Wspomnienia i refleksje przeciwlotnika Część II i III – 37 i 38 dywizjon artylerii OPK1 – Glicko k. Nowogardu i Stargard Szczeciński 1972-1985. Dane taktyczno-techniczne PZR S-75M WOŁCHOW (SA-2 Guideline).
Przeznaczenie
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.
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.
Ostatecznie, zdecydowano się na zaprojektowanie nowej rakiety o nazwie R-113 (SA-1 Guild wg NATO). Rakieta weszła do produkcji seryjnej i znalazła się na wyposażeniu wojsk. Była to jednostopniowa rakieta 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 R-113.
W 1952 przystąpiono do prac nad nową rakietą. W 1954 roku rakieta była gotowa do prób, a w 1956 roku weszła na uzbrojenie wojska jako przeciwlotniczy zestaw rakietowy SA-75 „Dwina” (SA-2 Guideline wg NATO). Zestaw osiągnął gotowość operacyjną w 1957 r.
Tym razem rakieta 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, pułap 27,4 km. Rakietę produkowano na potrzeby ZSRR do 1969 roku.
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. Pilot katapultował się i został ujęty. Doszło do międzynarodowego incydentu. 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 pomyłkowo zniszczono własny myśliwiec przechwytujący MiG-15.
Możliwości bojowe nowego zestawu rakietowego zaskoczyły specjalistów w USA. Oficjalnie, po raz pierwszy zestaw został zaprezentowany na paradzie w Moskwie w 1957 r. na Placu Czerwonym.
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.
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 oficer naprowadzania ppor. Janusz Binder z nowo powstałego 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. Cel został zniszczony. Było to 12 października 1960 roku na poligonie rakietowym w Aszułuku w ZSRR.
Zestaw SA-75 był poddawany licznym modyfikacjom. Modyfikacje obejmowały samą rakietę i stację naprowadzania rakiet. Efektem szeregu modyfikacji, był między innymi zestaw S-75M Wołchow, eksploatowany w WOPK od lutego 1964 roku. Pierwszy zestaw rakietowy S-75M „Wołchow” otrzymało Centrum Szkolenia Specjalistów Artylerii i Radiotechniki w Bemowie Piskim.
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 da OPK dysponował już zestawami rakietowymi. Sprzęt 37 da OPK był rozwinięty przy lotniku w Płotach, a 38 da 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.
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 da OPK i obsług 38 da 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 da OPK nie miały prawa pełnić dyżurów bojowych. Równolegle z przegrupowaniem techniki bojowej, w rejon zasadzki przybyły dwie grupy bojowe z 21 da OPK Puck i 25 da 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 da OPK reprezentował dowódca grupy – kpt. Stefan Bartczak – zastępca ds technicznych dowódcy dywizjonu i por. Mieczysław Koźbiał – oficer naprowadzania. 25 da OPK reprezentował dowódca grupy – mjr Jan Zagórski – dowódca dywizjonu i por. Alfred Kazaniecki – oficer naprowadzania.
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.
Zestawy eksploatowane we WOPK były także modyfikowane. Przyczyniły się do tego doświadczenia nabyte przez konstruktorów podczas wojny w Wietnamie i innych konfliktach lokalnych. Zestaw i rakiety stawały się bardziej odporne na zakłócenia elektroniczne. Stacja naprowadzania rakiet wzbogaciła się o telewizyjny system śledzenia celów powietrznych.
Jako ciekawostkę, należy zasygnalizować fakt, że w Chinach w oparciu o rakietę HQ-2 (wersja licencyjna rakiety zestawu SA-75) zaprojektowano rakietę klasy ziemia-ziemia o zasięgu 150 km. Kod wg NATO CSS-8.
Podstawowe dane taktyczno – techniczne PZR S-75M
| Parametr | Wartość | J.m. |
|---|---|---|
| Liczba kanałów celowania | 1 | |
| Sposób naprowadzania rakiet | dowódczy | |
| Granice strefy ognia: | ||
| – dalsza | 43 | km |
| – dalsza pasywna | 56 | km |
| – bliższa | 7 | km |
| – górna | 30 | km |
| – górna do balonów automatycznie kierowanych | 35 | km |
| – dolna (z rakietami 20 DSU) | 100 | m |
| – dolna (z rakietami 20 DP) | 300 | m |
| Cykl strzelania | 2 | min |
| Zakres prędkości niszczonych celów: | ||
| – na kursie spotkaniowym | 1100 | m/s |
| – w pościgu | 420 | m/s |
| Minimalna powierzchnia skuteczna odbicia celu | 0.5 | m2 |
| Prawdopodobieństwo zniszczenia celu 1 rakietą | 0,6 | |
| Jednostka ognia | 12 | szt. (rakiet) |
| Liczba wyrzutni | 6 | szt. |
| Moc w impulsie nadajnika celu (zakres cm) | 0.9 | MW |
| Czas osiągania gotowości nr 1 w warunkach dyżurnych: | ||
| – z sieci przemysłowej | 6 | min. |
| – z agregatów polowych | 11 | min. |
| Manewrowość zestawu: | ||
| czas przejścia dywizjonu z położenia bojowego w marszowe: | ||
| – z SO ze schronami | 7 | h |
| – z SO typu polowego | 5,5 | h |
| czas przejścia dywizjonu z położenia marszowego w bojowe: | ||
| – z SO ze schronami | 7,5 | h |
| – z SO typu polowego | 6 | h |
Export to Sheets
Wyposażenie PZR S-75M
I. Stacja naprowadzania rakiet SNR -75 W.
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
II. Radiolokacyjna stacja wstępnego poszukiwania P-18 i wysokościomierz PRW-13.
III. Zespół zasilania w składzie:
- kabina rozdzielcza (RW);
- trzy elektrownie ESD-100.
IV. Bateria startowa w składzie:
- 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).
V. Bateria techniczna w składzie:
- sprzęt technologiczny do montażu i zbrojenia rakiet;
- stacja kontrolno-pomiarowa do sprawdzania i regulacji parametrów pokładowych rakiety (RSKP);
- 2 dźwigi samojezdne ŻSH-6,3 (zaprojektowane i produkowane w Polsce);
- 2 przyczepy do przewozu rakiet w opakowaniach fabrycznych (MMZ);
- 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);
- 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.
Rakieta W-755 zestawu S-75M – budowa i podstawowe dane taktyczno- techniczne.
| Parametr | Wartość | J.m. |
|---|---|---|
| Długość rakiety wraz z wysuniętą osłoną rurki odbiornika ciśnienia powietrza (pierwszy i drugi stopień są połączone) | 10 778 | mm |
| Długość drugiego stopnia z rurką PRD-98 | 172 | mm |
| Średnica pierwszego stopnia | 654 | mm |
| Średnica drugiego stopnia | 500 | mm |
| Rozpiętość destabilizatorów | 668 | mm |
| Rozpiętość skrzydeł | 1691 | mm |
| Rozpiętość skrzydła z lewej strony kadłuba | 821,5 | mm |
| Rozpiętość skrzydła z prawej strony kadłuba | 869,5 | mm |
| Rozpiętość sterów | 1072 | mm |
| Rozpiętość stateczników | 2566 | mm |
| Ciężar całkowity pierwszego i drugiego stopnia | 2397 | kG |
| Ciężar ładunku bojowego | 196 | kG |
| Ciężar paliwa | 169,5 | kG |
| Ciężar utleniacza | 545 | kG |
| Ciężar powietrza w zbiorniku kulistym | 8,8 | kG |
| Ciężar uzbrojonego silnika startowego w opakowaniu fabrycznym | 1185 | kG |
| Ciężar drugiego stopnia rakiety w opakowaniu fabrycznym. | 1390 | kG |
Export to Sheets
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.
Rakieta W-755 Jest rakietą dwustopniową. Pierwszy, startowy stopień rakiety stanowią: silnik rakietowy na stały materiał pędny PRD-58 z rozmieszczonymi na nim czterema statecznikami i przedział nr 7.
Drugi stopień rakiety składa się z płatowca i rozmieszczonych w nim: uzbrojenia, wyposażenia i zespołu napędowego. Płatowiec drugiego stopnia składa się z kadłuba i przymocowanych do niego destabilizatorów, skrzydeł i sterów. Kadłub drugiego stopnia rakiety jest podzielony na sześć przedziałów, przy czym przedział nr 5 dzieli się na dwie części – przedziały nr 5A i 5B. Przedział 6 znajduje się w przedziale 7, zaliczanym do pierwszego stopnia rakiety. Przedział 7, w kształcie stożka oporowego, łączy silnik startowy za stopniem marszowym rakiety i zapewnia przekazanie siły ciągu silnika startowego na główną (marszową) część rakiety.
Rakieta jest skonstruowana według normalnego układu aerodynamicznego (stery znajdują się za skrzydłami) z nieruchomymi destabilizatorami ustawionymi na części nosowej kadłuba. Destabilizatory, zmniejszając zapas podłużnej stateczności statycznej, pozwalają na zwiększenie kątów natarcia, a przez to na zwiększenie przeciążeń rozporządzalnych.
Wszystkie płaszczyzny nośne i stery rakiety są rozmieszczone według układu “X”, pod kątem 90°. Zastosowanie dwóch par skrzydeł rozstawionych pod kątem 90° jako płaszczyzn nośnych pozwala na uzyskanie jednakowej zdolności manewrowej rakiety w dwóch prostopadłych do siebie płaszczyznach.
W przedziale 1 kadłuba rakiety, wykonanym ze stopu aluminiowego i magnezowego oraz z materiału przepuszczającego energię elektromagnetyczną znajdują się:
- 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.
Silnik rakietowy na ciekły materiał pędny składa się z komory spalania i umocowanego na jej głowicy zespołu turbopomp wraz z zaworami rozruchowymi i urządzeniami regulacji pracy silnika.
Przedział nr 6, wykonany ze stopu aluminiowego, jest ostatnim przedziałem drugiego stopnia rakiety i stanowi tylną owiewkę o kształcie stożka ściętego, zakrywającą silnik rakietowy.
Do tylnej ścianki czołowej przedziału są przymocowane anteny radiowego kierowania i radiowego odzewu oraz kołnierz, rury wylotowej gazów z zespołu turbopomp silnika.
W środku ścianki przedziału znajduje się otwór na dyszę silnika.
Pierwszy stopień rakiety stanowi silnik startowy wraz ze statecznikami i przedziałem nr 7. Przedział nr 7, wykonany ze stopu magnezowego, jest stożkiem oporowym łączącym silnik startowy z drugim stopniem rakiety. Przedział nr 7 jest przymocowany do przedziału nr 5B w czterech punktacji zamkami mocującymi. Zamki są zamknięte przez napięte ściągające taśmy magnezowe. Taśmy są wyprowadzone na zewnątrz ściany tylnej przedziału, naprzeciw dyszy silnika. W momencie rozpoczęcia pracy przez silnik taśmy magnezowe przepalają się, zamki mocujące zwalniają się, ich zaczepy wychodzą z gniazd połączenia na przedziale nr 5B i następuje rozłączenie pierwszego stopnia rakiety z drugim.
Paliwo silnika marszowego II stopnia rakiety
Silnik marszowy rakiety pracuje na samozapłonowym, paliwie, którego składnikami są: utleniacz AK-20K i paliwo TG-02.
Utleniacz AK-2OK jest roztworem czterotlenku azotu N2O4 i kwasu azotowego. Zasadniczo właściwości fizyczne utleniacza AK-2OK:
- 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.
Praca rakiety po wydaniu komendy na start.
Rakieta startuje z wyrzutni SM-90 pod kątem w stosunku do poziomu. W czasie pierwszych 5-6 sekund swego lotu do celu nie jest kierowana z ziemi. Tor niekierowanego odcinka lotu jest określony kątem startu, zadanym z radiolokacyjnej stacji naprowadzania rakiet RSNR-75W. Po upływie 1,5 sekundy od chwili zejścia rakiety z wyrzutni ciśnienia powietrza w instalacji ciśnienia dynamicznego osiągnie 0,4 atm i włącza się silnik stopnia marszowego rakiety.
Po uruchomieniu silnika głównego Jego gazy wylotowe przepalają taśmy magnezowe znajdujące się w strumieniu gazów i zostają zwolnione zamki mocujące pierwszy stopień rakiety z drugim.
Po upływie 2,5-4 sekund ładunek prochowy silnika startowego spala się. Siła ciągu przyspieszacza maleje i pod wpływem siły ciągu silnika drugiego stopnia oraz siły oporu czołowego powietrza, działającej na przyspieszacz, drugi stopień rakiety oddziela się od pierwszego.
Po upływie 2,5 sekund od momentu oddzielenia się drugiego stopnia rakiety od pierwszego drugi stopień rakiety rozpoczyna lot kierowany za pomocą przekazywanych sygnałów kierujących z naziemnej radiolokacyjnej stacji naprowadzania. Tor lotu jest zadany metodą naprowadzania i parametrami ruchu celu i rakiety.
Wypracowywane przez stację naprowadzania i odebrane przez aparaturę pokładową rakiety sygnały kierujące są przetwarzane i przekazywane sterom -organom wykonawczym sterującym lotem drugiego stopnia rakiety.
Kierowanie drugim stopniem rakiety odbywa się w dwóch prostopadłych do siebie płaszczyznach (w kącie pochylenia i kursie) za pomocą sterów wychylanych parami w jedną stronę. Wszystkie cztery stery służą także jako lotki do stabilizacji rakiety w kącie przechylenia, wychylają się one przy tym w różne strony.
Cel jest rażony za pomocą odłamkowego ładunku bojowego. Wybuch ładunku bojowego w rejonie punktu spotkania rakiety z celem jest spowodowany przez bezkontaktowy radiozapalnik, znajdujący się na pokładzie rakiety. W przypadku chybienia celu przez rakietę w odległości przekraczającej odległość graniczną działania radiozapalnika mechanizm samolikwidacji rakiety powoduje jej wybuch po upływie 76 – 86 sekund od chwili startu.