Sistema de misiles antiaéreos S-200

SISTEMA DE MISILES ANTIAÉREOS S-200

18.02.2008
MILITARES IRANÍES PROBARON EL S-200 RUSO

Las pruebas se llevaron a cabo en presencia de representantes de alto rango del comando militar de la República Islámica y fueron exitosas. El S-200 es un sistema de misiles antiaéreos de largo alcance desarrollado en 1967. El domingo, el ejército iraní llevó a cabo una prueba de los sistemas avanzados de misiles antiaéreos S-200 de fabricación rusa recientemente entregados por Rusia al país, informa un corresponsal de RIA Novosti desde Teherán.
Las pruebas se llevaron a cabo en presencia de representantes de alto rango del comando militar de la República Islámica y fueron exitosas.
“El poder militar de Irán sirve a la paz y la tranquilidad en la región”, dijo el comandante de la Fuerza Aérea del Ministerio de Defensa iraní, Ahmad Migani, durante las pruebas.
El S-200 es un sistema de misiles antiaéreos de largo alcance desarrollado en 1967. Representantes de las autoridades iraníes han mencionado anteriormente que están negociando con Rusia el suministro de sistemas S-300 más modernos a este país. La parte rusa negó el hecho de tales negociaciones.
Lenta.ru

07.07.2013
El complejo militar-industrial de Irán ha optimizado los sistemas de misiles antiaéreos S-200 de fabricación soviética, reduciendo su tiempo de reacción. Así lo afirmó el general de brigada de la Fuerza Aérea iraní Farzad Esmaeli, según FARS. Según él, gracias a las mejoras, el tiempo requerido para lanzar un misil después de detectar un objetivo aéreo se ha reducido significativamente.

07.01.2014
El general de brigada Farzad Izmaeli dijo que Irán continúa trabajando para optimizar y mejorar los sistemas de defensa aérea S-200 de fabricación soviética. Las Fuerzas Armadas iraníes están desarrollando nuevas tácticas para el uso de estos sistemas. El ejército ha logrado algunos avances en la mejora de la eficiencia de estos sistemas, que actualmente son la base del escudo aéreo de "largo alcance" del país, informa armyrecognition.com.
El general señaló que se tomaron medidas para aumentar la movilidad de los sistemas de misiles S-200, que anteriormente no diferían en flexibilidad y movilidad. Características significativamente mejoradas de potencia de fuego y rango objetivo. Al mismo tiempo, se indica que se trabaja en ampliar el rango de blancos a alcanzar y su número.
Se supone que en los próximos 9 meses la primera batería del complejo S-200 modernizado será desclasificada y demostrada al público.

En relación con el accidente de un Boeing 777 en la zona de exclusión aérea declarada por Ucrania, es oportuno recordar un incidente similar ocurrido en 2001.

El 4 de octubre de 2001, un Tu-154M de Siberia Airlines se estrelló sobre el Mar Negro, volando el vuelo 1812 en la ruta Tel Aviv-Novosibirsk. Según la conclusión del Comité Interestatal de Aviación (IAC), a una altitud de 11.000 metros, el avión fue derribado involuntariamente por un misil antiaéreo S-200 ucraniano disparado al aire como parte de ejercicios militares realizados en la península de Crimea. . Los 66 pasajeros y los 12 miembros de la tripulación murieron.

En fragmentos de la piel de la aeronave, se veían agujeros redondeados, que a primera vista parecían agujeros de bala. Sin embargo, por su forma y, lo que es más importante, por su multiplicidad, se acercan a la conclusión de que tal daño solo puede ser causado por elementos de impacto de la ojiva del misil 5V28V del sistema de misiles antiaéreos S-200D.

Además, cualquier especialista en este complejo y cohete necesita solo una mirada a la naturaleza de los agujeros en los fragmentos levantados de la aeronave muerta para declarar con casi un 100% de garantía que tal daño puede ser causado por "bolas" que pesan 3- 5 g, que en la cantidad de 37 mil piezas completaron la ojiva de los primeros lanzamientos S-200. Cuando se detona una ojiva de fragmentación altamente explosiva, el ángulo de expansión de un número casi inimaginable de fragmentos es de 120 grados, lo que en la mayoría de los casos conduce a una derrota garantizada de un objetivo aéreo. Los fragmentos restantes de la aeronave después de caer al suelo se asemejan a un tamiz.

¿Cómo pudo pasar esto? Los comandantes militares ucranianos no pudieron evitar saber que si el sistema de misiles antiaéreos S-200 está involucrado en disparos reales, se debe proporcionar una zona de seguridad que sea 2-2,5 veces el alcance máximo de disparo del sistema de defensa aérea. Es decir, idealmente, era necesario liberar el espacio aéreo de todo tipo de aviones en casi toda el área del Mar Negro, hasta Turquía y Georgia. Esto, aparentemente, no se hizo.

En la época soviética, para los disparos de combate con el sistema de misiles antiaéreos S-200, se dio preferencia al campo de entrenamiento de Saryshagan, porque solo en este campo de tiro el campo de tiro prácticamente no estaba limitado en alcance y las condiciones de toda la seguridad prescrita. se cumplieron las medidas. En casos excepcionales, se permitió que el "200" disparara desde sus sitios de despliegue permanente, en la península de Kola y cerca de Norilsk en el Océano Ártico, donde no había objetos que pudieran ser alcanzados durante los lanzamientos. Incluso en el Lejano Oriente, se prohibió disparar S-200, porque los sitios de lanzamiento estaban ubicados cerca de áreas de navegación intensiva y numerosos corredores de vuelo de MGA.

Si no hubiera batallones de misiles antiaéreos S-200 en la agrupación de tropas de misiles antiaéreos involucradas en el ejercicio táctico con fuego real, entonces el lugar de disparo podría ser el campo de entrenamiento de Ashuluk en la región de Astrakhan. Este rango solo estuvo involucrado en casos excepcionales en el lanzamiento del sistema de defensa aérea S-200. Pero al mismo tiempo, se impusieron muchas restricciones severas a los disparos, lo que prácticamente excluyó la posible derrota de bienes civiles. Por lo tanto, en la época soviética, las medidas de seguridad durante el tiro real eran bastante estrictas. No hubo episodios en los que los misiles antiaéreos golpearan barcos militares civiles. (Solo una vez en la década de 1980 surgió una situación de emergencia cuando, durante un ejercicio importante, un caza MiG-31 fue derribado por misiles de aviación del mismo avión. Pero esta, como ven, es una historia completamente diferente).

Los primeros pasos del desastre.

Ahora, sobre algunas características técnicas del sistema de misiles antiaéreos S-200V Vega, sin las cuales difícilmente se entenderán las causas de la catástrofe que ocurrió sobre el Mar Negro. Estos detalles son muy importantes para recrear la imagen de lo que sucedió.

El hecho es que Vega utiliza un método continuo para emitir una señal de radio de sondeo y, por lo tanto, hay dos modos principales de operación del radar de iluminación del objetivo: MHI (radiación monocromática) y FKM (codificación de código de fase). En el caso de usar el modo MHI, el seguimiento de un objeto aéreo por un radar de iluminación de objetivo se lleva a cabo en tres coordenadas (ángulo de elevación - también es una altura aproximada del objetivo, - acimut, velocidad) y FKM - en cuatro (rango se añade a las coordenadas enumeradas). En el modo MHI, en las pantallas de indicadores en la cabina de control del sistema de defensa aérea S-200, las marcas de los objetivos se ven como franjas luminosas desde la parte superior hasta la parte inferior de la pantalla y, lo más importante, el alcance del objetivo es no determinado en este modo.

Al cambiar al modo FKM, el operador de captura realiza el llamado muestreo de ambigüedad de rango (que requiere un tiempo significativo), la señal en las pantallas adquiere la forma "normal" de la "señal doblada" y es posible determinar con precisión el distancia al objetivo. Esta operación suele tardar hasta treinta segundos y no se utiliza cuando se dispara a distancias cortas, ya que la elección de la ambigüedad del alcance y el tiempo que el objetivo permanece en la zona de lanzamiento son valores comparables. Es decir, determinar el alcance del objetivo a una distancia tan pequeña conducirá a su inevitable falla, lo que significa en la práctica recibir una calificación insatisfactoria para el desempeño de una misión de combate.

Ahora es el momento de pasar a las causas inmediatas que pudieron haber causado esta tragedia. Las condiciones de campo no siempre permiten (ya veces no proporcionan) colocar equipos de automatización y, lo que es más importante, proporcionar su apoyo de radar. En el campo de tiro, el modo de búsqueda S-200 generalmente se implementa utilizando la designación de objetivo "aproximada" del propio equipo de reconocimiento de radar del S-200: el radar 5N84A y el radio altímetro PRV-17. Hacemos hincapié en que la forma principal de obtener una designación de objetivo precisa para el "doscientos", que tiene capacidades de búsqueda relativamente débiles, se proporciona a partir de sistemas de control automatizados que proporcionan una detección de objetivo precisa sin búsqueda.

Dado que probablemente no hubo una designación precisa del objetivo en Cape Opuk, en tal situación, generalmente se usa el modo de búsqueda de sector en azimut (escaneo): en un sector de 4 por 4 grados u 8 por 8. El modo de "haz estrecho" ( 0,7 grados de ancho), ya que el alcance al objetivo es relativamente pequeño y el objetivo se clasifica como de tamaño pequeño según sus características. La elección del modo de "haz estrecho" se explica por la necesidad de garantizar capacidades de alta energía del radar de iluminación cuando busca un objetivo. Sin embargo, se utiliza exactamente el mismo modo para buscar objetivos a grandes distancias y altitudes. Por lo tanto, se dieron los dos primeros pasos hacia la tragedia: en primer lugar, no hubo un control preciso del objetivo y, en segundo lugar, se usaron los mismos modos y tipos de señal para buscar un objetivo pequeño, que se utilizan para buscar grandes vuelos de altura. -objetivos de tamaño.

Más lejos. Obviamente, la situación de objetivo creada por el ejército ucraniano se basó en objetivos de baja altitud y tamaño pequeño, que fueron designados por aviones del tipo Reis o BSR. El rango de lanzamiento de los barcos de la Armada de Ucrania, por regla general, no supera los 50-70 km. El "encuentro" de los misiles antiaéreos con el objetivo debía tener lugar a una distancia de 25-35 km. Dado que Cape Opuk tiene una elevación significativa sobre el nivel del mar, la búsqueda de posibles objetivos mediante radares de iluminación (ROC) S-200 se llevó a cabo en un ángulo de elevación de 0-1 grados. Pero si, cuando buscamos un objetivo de baja altitud, establecemos un ángulo de elevación de aproximadamente 1 grado en el ROC y aproximamos el haz del radar de iluminación del objetivo a un rango de 290-300 kilómetros, entonces en el haz ROC en este rango, el objetivo del que estamos hablando aquí, moviéndose a una altitud de 10-12 km.

En consecuencia, en un momento muy concreto coincidieron la bisectriz del sector de tiro de combate, la dirección del haz del ROC de la división de tiro, las características de altitud y velocidad del vuelo Tu-154 (ubicado a una distancia de 250-300 km) y el objetivo (lanzado desde un rango de 60 km a una altitud de su vuelo de 0,8-1,5 km). Por lo tanto, la República de China, después de una búsqueda sectorial con un ancho establecido del patrón de radiación en el modo de radiación monocromática, "resaltó" dos objetivos a la vez: un objetivo y un avión regular (los líderes militares afirman que cuando el objetivo fue escoltado, la República de China el seguimiento automático del objetivo falló y el modo de potencia máxima no se desactivó, es decir, la búsqueda continuó, pero esto aún no es un hecho).

A una distancia de 250-300 km, la marca del objetivo, que tiene una superficie reflectante efectiva, en las pantallas de indicadores de la cabina de control del sistema de misiles de defensa aérea K-2V S-200, en su intensidad y profundidad de fluctuación, es casi idéntica a las marcas de objetivos pequeños y de baja altitud que caen en el patrón de radiación ROC-200 del lóbulo inferior y muy dentado. Además, las velocidades radiales de movimiento de ambos objetivos muy probablemente coincidieron. Además, en el curso del tiro real, la situación se complicó por la interferencia, lo que aumenta significativamente la probabilidad de acciones erróneas por parte de las tripulaciones de las divisiones de tiro.

Los operadores, habiendo visto la marca del Tu-154 en las pantallas indicadoras, podrían tomarla absolutamente como una señal del objetivo "Vuelo", especialmente en el modo MHI, la información sin un rango al objetivo se muestra en las pantallas. Las tripulaciones ucranianas, que trabajaban en el MHI, debido al poco tiempo disponible para disparar a un objetivo y, al no querer obtener dos puntos por perder un objetivo de entrenamiento de combate, no pudieron cambiar al modo de determinación del alcance del objetivo (FKM), pero lo llevaron a cabo de inmediato. realizar la captura de objetivos y lanzar un misil a un objetivo en el modo de seguimiento de un objeto aéreo en tres coordenadas (ángulo, azimut y velocidad).

Dado que es técnicamente imposible determinar el alcance del objetivo en el MHI, en este caso se configura manualmente durante el disparo de acuerdo con los datos del equipo de reconocimiento. Supongamos que, si se supiera previamente que la aparición de un objetivo es posible a una distancia de 50-60 km, entonces el operador configura manualmente "cincuenta kilómetros" al disparar. Si, después de capturar el Tu-154, las tripulaciones cambiaron al modo FKM y eligieron la ambigüedad de rango, entonces la luz estroboscópica de rango habría ido a la distancia real al objeto aéreo. En este caso, se implementarían las funciones integradas en la computadora digital Plamya-KV, diseñada para calcular la zona de muerte del S-200, y la altura "desaparecería" inmediatamente en 10-12 km, y el rango -en 280- 300 kilómetros Y dado que aparentemente nadie usó el modo FKM durante el disparo, el rango establecido manualmente se mantuvo: 50-60 km.

El cabezal de referencia del misil (GOS) recibió una señal reflejada por el Tu-154, se observó la relación señal-ruido de 10 decibelios (uno a tres) establecida por las reglas de disparo, el operador del AUGN (control de GOS equipo) de la cabina de preparación y control de lanzamiento K-3V se emitió en la cabina de control "permiso para comenzar" y se puso en marcha de inmediato. Aparentemente, las tripulaciones creían que estaban escoltando un objetivo tipo Reis a una distancia de 50-60 km, sin embargo, dispararon contra un avión civil programado a una distancia de 250-300 km.

Técnicamente, incluso es posible que se disparara una ráfaga de dos misiles, uno de los cuales capturó la señal de corto alcance del objetivo Reis y el segundo, la señal distante, la señal reflejada del Tu-154. Por lo tanto, el primero de los misiles destruyó el objetivo y el segundo, el avión programado. Tal combinación de circunstancias, a pesar de toda su improbabilidad, bien podría haber ocurrido.

Captura de objetivos.

Cuanto más cerca se elevaba el segundo cohete y más cerca del Tu-154, más poderosa se volvía la señal reflejada por el avión regular, y el "encuentro" del cohete con el objetivo se producía en condiciones ideales. Por lo tanto, no podría haber habido ningún cambio de objetivo y recuperación, de los que tanto se habla: el segundo (o primer) misil desde el principio fue inequívocamente a un avión civil.

Además, supongamos que después de que el misil explotó y el objetivo regular fue destruido a una distancia de aproximadamente 25-30 km, la división ucraniana que disparaba dejó de escoltar al objetivo que se había estrellado contra el mar y apagó el alto voltaje del Transmisores ROC ("poder", como dicen "dvuhsotchiki"). En este caso, el cabezal de referencia de un misil en el modo de guía a un objetivo distante (Tu-154), en ausencia de una señal del objetivo durante cinco segundos, que recibe iluminación del ROC, se enciende de forma independiente la búsqueda de velocidad. Al principio, busca un objetivo en un rango estrecho, como si "olfateara" el espacio aéreo circundante, luego, después de cinco exploraciones en un rango estrecho, cambia a un rango amplio de 30 kHz. Si el objetivo es iluminado por el radar nuevamente, encuentra el objetivo, el objetivo se vuelve a adquirir y se obtiene una guía adicional exitosa.

Sin embargo, si no hay luz de fondo, entonces, naturalmente, la guía adicional del misil hacia el objetivo se vuelve imposible. Por lo tanto, parecería que si la tripulación ucraniana, después de bombardear y alcanzar un objetivo en la zona cercana, apagara el "poder", entonces el Tu-154 no podría ser alcanzado a una distancia de 300 km bajo ninguna circunstancia (aunque según según datos actualizados, el impacto se produjo a una distancia de 225 km). Y a primera vista, esto es fácil de probar: dicen que el "poder" de la República de China se apagó a las 13:43 y el objetivo se alcanzó a las 13:45. Por lo tanto, la división de tiro, al parecer, no tuvo nada que ver con eso.

Matiz antiaéreo.

El siguiente matiz importante de misiles antiaéreos no debe descartarse. La rica experiencia del tiro real en los campos de tiro y los ejercicios en los lugares de despliegue permanente atestigua: independientemente de qué división de misiles antiaéreos realice tiro real, al mismo tiempo, el entrenamiento para detectar, capturar y rastrear los mismos objetivos lo llevan a cabo otros divisiones, ni siquiera participan de acuerdo con el plan de ejercicio. Si se llevara a cabo un ejercicio táctico con fuego real en el cabo Opuk, ningún comandante de misiles antiaéreos en su sano juicio perdería la oportunidad de entrenar a sus tripulaciones. En particular, las Tropas de Misiles Antiaéreos de Crimea tienen grupos de batallones de misiles antiaéreos S-200V Vega en Feodosia, Sebastopol y Evpatoria.

Supongamos que una división de misiles antiaéreos con la letra de sintonización klystron ROC 2-A llevó a cabo disparos en vivo desde Cape Opuk, y una división con exactamente la misma letra de Sebastopol, Feodosia o Yevpatoriya acompañó al avión ruso Tu-154 en capacitación. Incluso si se apagaba el "poder" del batallón que disparaba, el batallón de Sebastopol o Yevpatoriya idealmente "iluminaba" el objetivo del cohete, que mientras tanto estaba en vuelo. Por lo tanto, en este caso también hubo iluminación, se llevó a cabo la búsqueda, la derrota del "objetivo": el Tu-154, y bajo este conjunto de circunstancias, es inevitable. Tal desarrollo de la situación en el análisis de la tragedia no se puede descartar de ninguna manera (la parte culpable ya se apresuró a declarar que no había ROC de un litro en toda la península de Crimea, aunque esto aún no es un hecho) .

Esquema de autodestrucción.

Por separado, sobre la autodestrucción de misiles. Inmediatamente después de la catástrofe, hubo denuncias de la parte ucraniana de que tales esquemas se instalaron en cada cohete lanzado en Cape Opuk. Hacemos hincapié en que la peculiaridad de la autodestrucción de los misiles de defensa aérea S-200 5V28 es que se socavan en ausencia de una señal reflejada del objetivo en el camino de recepción del cabezal de referencia. Si, después de todos los métodos de búsqueda enumerados, el GOS no encontró el objetivo y no lo recapturó, entonces se emite el comando "lo más alto posible" a los timones del misil. El producto "vela" entra en las capas superiores de la atmósfera, para no golpear objetivos terrestres, y solo allí se detona la ojiva.

No hay más trucos y métodos de autodestrucción para el "dvuhsotka". Sin embargo, si hay una señal reflejada en la ruta de recepción del GOS (y en el caso del Tu-154 sin duda lo fue), entonces el misil perseguirá el objetivo "hasta el final". En la época soviética, cabe señalar que también se utilizó otro método de autodestrucción de los misiles S-200, durante las horas de trabajo. Digamos, si el tiempo de vuelo supera los 100 segundos (según las condiciones de las restricciones del vertedero), pasó un comando de autodestrucción. Sin embargo, dicho esquema se instaló solo en el sitio de prueba de Saryshagan, en el llamado sitio # 7. Su instalación requirió el desmontaje casi completo del segundo compartimiento del cohete, especialistas altamente calificados y el equipo necesario. Las declaraciones del ejército ucraniano de que todos los misiles están equipados con esquemas de autodestrucción similares parecen ser falsas. Porque simplemente no tienen los recursos para hacerlo.

Rango rango.

Finalmente, sobre el rango de destrucción de 300 km o más. De acuerdo con las características de rendimiento del sistema de defensa aérea S-200V, se cree que más allá de 255 km, es poco probable que alcance un objetivo. Sin embargo, el "200" (a su manera, un complejo muy original) fue diseñado con un margen muy grande de seguridad y reserva de modernización, que a veces son simplemente sorprendentes. Aquí hay al menos un caso. Al disparar contra el campo de tiro de Saryshagan desde el sitio de Tyuken, dos divisiones S-200V dispararon un misil objetivo de crucero (KRM) lanzado desde un bombardero Tu-16 (con la llamada concentración de fuego). El primer cohete pasó muy cerca del objetivo sin detonar.

Más tarde resultó que la detonación de la ojiva no se produjo debido a un error en el cálculo de la división técnica S-200, que a toda prisa "olvidó" acoplar el actuador de seguridad y la ojiva. El "encuentro" del misil con el objetivo debía tener lugar a una distancia de 200-210 km. Sin embargo, el cohete, después de deslizarse a través del "vecindario" del objetivo, continuó su vuelo, y este vuelo "libre" duró unos cuatro minutos. El producto se controló de manera estable, todo a bordo del cohete se llevó a cabo en el modo normal, es decir, la energía del cohete fue suficiente para el funcionamiento estable del circuito de control. Ella no se autodestruyó y "voló" durante 386 km.

Luego, con la ayuda de un helicóptero, se encontró un cohete cerca de un asentamiento deshabitado de mineros de oro (los veteranos de Balkhash conocen este lugar). En otras palabras, incluso el rango de 300 km para el "200" está lejos del límite, y con esto en mente, se deben tomar medidas de seguridad. Finalmente, en el modo MHI, es muy posible capturar objetivos a una distancia de 390-410 km y cambiar al seguimiento automático por un jefe de orientación de objetivos a una distancia de 290-300 km, y cualquier oficial "dvuhsotchik" hablarte de esto

¿Cuáles son las razones principales que llevaron a una tragedia a gran escala en el Mar Negro? Se pueden formular muy brevemente: una violación por parte de Ucrania de las normas de seguridad. Su arrogancia y el deseo de tener su propio campo de entrenamiento, autónomo y relativamente barato en Crimea, generó problemas. Por razones objetivas completamente comprensibles, en Tavrida se debe disparar con cuidado incluso con un arma de ánima lisa, sin mencionar un arma potencialmente peligrosa para todo tipo de aeronaves como el sistema de defensa aérea S-200. El ejército ucraniano no participó en el tiroteo en vivo de Combat Commonwealth-2001, alegando que no era tanto un ejercicio como un espectáculo de misiles antiaéreos. Al mismo tiempo, presumían que en casa ya estaban organizando ejercicios con las condiciones de aire e interferencias más difíciles. Aparentemente organizado...

En esencia, este es un desarrollo iraní del sistema de defensa aérea soviético S-200. Este complejo en varias modificaciones se llamó "Angara", "Vega" y "Dubna".

El sistema de misiles antiaéreos de largo alcance para todo clima S-200 está diseñado para combatir aviones modernos y avanzados, puestos de comando aéreo, bloqueadores y otras armas de ataque aéreo tripuladas y no tripuladas en altitudes de 300 m a 40 km, volando a velocidades superiores. a 4300 km/h, a distancias de hasta 300 km en condiciones de intensas contramedidas de radio.

El desarrollo de un sistema de misiles antiaéreos de largo alcance se inició en la Oficina Central de Diseño de Almaz en 1958, bajo el índice S-200A (código "Angara"), el sistema fue adoptado por la defensa aérea de la Unión Soviética en 1963. Las primeras divisiones S-200A se desplegaron entre 1963 y 1964. Posteriormente, el sistema S-200 se actualizó repetidamente: 1970 - S-200V (código "Vega") y 1975 - S-200D (código "Dubna"). Durante las actualizaciones, el campo de tiro y la altura de destrucción del objetivo aumentaron significativamente.

El C-200 formaba parte de las brigadas o regimientos de misiles antiaéreos de composición mixta, incluyendo divisiones S-125 y medios de cobertura directa.

en 1983 El sistema de defensa aérea S-200V comenzó a desplegarse en el territorio de los países del Pacto de Varsovia: en la RDA, Checoslovaquia, Bulgaria y Hungría, como consecuencia del 1982. entregas de aviones AWACS a la OTAN. Desde principios de la década de 1980, el sistema de defensa aérea S-200V se ha suministrado bajo el índice S-200VE "Vega-E" a Libia, Siria e India. A finales de 1987 S-200VE fueron entregados a la RPDC. A principios de la década de 1990, Irán adquirió el complejo S-200VE.

En el oeste, el complejo recibió la designación SA-5 "Gammon".

El sistema de defensa aérea S-200V es un sistema transportable de un solo canal colocado en remolques y semirremolques.

El sistema de defensa aérea S-200V incluye:

Instalaciones generales del sistema, incluido un punto de control y designación de objetivos, una planta de energía diesel, una cabina de distribución y una torre de control División de misiles antiaéreos, que incluye una antena con un radar de iluminación de objetivos 5N62V, una cabina de equipos, una cabina de preparación de lanzamiento, una cabina de distribución y una estación de energía diesel 5E97 lanzadores 5P72V con misiles 5V28 y un vehículo de carga de transporte en el chasis KrAZ-255 o KrAZ-260.

Para la detección temprana de objetivos aéreos, el sistema de defensa aérea S-200 está conectado a un radar de reconocimiento aéreo del tipo P-35 y otros.

El radar de iluminación de objetivo (RPC) 5N62V es un radar de onda continua de alto potencial. Lleva a cabo el seguimiento de objetivos, genera información para lanzar un cohete, destaca los objetivos en el proceso de búsqueda de un cohete. La construcción del RPC utilizando el sondeo continuo del objetivo con una señal monocromática y, en consecuencia, el filtrado Doppler de las señales de eco aseguró la resolución (selección) de los objetivos en términos de velocidad y la introducción de la codificación de código de fase de una señal monocromática. - en términos de rango. Por lo tanto, hay dos modos principales de operación del radar de iluminación de objetivos: MHI (radiación monocromática) y FKM (codificación de código de fase). En el caso de la aplicación del modo MHI, el apoyo del objeto aéreo ROC se lleva a cabo en tres coordenadas (ángulo de elevación - también es la altura aproximada del objetivo, - acimut, velocidad) y FKM - en cuatro ( rango se agrega a las coordenadas enumeradas). En el modo MHI, en las pantallas de indicadores en la cabina de control del sistema de defensa aérea S-200, las marcas de los objetivos se ven como franjas luminosas desde la parte superior hasta la parte inferior de la pantalla. Al cambiar al modo FKM, el operador realiza el llamado muestreo de ambigüedad de rango (que requiere un tiempo significativo), la señal en las pantallas adquiere la forma "normal" de la "señal plegada" y es posible determinar con precisión el rango al objetivo Esta operación suele tardar hasta treinta segundos y no se utiliza cuando se dispara a distancias cortas, ya que la elección de la ambigüedad del alcance y el tiempo de permanencia del objetivo en la zona de lanzamiento son del mismo orden de magnitud.

El misil guiado antiaéreo 5V28 del sistema S-200V es de dos etapas, hecho de acuerdo con la configuración aerodinámica normal, con cuatro alas delta de alta elongación. La primera etapa consta de cuatro propulsores de combustible sólido instalados en la etapa sustentadora entre las alas. Estructuralmente, la etapa de sustentación consta de una serie de compartimentos en los que se encuentran un cabezal de referencia de radar semiactivo, unidades de equipo a bordo, una ojiva de fragmentación de alto poder explosivo con un actuador de seguridad, tanques con componentes de combustible, un motor de cohete de propulsante líquido , y se encuentran las unidades de control de cohetes. Lanzamiento de cohete: inclinado, con un ángulo de elevación constante, desde un lanzador, inducido en azimut. La ojiva es una fragmentación altamente explosiva con elementos llamativos listos para usar: 37 mil piezas que pesan 3-5 g. Cuando se detona la ojiva, el ángulo de fragmentación es de 120°, lo que en la mayoría de los casos conduce a una derrota garantizada de un objetivo aéreo.

El control de vuelo del misil y la orientación se lleva a cabo utilizando un cabezal de referencia de radar (GOS) semiactivo instalado en él. Para el filtrado de banda estrecha de señales de eco en el dispositivo receptor del GOS, es necesario tener una señal de referencia, una oscilación monocromática continua, que requirió la creación de un heterodino de RF autónomo a bordo del cohete.

La preparación previa al lanzamiento del cohete incluye:

transmisión de datos desde el ROC a la posición inicial; ajuste del GOS (HF heterodino) a la frecuencia portadora de la señal de sondeo ROC; instalación de las antenas del GOS en la dirección del objetivo, y sus sistemas automáticos de seguimiento de objetivos en alcance y velocidad - al alcance y la velocidad del objetivo; transferencia del GOS al modo de seguimiento automático.

Después de eso, el lanzamiento ya se realizó con seguimiento automático del objetivo GOS. Tiempo de preparación para disparar - 1,5 min. Si dentro de cinco segundos no hay señal del objetivo, que recibe iluminación del ROC, el cabezal de referencia del misil activa de forma independiente la búsqueda de velocidad. Al principio, busca un objetivo en un rango estrecho, luego, después de cinco escaneos en un rango estrecho, se mueve a un rango amplio de 30 kHz. Si se reanuda la iluminación del objetivo por el radar, el GOS encuentra el objetivo, se vuelve a capturar el objetivo y se lleva a cabo una guía adicional. Si, después de todos los métodos de búsqueda enumerados, el GOS no encontró el objetivo y no lo volvió a capturar, entonces se emite el comando "lo más alto posible" en los timones del misil. El misil entra en las capas superiores de la atmósfera para no alcanzar objetivos terrestres, y allí se detona la ojiva.

En el sistema de defensa aérea S-200, apareció por primera vez una computadora digital: la computadora digital Plamya, a la que se le encomendó la tarea de intercambiar información de comando y coordinación con varios CP incluso antes de resolver el problema de lanzamiento. La operación de combate del sistema de defensa aérea S-200V es proporcionada por los controles 83M6, los sistemas automatizados Senezh-M y Baikal-M. La combinación de varios sistemas de defensa aérea de un solo propósito con un puesto de mando común facilitó la gestión del sistema desde un puesto de mando superior, hizo posible organizar la interacción de los sistemas de defensa aérea para concentrar su fuego en uno o distribuirlos a diferentes objetivos.

El sistema de defensa aérea S-200 se puede operar en diversas condiciones climáticas.

Característica S-200V

Número de canales por destino 1

Número de canales por cohete 2

Alcance, km 17-240

Altitud de vuelo objetivo, km 0,3-40

Longitud del cohete, mm 10800

Calibre de cohete (etapa de marcha), mm 860

Peso de lanzamiento del cohete, kg 7100

Masa de ojiva, kg 217

La probabilidad de alcanzar un objetivo con un misil es 0.66-0.99

Después de la derrota de la defensa aérea siria en el valle de Bekaa, se entregaron 4 sistemas de defensa aérea S-200 a Siria, que se desplegaron a 40 km al este de Damasco y en el noreste del país. Inicialmente, los complejos fueron atendidos por tripulaciones soviéticas, y en 1985 fueron transferidos al comando de defensa aérea sirio. El primer uso de combate del sistema de defensa aérea S-200 tuvo lugar en 1982 en Siria, donde un avión E-2C "Hawkeye" AWACS fue derribado a una distancia de 190 km, después de lo cual la flota de portaaviones estadounidense se retiró de la costa. del Líbano

Los primeros sistemas S-200 se entregaron a Libia en 1985. En 1986, los sistemas S-200, atendidos por tripulaciones libias, participaron en repeler una incursión de bombarderos estadounidenses en Trípoli y Benghazi y, posiblemente, derribaron un bombardero FB-111. (según Libia Según los datos, los estadounidenses perdieron varios aviones más con base en portaaviones).

Historial de servicio: Años de funcionamiento: 1967-presente Utilizado: Cm. Historial de producción: Constructor: El desarrollador principal es NPO Almaz im. A. A. Raspletina (Almaz-Antey). Diseñada por: 1967 Opciones: S-200A Angara, S-200V Vega, S-200 Vega, S-200M Vega-M, S-200VE Vega-E, S-200D Dubna

cohetes

Cada cohete es lanzado por cuatro propulsores externos de combustible sólido con un empuje total de 168 tf. En el proceso de aceleración por propulsores, el cohete lanza su motor a reacción de propulsor líquido interno, en el que el ácido nítrico es el oxidante. Dependiendo del alcance al objetivo, el misil selecciona el modo de funcionamiento del motor para que, en el momento de la aproximación, la cantidad de combustible sea mínima. El alcance máximo es de 180 a 240 km, según el modelo de misiles (5V21, 5V21B, 5V28).

El misil se dirige al objetivo utilizando el haz de radar de iluminación del objetivo reflejado desde el objetivo. El cabezal de referencia semiactivo está ubicado en la cabeza del cohete debajo de una cúpula radiotransparente e incluye una antena parabólica con un diámetro de aproximadamente 60 cm y una computadora analógica de tubo. La guía se lleva a cabo mediante el método con un ángulo de avance constante en el segmento de vuelo inicial cuando se apunta a objetivos en la zona lejana de destrucción. Después de abandonar las capas densas de la atmósfera o inmediatamente después del lanzamiento, cuando se dispara a la zona cercana, el cohete se guía utilizando el método de guía proporcional.

La velocidad del cohete es de 1200 m/s. La altura de la zona afectada es de 300 m a 27 km para los primeros y hasta 40 km para los modelos posteriores, la profundidad de la zona afectada es de 7 km a 200 km para los primeros y hasta 400 km para las modificaciones posteriores.

La ojiva consta de dos hemisferios aplanados interconectados con un diámetro de unos 80 cm, que contienen 80 kg de explosivos y un total de unas 10 mil bolas de acero de dos diámetros: 6 y 8 mm. El socavamiento se lleva a cabo cuando el objetivo ingresa a la zona de operación del fusible de radio activo. Que es de aproximadamente 60 grados al eje del vuelo del cohete y varias decenas de metros.

Para obligar a un misil a autodestruirse, el misil debe perder su objetivo. Es imposible dar una orden de autodestrucción desde el suelo. En este caso, simplemente puede dejar de irradiar el objetivo desde el suelo. El misil intentará buscar un objetivo y, al no encontrarlo, se autodestruirá. Esta es la única forma de cancelar la destrucción del objetivo después de que se haya lanzado el misil.

También hubo misiles para destruir objetivos grupales con una ojiva nuclear. El cohete tiene una longitud de 11 m y pesa alrededor de 6 toneladas.La red eléctrica a bordo en vuelo está alimentada por un motor de turbina de gas que funciona con los mismos componentes que el motor sustentador (líquido) del cohete.

La probabilidad de alcanzar un objetivo con un misil se considera igual al 80%, generalmente se lanza una ráfaga de dos y, en condiciones de guerra electrónica, incluso de tres misiles. La probabilidad de alcanzar un objetivo con dos misiles es superior al 97%.

Radar de iluminación de objetivo (ROC)

Radar de reconocimiento R-14

El radar de iluminación del objetivo del sistema S-200 tiene el nombre 5N62 (OTAN: par cuadrado), el alcance de la zona de detección es de unos 400 km. Consta de dos cabinas, una de las cuales es el propio radar, y la segunda es el centro de control y la computadora digital Plamya-KV. Se utiliza para rastrear y resaltar objetivos. Es el principal punto débil del complejo: al tener un diseño parabólico, es capaz de acompañar a un solo objetivo, en caso de detectar un objetivo que se separa, cambia manualmente a él. Tiene una alta potencia continua de 3 kW, que se asocia con casos frecuentes de interceptación incorrecta de objetivos más grandes. En las condiciones de combate de objetivos a distancias de hasta 120 km, puede cambiar al modo de servicio con una potencia de señal de 7 W para reducir la interferencia. La ganancia total del sistema boost-down de cinco etapas es de unos 140 dB. El lóbulo principal del patrón de radiación es doble, el seguimiento de objetivos en azimut se realiza como mínimo entre partes del lóbulo con una resolución de 2 ". El patrón de radiación estrecho protege en cierta medida a la República de China de las armas basadas en EMF.

La captura de objetivos se lleva a cabo en el modo normal por orden del puesto de mando del regimiento, que emite información sobre el azimut y la distancia al objetivo con referencia al punto de posición de la República de China. Al mismo tiempo, el ROC gira automáticamente en la dirección correcta y, si no se detecta el objetivo, cambia al modo de búsqueda de sector. Después de detectar un objetivo, el ROC calcula el alcance utilizando una señal de dominio de código de fase e instruye al misil para que se fije en el objetivo para el seguimiento automático. En el caso de una guerra electrónica intensa, la señal FKM no se utiliza para el seguimiento de objetivos. El misil debe captar la señal ROC reflejada desde el objetivo, después de lo cual se puede dar la orden de inicio. En algunas situaciones, es posible lanzar sin una captura de objetivo confirmada por un misil con probabilidad de detección y captura para seguimiento automático en vuelo. Es posible detectar objetivos con la ayuda de los radares de reconocimiento del regimiento e independientemente de la Iglesia Ortodoxa Rusa, pero en ausencia de información de inteligencia centralizada de las tropas de ingeniería de radio, la efectividad del uso del complejo S-200 disminuye mucho. veces.

Para combatir objetivos de baja velocidad, existen señales especiales de diente de sierra que permiten seguirlos.

La última modificación del sistema, el S-200D, nunca se adoptó debido a que nunca se solucionó el problema de detectar un objetivo a una distancia de 550 km, incluso a una altitud de 10 000 m, con la ayuda de un radar parabólico. resuelto También es dudosa la eficacia del seguimiento automático del objetivo por un cohete en una señal reflejada muy ruidosa.

Otros radares

• P-14/5N84A- Radar de detección temprana (alcance 600 km, 2-6 rpm, altura máxima de búsqueda 46 km)
• Cabina 66/5Н87- Radar de alerta temprana (con un detector especial de baja altitud, alcance 370 km, 3-6 rpm)
• R-35/37- radar de detección y seguimiento (con identificador amigo-enemigo integrado, alcance 392 km, 7 rpm)
• R-15M(2)- radar de detección (alcance 128 km)

Modificaciones complejas

• S-200A "Angara", misil V-860/5V21 o V-860P/5V21A, aparecido en 1967, alcance 160 km altura 20 km
• S-200V "Vega", misil V-860PV / 5V21P, apareció en 1970, alcance 250 km, altura 29 km
• S-200 "Vega", misil V-870, el alcance aumentó a 300 km y la altitud a 40 km con un nuevo cohete de combustible sólido más corto.
• S-200M "Vega-M", misil V-880/5V28 o V-880N/5V28N (con ojiva nuclear), alcance 300 km, altitud 29 km
• S-200VE "Vega-E", misil V-880E / 5V28E, versión de exportación, solo submunición explosiva, alcance 250 km, altitud 29 km
• S-200D "Dubná", misil 5V25V, V-880M / 5V28M o V-880MN / 5V28MN (con ojiva nuclear), apareció en 1976, ojivas explosivas y nucleares, alcance 400 km, altura 40 km.

En servicio

• URSS / No se aplica desde 2001 .
• - 4 divisiones.
• - varios grupos de divisiones después del colapso de la URSS.
• - aproximadamente 6 divisiones.
• Corea del Norte: aproximadamente 2 divisiones.
• - 1 división.
• - 4 divisiones.
• - aproximadamente 10 lanzadores.
• - 1 división.
• - 2 divisiones.
• - 4 divisiones (antes del colapso de la URSS).
• RDA - 4 divisiones.
• - 1 división.
• - 1 división.

incidentes

El 4 de octubre de 2001, el operador de la división ucraniana S-200 durante los ejercicios perdió un objetivo de entrenamiento, el misil generó una señal reflejada más fuerte de

A mediados de los años cincuenta, en el contexto del rápido desarrollo de la aviación supersónica y la creación de armas termonucleares, la tarea de crear un sistema de misiles antiaéreos de largo alcance transportable capaz de interceptar objetivos de gran altitud a alta velocidad adquirió especial relevancia. . Creada desde 1954 bajo la dirección de S.A. Lavochkin, el sistema estacionario "Dal" cumplió con los objetivos de la cobertura de objetos de los centros administrativo-políticos e industriales, pero fue de poca utilidad para crear defensa aérea zonal.

Adoptado en 1957, el sistema móvil S-75 en sus primeras modificaciones tenía un alcance de solo unos 30 km. La construcción de líneas de defensa continuas desde estos complejos en las probables rutas de vuelo de un avión enemigo potencial hacia las regiones más pobladas e industrialmente desarrolladas de la URSS sería un proyecto exorbitantemente costoso. Sería especialmente difícil crear tales líneas en las regiones del norte con una escasa red de caminos, una baja densidad de asentamientos, separados por vastas extensiones de bosques y pantanos casi impenetrables. De acuerdo con los Decretos gubernamentales del 19 de marzo de 1956 y el 8 de mayo de 1957 No. 501-250, bajo la supervisión general de KB-1, el desarrollo de un nuevo sistema móvil S-175 con un alcance de 60 km para alcanzar objetivos que vuelan a altitudes de hasta 30 km de velocidad de hasta 3000 km/h. Sin embargo, estudios de diseño posteriores han demostrado que cuando se utilizan radares de tamaño relativamente pequeño para el sistema de control de mando por radio del misil en el complejo S-175 transportado, no será posible garantizar una precisión de guía del misil aceptable. Por otro lado, según los resultados de las pruebas del S-75, se revelaron reservas para aumentar el alcance de sus medios electrónicos y misiles, al tiempo que se asegura un alto nivel de continuidad tanto en la tecnología de producción como en los medios de operación. Ya en 1961, se adoptó el sistema de defensa aérea S-75M con el misil B-755, que aseguraba alcanzar objetivos a distancias de hasta 43 km, y luego hasta 56 km, un valor que prácticamente cumplía con los requisitos para el S-175. . De acuerdo con los resultados del trabajo de investigación realizado previamente por KB-1, se determinó la viabilidad de crear un sistema de misiles antiaéreos con un misil autoguiado para reemplazar al S-175.

Se dio desarrollo al primer párrafo del Decreto del Comité Central del PCUS y del Consejo de Ministros de la URSS del 4 de junio de 1958 No. 608-293, que determinó las próximas áreas de trabajo sobre misiles y sistemas de defensa aérea. de un nuevo sistema de misiles antiaéreos multicanal S-200 con una fecha límite para enviar su muestra del sitio de prueba a pruebas de vuelo conjuntas en el III trimestre. 1961. Sus medios eran asegurar la interceptación de objetivos con una superficie de dispersión efectiva (ESR), correspondiente al bombardero de primera línea Il-28, volando a velocidades de hasta 3500 km / h en altitudes de 5 a 35 km a una distancia de hasta 150 km. Se debían alcanzar objetivos similares con velocidades de hasta 2000 km / h en rangos de 180 ... 200 km. Para los misiles de crucero de alta velocidad "Blue Steel", "Hound Dog" con un EPR correspondiente al caza MiG-19, la línea de intercepción se fijó a una distancia de 80 ... 100 km. Se suponía que la probabilidad de alcanzar objetivos era de 0,7 ... 0,8 en todas las líneas. En términos del nivel de las características de rendimiento dadas, el sistema transportado que se creaba, en general, no era inferior al sistema estacionario Dal desarrollado al mismo tiempo.

A.A. Raspletin (KB-1) fue designado diseñador general del sistema en su conjunto y los medios de ingeniería de radio del canal de disparo del sistema de misiles antiaéreos S-200. OKB-2 GKAT, encabezado por PD Grushin, fue nombrado desarrollador principal del misil guiado antiaéreo. Se determinó que TsNII-108 GKRE (más tarde TsNIRTI) fue el desarrollador del cabezal de referencia del misil. Además de KB-1, varias empresas e instituciones participaron en el trabajo sobre el sistema de guía. NII-160 continuó trabajando en dispositivos de electrovacío destinados al complejo de guía y herramientas del sistema, NII-101 y NII-5 trabajaron en la interfaz de control y armas de fuego con herramientas de advertencia y designación de objetivos, y OKB-567 y TsNII-11 debían asegurar la creación de equipos telemétricos e instrumentación para ensayos.

Habiendo evaluado las posibles dificultades de "vincular" el equipo de misiles y el complejo de guía que opera en un circuito de control cerrado durante su diseño por varias organizaciones, a partir de enero de 1960, KB-1 se hizo cargo del desarrollo del equipo de búsqueda de misiles, donde a principios 1959 fue transferido del Instituto Central de Investigación - 108 laboratorio de B.F. Vysotsky. Fue nombrado jefe de diseño del cabezal guía (GOS) bajo la dirección general de A.A. Raspletin y B.V. Bunky-en. El laboratorio para el desarrollo del radar de iluminación de objetivos estuvo dirigido por K.S. Alperovich.

KB-2 de la fábrica No. 81, encabezada por el Diseñador Jefe I.I. Kartukov. 3 filas para motores de arranque fueron desarrollados por NII-130 (Perm). El motor de cohete sustentador de propulsante líquido y la unidad de energía hidroeléctrica a bordo fueron desarrollados de manera competitiva por la Oficina de Diseño de Moscú-165 (Diseñador Jefe A.M. Lyulka) junto con la Oficina de Diseño-1 (Diseñador Jefe L.S. Dushkin) y la Oficina de Diseño de Leningrado. -466 (Diseñador Jefe A. S. Mevius).

El diseño del equipo de tierra para el lanzamiento y las posiciones técnicas se confió al Leningrad TsKB-34. El equipo de reabastecimiento de combustible, los medios de transporte y el almacenamiento de componentes de combustible fueron desarrollados por la Oficina de Diseño del Estado de Moscú (futuro KBTKhM).

El diseño preliminar del sistema, que proporcionó los principios básicos para construir el sistema S-200 con equipo de radar de 4,5 cm, se completó en 1958. En esta etapa, se planeó usar dos tipos de misiles en el S- Sistema 200: V-860 con una ojiva de fragmentación de alto explosivo y B-870 con una ojiva especial.

Apuntar al objetivo del misil B-860 debía llevarse a cabo utilizando un cabezal de referencia de radar semiactivo con iluminación constante del objetivo por los medios de radar del sistema desde el momento en que el GOS capturó el objetivo cuando el misil estaba en el lanzador y durante todo el vuelo del misil. El control del cohete después del lanzamiento y la detonación de la ojiva se llevarían a cabo con la ayuda de herramientas informáticas a bordo, automatización y dispositivos especiales.

Con un gran radio de destrucción de una ojiva especial, no se requería una alta precisión de guía para el misil B-870, y se proporcionó guía de comando de radio, más dominada en ese momento, para controlar su vuelo. El equipo a bordo del misil se simplificó debido al abandono del GOS, pero fue necesario introducir adicionalmente un radar de seguimiento de misiles y un medio para transmitir comandos de guía a los activos terrestres. La presencia de dos métodos diferentes de guía de misiles complicó la construcción de un sistema de misiles antiaéreos, lo que no permitió que el Comandante en Jefe de las Fuerzas de Defensa Aérea del país S.S. Biryuzov para aprobar el diseño preliminar desarrollado, que fue devuelto para su revisión. A fines de 1958, KB-1 presentó un diseño preliminar revisado, proponiendo, junto con la versión anterior de construcción del complejo, también el sistema S-200A con autodirección en ambos tipos de misiles, que fue aprobado en una reunión de los más altos cuerpo militar - el Consejo de Defensa de la URSS.

La elección para un mayor desarrollo del sistema S-200A fue finalmente determinada por el Decreto del Comité Central del PCUS y el Consejo de Ministros de la URSS del 4 de julio de 1959 No. 735-338. Al mismo tiempo, se mantuvo la designación "antigua" S-200 para el sistema. Al mismo tiempo, se corrigieron las características tácticas y técnicas del complejo. Los objetivos de alta velocidad debían alcanzarse a una distancia de 90 ... 100 km con un EPR correspondiente al Il-28, y a una distancia de 60 ... 65 km con un EPR igual al MiG-17. Con respecto a las nuevas armas de ataque aéreo no tripulado, se estableció el rango de objetivos con EPR, tres veces menos que un caza: 40 ... 50 km.

El diseño preliminar correspondiente para el cohete B-860 se lanzó a fines de diciembre de 1959, pero su rendimiento parecía notablemente más modesto que los datos del complejo estadounidense Nike-Hercules o el sistema de defensa antimisiles Dali 400 que ya había entrado en servicio. Pronto, mediante la Decisión de la Comisión de Asuntos Militares-Industriales del 12 de septiembre de 1960 No. 136, se ordenó llevar el rango de destrucción de los objetivos supersónicos S-200 con EPR igual al Il-28 a 110. 120 km, y subsónico - hasta 160 ... 180 km utilizando la sección "pasiva" del movimiento del cohete por inercia después de la finalización de su motor sustentador.

Durante la transición al nuevo principio de construcción del sistema S-200, se conservó el nombre V-870 para la ejecución de un misil con una ojiva especial, aunque ya no tenía diferencias fundamentales con un misil con equipo convencional, y su desarrollo se llevó a cabo en una fecha posterior en comparación con el V-860. VA se convirtió en el diseñador principal de ambos misiles. Fedulov.

Para un diseño adicional, se adoptó un sistema (complejo de incendios), que incluye:

• puesto de mando (CP) de un grupo de divisiones, que realiza la distribución de objetivos y el control de las operaciones de combate;
• cinco sistemas de misiles antiaéreos de un solo canal (canales de disparo, divisiones);
• medios de reconocimiento por radar;
• división técnica.

Se suponía que el puesto de mando del sistema estaría equipado con medios de reconocimiento de radar y una línea de comunicación digital para intercambiar información con un puesto de mando superior para transmitir designaciones de objetivos, información sobre el estado del sistema de defensa aérea, coordenadas de objetivos rastreados e información. sobre los resultados del trabajo de combate. Paralelamente, se planeó crear una línea de comunicación analógica para el intercambio de información entre el puesto de mando del sistema, el puesto de mando superior y el radar de reconocimiento y detección para transmitir la imagen del radar del espacio monitoreado.

Para el puesto de mando de la división se desarrolló un puesto de control de combate PBU-200 (cabina K-7), así como una cabina de preparación y distribución de designación de blancos (K-9), a través de la cual se realiza el control de combate y distribución de blancos entre tiradores. se realizaron divisiones. Como medios de reconocimiento de radar, se consideraron el radar P-80 Altai y el radioaltímetro PRV-17, que se desarrollaron de acuerdo con requisitos técnicos separados como medios de propósito general de las Fuerzas de Defensa Aérea, que también se utilizan fuera de la comunicación con el sistema S-200. Posteriormente, ante la indisponibilidad de estos fondos, se utilizó el radar de vigilancia P-14 Lena y el radioaltímetro PRV-11.

El sistema de misiles antiaéreos (SAM) incluía un radar de iluminación de objetivos (ROC), una posición de partida con seis lanzadores, instalaciones de suministro de energía, instalaciones auxiliares. La configuración del sistema de defensa aérea hizo posible, sin recargar los lanzadores, disparar secuencialmente sobre tres objetivos aéreos con orientación simultánea de dos misiles en cada objetivo.

El radar de iluminación de objetivos con un rango de 4,5 cm podía operar en el modo de radiación continua coherente, lo que lograba un espectro estrecho de la señal de sondeo y aseguraba una alta inmunidad al ruido y el mayor rango de detección de objetivos. La construcción del complejo contribuyó a la simplicidad de ejecución y la confiabilidad del GOS.

A diferencia de las instalaciones de radar pulsado creadas anteriormente, que brindan la capacidad de trabajar en una antena debido a la separación temporal entre los modos de transmisión y recepción de señales, la creación del RPC de radiación continua requirió el uso de dos antenas asociadas al receptor y transmisor de la estación, respectivamente. Las antenas tenían una forma parecida a las de un plato, cortadas a lo largo de los segmentos exteriores como un cuadrilátero para reducir el tamaño. Para evitar que la antena receptora se exponga a la poderosa radiación lateral del transmisor, se separó de la antena transmisora ​​por una pantalla, un plano vertical de metal.

Una importante innovación implementada en el sistema S-200 fue el uso de una computadora electrónica digital instalada en la cabina del hardware.

La señal de sondeo del radar de iluminación del objetivo reflejada desde el objetivo fue recibida por el cabezal de referencia y el fusible de radio semiactivo asociado con el buscador, operando con la misma señal de eco reflejada desde el objetivo que el buscador. También se incluyó un transpondedor de control en el complejo de equipos a bordo del cohete. Para controlar el misil a lo largo de toda la trayectoria de vuelo, se utilizó una línea de comunicación "cohete-ROC" con el objetivo con un transmisor aerotransportado de baja potencia en el cohete y un receptor simple con una antena de gran angular en el ROC. En caso de falla o mal funcionamiento del sistema de defensa antimisiles, la línea dejaba de funcionar.

El equipo de la división de lanzamiento consistía en una cabina para preparar y controlar el lanzamiento de un sistema de defensa antimisiles (K-3), seis lanzadores 5P72 (cada uno de los cuales estaba equipado con dos máquinas de carga automáticas 5Yu24 que se movían a lo largo de vías férreas cortas especialmente diseñadas) y un sistema de suministro de energía. El uso de máquinas de carga estuvo determinado por la necesidad de suministrar rápidamente, sin una larga exposición mutua con los medios de carga, misiles pesados ​​a lanzadores que eran demasiado voluminosos para una recarga manual rápida, como los complejos S-75. Sin embargo, también se planeó reponer las municiones gastadas mediante la entrega de misiles de la división técnica por carretera, desde el vehículo de transporte y recarga 5T83.

El desarrollo de los medios de la posición inicial fue realizado por KB-4 (una división de Leningrad TsKB-34) bajo el liderazgo de B.G. Bochkov, y luego A.F. Utkin (hermano de un conocido diseñador de misiles balísticos estratégicos).

Con un ligero retraso desde la fecha límite, a principios de 1960, se publicó un borrador del diseño de todos los elementos terrestres del sistema de misiles antiaéreos, y el 30 de mayo, un borrador actualizado del diseño del cohete. Después de revisar el diseño preliminar del sistema, el Cliente tomó una decisión generalmente positiva sobre el proyecto. Pronto, el liderazgo de KB-1 decidió abandonar el radar para aclarar la situación aérea por completo, y se detuvo su desarrollo, pero el comando de defensa aérea no estuvo de acuerdo con esta decisión. Como solución de compromiso, se decidió incluir el radar sectorial Sepaga en el S-200, pero su desarrollo se retrasó y, finalmente, también se suspendió.

KB-1 también consideró conveniente, en lugar de desarrollar un sistema informático digital centralizado, utilizar varias computadoras digitales Plamya ubicadas en radares de iluminación de objetivos, previamente desarrollados para aviones y modificados para su uso en el S-200.

El cohete V-860, de acuerdo con el proyecto presentado, se dispuso de acuerdo con un esquema de dos etapas con un paquete de cuatro propulsores de combustible sólido alrededor de una etapa sustentadora con un motor de cohete de combustible líquido (LPRE). La etapa de sustentación del cohete se realizó de acuerdo con la configuración aerodinámica normal, lo que garantiza una alta calidad aerodinámica y se adapta mejor a las condiciones de vuelo a gran altura.

En las etapas iniciales del diseño de un misil guiado antiaéreo de largo alcance, originalmente designado V-200, se estudiaron varios esquemas de diseño en OKB-2, incluidos aquellos con la colocación en tándem (secuencial) de etapas. Pero el diseño del paquete adoptado para el cohete B-860 proporcionó una reducción significativa en la longitud del cohete. Como resultado, se simplificó el equipo terrestre, se permitió el uso de una red de carreteras con radios de giro más pequeños, se usaron de manera más racional los volúmenes de almacenamiento para misiles ensamblados y se redujo la potencia requerida de las unidades de guía del lanzador. Además, el diámetro más pequeño (alrededor de medio metro) de un solo propulsor: el motor PRD-81, en comparación con el motor de arranque monobloque considerado en el esquema de cohetes en tándem, hizo posible en el futuro implementar un esquema de motor constructivo con una carga de combustible sólido mixto de alta energía unida al cuerpo.

Para reducir las cargas concentradas que actúan sobre la etapa sustentadora del cohete, el empuje de los propulsores de lanzamiento se aplicó al séptimo compartimento masivo, que se dejó caer junto con los lanzadores gastados. La ubicación adoptada de los impulsores de lanzamiento cambió significativamente el centro de masa de todo el cohete hacia atrás. Por lo tanto, en las primeras versiones del cohete, para garantizar la estabilidad estática requerida en el lugar de lanzamiento del vuelo, detrás de cada uno de los timones se colocó un estabilizador hexagonal de gran tamaño con una envergadura de 3348 mm, fijado en el mismo. séptimo compartimento del cohete que estaba siendo lanzado.

El desarrollo de un misil antiaéreo de largo alcance de dos etapas V-860 que utiliza combustible líquido en un sistema de propulsión en marcha se justificó técnicamente por el nivel de desarrollo de la industria nacional a fines de los años cincuenta. Sin embargo, en la etapa inicial de desarrollo, en paralelo con el V-860, OKB-2 también consideró una versión del cohete con propulsor completamente sólido, que tenía la designación V-861. Como parte del B-861, también se iba a utilizar equipo radioelectrónico a bordo, hecho completamente a base de dispositivos semiconductores y elementos de ferrita. Pero no fue posible completar este trabajo en ese momento: la falta de experiencia nacional en el diseño de grandes cohetes de combustible sólido, el material correspondiente y la base de producción, así como la falta de los especialistas necesarios afectados. Para crear motores de combustible sólido de alto rendimiento, era necesario crear no solo combustible con un alto impulso específico, sino también nuevos materiales, procesos tecnológicos para su fabricación y una base de prueba y producción adecuada.

El diseño aerodinámico del cohete, después de un análisis comparativo de las posibles opciones, se eligió como normal: dos pares de alas con un alargamiento muy bajo con un cuerpo relativamente corto, cuya longitud era solo una vez y media la longitud del alas. Tal diseño del ala SAM, utilizado por primera vez en nuestro país, permitió obtener características casi lineales de los momentos de las fuerzas aerodinámicas hasta grandes valores de ángulos de ataque, lo que facilitó enormemente la estabilización y el control de vuelo, y aseguró el logro. de la maniobrabilidad requerida del cohete a grandes alturas.

Una amplia gama de posibles condiciones de vuelo (un cambio en la presión de la velocidad del flujo que se aproxima por docenas de veces, velocidades de vuelo desde subsónicas hasta casi siete veces la velocidad del sonido) impidió el uso de timones con un mecanismo especial que regula su efectividad dependiendo en los parámetros de vuelo. Para trabajar en tales condiciones, OKB-2 utilizó timones de dos piezas (más precisamente, timones de alerones) de forma trapezoidal, que eran una pequeña obra maestra de la ingeniería. Su ingenioso diseño con brazos de torsión aseguraba mecánicamente una disminución automática del ángulo de giro de la mayor parte del volante con un aumento de la presión dinámica, lo que permitía estrechar el rango de los pares de control.

A diferencia de los cabezales de referencia de radar de misiles de aeronaves desarrollados anteriormente, que utilizan la señal de referencia del radar de la aeronave de transporte para el filtrado de banda estrecha de la señal de eco del objetivo, que ingresa al llamado "canal de cola" del equipo del cohete. , un rasgo característico del GOS del misil V-860 fue el uso de la señal de referencia de un oscilador local autónomo de alta frecuencia ubicado en su tablero. La elección de dicho esquema se debió al uso de modulación de código de fase en el RPC del complejo S-200. En el proceso de preparación previa al lanzamiento, el heterodino de alta frecuencia a bordo del cohete se ajustó a la frecuencia de la señal de este ROC.

Para la colocación segura de los elementos de suelo del complejo, se prestó mucha atención a la determinación del tamaño de la zona de impacto separada después de 3 ... pendiente de trayectoria. Para reducir el tamaño de la zona de impacto de los propulsores, así como para simplificar el lanzador, se supuso que el ángulo de lanzamiento era constante, igual a 48°.

Para proteger la estructura del cohete del calentamiento aerodinámico que se produce durante un largo vuelo a velocidad hipersónica, con una duración de más de un minuto, se cubrieron con protección térmica las partes más calentadas del cuerpo metálico del cohete en vuelo.

En el diseño del B-860 se utilizaron en su mayoría materiales no deficientes. La formación de las piezas principales se realizó mediante procesos tecnológicos de alto rendimiento: estampación en frío y en caliente, fundiciones de paredes delgadas de gran tamaño para aleaciones de magnesio, fundición de precisión, varios tipos de soldadura. Se utilizaron aleaciones de titanio para alas y timones, y varios tipos de plásticos en otros elementos.

Poco después del lanzamiento del borrador del diseño, se comenzó a trabajar en el desarrollo de un carenado radiotransparente para el cabezal de referencia, en el que participaron VIAM, NIAT y muchas otras organizaciones.

Las pruebas de vuelo planificadas requirieron la fabricación de una gran cantidad de misiles. Con las posibilidades limitadas de producción piloto de OKB-2, especialmente en términos de producción de productos de gran tamaño, fue necesario conectar una planta en serie a la producción de V-860 ya en la etapa inicial de prueba. Inicialmente, se suponía que usaría las fábricas No. 41 y No. 464, pero de hecho no participaron en la producción de misiles V-860, sino que se reorientaron a la producción de otros tipos de tecnología avanzada de misiles antiaéreos. Por decisión del complejo militar-industrial No. 32 del 5 de marzo de 1960, la producción en serie de misiles para el S-200 se transfirió a la planta No. 272 ​​​​(más tarde, la Planta del Norte), que en el mismo año produjo los primeros llamados "productos F" - misiles V-860.

Desde agosto de 1960, se ordenó a OKB-165 que se concentrara en el desarrollo de una fuente de energía a bordo para el cohete, y el trabajo en el motor L-2 para la etapa de sustentación continuó solo en OKB-466 bajo el liderazgo del diseñador jefe A.S. Mevio. Este motor fue desarrollado sobre la base del motor monomodo "726" de OKB A.M. Isaev con un empuje máximo de 10 toneladas.

Otro problema fue el suministro de electricidad a muchos consumidores con un vuelo controlado suficientemente largo del cohete. La causa raíz fue que los tubos de vacío y los dispositivos que los acompañaban se usaron como base del elemento. La "edad de oro" de los semiconductores (así como los microcircuitos, las placas de circuito impreso y otros "milagros" de la radioelectrónica) en la tecnología de cohetes aún no había llegado. Las baterías eran extremadamente pesadas y voluminosas, por lo que los desarrolladores recurrieron al uso de una fuente autónoma de electricidad, que constaba de un generador eléctrico, convertidores y una turbina. Para el funcionamiento de la turbina se podía utilizar gas caliente, obtenido, como en las primeras versiones del B-750, por la descomposición de un combustible de un solo componente, el nitrato de isopropilo. Pero con tal esquema, la masa del suministro de combustible requerido para el B-860 excedió todos los límites imaginables, aunque en la primera versión del diseño preliminar se planeó usar esa solución. Pero en el futuro, los ojos de los diseñadores se dirigieron a los componentes principales del combustible a bordo del cohete, que supuestamente garantizarían el funcionamiento de la fuente de alimentación a bordo (BIP), diseñada para generar electricidad tanto de CC como de CA en vuelo. y para crear alta presión en el sistema hidráulico para la operación. Estructuralmente, constaba de una turbina de gas, una unidad hidráulica y dos generadores eléctricos. Su creación en 1958 fue confiada a OKB-1 bajo el liderazgo de L.S. Dushkin y posteriormente continuó bajo el liderazgo de M.M. Bondaryuk. El ajuste fino del diseño y la preparación de la documentación para su producción en masa se llevaron a cabo en OKB-466.

A medida que se emitieron los planos de trabajo, muchas empresas de varios ministerios se conectaron adicionalmente a la producción de misiles e instalaciones terrestres del complejo. En particular, la producción de postes de antena de gran tamaño para instalaciones de radar se confió a la planta Gorky (artillería original) No. 92 del Consejo Económico y la planta de fabricación de aviones No. 23 en Fili, cerca de Moscú.

En el verano de 1960, cerca de Leningrado, en el campo de entrenamiento de Rzhevka, con el primero de los lanzadores fabricados, comenzaron las pruebas de lanzamiento de un simulador de cohetes, es decir, lanzamientos de modelos de dimensiones masivas de una etapa sustentadora con aceleradores a gran escala, necesario para probar el lanzador y el sitio de lanzamiento del vuelo.

El diseño de trabajo de un lanzador experimental, al que se le asignó el índice SM-99 para TsKB-34, se creó en 1960. - y las líneas eléctricas del cohete requerían un alargamiento significativo del haz y la introducción de un conector de nariz.

El esquema de diseño general se parecía al lanzador SM-63 del complejo S-75. Las principales diferencias externas fueron dos potentes cilindros hidráulicos utilizados en lugar del mecanismo de sector utilizado en el CM-63 para levantar la pluma con guías, la ausencia de un deflector de gas y un marco plegable con conectores eléctricos de aire que se llevó a la superficie inferior. del frente del cohete. En las primeras etapas del desarrollo del diseño preliminar del lanzador, se estudiaron varias opciones para guardabarros de gas y deflectores de gas, pero resultó que el uso de propulsores de lanzamiento con boquillas desviadas en misiles redujo su efectividad a casi cero. Basado en los resultados de la prueba en el sitio de prueba de Rzhevka, en 1961 ... 1963. Se produjo un lote experimental de lanzadores SM-99A para pruebas conjuntas y de fábrica como parte de la versión de rango del sistema S-200 en Balkhash, y luego un diseño técnico del lanzador en serie 5P72.

El desarrollo del diseño de la máquina de carga se llevó a cabo bajo la dirección de A. I. Ustimenko y A. F. Utkin utilizando los esquemas propuestos por la empresa conjunta. Kovales.

Ubicada en Kazajstán, al oeste del lago Balkhash, la gama "A" del Ministerio de Defensa se preparaba para recibir nuevos equipos. Se requería construir una posición de equipo de radio y una posición de partida en el área del sitio "35". El primer lanzamiento de cohetes en el sitio de prueba "A" se llevó a cabo el 27 de julio de 1960. De hecho, las pruebas de vuelo comenzaron con el uso de equipos y misiles que estaban muy lejos del estándar en composición y diseño. El llamado "lanzador" diseñado en el cohete OKB-2 se montó en el sitio de prueba, una unidad de diseño simplificado sin unidades de guía en elevación y azimut, desde la cual se realizaron varios lanzamientos autónomos y de lanzamiento.

El primer vuelo del misil V-860 con un LRE en funcionamiento de la etapa sustentadora se llevó a cabo durante el cuarto lanzamiento experimental el 27 de diciembre de 1960. Hasta abril de 1961, se realizaron 7 lanzamientos de SAM simplificados bajo el programa de lanzamiento y autónomo. pruebas

En ese momento, incluso en soportes de suelo, no fue posible lograr un funcionamiento confiable del cabezal de referencia. Los medios radioelectrónicos basados ​​en tierra tampoco estaban listos. Solo en noviembre de 1960, se desplegó un prototipo de la República de China en el campo de entrenamiento de radio KB-1 en Zhukovsky. En el mismo lugar, se instalaron dos buscadores en soportes especiales.

A fines de 1960, A.A. Raspletin fue nombrado gerente responsable y diseñador general de KB-1, y la oficina de diseño de sistemas de misiles antiaéreos, que formaba parte de ella, estaba dirigida por B.V. Bunkin. En enero de 1961, el Comandante en Jefe de las Fuerzas de Defensa Aérea S.S. Biryuzov inspeccionó KB-1 y su base de pruebas en Zhukovsky. En ese momento, el elemento más importante de los medios terrestres del complejo, el radar de iluminación del objetivo, era un "jinete sin cabeza". El sistema de antena aún no ha sido entregado por la fábrica #23. No había ni una computadora digital "Flame" ni el equipo del puesto de mando en el campo de entrenamiento "A". Debido a la falta de componentes, se interrumpió la producción de lanzadores estándar en la planta No. 232.

Sin embargo, se encontró una solución. Para la prueba autónoma de misiles en la primavera de 1961, se entregó al sitio de prueba "A" una muestra de maqueta de la República de China, hecha sobre la base estructural del poste de antena del complejo S-75M. Su sistema de antena era mucho más pequeño que la antena normal del sistema S-200 ROC y el dispositivo de transmisión tenía una potencia reducida debido a la falta de un amplificador de salida. La cabina de control estaba equipada con solo el conjunto mínimo necesario de instrumentos para la prueba autónoma de misiles y equipos terrestres. La instalación de una muestra simulada de ROC y PU, ubicada a cuatro kilómetros del sitio 35 del rango "A", proporcionó la etapa inicial de prueba de misiles.

Un prototipo del puesto de antena de la República de China fue transportado de Zhukovsky a Gorky. Durante las pruebas en el sitio de la planta No. 92, resultó que la obstrucción del canal de recepción con una potente señal del transmisor todavía ocurre, a pesar de la pantalla instalada entre sus antenas. El reflejo de la radiación de la superficie subyacente del sitio cerca de la República de China tuvo un efecto. Para eliminar este efecto, se fijó una pantalla horizontal adicional debajo de la antena. A principios de agosto, se envió al campo de entrenamiento un escalón con un prototipo de la Iglesia Ortodoxa Rusa. En el mismo verano de 1961, también se prepararon equipos para prototipos de otros medios del sistema.

El primer canal de fuego S-200 desplegado para pruebas en el rango "A" incluía solo un lanzador regular, lo que hizo posible realizar pruebas conjuntas de misiles y equipos de radio. En las primeras etapas de prueba, la carga del lanzador no se realizaba con regularidad, sino con un camión grúa.

También se realizaron sobrevuelos de la radiofusible monocanal 5E18, durante los cuales la aeronave que transportaba el contenedor con la radiofusible se acercó a la aeronave simulando un objetivo aéreo en curso de colisión. Para mejorar la confiabilidad y la inmunidad al ruido, comenzaron a desarrollar un nuevo fusible de radio de dos canales, que luego recibió la designación 5E24.

Con motivo del próximo aniversario de la Gran Revolución de Octubre, en el sitio de prueba, utilizando aviones Tu-16, se realizaron sobrevuelos de la Iglesia Ortodoxa Rusa en el modo de operación de radar con resolución de objetivo en velocidad y alcance. Al llevar a cabo un trabajo experimental sobre el uso del S-75 en el modo de defensa antimisiles en el sitio de prueba, los creadores del S-200 aprovecharon una oportunidad única y en el camino, por encima del plan, llevaron a cabo el conducción del misil balístico operacional-táctico R-17 utilizando los medios radar de su sistema.

Para apoyar la producción en serie de misiles S-200, se creó una oficina de diseño especial en la planta No. 272, que posteriormente asumió la modernización de estos misiles, ya que las fuerzas principales de OKB-2 cambiaron para trabajar en el S-300.

Para garantizar las pruebas, se estaba preparando el reequipamiento de aviones tripulados Yak-25RV, Tu-16, MiG-15, MiG-19 en objetivos no tripulados, se aceleró el trabajo en la creación de un misil de crucero objetivo KRM lanzado desde el Tu- 16K, desarrollado sobre la base de misiles de combate de la familia KSR 2/KSR-11. Se consideró la posibilidad de utilizar misiles antiaéreos "400" del sistema "Dal" como objetivos, cuyo complejo de tiro y posición técnica se desplegaron en el sitio 35 del rango "A" en los años cincuenta.

A fines de agosto, el número de lanzamientos llegó a 15, pero todos se realizaron como parte de pruebas de lanzamiento y autonomía. El retraso en la transición a las pruebas en un circuito cerrado estuvo determinado tanto por el retraso en la puesta en marcha de medios radioelectrónicos basados ​​​​en tierra como por las dificultades para crear el equipo a bordo del cohete. El momento de la creación de una fuente de alimentación a bordo se interrumpió catastróficamente. Durante las pruebas en tierra del GOS, se reveló la inadecuación del carenado radiotransparente. Elaboramos varias versiones más del carenado, que diferían en los materiales utilizados y la tecnología de fabricación, incluida la cerámica, así como la fibra de vidrio, formada por bobinado en máquinas especiales según el esquema de "medias", y otros. Se revelaron grandes distorsiones de la señal del radar durante su paso por el carenado. Tuve que sacrificar el alcance máximo del cohete y usar un carenado más corto, más favorable para el funcionamiento del GOS, cuyo uso aumentaba un poco la resistencia aerodinámica.

En 1961, 18 de los 22 lanzamientos realizados dieron resultados positivos. La razón principal del retraso fue la falta de pilotos automáticos y buscadores. Al mismo tiempo, los prototipos de armas terrestres del canal de tiro entregados al sitio de prueba en 1961 aún no se han acoplado en un solo sistema.

De acuerdo con el Decreto de 1959, el alcance del complejo S-200 se estableció en un nivel de menos de 100 km, que era significativamente inferior a los indicadores declarados del sistema de defensa aérea estadounidense Nike-Hercules. Para expandir la zona de destrucción de los sistemas de defensa aérea nacionales, de acuerdo con la Decisión del complejo militar-industrial No. 136 del 12 de septiembre de 1960, se previó utilizar la posibilidad de apuntar misiles a un objetivo en la sección pasiva de la trayectoria, tras la finalización del motor de su etapa sustentadora. Dado que la fuente de energía a bordo funcionaba con los mismos componentes de combustible que el motor del cohete, el sistema de combustible tuvo que modificarse para aumentar la duración de la operación del turbogenerador. Esto proporcionó una buena justificación para aumentar el suministro de combustible con el correspondiente peso del cohete de 6 a 6,7 ​​toneladas y cierto aumento en su longitud. En 1961, se fabricó el primer cohete mejorado, que recibió el nombre de V-860P (producto "1F"), y el próximo año se planeó detener la producción de misiles V-860 a favor de una nueva versión. Sin embargo, los planes para el lanzamiento de misiles para 1961 y 1962. frustrado por el hecho de que la planta número 463 de Ryazan no había dominado la producción de GOS en este momento. El cabezal de referencia del cohete, concebido en TsNII-108 y ya producido en KB-1, se basó en soluciones de diseño no muy exitosas, que determinaron un gran porcentaje de defectos en la producción y muchos accidentes durante los lanzamientos.

A principios de 1962, en el sitio de prueba se realizaron sobrevuelos de los equipos del sistema S-200 instalados en las torres por el caza MiG-15, que fueron realizados por el piloto de pruebas de la unidad de vuelo del KB-1 V. G. proyectil de avión antibuque KS). Al mismo tiempo, se garantizaron las distancias mínimas entre la aeronave y los elementos del misil que se están elaborando, que son inseguras durante las pruebas de vuelo en dos aeronaves convergentes. Pavlov, a una altitud ultrabaja, pasó a solo unos metros de una torre de madera con un fusible de radio y un buscador. Su avión voló en varios ángulos de alabeo, simulando posibles combinaciones de posiciones angulares de objetivos y misiles.

El Decreto No. 382-176 del 24 de abril de 1962, junto con medidas adicionales para acelerar el trabajo, especificó requisitos refinados para las características principales del sistema en términos de la posibilidad de alcanzar objetivos Tu-16 en rangos de 130 ... 180 kilómetros

En mayo de 1962, las pruebas autónomas de la República de China y sus pruebas conjuntas con los medios de la posición inicial se completaron por completo. En la primera etapa de las pruebas de vuelo de misiles con un buscador, que se lanzó con éxito el 1 de junio de 1962, el cabezal de referencia funcionó en el modo de "pasajero", rastreando el objetivo, pero sin ningún efecto en el vuelo del piloto automático controlado autónomamente del cohete. El simulador de objetivos complejos (CTS), lanzado a gran altura por un cohete meteorológico, utilizando su propio transmisor, reemitió la señal de sondeo del ROC con un desplazamiento de frecuencia por el componente "Doppler" correspondiente al cambio en la frecuencia de la señal reflejada con la velocidad relativa simulada del objetivo acercándose al ROC.

El primer lanzamiento de un misil controlado por un GOS en un bucle de guía cerrado se llevó a cabo el 16 de junio de 1962. En julio y agosto, hubo tres lanzamientos exitosos en el modo de búsqueda de un misil en un objetivo real. En dos de ellos se utilizó como blanco un simulador de blanco complejo CIC, mientras que en uno de los lanzamientos se logró un impacto directo. En el tercer lanzamiento, el Yak-25RV se utilizó como avión objetivo. En agosto, el lanzamiento de dos misiles completó pruebas autónomas de la posición de lanzamiento. Además, durante el otoño, se verificó el funcionamiento del GOS para los objetivos de control: el MiG-19M, el objetivo del paracaídas M-7 y para el objetivo de gran altitud: el Yak-25RVM. Más tarde, en diciembre, el lanzamiento de un cohete autónomo confirmó la compatibilidad de los equipos del sitio de lanzamiento y la Iglesia Ortodoxa Rusa. Pero, como antes, la razón principal de la baja tasa de prueba del sistema fue el retraso en la producción del GOS debido a su falta de conocimiento, que se manifestó principalmente en la insuficiente resistencia a la vibración del oscilador local de alta frecuencia. En 31 lanzamientos realizados desde julio de 1961. hasta octubre de 1962, el GOS estaba equipado con solo 14 misiles.

Bajo estas condiciones, A.A. Raspletin decidió organizar el trabajo en dos direcciones. Se preveía, por un lado, refinar el cabezal homing existente y, por otro lado, crear un nuevo GOS, más adecuado para la producción a gran escala. Pero el refinamiento del GOS 5G22 existente a partir de un complejo de medidas "terapéuticas" se transformó en una reorganización completa del esquema estructural del GOS con la introducción de un generador resistente a vibraciones de nuevo diseño que opera a una frecuencia intermedia. Otro cabezal de referencia 5G23 fundamentalmente nuevo comenzó a ensamblarse no a partir de un "colocador" de muchos elementos radioelectrónicos individuales, sino a partir de cuatro bloques previamente depurados en los soportes. En esta situación tensa, Vysotsky, quien desde el principio dirigió el trabajo en el GOS, en julio de 1963 abandonó KB-1.

Debido a los retrasos en la entrega del GOS, se llevaron a cabo más de una docena de lanzamientos de misiles V-860 no estándar con un sistema de control de comando por radio. Para transmitir comandos de control, se utilizó una estación terrestre para guía de misiles RSN-75M del complejo S-75. Estas pruebas permitieron determinar la controlabilidad del misil, los niveles de sobrecarga, pero las capacidades del equipo de control terrestre limitaron el rango de vuelo controlado.

En las condiciones de una completa acumulación de trabajo de los plazos establecidos originalmente, en 1962 se preparó un estudio de viabilidad adicional para el desarrollo del S-200. La efectividad del regimiento S-75 de tres divisiones se acercó al indicador correspondiente del grupo de divisiones del sistema S-200, mientras que el territorio cubierto por el nuevo sistema superó muchas veces la zona controlada por el regimiento S-75.

En 1962, comenzaron las pruebas en tierra de los motores de arranque 5S25 con combustible mixto. Pero, como demostró el curso posterior de los acontecimientos, el combustible utilizado en ellos no tenía estabilidad a bajas temperaturas. Por lo tanto, el Instituto de Investigación Lyubertsy-125 bajo el liderazgo de B.P. Zhukov recibió instrucciones de desarrollar una nueva carga de combustible balístico RAM-10K para la operación de cohetes a temperaturas de -40 a +50 ° C. El motor 5S28, creado como resultado de estos trabajos, pasó a la producción en serie en 1966.

A principios del otoño de 1962, dos ROC y dos cabinas K-3, tres lanzadores y una cabina K-9 de un puesto de mando, un radar de detección P-14 Lena ya estaban en el campo de entrenamiento, lo que hizo posible avanzar. a resolver la interacción de estos elementos del sistema como parte de las divisiones de un grupo. Pero para el otoño, los programas para pruebas autónomas de misiles y pruebas de fábrica de la Iglesia Ortodoxa Rusa aún no se habían completado.

Posteriormente, los medios de otro canal de tiro fueron entregados al campo de entrenamiento, esta vez con los seis lanzadores y la cabina K-9. Para la designación de objetivos, se utilizaron el radar P-14 y el nuevo y potente complejo de radar P-80 Altai. Esto hizo posible pasar a probar el S-200 con la recepción de información del equipo de reconocimiento de radar estándar, el desarrollo de designaciones de objetivos por parte de la cabina del K-9 y el disparo de varios misiles a un objetivo.

Pero incluso en el verano de 1963, los lanzamientos en un circuito de control cerrado aún no se habían completado. Los retrasos estuvieron determinados por fallas del buscador de misiles, problemas con el nuevo fusible de dos canales, así como fallas de diseño que se revelaron en términos de separación de etapas. En varios casos, los propulsores y el séptimo compartimento no se separaron de la etapa sustentadora del cohete y, a veces, el cohete se destruyó cuando se separaron las etapas, o en los primeros segundos después de su finalización; el piloto automático y los controles no pudieron hacer frente a las perturbaciones angulares recibidas, el equipo a bordo fue "noqueado" por un poderoso efecto de vibro-impacto. Para "tratar" el esquema adoptado anteriormente durante las pruebas de vuelo, se introdujo un mecanismo especial para garantizar la separación simultánea de los propulsores de lanzamiento diametralmente opuestos. Los diseñadores de OKB-2 abandonaron los grandes estabilizadores hexagonales, fijados en un patrón en forma de "X" en el séptimo compartimento. En cambio, se instalaron estabilizadores de tamaños mucho más pequeños en los motores de arranque de acuerdo con el esquema en forma de "+". Para resolver la separación de los impulsores de lanzamiento en 1963, se llevaron a cabo varios lanzamientos de cohetes autónomos, en lugar de un sistema de propulsión líquida estándar, equipados con un motor de combustible sólido PRD-25 del cohete K-8M.

Durante las pruebas, el GOS del cohete también se finalizó en un estado de funcionamiento. A partir de junio de 1963, los misiles se equiparon con un fusible de radio de dos canales 5E24 y, a partir de septiembre, con un cabezal de referencia mejorado KSN-D. En noviembre de 1963, finalmente se eligió la variante de la ojiva. Inicialmente, las pruebas se llevaron a cabo con una ojiva diseñada en GSKB-47 bajo el liderazgo de K.I. Kozorezov, pero luego se revelaron las ventajas del diseño propuesto por el equipo de diseño NII-6 liderado por Sedukov. Aunque ambas organizaciones, junto con los diseños tradicionales, también estaban trabajando en ojivas giratorias con un campo de fragmentación cónico dirigido, se adoptó la habitual ojiva esférica de fragmentación altamente explosiva con submuniciones preparadas para su uso posterior.

En marzo de 1964, se lanzaron pruebas conjuntas (estatales) con el lanzamiento del cohete número 92. La comisión de prueba estuvo encabezada por el Comandante en Jefe Adjunto de Defensa Aérea G.V. Zimin. En la misma primavera, se realizaron pruebas en las muestras de cabeza de los bloques del nuevo GOS. En el verano de 1964, el complejo S-200 en una composición reducida de equipo militar se presentó a los líderes del país en una exhibición en Kubinka, cerca de Moscú. En diciembre de 1965 se realizaron los dos primeros lanzamientos de misiles con el nuevo buscador. Un lanzamiento terminó con un impacto directo en el objetivo Tu-16M, el segundo, con un accidente. Para obtener la máxima información sobre el funcionamiento del buscador en estos lanzamientos, se utilizaron versiones de telemetría de misiles con una maqueta de peso de la ojiva. En abril de 1966 realizaron 2 lanzamientos más de misiles con un nuevo buscador, pero ambos acabaron en accidente. En octubre, inmediatamente después del final del lanzamiento de misiles con la primera versión del GOS, se llevaron a cabo cuatro lanzamientos de prueba de misiles con nuevos cabezales de referencia: dos para Tu-16M, uno para MiG-19M y uno para KRM. Todos los objetivos fueron alcanzados.

En total, durante las pruebas conjuntas, se llevaron a cabo 122 lanzamientos de misiles (incluidos 8 lanzamientos de misiles con el nuevo buscador), que incluyen:

• bajo el programa de pruebas conjuntas - 68 lanzamientos;
• según los programas de Chief Designers - 36 lanzamientos;
• para determinar formas de expandir las capacidades de combate del sistema: 18 lanzamientos.

Durante las pruebas, se derribaron 38 objetivos aéreos: aviones objetivo Tu-16, MiG-15M, MiG-19M, misiles objetivo KRM. Cinco aviones objetivo, incluido un avión, el director de interferencia de ruido continuo MiG-19M con el equipo Liner, fueron derribados por impactos directos de misiles telemétricos no equipados con ojivas.

A pesar de la finalización oficial de las pruebas estatales, debido a una gran cantidad de deficiencias, el Cliente retrasó la puesta en servicio oficial del complejo, aunque la producción en masa de misiles y equipos de tierra comenzó en 1964 ... 1965. Las pruebas finalmente se completaron a fines de 1966. A principios de noviembre, el jefe de la Dirección Principal de Armamentos del Ministerio de Defensa voló al campo de entrenamiento en Sary-Shagan para familiarizarse con el sistema S-200, en los años treinta: participante en los famosos vuelos de Chkalovsky, G.F. Baydukov. Como resultado, la Comisión Estatal en su "Ley ..." sobre la finalización de las pruebas recomendó que se adoptara el sistema.

En el cincuentenario del Ejército Soviético, el 22 de febrero de 1967, se aprobó el Decreto del Partido y del Gobierno No. 161-64 sobre la adopción del sistema de misiles antiaéreos S-200, que recibió el nombre de "Angara ", con características de desempeño que básicamente correspondían a los documentos de directiva dados. En particular, el rango de lanzamiento para un objetivo Tu-16 fue de 160 km. En términos de alcance, el nuevo sistema de defensa aérea soviético era algo superior al Nike-Hercules. El esquema de misiles guiados semiactivos utilizado en el S-200 proporcionó una mejor precisión, especialmente al disparar objetivos en la zona lejana, así como una mayor inmunidad al ruido y la posibilidad de derrotar con confianza a los bloqueadores activos. En términos de dimensiones, el cohete soviético resultó ser más compacto que el estadounidense, pero al mismo tiempo resultó ser una vez y media más pesado. Las ventajas indudables del cohete estadounidense incluyen el uso de combustible sólido en ambas etapas, lo que simplificó enormemente su operación y permitió garantizar una vida útil más larga del cohete.

Las diferencias en el momento de la creación de Nike-Hercules y S-200 resultaron ser significativas. La duración del desarrollo del sistema S-200 duplicó con creces la duración de la creación de sistemas y complejos de misiles antiaéreos adoptados anteriormente. La razón principal de esto fueron las dificultades objetivas asociadas con el desarrollo de tecnología fundamentalmente nueva: sistemas de localización, radares coherentes de onda continua en ausencia de una base de elementos suficientemente confiable producida por la industria radioelectrónica.

Los lanzamientos de emergencia, los incumplimientos repetidos de los plazos llevaron inexorablemente al desmantelamiento a nivel de ministerios, la Comisión Industrial Militar y, a menudo, los departamentos correspondientes del Comité Central del PCUS. Los altos salarios de esos años, las bonificaciones posteriores y los premios gubernamentales no compensaron el estado de estrés en el que se encontraban constantemente los creadores de la tecnología de misiles antiaéreos, desde diseñadores generales hasta simples ingenieros. Prueba de la trascendente carga psicofisiológica de los creadores de nuevas armas fue la muerte súbita por un derrame cerebral de A.A., quien no llegaba a la edad de jubilación. Raspletin, que siguió en marzo de 1967. Para la creación del S-200 B.V. Bunkin y P. D. Grushin recibió las Órdenes de Lenin y A.G. Basistov y P.M. Kirillov recibió el título de Héroe del Trabajo Socialista. El trabajo sobre la mejora adicional del sistema S-200 recibió el Premio Estatal de la URSS.

Para esta fecha ya se habían realizado las entregas de equipos al armamento de las Fuerzas de Defensa Aérea del país. El S-200 también se suministró a la defensa aérea de las Fuerzas Terrestres, donde se operó antes de la adopción de la nueva generación de sistemas de misiles antiaéreos: S-300V.

Inicialmente, el sistema S-200 entró en servicio con regimientos de misiles antiaéreos de largo alcance, que constaban de 3 ... 5 divisiones de tiro, una división técnica, unidades de comando y apoyo. Con el tiempo, las ideas de los militares sobre la estructura óptima para construir unidades de misiles antiaéreos han cambiado. Para mejorar la estabilidad de combate de los sistemas de defensa aérea S-200 de largo alcance, se consideró conveniente combinarlos bajo un solo comando con sistemas de baja altitud del sistema S-125. Se comenzaron a formar brigadas de misiles antiaéreos de composición mixta a partir de dos a tres batallones de fuego S-200 con 6 lanzadores y de dos a tres batallones de misiles antiaéreos S-125, que incluían 4 lanzadores con dos o cuatro guías. En el área de objetos especialmente importantes y en áreas fronterizas, por superposición repetida del espacio aéreo, las brigadas de las Fuerzas de Defensa Aérea del país estaban armadas con complejos de los tres sistemas: S-75, S-125, S -200 con un único sistema de control automatizado.

El nuevo esquema de organización, con un número relativamente pequeño de lanzadores S-200 en la brigada, permitió colocar sistemas de defensa aérea de largo alcance en un mayor número de regiones del país y, en cierta medida, reflejó el hecho de que por en el momento en que se puso en servicio el complejo, el equipo de cinco canales ya parecía redundante porque no se ajustaba a la situación. Promocionados activamente a fines de los años cincuenta, los programas estadounidenses para la creación de bombarderos de gran altitud y ultrarrápidos y misiles de crucero no se completaron debido al alto costo y la evidente vulnerabilidad de los sistemas de defensa aérea. Teniendo en cuenta la experiencia de las guerras de Vietnam y Medio Oriente en los Estados Unidos, incluso los pesados ​​B-52 fueron modificados para operar a bajas altitudes. De los objetivos específicos reales para el sistema S-200, solo quedaron los SR-71 de reconocimiento de alta velocidad y gran altitud, así como los aviones de patrulla de radar de largo alcance y los bloqueadores activos que operan desde una distancia mayor, pero dentro de la visibilidad del radar. Estos objetivos no fueron masivos y 12 ... 18 lanzadores en parte deberían haber sido suficientes para resolver misiones de combate.

El hecho mismo de la existencia del S-200 determinó en gran medida la transición de la aviación de EE. UU. a operaciones en altitudes bajas, donde estaban expuestos al fuego de artillería y misiles antiaéreos más masivos. Además, la ventaja indiscutible del complejo fue el uso de misiles guiados. Incluso sin darse cuenta por completo de sus capacidades de alcance, el S-200 complementó los complejos S-75 y S-125 con guía de comando por radio, lo que complicó significativamente las tareas de guerra electrónica y reconocimiento a gran altitud para el enemigo. Las ventajas del S-200 sobre estos sistemas podrían manifestarse especialmente claramente durante el bombardeo de bloqueadores activos, que sirvieron como un objetivo casi ideal para los misiles guiados S-200. Durante muchos años, los aviones de reconocimiento de EE. UU. y la OTAN, incluido el famoso SR-71, se vieron obligados a realizar vuelos de reconocimiento solo a lo largo de las fronteras de la URSS y los países del Pacto de Varsovia.

A pesar de la apariencia espectacular del sistema de misiles S-200, nunca se demostraron en desfiles en la URSS, y las fotografías del cohete y el lanzador aparecieron solo a fines de los años ochenta. Sin embargo, en presencia del reconocimiento espacial, no fue posible ocultar el hecho y la escala del despliegue masivo del nuevo complejo. El sistema S-200 recibió el símbolo SA-5 en los Estados Unidos. Sin embargo, durante muchos años en libros de referencia extranjeros bajo esta designación, se publicaron fotografías de misiles del complejo Dal, filmadas repetidamente en Red y Palace Squares. Según datos estadounidenses, en 1970, el número de lanzadores de misiles S-200 fue de 1100, en 1975 - 1600, en 1980 - 1900 unidades. El despliegue de este sistema alcanzó su punto máximo: 2030 PU a mediados de los años ochenta.

Según datos estadounidenses, en 1973 ... 1974. Se llevaron a cabo alrededor de cincuenta pruebas de vuelo en el sitio de prueba de Sary-Shagan, durante las cuales se utilizó el radar S-200 para rastrear misiles balísticos. Estados Unidos en la Comisión Asesora Permanente sobre el Cumplimiento del Tratado sobre la Limitación de los Sistemas ABM planteó la cuestión de detener tales pruebas, y ya no se llevaron a cabo.

El misil guiado antiaéreo 5V21 está dispuesto de acuerdo con un esquema de dos etapas con un arreglo de paquete de cuatro impulsores de lanzamiento. El escenario sustentador está hecho de acuerdo con el esquema aerodinámico normal, mientras que su cuerpo constaba de siete compartimentos.

El compartimento No. 1 con una longitud de 1793 mm combinó un carenado radiotransparente y un buscador en una unidad sellada. El carenado radiotransparente de fibra de vidrio se cubrió con masilla termoprotectora y varias capas de barniz. El equipo a bordo del cohete (unidades GOS, piloto automático, fusible de radio, dispositivo de cálculo) estaba ubicado en el segundo compartimento de 1085 mm de largo. El tercer compartimento del cohete con una longitud de 1270 mm estaba destinado a alojar la ojiva, el tanque de combustible para la fuente de energía a bordo (BIP). Al equipar el cohete con una ojiva, la ojiva entre los compartimentos 2 y 3 se encendió. 90-100° hacia babor. El compartimiento No. 4 con una longitud de 2440 mm incluía tanques de comburente y combustible y un bloque de refuerzo de aire con un globo en el espacio entre tanques. La fuente de energía a bordo, el tanque oxidante de la fuente de energía a bordo, los cilindros del sistema hidráulico con el acumulador hidráulico se colocaron en el compartimiento No. 5 con una longitud de 2104 mm. Se adjuntó un motor de cohete de propulsión líquida al marco trasero del quinto compartimento. El sexto compartimento, de 841 mm de largo, cubría el motor principal del cohete y estaba destinado a albergar timones con máquinas de dirección. En el séptimo compartimento anular, que se dejó caer después de la separación del motor de arranque, de 752 mm de largo, había puntos de enganche traseros para los motores de arranque. Todos los elementos del cuerpo del cohete estaban cubiertos con una capa de protección contra el calor.

Las alas de una estructura soldada de tipo marco con una envergadura de 2610 mm se fabricaron en un pequeño alargamiento con un barrido positivo de 75 ° a lo largo del borde de ataque y un barrido negativo de 11 ° a lo largo de la parte trasera. La cuerda de raíz fue de 4857 mm con un espesor de perfil relativo de 1,75%, la cuerda final fue de 160 mm. Para reducir el tamaño del contenedor de envío, cada consola se ensambló a partir de las partes delantera y trasera, que se unieron al cuerpo en seis puntos. Se ubicó un receptor de presión de aire en cada ala.

El motor de cohete de propulsante líquido 5D12, que funciona con ácido nítrico con la adición de tetróxido de nitrógeno como oxidante y trietilaminaxilidina como combustible, se fabricó de acuerdo con un esquema "abierto", con la emisión de productos de combustión del generador de gas de la turbobomba. unidad a la atmósfera. Para garantizar el alcance máximo de un vuelo de cohete o vuelo a velocidad máxima cuando se disparan objetivos a corta distancia, se proporcionaron varios modos de funcionamiento del motor y programas para su ajuste, que se emitieron antes del lanzamiento del cohete al regulador de empuje del motor 5F45 y un dispositivo de software basado en la solución del problema desarrollado por la computadora terrestre "Flame". Los modos de funcionamiento del motor aseguraron el mantenimiento de valores constantes de empuje máximo (10 ± 0,3 t) o mínimo (3,2 ± 0,18 t). Cuando se apagó el sistema de control de tracción, el motor "se puso en marcha", desarrolló un empuje de hasta 13 toneladas y colapsó. El primer programa principal preveía arrancar el motor con una salida rápida al empuje máximo, y partiendo de 43 * 1.5 desde el vuelo, comenzó una disminución del empuje con el motor parado después de quedarse sin combustible después de 6.5 ... 16 s desde el momento en que se dio la orden de “Recesión”. El segundo programa principal se diferenciaba en que después de arrancar el motor alcanzaba un empuje intermedio de 8,2 * 0,35 toneladas con su descenso con pendiente constante hasta el empuje mínimo y funcionamiento del motor hasta agotar completamente el combustible durante ~ 100 s de vuelo. Fue posible implementar dos programas intermedios más.

Cohete 5V21

1. Cabeza de referencia 2. Piloto automático 3. Fusible de radio 4. Dispositivo de cálculo 5. Mecanismo de seguridad 6. Ojiva 7. Tanque de combustible BIP 8. Tanque de oxidante 9. Tanque de aire 10. Motor de arranque 11. Tanque de combustible 12. Fuente de alimentación aerotransportada (BIP ) 13. Tanque de oxidante BIP 14. Tanque del sistema hidráulico 15. Motor sustentador 16. Timón aerodinámico

En los tanques de comburente y combustible había dispositivos de admisión que rastrean la posición de los componentes del combustible en sobrecargas transversales de gran variable de signo. La tubería de suministro de oxidante pasaba bajo la cubierta de una caja en el lado de estribor del cohete, y la caja para conectar la red de cables a bordo estaba ubicada en el lado opuesto del casco.

La fuente de alimentación a bordo 5I43 proporcionó generación de electricidad (CC y CA) en vuelo, así como la creación de alta presión en el sistema hidráulico para el funcionamiento de los mecanismos de dirección.

Los misiles estaban equipados con motores de arranque de una de dos modificaciones: 5S25 y 5S28. Las boquillas de cada propulsor están inclinadas con respecto al eje longitudinal del cuerpo de tal manera que el vector de empuje pasó en la región del centro de masa del cohete y la diferencia de empuje de los propulsores ubicados diametralmente, que alcanzó el 8%. para 5S25 y 14% para 5S28, no crearon momentos perturbadores inaceptablemente altos en cabeceo y guiñada. En la parte cercana a la boquilla, cada acelerador en dos soportes en voladizo se adjuntó al séptimo compartimento de la etapa sustentadora, un anillo fundido que se dejó caer después de la separación de los aceleradores. Delante del acelerador, se conectaron dos soportes similares al marco de potencia del cuerpo del cohete en el área del compartimiento entre tanques. Los accesorios al séptimo compartimento aseguraron la rotación y la posterior separación del acelerador después de romper las conexiones frontales con el bloque opuesto. En cada uno de los aceleradores había un estabilizador, mientras que en el acelerador inferior el estabilizador se plegó hacia el lado izquierdo del cohete y tomó su posición de trabajo solo después de que el cohete abandonó el lanzador.

La ojiva de fragmentación de alto explosivo 5B14Sh estaba equipada con 87,6 ... 91 kg de explosivo y estaba equipada con submuniciones esféricas 37,000 de dos diámetros, incluidos elementos 21,000 que pesaban 3,5 g y 16,000 que pesaban 2 g, lo que aseguró objetivos confiables al disparar en un rumbo de colisión y en persecución. El ángulo del sector espacial de la expansión estática de los fragmentos fue de 120°, la velocidad de su expansión fue de -1000...1700 m/s. El socavado de la ojiva del cohete se llevó a cabo por orden del fusible de radio cuando el cohete volaba muy cerca del objetivo o cuando fallaba (debido a la pérdida de energía a bordo).

Las superficies aerodinámicas en el escenario sustentador se ubicaron en forma de X de acuerdo con el patrón "normal", con la posición trasera de los timones en relación con las alas. El timón (más precisamente, el timón-alerón) de forma trapezoidal constaba de dos partes conectadas por barras de torsión, lo que aseguraba una disminución automática en el ángulo de rotación de la mayor parte del timón con un aumento en la presión dinámica para estrechar el rango de controlar los pares. Los timones estaban montados en el sexto compartimento del cohete y eran accionados por máquinas de dirección hidráulica, desviándose en un ángulo de hasta ± 45 °.

Durante la preparación previa al lanzamiento, el equipo de a bordo se encendió, se calentó, se verificó el funcionamiento del equipo de a bordo, los giroscopios del piloto automático se giraron cuando se alimentaron de fuentes terrestres. Para la refrigeración del equipo se suministró aire desde la línea PU. La "sincronización" del cabezal de referencia con el haz ROC en la dirección se logró girando el lanzador en azimut en la dirección del objetivo y emitiendo desde la computadora digital Flame el valor calculado del ángulo de elevación para apuntar el buscador. El cabezal de referencia buscó y capturó el seguimiento automático de objetivos. A más tardar 3 segundos antes del lanzamiento, cuando se retiró el conector de aire eléctrico, el sistema de defensa antimisiles se desconectó de las fuentes de alimentación externas y de la línea de aire y se cambió a la fuente de alimentación de a bordo.

La fuente de alimentación a bordo se inició en tierra aplicando un impulso eléctrico al detonador del arrancador de arranque. A continuación, se disparó el encendedor de carga de pólvora. Los productos de combustión de la carga de pólvora (con una emisión característica de humo oscuro perpendicular al eje del cuerpo) del cohete hacían girar una turbina, que, después de 0,55 s, se convertía en combustible líquido. El rotor de la unidad turbobomba también giró. Después de que la turbina alcanzó 0,92 de la velocidad nominal, se emitió un comando para permitir el lanzamiento del cohete y todos los sistemas se transfirieron a la energía a bordo. Modo de funcionamiento de la turbina de la fuente de alimentación a bordo correspondiente a 38.200±% rpm a una potencia máxima de 65 hp. mantenido durante 200 s de vuelo. El combustible para la fuente de energía a bordo provenía de tanques de combustible especiales mediante el suministro de aire comprimido debajo de un diafragma de aluminio deformable dentro del tanque.

Durante el paso del comando "Inicio", se limpió el conector de corte, se lanzó la fuente de alimentación a bordo y se detonaron los cartuchos de cebo para arrancar el motor de arranque. Los gases del motor de arranque superior, fluyendo a través del sistema neumomecánico, abrieron el acceso de aire comprimido desde el cilindro a los tanques de combustible del motor y los tanques de la fuente de energía a bordo.

A una cabeza de velocidad dada, los dispositivos de señalización de presión formaron un comando para socavar los detonadores del motor y se encendió el actuador del regulador de empuje. Los primeros 0,45 ... 0,85 segundos después del lanzamiento, los misiles volaron sin control ni estabilización.

La separación de los bloques del motor de arranque se produjo después de 3...5 s desde el inicio, a una velocidad de vuelo de unos 650 m/s a una distancia de aproximadamente 1 km del lanzador. Los impulsores de lanzamiento diametralmente opuestos se sujetaron en su nariz con 2 bandas de tensión que pasaban a través del cuerpo en pleno vuelo. Un bloqueo especial soltó una de las correas al alcanzar la presión establecida en la sección de descenso del empuje del acelerador. Tras la caída de presión en el acelerador situado diametralmente, se soltó la segunda correa y ambos aceleradores se separaron simultáneamente. Para garantizar la eliminación de los impulsores del escenario principal, se equiparon con carenados de morro biselados. Cuando las cintas se soltaron bajo la acción de las fuerzas aerodinámicas, los bloques del acelerador giraron en relación con los puntos de fijación en el séptimo compartimento. La separación del séptimo compartimento se produce bajo la acción de fuerzas aerodinámicas axiales tras la finalización del último par de aceleradores. Los bloques del acelerador cayeron a una distancia de hasta 4 km del lanzador.

Un segundo después del reinicio de los impulsores de lanzamiento, el piloto automático se encendió y comenzó el control de vuelo del cohete. Al disparar a la "zona lejana" 30 s después del inicio, se cambió del método de guía "con un ángulo de avance constante" a "aproximación proporcional". Se suministró aire comprimido a los tanques de comburente y combustible del motor de propulsión hasta que la presión en el cilindro de bola disminuyó a "50 kg/cm2". Después de eso, se suministró aire solo a los tanques de combustible de la fuente de energía a bordo para proporcionar control en el tramo pasivo del vuelo.En caso de una falla al final de la fuente de alimentación a bordo, se eliminó el voltaje del actuador de seguridad y, con un retraso de hasta 10 s, se dio una señal al detonador eléctrico para autodestrucción.

El sistema S-200 Angara preveía el uso de dos opciones de misiles:

• 5V21 (V-860, producto "F");
• 5V21A (V-860P, producto "1F"): una versión mejorada del cohete 5V21, que utiliza equipos a bordo mejorados según los resultados de las pruebas de campo: un cabezal de referencia 5G23, un dispositivo de cálculo 5E23, un piloto automático 5A43.

Para desarrollar las habilidades de reabastecimiento de SAM y carga de lanzadores, respectivamente, se produjeron misiles de entrenamiento y reabastecimiento de combustible UZ y maquetas de tamaño masivo UGM, respectivamente. Los misiles de combate parcialmente desmantelados con una vida útil vencida o dañados durante la operación también se utilizaron como misiles de entrenamiento. Los misiles de entrenamiento UR destinados al entrenamiento de cadetes se produjeron con un corte de "cuarto" a lo largo de toda la longitud.

S-200V "Vega"

Después de la adopción del sistema S-200, las deficiencias identificadas durante los lanzamientos, así como la retroalimentación y los comentarios de las unidades de combate, permitieron identificar una serie de fallas, modos de operación imprevistos e inexplorados y debilidades en la tecnología del sistema. Se implementaron y probaron nuevos equipos, lo que proporcionó un aumento en las capacidades de combate y el rendimiento del sistema. Ya en el momento en que se puso en servicio, quedó claro que el sistema S-200 no tenía suficiente inmunidad al ruido y solo podía alcanzar objetivos en una situación de combate simple, con la acción de directores de interferencia de ruido continuo. La más importante de las áreas de mejora del complejo fue el aumento de la inmunidad al ruido.

En el curso del trabajo de investigación "Score" en TsNII-108, se realizaron estudios sobre los efectos de la interferencia especial en varios equipos de radio. En el campo de entrenamiento en Sary-Shagan, se utilizó un avión equipado con un prototipo de un potente y prometedor sistema de interferencia junto con el ROC del sistema S-200.

Sobre la base de los resultados del proyecto de investigación Vega, ya en 1967, se emitió la documentación de diseño para mejorar los medios de ingeniería de radio del sistema y se fabricaron prototipos de la República de China y cabezas de referencia de un misil con mayor inmunidad al ruido, proporcionando la capacidad de derrotar directores de aeronaves de tipos especiales de interferencia activa, como apagar, intermitente, alejarse en velocidad, rango y coordenadas angulares. Las pruebas conjuntas del equipo del complejo modificado con el nuevo misil 5V21V se llevaron a cabo en Sary-Shagan de mayo a octubre de 1968 en dos etapas. Los decepcionantes resultados de la primera etapa, durante la cual se realizaron lanzamientos sobre objetivos que volaban a una altitud de 100...200 m, determinaron la necesidad de mejoras en el diseño del cohete, el circuito de control y la técnica de disparo. Además, durante 8 lanzamientos de misiles V-860PV con buscador 5G24 y un nuevo fusible de radio, se derribaron cuatro aviones objetivo, incluidos tres objetivos equipados con equipo de interferencia.

El puesto de mando en una versión mejorada podía funcionar tanto con puestos de mando similares como con puestos superiores usando sistemas de control automatizados, y usando el radar actualizado P-14F Van y los radioaltímetros PRV-13 y estaba equipado con una línea de retransmisión de radio para recibir datos desde un control remoto. Radar.

A principios de noviembre de 1968, la Comisión Estatal firmó un acta en la que recomendó que se adoptara el sistema S-200V. La producción en serie del sistema S-200V se inició en 1969, mientras que la producción del sistema S-200 se redujo al mismo tiempo. El sistema S-200V fue adoptado por el Decreto de septiembre del Comité Central del PCUS y el Consejo de Ministros de la URSS en 1969.

El grupo de divisiones del sistema S-200V, compuesto por la batería de radio 5Zh52V y la posición de lanzamiento 5Zh51V, se puso en servicio en 1970, inicialmente con el misil 5V21 V. El misil 5V28 se introdujo más tarde, durante la operación del sistema. .

El nuevo radar de iluminación de objetivos 5N62V con una computadora digital Plamya-KV modificada se creó como antes, con el uso generalizado de tubos de radio.

El lanzador 5P72V estaba equipado con una nueva automatización de arranque. La cabina del K-3 fue modificada y recibió la designación K-3V.

Rocket 5V21V (V-860PV): equipado con un buscador 5G24 y un fusible de radio 5E50. Las mejoras en el equipo y los medios técnicos del complejo S-200V permitieron no solo expandir los límites de la zona de destrucción del objetivo y las condiciones para usar el complejo, sino también introducir modos adicionales de disparar a un "objetivo cerrado" con el lanzamiento de misiles en la dirección del objetivo sin capturar a su buscador antes del lanzamiento. La captura del objetivo del GOS se llevó a cabo en el sexto segundo del vuelo, después de la separación de los motores de arranque. El modo de "objetivo cerrado" hizo posible disparar a los bloqueadores activos con una transición múltiple durante el vuelo del misil desde el seguimiento del objetivo en un modo semiactivo de acuerdo con la señal ROC reflejada desde el objetivo hasta la radiogoniometría pasiva con referencia a la interferencia activa. estación. Se utilizaron los métodos de "aproximación proporcional con compensación" y "con ángulo de avance constante".

S-200M "Vega-M"

En la primera mitad de los años setenta se creó una versión modernizada del sistema S-200V.

Las pruebas del cohete V-880 (5V28) se lanzaron en 1971. Junto con los lanzamientos exitosos durante las pruebas del cohete 5V28, los desarrolladores encontraron accidentes asociados con otro "fenómeno misterioso". Al disparar en las trayectorias más estresadas por el calor, el GOS "ciega" durante el vuelo. Después de un análisis exhaustivo de los cambios realizados en el misil 5V28 en comparación con la familia de misiles 5V21 y pruebas de banco en tierra, se determinó que el "culpable" del funcionamiento anormal del buscador es el recubrimiento de barniz del primer compartimiento del cohete. Cuando se calentaron en vuelo, los aglutinantes de barniz se gasificaron y penetraron debajo del carenado del compartimiento de la cabeza. La mezcla de gas conductor de electricidad se depositó en los elementos del GOS e interrumpió el funcionamiento de la antena. Después de cambiar la composición del barniz y los revestimientos termoaislantes del carenado de la cabeza del cohete, cesaron las fallas de este tipo.

El equipo del canal de disparo se modificó para garantizar el uso de misiles con una ojiva de fragmentación de alto explosivo y misiles con una ojiva especial 5V28N (V-880N). Como parte del contenedor de hardware de la República de China, se utilizó la computadora digital Plamya-KM. En caso de falla en el seguimiento del objetivo durante el vuelo de misiles de los tipos 5V21V y 5V28, el objetivo se recapturó para el seguimiento, siempre que estuviera en el campo de vista del buscador.

La batería de lanzamiento se ha mejorado en cuanto al equipamiento de la cabina y los lanzadores del K-3 (K-ZM) para permitir el uso de una gama más amplia de misiles con diferentes tipos de ojivas. Se modernizó el equipamiento del puesto de mando del sistema en relación a las capacidades para alcanzar objetivos aéreos con nuevos misiles 5V28.

Desde 1966, la oficina de diseño creada en Leningrad Severny Zavod, bajo la supervisión general de Fakel Design Bureau (anteriormente OKB-2 MAP), comenzó a desarrollar un nuevo misil V-880 para el sistema S basado en el 5V21V (V-860PV ) misil -200. Oficialmente, el desarrollo de un misil V-880 unificado con un alcance máximo de disparo de hasta 240 km fue establecido por el Decreto de septiembre del CC PCUS y el Consejo de Ministros de la URSS en 1969.

Los misiles 5V28 estaban equipados con un cabezal de referencia antiinterferencias 5G24, un dispositivo de cálculo 5E23A, un piloto automático 5A43, un fusible de radio 5E50 y un actuador de seguridad 5B73A. El uso de un cohete proporcionó una zona de muerte en un rango de hasta 240 km, en una altura de 0,3 a 40 km. La velocidad máxima de los objetivos alcanzados alcanzó los 4300 km / h. Al disparar a un objetivo, como un avión de alerta temprana con un misil 5V28, el alcance máximo de destrucción se proporcionó con una probabilidad dada de 255 km, con un alcance mayor, la probabilidad de destrucción se redujo significativamente. El alcance técnico del SAM en modo controlado con la energía a bordo suficiente para el funcionamiento estable del circuito de control era de unos 300 km. Con una combinación favorable de factores aleatorios, podría ser más. En el sitio de prueba se registró un caso de vuelo controlado a una distancia de 350 km. En caso de falla del sistema de autodestrucción, el sistema de defensa antimisiles es capaz de volar a una distancia que es muchas veces mayor que el borde del "pasaporte" del área afectada. El límite inferior del área afectada fue de 300 m.

El motor 5D67 de diseño de ampolla con suministro de combustible de turbobomba se desarrolló bajo la dirección del diseñador jefe de OKB-117 A.S. Mevio. El desarrollo del motor y la preparación de su producción en serie se llevaron a cabo con la participación activa del Diseñador Jefe de OKB-117 S.P. Izotov. El rendimiento del motor se aseguró en el rango de temperatura de +50°. La masa del motor con unidades era de 119 kg.

El desarrollo de una nueva fuente de alimentación a bordo 5I47 comenzó en 1968. bajo la dirección de M. M. Bondaryuk en la Oficina de Diseño de Moscú Krasnaya Zvezda, y se graduó en 1973 en la Oficina de Diseño de Turaevsky Soyuz bajo la dirección del diseñador jefe V.G. Stepánova. Se introdujo una unidad de control en el sistema de suministro de combustible del generador de gas: un regulador automático con un corrector de temperatura. La fuente de alimentación a bordo 5I47 proporcionó electricidad al equipo a bordo y la operatividad de los accionamientos hidráulicos de las máquinas de dirección durante 295 segundos, independientemente del tiempo de funcionamiento del motor principal.

El misil 5V28N (V-880N) con una ojiva especial fue diseñado para destruir objetivos aéreos grupales que atacan en formación cerrada, y fue diseñado sobre la base del misil 5V28 utilizando unidades de hardware y sistemas con mayor confiabilidad.

El sistema S-200VM con misiles 5V28 y 5V28N fue adoptado por las Fuerzas de Defensa Aérea del país a principios de 1974.

S-200D "Dubná"

Casi quince años después de la finalización de las pruebas de la primera versión del sistema S-200, a mediados de los años ochenta, se adoptó la última modificación del sistema de armas de fuego S-200. Oficialmente, el desarrollo del sistema S-200D con el misil V-880M de mayor inmunidad al ruido y mayor alcance se estableció en 1981, pero el trabajo correspondiente se llevó a cabo desde mediados de los años setenta.

La parte de hardware de la batería técnica de radio se fabricó sobre una nueva base de elementos, se volvió más simple y confiable en su funcionamiento. La reducción del volumen necesario para acomodar nuevos equipos ha permitido implementar varias soluciones técnicas nuevas. Se logró un aumento en el rango de detección del objetivo prácticamente sin cambiar la ruta de la guía de ondas de la antena y los espejos de la antena, pero solo aumentando la potencia de radiación del ROC varias veces. Se crearon PU 5P72D y 5P72V-01, la cabina K-ZD y otros tipos de equipos.

La Oficina de Diseño de Fakel y la Oficina de Diseño de Leningrado Severny Zavod desarrollaron un misil unificado 5V28M (V-880M) para el sistema S-200D con mayor inmunidad al ruido con un límite lejano de la zona de intercepción aumentado a 300 km. El diseño del cohete hizo posible reemplazar la ojiva de fragmentación de alto explosivo del misil 5V28M (V-880M) con una ojiva especial en el misil 5V28MN (V-880NM) sin ningún refinamiento de diseño. El sistema de suministro de combustible de la fuente de energía a bordo del cohete 5V28M se volvió autónomo con la introducción de tanques de combustible especiales, lo que aumentó significativamente la duración del vuelo controlado en el tramo pasivo del vuelo y el tiempo de funcionamiento del equipo a bordo. Rockets 5V28M tenía una protección térmica mejorada del carenado de la cabeza.

Los complejos del grupo de división S-200D, debido a la implementación de soluciones técnicas en el equipamiento de la batería radiotécnica y el refinamiento del cohete, tienen un límite lejano del área afectada, aumentado a 280 km. En condiciones "ideales" para disparar, alcanzó los 300 km, y en el futuro incluso se suponía que tendría un alcance de hasta 400 km.

Las pruebas del sistema S-200D con el misil 5V28M comenzaron en 1983 y se completaron en 1987. La producción en serie de equipos para los sistemas de misiles antiaéreos S-200D se llevó a cabo en cantidades limitadas y se suspendió a finales de los ochenta y principios de los noventa. . La industria produjo solo alrededor de 15 canales de disparo y hasta 150 misiles 5V28M. A principios del siglo XXI, solo en algunas regiones de Rusia, los complejos S-200D estaban en servicio en cantidades limitadas.

S-200VE "Vega-E"

Durante 15 años, el sistema S-200 se consideró de alto secreto y prácticamente no salió de la URSS; la hermana Mongolia en esos años no se consideró seriamente "en el extranjero". Después de ser desplegado en Siria, el sistema S-200 perdió su “inocencia” en términos de secreto máximo y comenzó a ofrecerse a clientes extranjeros. Sobre la base del sistema S-200V, se creó una modificación de exportación con una composición modificada del equipo bajo la designación S-200VE, mientras que la versión de exportación del cohete 5V28 se denominó 5V28E (V-880E).

Después de que la guerra aérea sobre el sur de Líbano terminara en el verano de 1982 con un resultado deprimente para los sirios, el liderazgo soviético decidió enviar dos regimientos de misiles antiaéreos S-200V de dos divisiones con una carga de municiones de 96 misiles a Oriente Medio. . Después de 1984, el equipo de los complejos S-200VE se entregó al personal sirio que recibió la educación y capacitación adecuadas.

En los años siguientes, que quedaron antes del colapso de la organización del Pacto de Varsovia y luego de la URSS, los complejos S-200VE lograron ser entregados a Bulgaria, Hungría, la RDA, Polonia y Checoslovaquia. Además de los países del Pacto de Varsovia, Siria y Libia, el sistema S-200VE se entregó a Irán y Corea del Norte, donde se enviaron cuatro divisiones de tiro.

Como resultado de los turbulentos acontecimientos de los años ochenta y noventa en Europa central, el sistema S-200VE estuvo durante algún tiempo ... en servicio con la OTAN, antes de que en 1993 las unidades de misiles antiaéreos ubicadas en la antigua Alemania Oriental fueran completamente reequipado con sistemas de defensa aérea estadounidenses " Hawk y Patriot. Fuentes extranjeras publicaron información sobre el redespliegue de un complejo del sistema S-200 de Alemania a los Estados Unidos para estudiar sus capacidades de combate.

Trabajar para expandir las capacidades de combate del sistema.

Durante las pruebas del sistema S-200V, realizadas a finales de los años sesenta, se realizaron lanzamientos experimentales sobre objetivos creados sobre la base de misiles 8K11 y 8K14 para determinar las capacidades del sistema para detectar y destruir misiles balísticos tácticos. Estos trabajos, así como pruebas similares realizadas en los años 80 y 90, demostraron que la falta de herramientas de designación de objetivos en el sistema capaces de detectar y guiar al ROC a un objetivo balístico de alta velocidad predetermina los bajos resultados de estos experimentos.

Para expandir las capacidades de combate de la potencia de fuego del sistema, en el sitio de prueba de Sary-Shagan en 1982, se llevaron a cabo varios disparos de misiles modificados contra objetivos terrestres visibles por radar de forma experimental. El objetivo fue destruido: una máquina con un contenedor especial instalado desde el objetivo MP-8IT. Cuando se instaló un contenedor con reflectores de radar en el suelo, el contraste de radio del objetivo se redujo drásticamente y la eficiencia de disparo fue baja. Se sacaron conclusiones sobre la posibilidad de que los misiles S-200 golpeen poderosas fuentes terrestres de interferencia y objetivos de superficie dentro del horizonte de radio. Pero la realización de mejoras en el S-200 fue reconocida como inapropiada. Varias fuentes extranjeras informaron sobre un uso similar del sistema S-200 durante las hostilidades en Nagorno-Karabaj.

Con el apoyo del 4º GUMO, la Oficina Central de Diseño de Almaz a finales de los años setenta y ochenta lanzó un proyecto preliminar para la modernización integral del sistema S-200V y versiones anteriores del sistema, pero no se desarrolló debido a la comienzo del desarrollo del S-200D.

Con la transición de las Fuerzas de Defensa Aérea del país a los nuevos complejos S-300P, iniciada en la década de los ochenta, el sistema S-200 comenzó a retirarse paulatinamente del servicio. A mediados de los años noventa, los complejos S-200 Angara y S-200V Vega se retiraron por completo del servicio con las Fuerzas de Defensa Aérea de Rusia. Una pequeña cantidad de complejos S-200D permanecieron en servicio. Después del colapso de la URSS, los complejos S-200 permanecieron en servicio con Azerbaiyán, Bielorrusia, Georgia, Moldavia, Kazajstán, Turkmenistán, Ucrania y Uzbekistán. Algunos de los países del Cercano al Extranjero han tratado de independizarse de los vertederos utilizados anteriormente en las áreas escasamente pobladas de Kazajstán y Rusia. Las víctimas de estas aspiraciones fueron 66 pasajeros y 12 tripulantes del Tu-154 ruso, que realizaba el vuelo No. 1812 Tel Aviv - Novosibirsk, derribado sobre el Mar Negro el 4 de octubre de 2001. durante la práctica de tiro de la defensa aérea ucraniana, realizada en el polígono del 31º Centro de Investigación de la Flota del Mar Negro cerca del cabo Opuk en el este de Crimea. El disparo fue realizado por brigadas de misiles antiaéreos de la 2ª división del 49º cuerpo de defensa aérea de Ucrania. Entre las razones consideradas para el trágico incidente, mencionaron la posible reorientación de misiles en el Tu-154 en vuelo después de la destrucción del objetivo Tu-243 destinado a él por un misil de otro complejo, o la captura por parte del jefe de búsqueda de un misil de avión civil durante los preparativos previos al lanzamiento. El Tu-154 que volaba a una altitud de unos 10 km a una distancia de 238 km estaba en el mismo rango de ángulos de elevación bajos que el objetivo esperado. El corto tiempo de vuelo de un objetivo que aparece repentinamente sobre el horizonte correspondía a la opción de preparación acelerada para el lanzamiento cuando el radar de iluminación del objetivo estaba operando en el modo de radiación monocromática, sin determinar el alcance al objetivo. En cualquier caso, en circunstancias tan tristes, las capacidades de alta energía del cohete se confirmaron una vez más: el avión fue alcanzado en la zona lejana, incluso sin la implementación de un programa de vuelo especial con una salida rápida a las capas enrarecidas de la atmósfera. . El Tu-154 es el único avión tripulado derribado de manera confiable por el complejo S-200 durante su operación.

Se publicará información más detallada sobre el sistema de defensa aérea S-200 en la revista "Tecnología y armamento" en 2003.