Pojawiły się także samoloty zwalczania obrony przeciwlotniczej EF-105F Wild Weasel III wyposażone w zasobniki walki radioelektronicznej i rakiety AGM-45 Shrike.

Samoloty EF-105F Wild Weasel III miały możliwość stawiania zakłóceń radioelektronicznych w paśmie pracy SNR SA–75, w tym, w kanale naprowadzania rakiet i nadajników odzewowych rakiet, co doprowadzało do przerywania śledzenia rakiet i ich samolikwidacji lub wcześniejsze inicjowania komendy do wybuchu ładunku bojowego.

Skuteczność SA–75 stawała się coraz mniejsza. Z 95 dywizjonów SA–75 rozwiniętych w Wietnamie, w 1976 r. sprawnych było 39 dywizjonów bojowych i 4 w ośrodkach szkolenia.

Jesienią 1966 roku udała się do Wietnamu duża grupa specjalistów wojskowych i przemysłu zbrojeniowego ZSRR. Efektem tej wizyty była kolejna modernizacja SA–75 obniżająca dolną granicę strefy ognia do 300 m, bliższą granicę ognia od 5 km, możliwość prowadzenia skutecznej walki z udziałem AGM-45 Shrike, czas reakcji dywizjonu na otworzenie ognia skrócono do 30 s.

Wysoka efektywność amerykańskich działań w zakresie walki radioelektronicznej ujawniła się 15 grudnia 1967 r. podczas nalotu na Hanoi, w wyniku postawionych zakłóceń elektronicznych, 90 rakiet uległo samolikwidacji. Amerykanie wrócili po nalocie bez strat własnych.

Kolejna reakcja sowietów, przestrojenie systemów pokładowych rakiet na inne częstotliwości i zwiększenie mocy nadajnika odzewowego rakiety, pozwoliło na kolejne uzyskanie chwilowej przewagi na polu walki przez PZR SA–75.

Działania bojowe w Wietnamie pokazały jeszcze jedną stronę użycia przeciwlotniczych zestawów rakietowych. Wiele rakiet, z powodu nie przechwycenia celu i braku samolikwidacji, spadało na zamieszkane tereny Wietnamu. Dla przykładu, przez 8 miesięcy 1968 r., przy ogólnym rozchodzie około tysiąca rakiet, 50–60 z nich spadło w zamieszkałe rejony. Zginęło 55 osób, rannych zostało 50 osób, setki domów zamieniło się w ruiny.

Doświadczenia zdobyte podczas wojny w Wietnamie, były z uwagą śledzone w państwach dysponujących PZR SA–75 i jego kolejnymi modernizacjami. Zmieniano taktykę, metody walki w warunkach zakłóceń elektronicznych i użycia rakiet typu Shrike, wdrażano kolejne modernizację PZR. W każdym treningu, generowanym przez imitatory nalotów AKKORD, zmiany dyżurne dywizjonów trenowały epizody zwalczania nosicieli rakiet typu Shrike, walkę w zakłóceniach elektronicznych i zwalczanie celów lecących na małych wysokościach.

Pomimo różnych ocen zestawu SA–75 w Wietnamie, zwłaszcza w końcowym etapie wojny, 28 państw świata (w tym państwa Układu Warszawskiego) nabyło SA–75 i kolejne jego modyfikacje.

Należy odnotować także fakt uzyskania licencji na produkcję PZR S–75 przez ChRL, produkcję podjęto w 1963 r. Drugim krajem był Irak. Od 1973 roku posiadał zestawy S–75M2 z rakietami 20DSU. Irak, pod koniec lat 90–tych modernizował zestaw zmianiając układy naprowadzania na cyfrowe. Trzecim krajem był Egipt. Był to pierwszy kraj na Bliskim Wschodzie w którym wprowadzono, w 1965 r., PZR S–75.

[ Na początek strony ]

4. SA–75 „DWINA” I S–75M „WOŁCHOW” W POLSCE

W Polsce podstawą wprowadzenia na uzbrojenie WOPL OK zestawów rakietowych SA–75 „Dwina”, była Dyrektywa Nr 009/MON Ministra Obrony Narodowej z dnia 12.03.1959 roku. Dyrektywa stanowiła: „Dla wzmocnienia obrony przeciwlotniczej obszaru kraju zostaje wprowadzone na wyposażenie Wojska Polskiego uzbrojenie rakietowe”.

W pierwszej kolejności miano zorganizować, w oparciu o SA–75, skuteczną osłonę przeciwlotniczą Warszawy i Śląska.


Rakieta 1D na wyrzutni PZR SA-75 Dzwina.
Foto 5. Rakieta 1D na wyrzutni PZR SA-75 Dzwina. Muzeum Wojska Polskiego w Warszawie - 12.08.2010 r.

Dwa pierwsze zestawy rakietowe SA–75 zostały dostarczone przez ZSRR w okresie wrzesień – listopad 1959 roku. Jeden trafił do Ośrodka Szkolenia Specjalistów Artylerii w Gołdapi, drugi do 9 Dywizji Artylerii Przeciwlotniczej (Rozkaz Nr 0039/OPL Dowódcy WLiOPL OK).

Pierwszego startu rakiety zestawu SA–75 „Dwina” dokonał, w dniu 11.12.1960 r. na poligonie rakietowym w Aszułuku w ZSRR, oficer naprowadzania ppor. Janusz Binder z nowo powstałego 2 dywizjonu ogniowego 9 DAPlot. Dowódcą dywizjonu był kpt. Zenon Kędzierski. Rakiety do startu przygotowywał dywizjon techniczny dowodzony przez mjr Jana Zdziecha. Strzelano do imitatora celu RM–2, opadającego na spadochronie. W wyniku powstałej usterki technicznej na SNR, rakieta poleciała na samolikwidację. Strzelania powtórzono następnego dnia, 12.10.1960 r. (Dzień Wojska Polskiego w tamtym okresie). Cel został zniszczony.

Prawdopodobnie, pierwsze strzelanie odbyło się wg podanego scenariusza lecz w innych terminach, 12 i 13 października 1960 roku.


Tarcza powietrzna RM-2.
Foto 5a. Tarcza powietrzna RM-2.
 

Zestaw S–75M Wołchow, był eksploatowany w WOPK od lutego 1964 roku. Pierwszy zestaw rakietowy S–75M „Wołchow” otrzymało Centrum Szkolenia Specjalistów Artylerii i Radiotechniki w Bemowie Piskim. [ Więcej w artykule: “Powstanie i rozwój Wojsk Rakietowych WOPL OK (WOPK) w latach 1959-1985.” ]

[ Na początek strony ]

5. ZASADZKA NA WYSPIE WOLIN

Do ciekawych epizodów Wojsk Rakietowych OPK zaliczyć należy zorganizowanie zasadzki na wyspie Wolin. W 1968 roku formowane były nowe dywizjony powstałej 26 BA OPK. Trwały intensywne prace budowlane na przyszłych stanowiskach ogniowych. Pod koniec roku 1968, 36, 37 i 38 doar OPK dysponował już zestawami rakietowymi. Sprzęt 37 da OPK był rozwinięty przy lotniku w Płotach, a 38 doar OPK obok wsi Glinna za Starym Czarnowem. Intensywne prace budowlane wzbudzały oczywiste zainteresowanie środków rozpoznania powietrznego państw NATO. Szczególnie intensywne rozpoznanie prowadziły niemieckie samoloty dalekiego zwiadu morskiego Atlantique (firmy Dassault – Breguet), potocznie zwane Atlantic.


Samolot dalekiego zwiadu morskiego Atlantic.
Foto 5b. Samolot dalekiego zwiadu morskiego Atlantic. Foto: Wikimedia Commons - Jean-Patrick Donzey.

Atlantic z dwunastoosobową załogą mógł przeprowadzać misje o czasie trwania do osiemnastu godzin, na odległość około 8000 km. ze średnią prędkością 650 km/h. Był uzbrojony w rakiety przeciwokrętowe, torpedy i bomby do niszczenia okrętów podwodnych, boje sonarowe i detektor anomalii magnetycznych.

Zdarzały się przypadki naruszania przestrzeni powietrznej Polski o rejonie wyspy Wolin. W tej sytuacji, około 10 grudnia 1968 roku, podjęto decyzję o przegrupowaniu zestawu rakietowego 37 doar OPK i obsług 38 doar OPK w ramach zasadzki na wyspę Wolin. Przegrupowanie dokonano w ścisłej tajemnicy w godzinach nocnych z zachowaniem wszelkich możliwych zasad maskowania. Warunki atmosferyczne były bardzo trudne. Noc, opady deszczu i śniegu, oblodzone drogi i mróz. Po przybyciu kolumny na miejsce, dowódca Brygady zezwolił na krótki odpoczynek. Decyzja ta miała przykre następstwa dla obsług. Po krótkim odpoczynku, przystąpiono do rozwijania stanowisk bojowych. Kabiny i podwozia wyrzutni rakietowych zamarzły w rozmiękłym gruncie. Ciężkie ciągniki nie były w stanie ruszyć sprzętu z miejsca. Kilofami i oskardami musiano dosłownie wykuwać sprzęt z lodu. Nadludzki wysiłek na nic się zdał. Nie udało się osiągnąć gotowości bojowej w nakazanym czasie. Zabrakło czterech godzin. Po osiągnięciu gotowości bojowej przystąpiono do pełnienia ciągłego dyżuru bojowego.

Obsługi 37 i 38 da OPK nie były jeszcze na strzelaniach poligonowych. W tej sytuacji, grupy dyżurne 37 i 38 doar OPK nie miały prawa pełnić dyżurów bojowych. Równolegle z przegrupowaniem techniki bojowej, w rejon zasadzki przybyły dwie grupy bojowe z 21 doar OPK Puck i 25 doar OPK Wejherowo. Dywizjony te miały pełne dopuszczenie do pełnienia dyżurów bojowych (po odbyciu strzelań bojowych na poligonie w ZSRR). W skład grup bojowych wchodzili dowódcy grup bojowych, oficerowie naprowadzania i operatorzy ręcznego śledzenie. 21 doar OPK reprezentował dowódca grupy - kpt. Stefan Bartczak – zastępca ds technicznych dowódcy dywizjonu i por. Mieczysław Koźbiał – oficer naprowadzania. 25 doar OPK reprezentował dowódca grupy – mjr Jan Zagórski – dowódca dywizjonu i por. Alfred Kazaniecki – oficer naprowadzania.


Plan zasadzki ogniowej na wyspie Wolin z udziałem 37 i 38 doar OPK – 1968 rok.
Foto 5c. Plan zasadzki ogniowej na wyspie Wolin z udziałem 37 i 38 doar OPK – 1968 rok.

Dowódcy grup posiadali pisemny rozkaz Ministra Obrony Narodowej na otwarcie ognia do naruszycieli powietrznych bez potrzeby uprzedzania przełożonych o naruszeniu granic powietrznych. Były to wyjątkowy rozkaz. Nie znam podobnego przypadku w historii Wojsk Rakietowych OPK. Oczywiście, warunki otwarcia ognia do naruszycieli powietrznych były ściśle określone, a czas przebywania w strefie ognia przypuszczalnych naruszycieli bardzo krótki. Stąd tak wyjątkowe uprawnienia nadane dla dowódców grup bojowych.

Znamiennym był z pewnością fakt, że po osiągnięciu gotowości bojowej przez dywizjon na wyspie Wolin, w tym samym dniu samoloty Atlantic zaprzestały przekraczać granice wód terytorialnych Polski. Trwała cicha wojna i próby sprowokowania dywizjonu do otwarcia ognia. Samoloty obierały kurs na dywizjon zwiększając prędkość lotu. Dywizjon osiągał gotowość nr 1 i rozpoczynał śledzić cel. Rakiety stawiano na „przygotowanie” i synchronizację ze stacją naprowadzania rakiet. Na granicy wód terytorialnych, w strefie ognia dywizjonu, Atlantic precyzyjnie zmieniał kurs. Trwała istna zabawa w kotka i myszkę, kilka razy w ciągu doby. Napięcie i stres z dnia na dzień był coraz większy. W każdej chwili mógł nastąpić start rakiet. Tolerancja błędu w podjęciu decyzji do ostrzelania była bardzo mała. Jak wspominają uczestnicy tych wydarzeń, była to dosłownie grubość kreski dermatografu na planszecie, która mogła zaważyć o słuszności podjętej decyzji o ostrzelaniu celu przez dowódcę grupy. Każda prowokacja Atlantica była dokumentowana, zdjęcia z monitorów stacji naprowadzania rakiet, nagrania wydawanych komend itp. W ocenie uczestników zasadzki, było to dla nich ogromne psychiczne obciążenie i jednocześnie poczucie odpowiedzialności za wykonywane zadanie. Z dużą ulgą przyjęli fakt, że przeciwnik wykazał rozwagę i ostatecznie nie doszło do konfliktu. Zadanie zostało wykonane. Samoloty NATO przestały naruszać przestrzeń powietrzną Polski.

Dywizjon trwał w zasadzce do połowy stycznia 1969 roku. W czasie trwania zasadzki miał miejsce incydent związany z mylną oceną sytuacji powietrznej. Prawdopodobnie zaistniała poważna przesłanka do ostrzelania samolotu pasażerskiego. Nie udało mi się jednak potwierdzić tej informacji.

Po opublikowaniu informacji o zasadzce 37. i 38. doar OPK na wyspie Wolin, otrzymałem wiadomość od ppłk. w st. spocz. Lesława Adamczyka i ppłk. w st. spocz. Ryszarda M. Sienkiewicza, o opublikowanym w… 1973 roku reportażu z przebiegu przegrupowania dywizjonu w rejon zasadzki. Oczywiście, nie podano w reportażu informacji identyfikującej wprost dywizjon lecz dla służących w tym czasie w dywizjonie żołnierzy nie ulega wątpliwości o kim pisał autor.

Reportaż ukazał się w zbiorze reportaży z Wojsk Obrony Powietrznej Kraju pod tytułem “Wieczorny dzwon” - Wydawnictwo Ministerstwa Obrony Narodowej Warszawa 1973, autorem reportaży jest Eugeniusz Walczuk, dziennikarz i publicysta wojskowy. W latach 1967-1970 Eugeniusz Walczuk pełnił obowiązki zastępcy ds. politycznych dowódcy 37. doar OPK m. Glicko w stopniu kapitana.

[ Na początek strony ]

6. STRUKTURA ORGANIZACYJNA I OBIEKTY PZR S–75M “WOŁCHOW”

6.1. Struktura organizacyjna.

Organizacja dywizjonu rakietowego S–75M “Wołchow” była zależna od jego infrastruktury technicznej. Początkowo, na wzór ZSRR, budowano umocnienia dla dywizjonów rakietowych i oddzielnie dla dywizjonu technicznego zaopatrującego dywizjony rakietowe w rakiety. Przykładem tego typu ugrupowań była 9. Dywizji Artylerii OPL OK Warszawa. To w 9 DA OPL OK sformowano pierwsze w Polsce (1960r.), cztery dywizjony rakietowe SA–75 i jeden dywizjon techniczny.

Koncepcję zaopatrywania dywizjonów w rakiety, zmieniono podczas formowania 26 Brygady Artylerii OPK (1967 r.) i jej czterech pierwszych dywizjonów (36 dr m. Dobra Szczecińska, 37 dr m. Glicko k. Nowogardu, 38 dr m. Bielkowo k. Stargardu Szczecińskiego i 39 dr m. Gryfino. W tych dywizjonach, po raz pierwszy, pojawiły się baterie techniczne

Strukturę organizacyjną tego typu dywizjonu przedstawiono na schemacie:


Struktura organizacyjna dywizjonu rakietowego OP z roku 1967.
Rys. 6. Struktura organizacyjna dywizjonu rakietowego OP z roku 1967. Autor: Zbigniew Przęzak.

6.2. Koszary i stanowisko ogniowe dywizjonu.

Dywizjon rakietowy posiadał obiekty w postaci umocnień inżynieryjnych na sprzęt bojowy i nowo wybudowane obiekty typu koszary, budynki sztabowe, kuchnie, kotłownie. Sposób rozmieszczenia obiektów przedstawiają kolejne trzy rysunki. Rysunki wykonano na bazie byłego 37. dr OP m. Glicko k. Nowogardu. W pozostałych dywizjonach z tego okresu, inaczej są rozmieszczone w terenie obiekty startowe, obiekty sztabowe i baterii technicznej. Generalnie, dokumentacja techniczna obiektów była taka sama.


Stanowiska ogniowe dywizjonu rakietowego OP z roku 1967.
Rys. 7. Stanowiska ogniowe dywizjonu rakietowego OP z roku 1967 (wymiary).

Obiekty dywizjonu zajmowały ogółem około 492 000 m2. Sprzęt baterii radiotechnicznej i startowej wymuszał charakterystyczny i rozpoznawalny w świecie układ dróg dojazdowych do wyrzutni.


Stanowiska ogniowe dywizjonu rakietowego OP z roku 1967.
Rys. 8. Stanowiska ogniowe dywizjonu rakietowego OP z roku 1967 (bateria radiotechniczna i startowa).

Dzięki baterii technicznej, dywizjon był samowystarczalny w zakresie zaopatrywania w rakiety. Więcej na ten temat znajdzie czytelnik w artykule: “Elaboracja rakiet PZR S–75M Wołchow”.


Stanowiska ogniowe dywizjonu rakietowego OP z roku 1967.
Rys. 9. Stanowiska ogniowe dywizjonu rakietowego OP z roku 1967 (bateria techniczna).
 


Ukrycia SNR PZR S–75M “Wołchow” z roku 1967.
Rys. 9a. Ukrycia SNR PZR S–75M “Wołchow” z roku 1967.
 


Pozostałość po ukryciach SNR PZR S–75M “Wołchow” z byłego 40 dr OP m. Kołczewo.
Rys. 9b. Pozostałość po ukryciach SNR PZR S–75M “Wołchow” z byłego 40 dr OP m. Kołczewo (17.02.2009 r.).
 

6.3. Zapasowe stanowiska ogniowe (ZSO) dywizjonów rakietowych OP.

Każdy dywizjon rakietowy OP posiadał dwa ZSO w odległości około 12–15 km od miejsca stałej dyslokacji dywizjonu. W praktyce były to tylko wytypowane miejsca na mapach. Na wytypowanych pozycjach ZSO nie były wykonywane prace związane z rozbudową inżynieryjną. Po wprowadzeniu zautomatyzowanego systemu dowodzenia Wektor–2WE (ASD), dodatkowo geodeci wojskowi wykonywali dowiązanie topograficzne ZSO i dane o ZSO były wprowadzone do ASD.

Okresowo, na ZSO udawała się grupa rekonesansowa dywizjonu w składzie: szef sztabu, dowódca baterii radiotechnicznej i startowej, szef łączności i służby samochodowej. Grupa rekonesansowa miała zadanie sprawdzić, czy na ZSO nie pojawiły się jakieś przeszkody budowlane, stan dróg dojazdowych i mostów, stan węzłów dostępowych systemu łączności przewodowej, możliwości podłączenia się do sieci energetycznej, stan ujęć wody, stan oznakowań geodezyjnych itp.

Po doświadczeniach z wojen lokalnych, dywizjony zostały wyposażone w zestawy, tak zwanych, stanowisk pozornych. Były to drewniane szkielety podstawowych elementów sprzętu bojowego dywizjonu, na które nakładano siatki maskujące. Stanowiska pozorne planowano rozwijać w odległości 2–5 km od faktycznych stanowisk ogniowych dywizjonu, po wprowadzeniu wyższych stanów gotowości bojowej.

Na tym można by temat ZSO zakończyć, gdyby nie ... coraz lepszej jakości zdjęcia satelitarne Polski dostępne w Internecie. Co jakiś czas ktoś ”odkrywa” nowe stanowiska ogniowe dywizjonów rakietowych S–75M Wołchow do których nikt się nie przyznaje. Przykładem niech będzie rejon byłego 2. Korpusu Obrony Powietrznej w składzie którego były 4 i 26 Brygada Rakietowa OP.

Najczęściej “odkrywane” stanowisko ogniowe jest w rejonie Słupsk–Rędzikowo ( 54°27'50.94"N 17° 5'3.40"E ). Do dnia dzisiejszego zachowała się polowa rozbudowa inżynieryjna w dobrym stanie. Jest to typowe instrukcyjne polowe stanowisko ogniowe S–75M Wołchow przygotowane na przyjęcie sprzętu baterii radiotechnicznej i startowej dywizjonu.

Historia tych stanowisk miała swój początek w latach 70–tych XX wieku. W rejonie 2 KOP pojawiła się grupa rekonesansowa Sztabu Generalnego na czele której stał płk S. K. Do udziału w pracach grupy rekonesansowej (nie na wszystkich stanowiskach) zaproszono specjalistę wojsk rakietowych i artylerii płk. A. C. ze sztabu 2 KOP Bydgoszcz. Z wynikami prac grupy rekonesansowej nie zapoznano nigdy dowództwa 2 KOP i temat przestał istnieć.

Tymczasem ... dowódcy wydzielonych jednostek Wojsk Lądowych otrzymali zadania budowy obiektów inżynieryjnych o nieznanym przeznaczeniu. Po zakończeniu prac i dla nich temat przestał istnieć.

W owym czasie w rejonie 2 KOP powstały tego typu obiekty w rejonie:

    • Lębork – Lubowidz 54°30'59.33"N 17°49'48.24"E;
    • Słupsk – Rędzikowo 54°27'50.94"N 17° 5'3.40"E;
    • Koszalin (prawdopodobnie za byłymi koszarami WOP);
    • Trzebiatów – Chełm Gryficki 54° 3'37.55"N 15°13'36.51"E;
    • Szczecin Podjuchy (prawdopodobnie na poligonie Brygady Saperów).

Po raz pierwszy o istnieniu, jednego z wyżej wymienionych, ZSO dowiedział się dowódca 26 BR OP w 1985 roku po otrzymaniu zadania przegrupowania 41 dr OP z Mrzeżyna do Chełma Gryfickiego. Po przybyciu w nakazany rejon, zaskoczenie dowódcy 41 dr OP było ogromne. Spodziewał się szczerego pola a zastał prawie profesjonalnie przygotowane stanowiska ogniowe. Stanowiska dla wyrzutni, kabin SNR (“górka” dla kabiny PW), stanowisk dla samochodów transportowo-załadowczych i obsług. Mało tego, stanowiska i drogi były utwardzone żelbetonowymi płytami typu “Jumbo”.

Informacja o pozostałych ZSO dalej nie była udostępniona dla dowództwa 2 KOP, 4 i 26 BR OP.

Pozostaje otwarte pytanie, wychodzące poza ramy niniejszego artykułu, jaki zamiar realizowali oficerowie Sztabu Generalnego zlecając budowę ZSO z zachowaniem opisanych środków ochrony tajemnicy? Nasuwają się tu trzy wnioski:

    • zapewnienie części dywizjonów wyjścia spod pierwszego uderzenia;
    • przegrupowania części dywizjonów w celu osłony rejonów lotnisk;
    • przegrupowania części dywizjonów w celu wzmocnienia osłony rejonów przegrupowań wojsk operacyjnych w przypadku konfliktu UW – NATO.

[ Na początek strony ]

7. PODSTAWOWE DANE TAKTYCZNO-TECHNICZNE PZR S–75M “WOŁCHOW”

 

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

[ Na początek strony ]

8. SPRZĘT PZR S–75M “WOŁCHOW”

8.1. Stacja naprowadzania rakiet SNR-75 W.

Kabina PW SNR-75W.
Foto 10. Kabina PW SNR-75W. Foto: Wikimedia Commons - Stan Tarver.

SNR-75 W posiadała następujące kabiny i przyczepy:

      • kabina PW ( podczas marszu zdemontowane anteny przewożono w 2 przyczepach z antenami szerokiej wiązki i jednej przyczepy z antenami wąskiej wiązki i anteną RNK);
      • kabina dowodzenia UW (oficer naprowadzania, operatorzy RS, dowódca dywizjonu);
      • kabina AW (UOW, UWK, SCR i RNK – bloki przeliczające i wypracowujące współrzędne celu i rakiety, komendy do rakiety, bloki walki radioelektronicznej itp)
      • kabina sprzężenia (5F24E) z systemem zautomatyzowanego dowodzenia Wektor -2 WE
8.2. Radiolokacyjna stacja wstępnego poszukiwania P-18 i wysokościomierz PRW-13.

Stacja radiolokacyjna P-18 "Laura". Wysokościomierz PRW-13.

Foto 11. Stacja radiolokacyjna P-18 "Laura". Foto: Wikimedia Commons - Carly Whisky.

Foto 12. Wysokościomierz PRW-13.


8.3. Zespół zasilania w składzie:
      • kabina rozdzielcza (RW);
      • trzy elektrownie ESD-100.
8.4. Bateria startowa w składzie:

Wyrzutnia SM-90 i rakieta W-755.
Rys. 13. Wyrzutnia SM-90 i rakieta W-755.
 

Schemat ustawiania mostków podjazdowych dla STZ PR-11.
Rys. 14. Schemat ustawiania mostków podjazdowych wyrzutni dla samochodu transportowo-załadowczego PR-11B i W.
 

Stojak RSP-1 do przechowywania rakiet w warunkach polowych.
Rys. 15. Stojak RSP-1 do przechowywania rakiet w warunkach polowych.

      • 6 wyrzutni rakiet SM-90;
      • 6 do 8 samochodów transportowo-załadowczych STZ;
      • 12 stojaków RSP-1 do przechowywania gotowych rakiet (zaprojektowane i produkowane w Polsce).

8.5. Bateria techniczna w składzie:

      • sprzęt technologiczny do montażu i zbrojenia rakiet;
      • stacja kontrolno-pomiarowa do sprawdzania i regulacji parametrów pokładowych rakiety (RSKP);

TST-115Je - wózek montażowy z rakietą W-755 w fazie zbrojenia ładunkiem bojowym.
Rys. 16a. TST-115Je - wózek montażowy z rakietą W-755 w fazie zbrojenia ładunkiem bojowym. Więcej o procesie elaboracji rakiet w artykule: “Elaboracja rakiet PZR S–75M Wołchow”.

      • 2 dźwigi samojezdne ŻSH-6,3 (zaprojektowane i produkowane w Polsce);
      • 2 przyczepy do przewozu rakiet w opakowaniach fabrycznych (MMZ);

MMZ- naczepa do transportu 2 rakiet W-755 w opakowaniach fabrycznych.
Rys. 16. MMZ- naczepa do transportu 2 rakiet W-755 w opakowaniach fabrycznych.

      • do 4 samochodów transportowo-załadowczych do transportu i załadunku rakiet na wyrzutnie (STZ);
      • 2 przyczepy do transportu po sześć częściowo zmontowanych i uzbrojonych rakiet (PS-6R – zaprojektowane w WAT i produkowane w Polsce). W rakietach nie były zamontowane skrzydła i stateczniki silnika startowego);

Przeładunek rakiety za pomocą dźwigu ŻSH-6,3 z naczepy PR-6R na STZ PR-11B.
Rys. 17. Przeładunek rakiety za pomocą dźwigu ŻSH-6,3 z naczepy PR-6R na STZ PR-11B.

      • dystrybutor sprężonego powietrza MS-10;
      • sprężarka powietrza UKS-400;
      • dystrybutor paliwa rakietowego ZAK-41;
      • dystrybutor utleniacza rakietowego ZAK-32;
      • cysterny paliwa i utleniacza z serii ZAK-21;
      • cysterna do neutralizacji 8T311;
      • zbiorniki paliwa i utleniacza. 

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.

[ Na początek strony ]

9. BUDOWA RAKIETY PZR S–75M “WOŁCHOW”.

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.

9.1. Podstawowe dane taktyczno-techniczne rakiety.

W tabeli podano wymiary i charakterystyki wagowe rakiety W–755SU (20DSU):

Parametr Wartość J.m.
1. Wybrane wymiary rakiety:
Długość rakiety wraz z wysuniętą osłoną rurki odbiornika ciśnienia powietrza (pierwszy i drugi stopień są połączone) 10 778 mm
Długość drugiego stopnia z rurką PWD-9 8 215 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
2. Wybrane parametry wagowe rakiety:
Ciężar całkowity pierwszego i drugiego stopnia 2397,9 kG
Ciężar całkowity pierwszego i drugiego stopnia bez utleniacza 1852,9 kG
Ciężar całkowity pierwszego i drugiego stopnia bez utleniacza i paliwa 1683,4 kG
Ciężar całkowity pierwszego i drugiego stopnia bez utleniacza, paliwa i ładunku bojowego 1485,5 kG
Ciężar drugiego stopnia rakiety bez ładunku bojowym, paliwa i utleniacza. 469,1 kG
Ciężar drugiego stopnia rakiety z ładunkiem bojowym bez paliwa i utleniacza. 677 kG
Ciężar drugiego stopnia rakiety z ładukiem bojowym, paliwem i utleniaczem. 1390,4 kG
Ciężar silnika startowego bez lasek prochowych i podsypki 398,5 kG
Ciężar silnika startowego z laskami prochowymi i podsypką 1007,5 kG
Ciężar lasek prochowych silnika startowego 607 kG
Ciężar podsypki prochowej silnika startowego 2 kG
Ciężar ładunku bojowego 198 kG
Ciężar paliwa 169,5 kG
Ciężar utleniacza 545 kG
Ciężar powietrza w zbiorniku kulistym 8,8 kG
Ciężar drugiego stopnia rakiety bez ładunku bojowego, skrzydeł, sprężonego powietrza, paliwa i utleniacza. 437,1 kG
Ciężar drugiego stopnia rakiety w opakowaniu fabrycznym (tara nr 1). 1407 kG
Ciężar skrzydeł i stabilizatorów w opakowaniu fabrycznym (tara nr 2). 407 kG
Ciężar uzbrojonego silnika startowego w opakowaniu fabrycznym (tara nr 3). 1185 kG
Ciężar nie uzbrojonego silnika startowego w opakowaniu fabrycznym (tara nr 3). 575 kG
Ciężar ładunku bojoweg w opakowaniu fabrycznym (tara nr 4). 250 kG

Z powodu niesymetrycznych charakterystyk wagowych i aerodynamicznych rakiety, rozpiętość skrzydeł z lewej strony kadłuba jest mniejsza o 48 mm.

9.2. Budowa rakiety.

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.

Budowa rakiety W-755.
Rys. 18. Budowa rakiety W-755.

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:

  • rurka odbiornika ciśnienia powietrza;
  • antena nadawcza radiozapalnika;
  • blok nadajnika - odbiornika radiozapalnika i mechanizm zabezpieczająco-wykonawczy;
  • nadajniki ciśnienia dynamicznego.

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

  • ładunek bojowy z dwoma pobudzaczami;
  • instalacja elektryczna radiozapalnika;
  • przewody wielkiej częstotliwości anten odbiorczych radiozapalnika.

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:

  • zbiornik kulisty na sprężone powietrze;
  • mechanizm programowy lotu rakiety;
  • blok sterowania pilota automatycznego;
  • blok radiowego kierowania i odzewu;
  • bateria pokładowa;
  • przetwornica prądu;
  • gniazdo złącza pokładowego.

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:

  • mechanizm sterowy;
  • zespół napędowy drugiego stopnia;

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

Wymiary rakiety W-755 PZr S-75M Wołchow.
Rys. 19. Wymiary rakiety W–755 PZR S–75M “Wołchow”.

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. Więcej o silnikach rakietowych na paliwo ciekłe w artykułach: “Proces spalania w silnikach rakietowych na paliwo ciekłe”. i “Układy pneumatyczno-hydrauliczne rakiet”.

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.

Silnik startowy wraz ze statecznikami i przedziałem nr 7 – pierwszy stopień rakiety.

Budowa silnika startowego rakiety W-755.
Rys. 20. Budowa silnika startowego rakiety W-755. 1 - laski prochowe; 2 - uchwyty teowe do przenoszenia silnika; 3 - ruszt zapobiegający wypadaniu odłamków lasek prochowych w trakcie ich spalania; 4 - przepona chroniąca wnętrze silnika; 5 - wymienna wkładka dyszy; 6 - dysza silnika; 7 - zaczep zamków transportowych wózków montażowych i naczep transportowych; 8 - korpus silnika; 9 - rolki silnika; 10 - krzyżak montażowy stateczników.

Budowa silnika startowego rakiety W-755.
Rys. 21. Budowa silnika startowego rakiety W-755. 1 - wsporniki mocowania silnika do przedziału nr 7; 2 - pokrywa bojowa silnika; 3 - obejma podsypki prochowej; 4 - podsypka prochowa; 5 - laski prochowe; 6 - gniazda na piro-naboje inicjujące pracę silnika; 7 - rura gazowa łącząca się z czujnikiem pomiaru ciśnienia w komorze spalania silnika; 8 - korpus silnika (komory spalania); 9 - zaczep zamków transportowych wózków montażowych i naczep transportowych; 10 - rolki silnika; 11 - dysza silnika.

Silnik rakietowy na paliwo stałe zbudowany był ze stalowego korpusu (komory spalania) zawierającego 12 lasek prochowych (foto 10 i 11). Laski prochowe (typ paliwa RST–4K na bazie nitrogliceryny) posiadały kanały wewnętrzne i pokryte inhibitorem powierzchnie czołowe. Gwarantowało to stałą powierzchnię spalania lasek prochowych. Wmiary lasek prochowych:

  • długość laski prochowej – 1740 mm;
  • średnica zewnętrzna laski prochowej – 157 mm;
  • średnica wewnętrzna laski prochowej – 42 mm.

Silnik startowy (PRD-58) posiadał siłę ciągu w przedziale 35000 – 58000 kG i czas pracy od 2,5 do 4 sekund, w zależności od temperatury otoczenia. Silnik osiągał 0,7 maksymalnej siły ciągu po 0,05–0,13 sekundy od jego zapłonu.

Pokrywa bojowa silnika posiadała dwa kanały (gniazda) na piro–naboje (PP–9RSM). Piro–naboje służyły do podpalenia podsypki prochowej ( WG–2000A, 2 kG prochu czarnego), a ta uruchamiała proces spalania lasek prochowych. Jednocześnie, w wyniku powstałego ciśnienia, wypychana była przepona chroniącą wnętrze silnika przed wpływem warunków atmosferycznych. Ruszt w tylnej części komory spalania zapobiegał wypadaniu palących się kawałków lasek prochowych.

Wymienna wkładka dyszy regulowała przekrój krytyczny dyszy w zależności od temperatury otoczenia. Były dwie wkładki dyszy letnia i zimowa. W naszych warunkach klimatycznych w praktyce nie istniała potrzeba wymiany wkładek dyszy na zimowe. Wymiana wkładki na zimową (średnica przekroju krytyczny dyszy 245 mm, kolor szary) obowiązywała przy temperaturach otoczenia od plus 10°C do minus 50°C, letnia (średnica przekroju krytycznego dyszy 265 mm, kolor zielony) od plus 50°C do minus 20°C.

Wyjście rury gazowej połączone było z czujnikiem ciśnienia w komorze spalania. Czujnik dostarczał informację o czasie pracy silnika startowego.

Więcej o silnikach rakietowych na paliwo stałe w artykułach: “Silniki rakietowe na paliwo stałe”. i “Niestabilne spalanie w silnikach rakietowych na paliwo stałe”.

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 punktach 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:

  • Ciężar właściwy przy temperaturze +20 C: 1,575 G/cm
  • Temperatura zamarzania (w zależności od zawartości azotu): od -61 do -72°C
  • Temperatura wrzenia (w zależności od zawartości azotu): od +49,5 do +54°C

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:

  • Ciężar właściwy przy temperaturze +20°C: 0,845 G/cm3
  • Początkowa temperatura wrzenia: + 85°C
  • Temperatura, przy której wyparowuje do 99% paliwa: + 222°C
  • Temperatura całkowitego zamarzania: - 91°C.

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.

9.3. 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.

Start rakiety W-755.
Foto 22. Start rakiety W–755 PZR S–75M “Wołchow” na poligonie w Ustce.

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.

[ Na początek strony ]


Bibliografia:

1. Sergiej Ganin, Władimir Korowin, Aleksander Karpenko, Rostisław Angielski. – “System–75” – Technika i uzbrojenie wczoraj, dziś i jutro – Moskwa – 12/2003, 01/03/04/2003.