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       PATRIOT       

   

                                                taktische technische Angaben Flugkörper 5W 28E

 

Länge 10 764 mm
Durchmesser 75,2 cm
Spannweite 2520 mm / 5100 mm
Gesamt-/ Startmasse 7018 kg
Flüssigbrennstoff (Samin / TG-02) 586 kg / 700 l
Oxydator (Melange / AK-27P) 1680 kg / 1050 l
Brenndauer des Marschtriebwerkes 51 s - 150 s
Masse der Booster 3100 kg
Brenndauer der Booster 3 s - 5,1 s
Marschgeschwindigkeit 1400 m/s
Auffassungsentfernung des Gefechtskopfes 350 km
max. Zielvernichtung  bei Zielhöhe 12 km -20 km 240 km
Zielhöhe 0,3 km - 35 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

           

                          

                                     Flugkörper 5w21

                          

                           Quelle : westnik PVO

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 

 

                    

   Bild  :  Peenemünde .   www.S-200.de   

 

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

 

Anteil Komponente chem. Formel
Oxydator AK27I
24-28% Stickstofftetroxid N2O4
69,8% Salpetersäure HNO3
1,3-2,0% Wasser H2O
0,15-0,2 % Jod J2
Brennstoff TM185
56% Kerosin
40% Trikresol
Startbrennstoff TG02
48-51,2% Xylidin (CH3)2C6H3
48-51,2% Diethylamine
Triethylamine (C2H5)2NH
(C2H5)3N
 

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

 

 

Booster und Starbeschleuniger       5C25

Typ :   5S28  oder 5S25      .     Anzahl   :  4

 

Raketenmotor   5Д12      5 D12

Brenndauer :     51 -150 sec .

    hier Motor 5D67

Raketenmotor . Ausbildungsposter.  www.s200.de

  Museum Pinow

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.

 

 

Stromversorgung im Flugkörper

 

Umformer erzeugt + 28 V Gleichspannung .

 

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.

Der Startschub eines   Boosters beträgt  40.000 Kp.

                                                    Video Start S 200

 

                                                  

                         

 

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 ).  

                        siehe auch    Vernichtungswahrscheinlichkeit

                                

 VZ   Luftabwehrsystem S 200  SA 5

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.

       

 

 

                                         Vernichtungszone

 

 

 

 

 

                                                 

                              Lademaschine . Badingen 1990

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.

 

 

                  

                  mit freundlicher Genehmigung   heinz hesse 4333/fük     

 

 

 

 

 

 

 

 

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