1 Suchkopf GSN 2 Autopilot
3 Funkzünder 4 Bordrechner
5 Sicherungs- und Ausführungsmechanismus , logische Schaltung
zum Zünden Gefechtsteil 6 Gefechtsteil 7
Tank Triebwerk Stromversorgung und Hydraulikdruck
8 Oxyator, flüssig 9 Druckbehälter
Druckluft 10 Booster , Startbeschleuniger 11
Tank Treibstoff , flüssig 12 Generator Stromversorgung
13 Oxydator Triebwerk Stromversorgung und Hydraulikblock 14 Tank
Hydraulik , Steuerung Ruder über Druckluft 15 Marschtriebwerk
flüssig 16 Luftruder Steuerung
9 Druckluft : Treiben der 2 flüssigen
Komponenten in den Motor .
7 und 13 eine Turbine erzeugt
Hydraulikdruck für die Ruder und Bordspannung 28 V
.
Bezeichnungen
S 200 / SA 5 Fla Rakete
W 860 oder
5W21 ( im Jahr 1967 )
W 860PW oder 5W21P
( im Jahr 1970 )
W 870
Reichweite 300 Km
W 880 oder 5W28
W 880 E oder 5W28 E
Exportversion
W 880 M oder 5W28M
nukleare Version ( im Jahr 1967 )
Fla Rakete auf TLF Transport und Ladefahrzeug
Bild : HPASP
Flüssigbrennstoff (Samin / TG-02) 586
kg / 700 l
Oxydator (Melange / AK-27P) 1680 kg / 1050 l
Brenndauer des Marschtriebwerkes 51 s - 150 s
TG 02 (oder Tonka null-dwa) ist ein nervenschädigendes Gift
Der Flüssigtreibstoff ist dem des S 75 Flugabwehrsystems
ähnlich , bei S 200 System ( hier
) ist der Jod Anteil höher
Masse der Booster 3100 kg
Brenndauer der Booster 3 s - 5,1 s
Marschgeschwindigkeit 1400 m/s
Auffassungsentfernung des Gefechtskopfes 350 km
Zünder halbaktiver funkelektronischer Annährungszünder
Gefechtskopf konventioneller Splittergefechtskopf
Masse des Gefechtskopfes 217 kg
Zusammensetzung des Gefechtskopfes 16 000 Kugeln à 2 g
21 000 Kugeln à 3,5 g
Suchkopf "GSN" sucht noch auf der Rampe am Boden das
Ziel ( empfangene Energie die von der Zielaufhellung kommt ,
Kabine K1 und
K2 mit
Funkortern zur Zielbegleitung. )
Signale für Ruder werden durch diesen Kopf erarbeitet. Die Leitstation
beleuchtet nur das Ziel.
Ein Geschwindigkeitsfolgesystem schaltet sich auf das Ziel und begleitet nach
der Geschwindigkeit.
( Dauerstrich , hier: Veränderung der Phasengeschwindigkeit.)
Bei Abriss des
Folgesystems nach der
Geschwindigkeit detoniert das Gefechtsteil ( in unmittelbarer Zielnähe )
Dieses Verfahren erlaubt ohne Entfernungsbestimmung in Zielnähe das optimale
Zündkommando zu bestimmen.
Der Raketen-Lenkkopf
erfasst vor dem Start (auf der Startrampe) und auf die Steuersignale
der Kabine K3
die Zielsignale der Aufhellstation
K1 über die
Kabine K 2 .
Danach wird das Erfasste Ziel ständig und automatisch durch den Zielsuchkopf
begleitet und Lenkkommandos für die fliegende Rakete abgeleitet.
Nach Abriss der Geschwindigkeits_Entfernungsbegleitung detoniert der
Gefechtskopf in unmittelbarer Zielnähe (
Abriss der Geschwindigkeitsbegleitung )
Der Lenkkopf besteht aus :
kreiselstabilisierte Antenne
Empfangsumformerblock ( ZF
Umformung )
HF-Kopf. ( auswechselbar, Verbindung mit Aufhellstation K1 )
Die Antenne wird durch eine HF-durchlässige Raketenhaube
abgedeckt . Der
Brechwinkel der Strahlen des Lenkkopfes ist im Bordrechner eingestellt .
Nach der Zielzuweisung der Kabine K2 wird
über die Kabine K3 der Suchkopf im Flugkörper auf der Rampe auf das Ziel
gestellt. Der Kopf ist frei beweglich. Nachdem mehrere Suchköpfe das Ziel
erfasset haben ( mehrere Flugkörper auf den Rampen ) , wird der Kopf mit dem günstigsten Signal - Rauschverhältnis für
das zu bekämpfende Ziel ausgewählt. Der Spektrum- Analyser zeigt dem
erfahrenen Beobachter die Zielart an : Jabo, Hubschrauber etc.
Der Such-Kopf GSN arbeitet nach dem
Prinzip der Monopuls- Antenne . Das empfangene reflektierte Signal von Ziel hat
eine geringe Bandbreite von 200 Hz ( ! )
Gefechtsteil
Das Splitter-Gefechtsteil wird durch den halbaktiven funkelektronischen Annäherungszünder 5E50 gesteuert. Er arbeitet passiv, d.h.
er nutzt die vom Ziel reflektierten Signale der Aufhellstation. Hierbei
gewährleistet der „Sicherungs- und Ausführungsmechanismus" ( PIM ) ein fünffaches
Sicherungssystem für die Schärfung des Gefechtskopfes.
( anliegende
Beschleunigung in Längsrichtung 30 g = der
Flugkörper ist wirklich gestartet, es liegen reflektierte Zielsignale am
Suchkopf an , )
Der Gefechtskopf wiegt über 200 Kilogramm und enthält in einer äußeren Hülle
37. 000 Stahlkugeln in zwei Größen (16.000 Kugeln zu je 2 Gramm; 21.000 Kugeln
zu 3,5 Gramm) sowie 90 Kilogramm Sprengstoff in der inneren Hülle.
Der Sprengkopf ermöglicht die Zielvernichtung im Radius / Entfernung bis zu
120 m Der dichte Splitterstrom bewegt sich in einem Winkel von 120 ° vom
Gefechtsteil schräg nach vorn weg.
Raketentreibstoff
Brennstoff Samin
(Gemisch aus Di - und Tri-Ethylamin) und dem Oxydator „Melange" (Gemisch aus
98%-ige Salpetersäure und 5% Phosphorsäure) - erzeugte einen Schub von ca.
10.000 Kilopond. In Abhängigkeit von Zielentfernung und Höhe arbeitet das
Triebwerk mit unterschiedlichen Programmen die die energetisch günstigste
Flugbahn gewährleisteten.
Flüssigbrennstoff (Samin / TG-02) 586
kg / 700 l
Oxydator (Melange / AK-27P) 1680 kg / 1050 l
Brenndauer des Marschtriebwerkes 51 s - 150 s
Die Zahl hinter AK,
also 20 oder 27, hat etwas mit dem ungefähren Gehalt an Stickstofftetroxid
(N2O4) zu tun. Bei Melange 27i betrug er um die 27%, bei Melange 20k so um die
20%.
Die Verwendung unterschiedlicher Anteile von Stickstofftetroxid hat meiner
Erinnerung nach zumindest zwei Gründe. Zunächst verringert die Beimengung des
N2O4 die Korrosionswirkung der Salpetersäure und erhöht damit zugleich die
Lagerfähigkeit des Oxydators. Außerdem verbessern sich die energetischen
Eigenschaften des Oxydators, da Stickstofftretroxid sehr viel Sauerstoff
enthält.
Leider ist die Erstarrungstemperatur (-11,2°C) sehr hoch und die
Siedetemperatur (+21°C) sehr niedrig. Je nach Einsatzprofil der Rakete muss
also der Treibstoff entsprechend angepasst werden.
Die kleinen
Buchstaben am Ende der Treibstoffbezeichnung.: Hiermit werden bestimmte
geringere Beimengen des Oxydators gekennzeichnet. Der Buchstabe "f" weist z. B.
auf Fluor-Beimengungen hin. Der Buchstabe "i" ist meines Wissens der Hinweis auf
die Anwesenheit von Jod.
Diese ganzen Beimengungen sind unter der Bezeichnung Inhibitoren bekannt und
dienen insgesamt dazu, die chemischen Eigenschaften eines bestimmten Stoffes zu
verbessern. Bei den Oxydatoren auf Salpetersäurebasis geht es da
schwerpunktmäßig um die Verringerung der Korrosionswirkung.
Gemäß DV 065/0/003
Sicherstellung mit Raketentreibstoffen unter Garnisionsbedingungen waren im
offenen Sprach- und Schriftverkehr für die Raketentreibstoffe folgende offene
Bezeichnungen zu verwenden:
a) Oxydator AK 20k - Melange 20k,
b) Oxydator AK 27i - Melange 27i,
c) Oxydator AK 27p - Melange 27p,
d) Brennstoff TG 02 - Samin,
e) Brennstoff TM 185 - T 185.
Der Flüssigtreibstoff war dem des S 75 System ähnlich , bei S 200 System ( hier
) war der Jod Anteil höher
Tankfahrzeug , oder
Neutralisationsfahrzeug 5 L 22
Historie
Dieser Raketentreibstoff beruht
auf dem deutschen Treibstoff " TONKA " .
Dieser wurde in den Jahren 1941 bis 1945 für deutsche Fla Raketen
entwickelt. Russische Greifkommandos sammelten bei
Kriegsende alles ein, ua. auch den Raketenmotor der deutschen A4 (
heute bekannt unter Rakete V 2 )
Tonka besteht aus 11 Komponenten .
3763762140
Stalins V 2 , Uhl , Wehrtechnische und wissenschaftliche Wehrkunde,
Doktorarbeit , S 51
Der Motor arbeitet im Dauerbetrieb, ist nicht ein oder
abschaltbar. Lediglich die Brenndauer ist regulierbar. Die
Verbrennungstemperatur der Gase erreicht in der Brennkammer 2500 - 3000 °C. Die
Verbrennungsgase werden durch den Tubus und Röhre nach hinten ausgestoßen. Die
Zündung erfolgt über eine Pyropatrone. Eine typische schwarze Wolke zeigt beim
Start die Zündung des Triebwerkes an.
Ein Schubkraftregulator ( 5F45 ) regelt nach Angaben
des Rechners der die energetisch günstigste Flugbahn kalkuliert , den Schub. Der
Schub wird konstant auf 10000 Kp ( +- 300 ) gehalten. Je nach Flugaufgabe kann
der Schub auch minimal 3200 Kp ( +- 180 ) betragen. Vor Abschaltung des
Triebwerkes wird der Schub auf 13000 Kp erhöht.
Es sind mehrere Flugprogramme für das
Triebwerk möglich. Mit Programm1 wird eine starke Beschleunigung erreicht . Ab
der 43 .Sekunde wird die weitere Beschleunigung verzögert. Programm 2
gewährleistet einen Schub von 8200 Kp ( +- 350 ). Nach 100 sec Flugzeit ist der
Treibstoff aufgebraucht . ( aktiver
Flugabschnitt ist beendet , der Flugkörper fliegt passiv weiter )
Bis zur 50 . Sekunde ist es jederzeit
möglich den Schub auf maximal einzustellen.( 8200 - 10000 Kp )
Die beiden Komponenten
Treibstoff u. Oxidator werden auch bei unterschiedlichen Beschleunigungen
über Druckluft konstant dem Motor zugeführt.
Der Block 5i 43 erzeugt die
Bordspannung ( Gleichspannung ) , gleichzeitig erzeugt dieser Block den hohen
Hydraulikdruck zur Bewegung der Ruder im Fluge.
Während der Startsequenz wird ( ua ) eine
Pyropatrone. Die Stromversorgungsturbine dreht durch die Verbrennungsgase der
Pyropatrone an . Nach 0,55 sec wird die Turbine durch die beiden
Komponenten des Flüssigkeitstriebwerkes betrieben .Nach 0,92 sec .hat die
Turbine ihre Nominaldrehzahl erreicht . Erst jetzt gelangt ein
elektronisches Signal zum Bordrechner und es erfolgt die Erlaubnis und
Umschaltung von Stromversorgung über die Startrampe auf eigene Stromversorgung .
( Drehzahl 38200 ±3% / min ), 65 PS Leistung .Diese Leistung wird über 200
sec aufgebracht .
Mit dem
elektronischen Kommando "Start" wird (ua ) die Arretierung des Gyroskopes
im Autopiloten gelöst , die Turbine ( flüssig ) arbeitet
autonom und die Pyropatronen der Booster werden gezündet .
Druckluft ( Ballon ) treibt die 2 flüssigen Komponenten in das Triebwerk .Mittels
Drucksteuerung über die Druckluft erfolgt die Schubregulierung auf gleichmäßige
Beschleunigung und Verbrennung .
Spitze , Flugkörper . Foto privat Autor
Lenkverfahren :
Halbaktive Lenkung.
Anleuchtung und Erfassung der reflektierten Zielsignale
durch Empfangskopf " GSN "
in der Rakete.
Auf dem Schiessplatz in Russland wurde das Auffassen während des Fluges geübt
und durchgeführt. Dieses Verfahren war für Deutsche unüblich. ( Erst Starten
, danach Erfassen )
Dieses Lenkverfahren an sich ist für Systeme der
Luftverteidigung ( russ.) ungewöhnlich.
S 75 , S125 NEVA werden aktiv gelenkt, hat aber durch Dauerstrich mit sehr
großer Sendeleistung und
sehr geringer Bandbreite ( 200 Hz) Vorteile wie Störfestigkeit und "Kraft durch
Power."
Die Entfernung wird durch Pseudopuls
mit Dauerstrich
bestimmt .
Die Problematik , sehr hoher Empfängerempfindlichkeit
und sehr große Leistung an eng aneinander liegenden
Antennen wurde typisch russisch gelöst : "elektromagnetisches Messer"
Hier macht sich die Grundlagenforschung russ. Institute und verblüffende
einfache aber wirksame
technische Lösungen bemerkbar. Der Rechner , eigentlich der
" Drahtverhau " , ist ein vormaliger U- Boot - Rechner .
( analog )
Fla-Rakete 5W28
Die Fla Rakete 5W28 (W-880 Ä) ist
eine Zweistufen - Rakete mit seitlich angebrachten Starttriebwerken. Der
Preis pro Rakete lag bei ca. 1.000.000 Rubel (3.000.000,- Mark der DDR ). Sie
hat eine Länge von 10,4 Meter und ein Startgewicht von 7.018 Kilogramm. Der
Durchmesser beträgt 7,52 Meter; die Breite mit Flügeln 5,10 Meter.
Der Start ( von der
Kabine K 2 ) erfolgt
mit vier Feststoff - Startbeschleunigern 5S25 als Booster mit einer Verzögerung
von zwei Sekunden nach Zündung der Pyropatronen.
Die Rakete erreicht nach dem Start eine Geschwindigkeit von ca. 1.400 m/s Nach einer Brenndauer von etwa
5
Sekunden erfolgt der paarweise Abwurf der Startbeschleuniger. Bereits in der
zweiten Sekunde des Fluges hat das Marschtriebwerk Schub und
eine Beschleunigung von 20g erreicht. Nach der Trennung von den
Startbeschleunigern geht die Fla Rakete in die Marschphase über. Die Gesamtbrenndauer
des Marschtriebwerkes kann und 150 Sekunden erreichen . Die
Triebwerksanlage der zweiten Stufe - ein Zweikomponenten - Flüssigkeitstriebwerk
mit Turbopumpensystem, dem Brennstoff Samin
und dem Oxydator „Melange" erzeugt einen Schub von ca. 10.000 Kp. In Abhängigkeit
von Zielentfernung und -höhe kann das Triebwerk mit unterschiedlichen
Programmen arbeiten, die die energetisch günstigste Flugbahn gewährleisteten.
Mit Beginn der Marschphase arbeitet der Autopilot
mit dem Bordrechner
und erarbeitet Lenkkommandos. Die Bordlenkapparatur gewährleistet eine
gelenkte Raketenflugbahn in Richtung zum zu bekämpfenden Ziel nach dem halbaktiven Lenkverfahren, während der Autopilot die
Stabilisierung der Rakete bezüglich ihres Massezentrums und die Lenkung
entsprechend den Lenkkommandos verwirklicht.
Nach dem Start fliegt die Rakete autonom
. Der Suchkopf fasst das Ziel auf und danach wird der Flugkörper gestartet.
( Normales Verfahren der Feuereröffnung )
Wurde nicht im Standardverfahren
geschossen begann jetzt die Betriebsart "Erfassen im Flug "
Der S-200 ermöglicht die Vernichtung von Flugzielen zwischen der
„nahen und fernen Grenze der Vernichtungszone", d.h. zwischen 17
Kilometern bis ca. 240 Kilometer mit einer Trefferwahrscheinlichkeit von
von 80 % ( eine Rakete) und 95 % ( zwei Raketen ).
Die „nahe Grenze der
Vernichtungszone" wird durch die Zeit bestimmt, die
erforderlich ist, den Flugkörper auf die kinematische Flugbahn zu bringen
. Sobald die Abweichung vom notwenigen und noch vorhandenen Punkt im Raum
abgearbeitet ist , wird die Zielvernichtung erstmalig in der Entfernung möglich.
Diese Abweichung von der errechneten
und vorhandenen Lage im Raum wird ständig ( in Echtzeit ) abgearbeitet.
Wenn der noch vorhandene Fehler im Raum den Wirkungsradius des Gefechtsteiles
erreicht, wird die Zielvernichtung erstmalig möglich .
Wegen Masse und Geschwindigkeit wird
diese Abweichung nach dem Start erstmalig bei 17 Km abgearbeitet.
Das ist die nahe Grenze der
Vernichtungszone.
Typische Unterbringung
TLF Garage ,
Transport und Ladefahrzeug . Flugkörper wurde montiert , noch nicht betankt und
wird in einer Halle auf einem Fahrzeug gelagert.
Fertig montierte und betanke Fla Raketen werden automatisch auf die leer
geschossene Rampe befördert. Im Frieden und Ausbildung wurde die Übungsrakete
von einem Bediener begleitet und notfalls angehalten.
KIPS
Kontroll - und Prüfeinrichtung . Der Flugkörper wird von einer Kabine überprüft.
Der Flugkörper wird enttankt / ist nicht betankt und wird über einen analogen
Rechner getestet . Die Software wird über Lochstreifen aus Plastik eingelesen.
Es gibt verschiedene Prüfprogramme. Zur Verhinderung von Abstrahlung von HF
durch den Flugkörper / Testeinrichtung ist die Halle mit Metall verkleidet
.
Fehlersuche erfolgt "mechanisch " mit dem "
Eisenbuch " Der Rechner zeigt eine analoge Ziffernfolge an.
Im "Eisenbuch" werden nun an diesen Stellen
Metallstäbe in codierte Löcher eingeschoben. Nach Schütteln und Anheben
fallen 2-4 Karteikarten heraus, diese sind mögliche fehlerhafte
Baugruppen. Zusätzliche Routinen helfen den Fehler zu finden.
Das Prüfprogramm ist eine lange
Plastikrolle mit ausgestanzten Löchern ( digital ) . Fehler werden als Ziffern Code ausgegeben.
