►-«5 *ДПЭТГПМУТИ1ТНМ»ИПНМ«их WWMJM'SKiWf

fflИНИСТЕРСТВО ОБОР О НЫ С ССР

vekp&fho

Экз. №

РАКЕТА 5Я25М

ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ

КНИГА I

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
УСТРОЙСТВО РАКЕТЫ

МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ СССР

Экз. №	3

РАКЕТА 5Я25М

ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ

КНИГА 1

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ.
УСТРОЙСТВО РАКЕТЫ

Ордена Трудового Красного Знамени
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СССР

МОСКВА—1978
Настоящее Техническое описание ракеты 5Я25М разработано, согласовано и
утверждено по состоянию отработки ракеты и технической документации к ней на
декабрь 1977 года н допущено для использования с 19 декабря 1977 года
С введением в действие настоящего издания ранее изданное светокопиро-
вальным способом Техническое описание ракеты 5Я25М отменяется.

В книге всего пронумеровано 136 стр.
СОДЕРЖАНИЕ

Стр.

1.	Введение . .	 5

2.	Общие сведения о ракете .	................ 6

2.1.	Назначение.................................................   —

2.2.	Отличительные особенности .	 —

2.3.	Общие сведения об устройстве .	....	—

2.4.	Основные технические данные .	....	8

3.	Планер	...	.................... 11

3.1.	Общие сведения ....	....................... —

3.2.	Корпус.....................................................   —

3.3.	Крылья .	.	.	.	...	.21

3.4.	Воздушные рули............. .	.	....	23

3.5.	Стабилизаторы .	.	.....................................24

. г-	26

4.	Герметизация, окраска, консервация и маркировка ракеты

4.1.	Герметизация	.................

4.2.	Окраска .	.	....	28

4.3.	Консервация ...	.	................. —

4.4.	Маркировка	.	.	.	...	—

5.	Двигательная установка ...	....	32

5.1.	Назначение и состав .	.............. .... —

5.2.	Топливная система.............................................—

5.3.	Воздушная система наддува топливных баков .	45

6.	Двигатель	......	56

6.1.	Назначение н состав ...	—

6.2.	Основные технические данные ...	.	.	—

6.3.	Устройство составных частей двигателя .	58

7.	Работа двигательной установки .	.	.	85

7.1.	Работа двигательной установки до пуска	—

7.2.	Пуск двигателя .	.	....	86

7.3.	Работа двигателя	.	....	—

7.4.	Окончание работы двигателя	88

8.	Воздушная система автопилота и ампульной батареи	89

8.1.	Назначение и состав ...	...	...	—

8.2.	Устройство составных частей воздушной системы	—

8.3.	Работа воздушной системы автопилота .	100

8.4.	Воздушная магистраль ампульной батареи .	101

9.	Система управления рулями и элеронами .	ЮЗ

9.1.	Общие сведения................................ ...	—

9.2.	Система управления газовыми рулями	. —

1* Зак. 1225с

3
9.3.	Система управления воздушными рулями .	. К>6

9.4	Система управления элеронами ...	.	 Ю7

10.	Система приемника воздушных давлений .	. 109

10.1.	Назначение и состав .	.	.	.	...	. —

10.2.	Устройство системы .	.	.	.	...	. —

11.	Боевая часть	.111

11.1.	Общие сведения .	.	.	...	—

11.2.	Устройство боевой части	.	....	—

11.3.	Принцип действия .	  112

12.	Воспламенительно-детонирующий	механизм ВДМ-8	113

12.1.	Назначение ......	.	—

12.2.	Устройство .	.	.	.		~-

12.3.	Принцип действия ....	.	.	.	.	115

13.	Предохранительный переключатель ПП-2П .	.	... 117

13.1.	Назначение .	...	• —

13.2.	Устройство	. .	....	.118

13.3.	Принцип действия .	.	.....	.119

14.	Комплект защитных средств	....	120

14.1.	Назначение и состав ....	.	.	...	—

14.2.	Устройство защитных средств...................... .	—

Приложение. Установка и назначение кожуха ПТ-1200С-4	125

Лист регистрации изменений	.	.	...	127

Лист для внесения изменений	................. 129
1.	ВВЕДЕНИЕ

Настоящее Техническое описание предназначено для изучения
ракеты 5Я25М в условиях эксплуатации, а также является посо-
бием при подготовке специалистов по 3i PB.

Техническое описание ракеты 5Я25М состоит из 5 книг:

Книга 1. Ракета 5Я25М. Общие сведения. Устройство ракеты.

Книга 2. Ракета 5Я25. Автопилот 5А15.

Книга 3. Ракета 5Я25. Аппаратура радиоуправления, радиови-
зирования и радиостробирования 5У18.

Книга 4. Ракета 5Я25М. Радиовзрыватель 5X48.

Книга 5. Ракета 5Я25М. Электрооборудование.

Примечание. Габаритно-весовые данные ракеты, технические характери-
стики оборудования и боевой части, физико-химические свойства компонентов
топлива приводятся в Техническом описании как справочные.

В данной книге Технического описания приняты следующие со-
кращения:

АБ — ампульная батарея.

АП — автопилот.

БЧ —боевая часть.

БЩ — бортовой щиток.

ВДМ — воспламенительно-детонирующий механизм.

Г — горючее.

ДУ — двигательная установка.

КВ — концевой выключатель.

О — окислитель.

ПВД — приемник воздушных давлений.

ПП — предохранительный .переключатель.

ППДУ — пиропатрон пиропереключателя датчика ускорений.
РВ — радиовзрыватель.

РДБ — реле давления бака.

САХ — средняя аэродинамическая хорда.

СНД — сброс низкого давления.

СДУ, СДУМ — сигнализатор давления.

ТНА — турбонасосный агрегат двигателя.
2.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О РАКЕТЕ

2.1.	НАЗНАЧЕНИЕ

Зенитная управляемая ракета 5Я25М в составе огневого комп-
лекса С-25М предназначена для поражения самолетов и самоле-
тов-снарядов.

2.2.	ОТЛИЧИТЕЛЬНЫЕ ОСОБЕННОСТИ

Ракета 5Я25М разработана на базе ракеты 5Я25.

На ракете 5Я25М установлен радиовзрыватель 5X48 вместо
E-802M-II.

Радиовзрыватель 5X48 обеспечивает повышенную помехозащи-
щенность боевого снаряжения ракеты.

Для расширения возможностей по поражению целей на пассив-
ном участке полета на ракете 5Я25М установлен предохранитель-
ный переключатель ПП-2П, который выдает сигнал на самоликви-
дацию ракеты на 70±3-й секунде полета (ПП-2 на ракете 5Я25
выдает сигнал на 52^2 секунде).

2.3.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ ОБ УСТРОЙСТВЕ

Ракета 5Я25М состоит из планера и размещенных в нем радио-
взрывателя 5X48, системы автопилота 5А15, двигательной уста-
новки, системы 5У18 (радиоуправления, радиоЕизирования и ра-
диостробирования), электрооборудования и боевой части 5Ж91.

Ракета обеспечивает доставку боевой части в район встречи с
целью и ее срабатывание в момент максимальной вероятности по-
ражения цели.

Размещение основного оборудования в ракете показано на
фИС. 1.
см
I
2.4.	ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ

Геометрические данные

Корпус

Калибр......................................... 650 мм

Длина теоретическая (без газовых рулей и трубки
ПВД)............................................ 12243	мм

Длина габаритная (с газовыми рулями и трубкой
ПВД)............................................ 12883	мм

Длина габаритная (с	предохранительными кожухами)	12975	мм

Крылья

Размах теоретический.................. 2655 мм

Размах габаритный (с законцовками) .	.	. 2734 мм

Средняя аэродинамическая хорда (САХ)	.	. . 2038 мм

Размах элерона........................ 504 мм

Угол отклонения элеронов..............±20° ±1°

Воздушные рули

Размах теоретический .....	....	1416 мм

Размах габаритный (с законцовками)	....	1426 мм

Средняя аэродинамическая хорда поворотной части	406 мм

Угол отклонения...................... ±20° ±30’

Стабилизаторы

Размах теоретический.................. 1030 мм

Размах габаритный:.............................

горизонтальных (с обтекателями) .... 1100 мм

вертикальных (с законцовками) ....	1048 мм

Газовые рули

Размах руля....................................91 мм

Расстояние от оси вращения руля до среза сопла . 80 мм

Угол отклонения .	.	.	.	.	±18°±1°

Весовые данные

Масса полностью снаряженной и заправленной ракеты
с газовыми рулями...............................41431гоК1

ЛАасса снаряженной и незаправленной ракеты без га-
зовых рулей..................................... 1558±

±20 кг

Масса наполнения (топливо и воздух) .... 2580,6 кг
Масса сбрасываемых частей газовых рулей . .	.	4 кг

Масса боевой части................................ 390 кг

Масса окислителя в баке О.................. 1930,88 кг

Масса окислителя в трубопроводе ...	25,82 кг

Масса горючего в баке Г	590,9 кг

Масса горючего в трубопроводе	. 4,2 кг

Масса воздуха в системе ДУ........................16,2 кг

Масса воздуха в системе АП...................... .	11,6 кг

Масса пороха для ТНА .............................1 кг

Масса силикагеля......................... .	2 кг

Центровка

Положение центра тяжести снаряженной и незаправ-
ленной ракеты.................................47,7/0.

САХ

Положение центра тяжести снаряженной и заправлен-
ной ракеты.......................................САХ^°

На рис. 2 показан график изменения центровки ракеты по ме-
ре выгорания топлива.
Гарантийные сроки и ресурс работы

Гарантийный срок годности ракеты составляет 10 лет при сле-
дующих условиях хранения:

В отапливаемых хранилищах...................До 10 лет

В неотапливаемых хранилищах .... До 7 лет

В естественных условиях в различных режимах го-
товности в снаряженном и полностью заправлен-
ном состоянии................................До 3,5 лет

Гарантийный ресурс работы автопилота 5А15, радиовзрывате-
ля 5X48, аппаратуры системы 5У18 и преобразователя тока
ПТ-1200С-4 не менее ПО ч.

Дальность транспортировки

Транспортировка ракеты в течение гарантийного срока годно-
сти ракеты допускается на расстояния:

Железнодорожным транспортом................. 10000	км

Автомобильным транспортом по бетонирован-
ным и асфальтированным дорогам со скоро-
стью до 50 км/ч (на отдельных участках дорог
допускается со скоростью транспортировки до
60 км/ч)...................................... 3000	км

Автомобильным транспортом по улучшенным
грунтовым дорогам со скоростью до 25 км/ч 500 км
3.	ПЛАНЕР

3.1.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Планер является несущей силовой частью ракеты. В нем раз-
мещено все оборудование ракеты.

Планер выполнен по аэродинамической схеме «утка», в которой
органы управления (рули) располагаются впереди несущих плос-
костей (крыльев).

Аэродинамическая схема планера показана на рис. 3.

Планер (рис. 4) состоит из корпуса, крыльев, воздушных рулей,
стабилизаторов и желобов-лонжеронов.

На ракете установлено четыре желоба-лонжерона. Передние
желоба расположены между рулевым отсеком и зализами крыльев,
а задние — между задними зализами крыльев и продольными лон-
жеронами хвостового отсека

Желоба-лонжероны изготовлены из титанового сплава и кре-
'пятся к корпусу и крыльям винтами и болтами.

Под желобами размещены электрожгуты и трубопроводы.

Монтаж остальных составных частей планера на корпусе раке-
ты приведен при описании конструкции этих частей.

3.2.	КОРПУС

Корпус ракеты расчленен на шесть частей: кок, рулевой отсек,
бак окислителя, бак горючего, хвостовой отсек и хвостовой обте-
катель.

Части корпуса состыкованы между собой телескопически, кро-
ме фланцевого стыка кока с рулевым отсеком.

Отсеки в телескопических стыках крепятся между собой бол-
тами, а во фланцевом — шпильками и гайками.

Кок (рис. 5) представляет собой клепано-сварной отсек раке-
ты с выступающей трубкой ПВД и состоит из кожуха с приемни-
ком воздушного давления и задней части кока.

Кожух с приемником воздушного давления является составной
частью радиовзрывателя 5X48.

Передняя часть кожуха изготовлена из титанового
сплава сваркой наконечника 2, обшивки 3 и шпангоута 4.

Она крепится к средней части кожуха при помощи резьбового
соединения и стопорных винтов.
Рис. 3. Аэродинамическая схема планера
Рис. 4. Планер ракеты

Рис. 5. Кок:

/ — приемник воздушных давлений; 2 — наконечник; 3 — обшивка; 4, 5 — шпангоуты; 6 — ко-
нус; 7 — обойма; 8— обшивка; 9, /0 — шпангоуты; II, 19 — крышки люков; 12 — донышко;
/3 — обшивка; 14. 15 — шпангоуты; 16 — желоб; 17— коробка; 18, 20 — шпангоуты; 21 — об-
шивка; 22 — шпангоут

Средняя часть кожуха состоит из шпангоута 5, радио-
прозрачного конуса 6 и обшивки 8 с обоймой 7. Обшивка выпол-
нена из титанового сплава в виде усеченного конуса, основанием
которого является шпангоут 9. К внутренней стороне обшивки то-
чечной сваркой приварена обойма.

Радиопрозрачный конус выполнен из стеклоткани, пропитанной
под давлением связующим ФН. Наружная поверхность конуса по-
крыта термостойким покрытием. Конус крепится к шпангоуту спе-
циальными винтами и гайками, а к обечайке с обоймой — за-
клепками.

Задняя часть кожуха имеет форму усеченного конуса
и состоит из шпангоутов 10 и 14, обшивки 13 и донышка 12, изго-
товленных из алюминиевого сплава и сваренных между собой. На
шпангоуте 10 установлены резиновая кольцевая герметизирующая
прокладка, восемь шпилек для крепления кожуха к шпангоуту и
десять шпилек для крепления передающего устройства радио-
взрывателя.

На стенке шпангоута 14 установлены резиновая кольцевая гер-
метизирующая прокладка и восемь шпилек для крепления прием-
ного устройства радиовзрывателя. На задней части шпангоута
приклеена стеклотекстолитовая прокладка (предохраняющая от
коррозии и служащая теплоизоляцией) и приклепаны анкерные
гайки для крепления винтами кожуха с задней частью кока. Об-
шивка 13 приварена к шпангоутам 10 и 14. Донышко 12 приварено
к шпангоуту 14 и служит экраном между передатчиком и прием-
ником радиовзрывателя. Наружная поверхность обшивки покрыта
термостойким покрытием.

Задняя часть кока состоит из шпангоутов 15, 18, 20 и 22, обшив-
ки 21 и двух желобов 16, соединенных между собой сваркой и
винтами.

На стенке шпангоута 22 установлены двенадцать шпилек для
соединения кока с рулевым отсеком и штифт для фиксации при
стыковке. Обшивка 21 изготовлена из титанового става и состоит
из двух частей, сваренных встык.

В зоне шпангоута 22 обшивка усилена приваренной проклад-
кой. Между прокладкой и шпангоутом для обеспечения теплоза-
щиты установлена прокладка из стеклотекстолита. Обшивка кре-
пится к шпангоутам 15, 18 и 20 точечной электросваркой, а к шпан-
гоуту 22 — винтами.

Желоба 16 предназначены для установки антенн радиовзрыва-
теля под углом +3° к оси ракеты. Желоб состоит из профиля ко-
рытообразного сечения с приваренными полками и обтекателем

Для доступа к электроразъемам радиовзрывателя и волново-
дам антенн в обшивке имеются два эксплуатационных люка //и
19, расположенных на противоположных сторонах обшивки.

Коробка 17 предназначена для установки контрольного разъема
радиовзрывателя. Коробка изготовлена из пресс-материала и кре-
пится к обшивке винтами, а закрывается быстрооткрываемой
крышкой из титанового сплава с одним замком.

Для крепления защитного устройства антенны рядом с жело-
бом приклепаны два колпачка, а на обтекателе желоба имеется
выступ — ограничитель.

Для крепления защитного кожуха на ПВД кока около шпан-
гоута 15 приклепаны к обшивке четыре колпачка с подпружинен-
ными в них стаканчиками.

Рулевой отсек (рис. 6) состоит из осевого блока и отсека бое-
вой части, выполненных за одно целое.
см
В рулевом отсеке размещены:

боевая часть, на переднем торце которой установлен воспламе-
нительно-детонирующий механизм;

датчик истинной скорости ДС-1500ДМ, предохранительный пе-
реключатель ПП-2П;

блоки автопилота (блок управления, датчики скоростного на-
пора, сдвоенные реле давления, пневматические рулевые машины,
струйные реле);

валы воздушных рулей;

стопор воздушных рулей;

бортовые разъемы проверки автопилота и цепей сброса пре-
дохранительной трубки приемника воздушных давлений.

Осевой блок представляет собой усеченный конус и
состоит из следующих основных элементов: шпангоутов 1, 2, 3, 6,
15, обшивки, крышек люков, центропланов, валов воздушных ру-
лей, желобов под антенны радиовзрывателя.

Шпангоут 1 из алюминиевого сплава имеет двенадцать отвер-
стий под шпильки крепления кока к рулевому отсеку и одно от-
верстие для фиксации кока при его стыковки с рулевым отсеком.

Этот стык закрывается лентой из титанового сплава. На внут-
ренней полке шпангоута имеются три прилива с отверстиями для
крепления чашки воздушного баллона АП.

Обшивка 9 осевого блока из титанового сплава состоит из верх-
ней и нижней частей, в которых имеются вырезы под желоба ан-
тенн и под крышки люков. Всего на осевом блоке четыре эксплуа-
тационных люка, причем два из них находятся на крышке люка
(«люк в люке»).

На осевом блоке установлены четыре центроплана 7. Каждый
центроплан состоит из переднего и заднего обтекателей, межд} ко-
торыми проходит лонжерон (ось) воздушного руля.

Вал (вертикальный 5 и горизонтальный 17) воздушных ру-
лей— сварной конструкции, состоит из следующих частей: двух
втулок, изогнутой стальной трубы, двух кронштейнов 4 для крепле-
ния рулевых машин и двух подшипников, впрессованных в крон-
штейны. На горизонтальном валу дополнительно приварен крон-
штейн крепления стопора воздушных рулей.

Опоры 8 крепления валов воздушных рулей приклепаны к об-
шивке и дополнительно на шпангоутах 6 и 15 закреплены болтами.
В опоры впрессованы радиальные подшипники, которые по внеш-
ней обойме затянуты упорными тайками и закрыты крышками. В
крышках заармирована резиновая манжета, которая совместно со
смазкой ЦИАТИМ-221, находящейся между манжетой и валом,
предохраняет от попадания влаги внутрь осевого блока.

Желоба 19 являются продолжениями желобов, расположенных
на коке.

Кронштейны крепления рулевых машин крепятся болтами к
опорам 8.

В кронштейнах 18 закреплены гайками четыре стальные шпиль-
ки для крепления блока автопилота.
Кронштейн 16 крепления цилиндра и крюка стопора воздуш-
ных рулей, а также кронштейны установки датчика скорости
ДС-1500ДМ и предохранительного переключателя ПП-2П прикле
паны к обшивке.

Отсек боевой части представляет собой цилиндр и
состоит из следующих основных элементов: двух шпангоутов 14 и
15, двух лонжеронов 10, обшивки, крышки люка и четырех крон-
штейнов для установки БЧ.

Шпангоут 15 является общим для осевого блока и отсека БЧ.

Обшивка 13 изготовлена из титанового сплава и имеет четыре
выреза с окантовками для ввода жгутов и трубопроводов в руле-
вой отсек из желобов. Обшивка по продольным вырезам люка БЧ
имеет подсечку, обеспечивающую установку крышки люка БЧ за-
подлицо с обшивкой.

Кронштейны 12 установки БЧ крепятся к шпангоутам и лонже
ронам.

Описание конструкции топливных баков О и Г приведено в
раз 1еле 5.

В пространстве между баками установлены следующие блоки
и узлы:

редуктор наддува;

клапан сброса низкого давления;

сигнализаторы давления двигательной установки;

блок конденсаторов;

блок демпфирующих гироскопов;

узел включения РДБ.

Хвостовой отсек (рис. 7) представляет собой клепано-сварной
цилиндр.

В хвостовом отсеке устанавливаются:

—	узлы и агрегаты воздушной системы автопилота и двига-
тельной установки (блок редукторов, переключатель воздуха, пиро-
переключатель ППДУ *, дополнительный баллон АП, пусковой и
зарядный краны, манометр, кран отработки автопилота, штуцер
подсоединения контрольного манометра и баллоны ДУ);

—	аппаратура системы 5У18 (приборы ратиоуправления, ра-
диовизирования и радиостробироваиия);

—	узлы и агрегаты двигательной установки (трубы горючего
и окислителя, дренажный клапан заборника Г, датчик ускорений
и сдвоенные сигнализаторы давления 2С-12М);

—	электрооборудование (ампульная батарея, регулятор часто-
ты и напряжения преобразователя тика, контактор, распредели-
тельные коробки электробортсети, коробки сопротивления цепей
пиропатронов, коробки реле и бортовой разъем К7 с заглушкой);

—	отсечный клапан воздушной магистральной ампульной
батареи.

На кронштейнах хвостового отсека закрепляется двигатель.

* Здесь и далее: пиропереключатель ППДУ установлен на ракетах до
№ 776245125.
Рис. 7. Хвостовой отсек:
пангоуты; 2, 5, 6, 10. 13 — кронштейны; 4 — продольный элемент; 8, 9, 16, 17 — панели; 15 — коробка
Основными элементами хвостового отсека являются: обшивка,
шпангоуты, профили, продольные элементы (желоба-лонжероны)
и кронштейны.

Обшивка имеет четыре панели 8, 9, 16 и 17. В .панелях обшивки
предусмотрены технологические и эксплуатационные люки. Пане-
ли обшивки и крышки люков изготовлены из титанового сплава.

Шпангоуты 1, 3, 7, 11, 12 и 14 собраны из стенок и профилей, из-
готовленных из титанового и алюминиевого сплавов, соединенных
между собой .заклепками.

Продольные элементы 4 состоят из желобов и усиливающих
прокладок, сваренных между собой точечной сваркой.

Продольные элементы изготовлены из титанового сплава и кре-
пятся к шпангоутам заклепками, а к обшивке — точечной сваркой.
В продольных элементах сделаны отверстия для ввода в отсек
жгутов и трубопроводов.

Комплектующее оборудование крепится к кронштейнам, уста-
новленным на обшивке, шпангоутах и продольных элементах.

Коробка 15 предназначена для установки разъема К7 с заглуш
кой. Коробка изготовлена из алюминиевого сплава, крепится к
обшивке заклепками, а закрывается быстрооткрываемой крышкой
из титанового сплава с одним замком.

В обшивке отсека имеются пять технологических и семь эксплуа-
тационных люков.

Для удобства доступа к приборам радиосистемы в люке преду-
смотрено еще три люка. Кроме того, на крышках люков, располо-
женных напротив манометра и гетеродинов, имеются смотровые
стекла, изготовленные из органического стекла и закрепленные на
крышках винтами при помощи окантовок.

Хвостовой обтекатель (рис. 8) представляет собой отсек пара-
болической формы.

В нем размещается камера сгорания двигателя и устанавлива-
ются следующие основные узлы, агрегаты и бортовая аппаратура:
колонки газовых рулей, пневматическая рулевая машина со струй-
ным реле, стопор газовых рулей, сигнализаторы давления автопп
лота, бортовой щиток, преобразователь тока, концевой выключа-
тель, бортовые разъемы.

На торце хвостового обтекателя с внешней стороны установле
ны два газовых руля, а также четыре стартовых болта 13. На об-
шивку обтекателя в месте расположения вертикальных стабилиза-
торов устанавливаются антенны ВР-2, крепящиеся винтами и ан-
керными гайками.

Основными силовыми элементами обтекателя являются соеди-
ненные между собой заклепками и болтами шпангоуты, лонжероны
и обшивки.

Обшивка состоит из четырех частей, две из которых (3 и 18)
изготовлены из алюминиевого сплава и две (10 и 17) из титанового
сплава. Титановые части обшивки установлены в зоне выхлопных
патрубков турбонасосного агрегата двигателя.

Обтекатель имеет четыре шпангоута 5, 6, 12 и 14.
К шпангоуту 14 приклепаны стальные пружинящие полукольца
с лепестками, которые обеспечивают 'компенсацию зазора между
соплом двигателя и обтекателем.

Силовые лонжероны 1, 4, 8 совместно с обшивкой крепятся к
шпангоутам 5 и 14 заклепками, к шпангоутам 6 и 12— заклепками
и болтами.

На шпангоуте 14 и фитингах 16 установлены четыре стартовых
болта 13, предназначенных для крепления ракеты на стартовом
столе. Стартовые болты и фитинги изготовлены из стали ЗОХГСА

Рис. 8. Хвостовой обтекатель:

1, 4. 8 — лонжероны; 2, 7 — профили; 3, 10, 17, 18 — обшивки; 5, 6, 12, 14 —
шпангоуты; 9— крышка люка; 11 — бортовой щиток; 13 — стартовый болт;
15 — кронштейн крепления колонки газового руля; 16 — фитинг; 19 — коробка

Комплектующее оборудование крепится к кронштейнам.

Кронштейны 15 крепления колонок газовых рулей установлены
между шпангоутами 12 и 14 в плоскости, проходящей через гори-
зонтальную ось обтекателя.

Коробка 19 контрольных разъемов К2/2, К2/3 и К22 изготовле-
на из алюминиевого сплава, .приклепана к обшивке и имеет быст-
рооткрываемую с двумя замками крышку.

Для центровки ракеты на шпангоуте 14 установлен груз 4,5 кг,
который крепится к шпангоуту болтами.

Для доступа к преобразователю тока, пиропатронам, сигнали-
заторам давления и разъемам имеется эксплуатационный люк.

Непосредственно на обшивку обтекателя устанавливаются кон-
цевой выключатель КВ и бортовой разъем КЗ.

Бортовой щиток крепится болтами к окантовке люка.

У шпангоута 14 к внутренней поверхности обшивки приклепа-
ны три анкерные гайки для крепления на хвостовом обтекателе
защитного кожуха.
Для крепления стабилизаторов на хвостовом обтекателе при-
клепаны анкерные гайки.

3.3.	крылья

Крылья предназначены для создания в полете ракеты необходи-
мой подъемной силы. Для стабилизации полета и сохранения попе-
речной устойчивости ракеты на крыльях установлены элероны.

Ракета имеет четыре крыла: два в горизонтальной и два в вер-
тикальной плоскостях (рис. 4).

Крыло имеет в плане форму трапеции со стреловидностью по
передней кромке 60е.

Конструкция горизонтального крыла аналогична конструкции
вертикального крыла.

Рис. 9. Горизонтальные крылья:

1 _ панели; 2 — лобовой обтекатель; 3 — бортовая нервюра; 4 — задняя стенка; 5 — балка;

6 — законцовка; 7 — промежуточные нервюры; 8— передняя стенка; 9— лонжероны: 10—
диафрагма

Крыло (рис. 9) выполнено из трех панелей (передней, средней
и хвостовой), двух лонжеронов, бортовой нервюры, передней стен-
ки, лобового обтекателя, концевой нервюры, задней стенки и закон-
цовки. В состав крыла входит также элерон.

Каждая панель 1 сварена из двух полупанелей (верхней и ниж-
ней). Элементы обшивки панелей изготовлены из листового мате-
риала ОТ4. Панели скрепляются между собой по лонжеронам.

Лонжероны 9 изготовлены из стали ЗОХГСНА и являются ос-
новными силовыми элементами крыла. Каждый лонжерон закан
чивается двумя ушками, которые при установке крыла на ракету
входят в ответные пазы силовых шпангоутов бака горючего.
Бортовая нервюра 3 состоит из трех частей: носовой, средней и
хвостовой, 'прикрепленных к элементам обшивки панелей точечной
электросваркой, а к лонжеронам передней 8 и задней 4 стенок —
винтами и анкерными гайками.

Лобовой обтекатель 2 крепится винтами и анкерными гайками.

Занонцовка 6 изготовлена из пресс материала и крепится к ло-
бовому обтекателю и обшивке хвостовой панели винтами.

Элерон (рис. 10) установлен в вырезе хвостовой панели кры-
ла и выполнен клепано-сварным. Основными элементами элерона
являются обшивка, каркас, ось и кронштейн.

Обшивка состоит из двух хвостовых 1 и двух носовых 3, 4 эле-
ментов, изготовленных соответственно из титанового сплава и ли-
стового материала ЗОХГСА.

Рис. 10. Элероны:

I, 3, 4— элементы обшивки; 2 — ось; 5 — каркас; 6 — кронштейн

Каждый элемент обшивки крепится к каркасу заклепками. Хво-
стовые элементы обшивки в задней части сварены между собой
элсктроточечной сваркой, образуя заднюю кромку элерона.

К каркасу 5, имеющему форму гребенки, изготовленной из ста-
ли ЗОХГСА, приварен кронштейн 6 под тягу системы управления
элеронами.

Элерон подвешивается на крыле в трех точках (корневой, сред-
ней и концевой) на оси 2. Корневая точка подвески .находится в
кронштейне, установленном между элементами обшивок хвостовой
панели.

Средняя точка расположена на конце балки 5 (рис. 9), в кото-
рой впрессована втулка. Концевая точка подвески предусмотрена
в концевой нервюре крыла.

Внутри крыльев смонтировано управление элеронами, состоя-
щее из рулевых блоков Д-34-3, рулевых машин типа В 46(0), разъ-
емов Л и Е, систем тяг и качалок.

Вырезы в обшивках под тяги закрыты обтекателями.

Левое и нижнее крылья имеют по пять технологических люков,
а правое и верхнее крылья—по два технологических люка.

Крыло крепится к корпусу ракеты в четырех местах. Основными
силовыми узлами стыковки крыла являются сочленения лонжеро-
22
нов крыла со шпангоутами бака Г, где крепление осуществляется
болтовыми соединениями.

К (передним и задним узлам стыковки крыло крепится при по-
мощи резьбовых втулок, упоров и болтов.

Стыки крыла с корпусом ракеты закрыты зализами, которые
крепятся к крыльям и желобам болтами. Стыки лонжеронов со
шпангоутами бака закрыты крышками.

3.4.	ВОЗДУШНЫЕ РУЛИ

Воздушные рули предназначены для управления ракетой по не-
обходимой траектории полета.

Ракета имеет четыре воздушных руля: два в горизонтальной и
два в вертикальной плоскостях ракеты (рис. 4).

Оси вращения горизонтальных и вертикальных воздушных ру-
лей находятся в одной плоскости, перпендикулярной продольной
оси ракеты. К каждому рулю прилегает центроплан, установлен-
ный на обшивке рулевого отсека.

Рис. 11. Воздушный руль:

/ — лонжерон; 2— бортовая нервюра; 3—вкладыш; 4—
стрингер; 5 — обод; 6 — обшивка; 7 — балансир; 8 —
профиль

Воздушный руль с прилегающей к нему частью центроплана
имеет в плане форму трапеции со стреловидностью по передней
кромке 45°.
Воздушный руль (рис. 11) состоит из обшивки, каркаса, стрин-
гера, обода, вкладыша и балансира.

Обшивка 6 состоит из двух элементов, изготовленных из листо-
вого материала ОТ4. Элементы обшивки крепятся к каркасу, стрин-
геру и ободу заклепками, а в хвостовой части они свариваются то-
чечной электросваркой, образуя заднюю кромку воздушного руля.

Каркас состоит из лонжерона / и нервюры 2, сваренных между
собой. Лонжерон изготовлен из стали ЗОХГСА и является осью вра-
щения руля.

Для уменьшения частоты крутильных колебаний к каждому
рулю приклепан балансир 7.

Каждая пара воздушных рулей установлена соответственно на
вертикальном и горизонтальных валах (рис. 6) рулевого отсека.
Лонжерон руля крепится к валу двумя коническими болтами.

3.5.	СТАБИЛИЗАТОРЫ

Стабилизаторы предназначены для увеличения устойчивости ра-
кеты в полете и размещения в них двух антенн радиоуправления и
двух приемопередающих антенн радиовизирования.

Ракета имеет четыре стабилизатора: два в горизонтальной и два
в вертикальной плоскостях ракеты (рис. 4).

Рис. 12. Вертикальный стабилизатор:

1 носовой стрингер; 2 — стрингер; 3 — обшивка; 4 — диэлек-
трик; 5, 6 — кронштейны; 7 — диафрагма; 3 — уголок

Каждый стабилизатор крепится к обшивке хвостового обтека-
теля винтами и анкерными гайками, приклепанными к обшивке.
Вертикальный стабилизатор (рис. 12) состоит из обшивки 3,
носового стрингера 1, диафрагмы 7, стрингера 2, диэлектрика 4,
двух уголков 8 и двух кронштейнов 5 и 6.

К обшивке и диафрагме приклепан диэлектрик, внутри которо-
го предусмотрена полость для размещения антенны. Наружная по-
верхность диэлектрика покрыта термостойким составом.

Кронштейны 5 и 6, уголки 8 предназначены для крепления ста-
билизатора на хвостовом обтекателе ракеты.

Рис. 13. Горизонтальный стабилизатор:

/ — носовой стрингер;^ — обшивка; 3 — конус; 4 — обечайка; 5 —
вкладыши; 6 — крышка; 7 — стакан; 8 — законцовка; 9 — сухарь;

\10 — диафрагмы; 11 — уголки

Горизонтальный стабилизатор (рис. 13) состоит из обшивки 2,
носового стрингера 1, трех диафрагм 10, законцовки 8, сухаря 9,
двух вкладышей 5, двух уголков 11 и обтекателя, который в свою
очередь состоит из двух обечаек 4, стакана 7, крышки 6 и кону-
са 3.

Для установки антенны в обтекателе предусмотрен технологи-
ческий люк, закрываемый крышкой.
4.	ГЕРМЕТИЗАЦИЯ, ОКРАСКА, КОНСЕРВАЦИЯ
И МАРКИРОВКА РАКЕТЫ

4.1.	ГЕРМЕТИЗАЦИЯ

Ракета герметизируется с целью предохранения внутренних по-
лостей отсеков от попадания атмосферных осадков.

В процессе изготовления отдельных агрегатов и сборки ракеты
герметизируются как отдельные агрегаты, так и собранная ракета.

Неразъемные .соединения (при установке на обшивку отсеков
кранов, штуцеров, анкерных гаек, коробок, электроразъемов ит. д.)
герметизируются следующим способом:

прокладыванием между соединяемыми деталями уплотнитель-
ной ленты У-20А и уплотнительной замазки У-20А как самостоя-
тельно, так и в сочетании одна с другой;

промазкой этих соединений с внутренней стороны герметиком
У-ЗОМ.

Крышки эксплуатационных люков герметизируются уплотни-
тельными прокладками из губчатой резины Р-29 толщиной 3 мм.

В прокладках имеются отверстия под ограничительные метал-
лические шайбы толщиной 1,2 мм, которые приклеены к крышке по
отверстиям под крепежные винты. Прокладки и шайбы приклеива-
ются к крышкам клеем 88Н.

Герметичность места прилегания крышки к окантовке люка до-
стигается за счет сжатия и уплотнения резиновой прокладки до
толщины ограничительных шайб крепежными винтами, завинчи-
ваемыми до отказа.

Окантовка эксплуатационного люка по торцу выреза в обшивке
и с внутренней стороны по стыку с обшивкой герметизируется гер-
метиком У-ЗОМ.

На окантовке эксплуатационного люка устанавливаются гер-
метичные анкерные гайки с металллическими колпачками.

Для удобства снятия крышки эксплуатационного люка на
крышке имеются вырезы под отвертку, обозначенные красной
краской.

Стыки крышек технологических люков с обшивкой и баков
между собой герметизируются шпатлевкой ХВ-00-4 с наклейкой
капроновой ленты.
Стык отсека с баком (О и Г) герметизируется оклейкой капро-
новой лентой с последующим нанесением герметика У-ЗОМЭС-5, по-
верх которого снова наклеивается капроновая лента.

Стыки желобов с корпусом ракеты и зализами крыла гермети-
зируются нанесением жгута из пастообразного герметика с после-
дующей наклепкой двух слоев капроновых лент, поверх которых
наносится герметик У-ЗОМЭС-5 и приклеивается капроновая лента.

Стыки зализа с обшивкой крыла и стабилизатора с корпусом
герметизируются герметиком У-ЗОМЭС-5 с последующей оклейкой
капроновой лентой.

Стык хвостового отсека с хвостовым обтекателем и стыковочные
карманы для крепления крыльев герметизируются шпатлевкой
ХВ-00-4 (зеленая) и пробковой мукой с последующей наклейкой
капроновой ленты.

Стыки антенн радиовзрывателя по периметру с обшивкой за-
герметизированы ХВ-00-4 с последующей наклейкой трех слоев
капроновых лент.

Капроновые ленты наклеиваются клеем ХВК-2А.

Заправочные горловины баков О и Г, отверстия в обшивке для
дренажных трубок клапана сброса низкого давления и для подхо-
да к клапану О редуктора наддува заклеены капроновыми лента-
ми. Заправочные горловины баков после заправки их компонента-
ми вновь не оклеиваются.

Обшивка в зонах выклопных патрубков ТНА заклеена тканью
А № 500И с надписью ОСТОРОЖНО. НЕ ПРОРЫВАТЬ.

В воздушных рулях, центропланах, элеронах и коробках под
электроразъемы LLH1, К7, К2/2, К2/3 и К22 имеются дренажные
отверстия, которые при эксплуатации ракеты необходимо содер-
жать в чистоте.

На трубку ПВД кока надет резиновый чехол.

Хвостовая часть ракеты закрыта чехлом, изготовленным из тка-
ни А № 500И. Передняя часть чехла приклеена клеем 88Н к торцу
хвостового обтекателя, а задняя часть завязывается тесемками
чехла.

Бортовой щиток закрыт съемным чехлом, изготовленным из
ткани А № 500И. Рамка чехла вставляется в резиновую рамку,
приклеенную клеем 88НП к хвостовому обтекателю. Свободная
часть чехла свертывается и завязывается тесемками чехла. Перед
открытием крышки БЩ чехол раскрывается и закрепляется тесем-
ками за крючки, прикрепленные над БЩ к корпусу.

Места крепления деталей к обшивке, элементы крепежа (голов-
ки болтов, заклепок и др.), выступающие на наружную поверх-
ность обшивки, и стыки обшивок герметизируются шпатлевкой
ХВ-00-4 (зеленая) в смеси с клеем ХВК-2а в соотношении 2: 1
только с наружной стороны.
4.2.	ОКРАСКА

Ракета окрашена эмалью ХВ 16 серо-голубого цвета с добавле-
нием 2% алюминиевой пудры ПАП-1 с целью обеспечения товар-
ного вида и антикоррозионной защиты ракеты.

Радиопрозрачные части радиовзрывателя и вертикальных ста-
билизаторов окрашены эмалью ХВ-16 без алюминиевой пудры.

4.3.	КОНСЕРВАЦИЯ

Консервация ракеты заключается в защите внутренних поло-
стей баков О и Г ингибитором НДА и шаровых баллонов сухим
азотом, в' осушке отсеков силикагелем и в нанесении смазки на
детали агрегатов, выходящих на наружную поверхность .ракеты.

Силикагель-осушитель расфасовывается в мешочки, которые ук-
ладываются в силикагельные коробки отсеков.

В коробке рулевого отсека имеются четыре мешочка, в короб-
ке между баками — один мешочек, в коробке хвостового отсека —
шесть мешочков. В каждом мешочке 150 г силикагеля.

Один мешочек с силикагелем (300 г) привязан к плоскости га-
зового руля.

Коробки выполнены из листового алюминиевого сплава и при-
клепаны к обшивке. Для сообщения силикагеля с внутренними
объемами ракеты коробки имеют отверстия. Коробки снаружи об-
тянуты миткалем для предохранения от высыпания силикагеля.

В крышках люков, закрывающих коробки, установлены патро-
ны-индикаторы, с помощью которых производится наблюдение за
влажностью воздуха внутри ракеты. Влажность в ракете считает-
ся нормальной, когда силикагель-индикатор в патроне имеет синий
цвет, соответствующий шкале цветности ГОСТ 8984—75. В случае
покраснения силикагеля ракета или соответствующий отсек под-
лежит переконсервации. Патрон-индикатор крепится к крышке
люка гайкой.

Переконсервация ракеты заключается в замене силикагеля-осу-
шителя и силикагеля-индикатора на свежевысушенный с влаж-
ностью не более 2%.

Открытые участки осей газовых рулей, шарниры тяг газовых
рулей и элеронов, рычаг и концы троса предохранителя КВ сма-
заны смазкой ЦИАТИМ 221.

Зазоры между осями воздушных рулей и обшивкой корпуса,
зазоры между элеронами (около осей) и крыльями, отверстия в
тягах элеронов, отверстие в обшивке под клапан сброса низкого
давления заполнены смазкой ЦИАТИМ-205.

Смазка заменяется в случае ее загрязнения.

4.4.	МАРКИРОВКА

Для удобства эксплуатации ракеты на крышках люков и на
обшивке корпуса нанесены номера люков, указаны наименования
агрегатов, установленных в ракете в зоне люков (табл. 1), а также
шифры и размеры винтов крепления крышек.
Маркировка люков ракеты

.ч
люка

Надписи иа крышке люка

2

3

4

5

6

7

9

10

11

12

13

14

15

16

17

18

18Б

19

20

21

22

23

24

25

26

27

29

Блок 5X48

Блок 5X48. Разъемы- РШ1, РШ2, РШЗ, РШ4, РШ5, РШ6, РШ8,
А8, В1. Штуцера Cl, С2, Д. Реле давления 2СС-0.6М

Разъем Ш11

Блоки: Д-34-1 (2 шт.), АЯ-1- Рулевые машины: В-4а (0) (2 шт.).
Шар-баллон АП. Датчики ДС-1500ДМ, Д-6А, Д-6Б. Реле давления
2СС-5.5АМ. Стопор воздушных рулей. Коробки: KPI, КР2, КРЗ, КР7.
Разъемы: Al. А2, АЗ, А4, А7, ДСН-1, ДСН-2, РШ17

Регулировка гироблока АЯ-1

Силикагель

Блок ВДМ-8- Разъемы В4, В5, Ж, И, БЗ, Б31

Блоки 5Ж91, ПП-2П

РДБ-А, РДБ-Б. Блок АЯ-15. Пиропатрон СНД. Разъемы: Ш9,
Ш13. Ш14, Аб

Силикагель

Редуктор наддува. Клапан СНД

Редуктор наддува. Блок АЯ-14. Разъем А5

Сильфон

Батарея 20А-6- Отсечный клапан АБ. Датчик ускорений С5.414.0-0А

Пиропатроны ППК, ПОГ. Сливной штуцер трубы Г. Пусковая ка-
мера ТНА. Разъемы Ш8, Ш29, Ш30, ШЗЗ

Силикагель

Приборы: BP-11, BP-12, BP-20, КН-100А, РЧНМТ-14. Переключа-
тель воздуха Д11. Блок редукторов С5-321.0-0- Коробка К19. Разъемы
Р, ШРЗ

Регулировка прибора ВР-12. Разъем Р2

С. Регулировка и гетеродин прибора ВР-20- Разъем РЗ

У. Регулировка и гетеродин прибора ВР-11. Разъем Р1

Разъем К7

Разъем Ш23

Трубы О и Г. Пиропереключатель ППДУ. Пироклапан ПОВР.
Пусковой клапан ОПВД. Пиропатроны: ППДУ, ПОВР, ОПВД. Шар-
Оаллоны: АП, ДУ (2 шг.). Коробки У19, КР-1, КР5, КР6. Разъемы:
ШЗ, Ш6, Ш7, Ш15, Ш31, Ш32. Сигнализатор давления 2С-12М
(2 шт.). Сливной штуцер трубы О

Коробка У25

32

33

34

35

36

37

38

39

40

И

42

13

Пиропатроны: ПСГР-1, ПСГР-2. Блоки: ПТ-1200С-4, Д-34-5, РДАП-А,
РДАП-Б. Стопор ГР. Разъемы: ШР1, ШР2, Ш4, Ш5, Ш10, Ш12,
Ш17, Ш18, Ш19, Ш21, Ш24, Ш25, Н

Разъемы: К2/2, К2/3, К22

Блок ВР-1

Блок ВР-1

Рулевая машина В-16 (0)

Качалка

Качалка

Качалка

ВА-За-Т-1. Разъем Е

Рулевая машина В-46 (вар. 3). Качалка

Качалка

Рулевая машина В-46 (0)

Качалка
№
люка

14
45
16
17
48

Надписи на крышке люка

Рулевая машина В-46 (вар. 3). Качалка
ВА-За-Т-1. Разъем Л

Качалка

На рис. 14 показана схема расположения люков на ракете.

На корпусе хвостового отсека .нанесен трафарет, который за-
полняется при эксплуатации ракеты после выполнения работ, ука-
занных в трафарете.

Рис. 14. Схема расположения люков на ракете:

Примечания: 1. Позиции, обозначенные на схеме цифрами, соответст-
вуют номерам люков, нанесенным на ракете.

2. Номера технологических люков выделены кружками.

На корпусе ракеты нанесена информация по эксплуатационным
подходам (табл. 2), обозначены места под ложементы для транс-
портировки и хранения ракеты, обозначены такелажные точки и
места под ленты траверсы, нанесен номер ракеты.
Надписи на корпусе

Надписи	Место нанесения надписи
Разъем Ш16  Разъем К2/1 контроля АП  Разъем К40  С2-1  С2-2  Заправка и дренаж бака О  Такелажная точка  Клапан сброса низкого давления  Поджим клапана О редуктора наддува  Дренаж заборника О  Заправка и дернаж бака Г  Кран отработки АП- ВНИМАНИЕ!  Переходник завернуть до упора.  Заглушку завернуть до упора  Дренаж заборника Г  Штуцер проверки давления АП.  Заглушку завернуть до упора  Зарядный кран АП и ДУ  Манометр В-600  Предохранитель КВ	На рулевом отсеке То же » »  На баке О  То же  Между баками О и Г То же »  На баке Г | На хвостовом отсеке  То же  ) » »  На хвостовом обтекате-
Разъем обогрева КЗ Бортовой щиток К1 В Р-2  ВР-2	То же » » »
5.	ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА

5.1.	НАЗНАЧЕНИЕ И СОСТАВ

Двигательная установка предназначена для создания реактив-
ной тяги, необходимой для сообщения ракете заданной скорости
полета.

Двигательная установка обеспечивает хранение необходимого
запаса топлива и воздуха, а также осуществляет подачу в камеру
сгорания двигателя компонентов топлива в требуемых количествах
и соотношении.

При необходимости двигательная установка обеспечивает !воз-
можность слива топлива и стравливания воздуха из своих емко-
стей.

Двигательная установка (рис. 16) состоит из двигателя, топлив-
ной системы и воздушной системы наддува топливных баков.

Описание двигателя приведено в разделе 6, а его работа в со-
ставе ДУ в разделе 7.

5.2.	ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА

Топливная система двигательной установки обеспечивает раз-
дельное хранение компонентов топлива и их подачу в двигатель
в определенных соотношениях.

При необходимости конструкция системы позволяет произвести
слив компонентов, если ракета находится на автополуприцепе, и
сброс низкого давления из баков, если ракета находится на пуско-
вом столе.

Раздельное хранение и подача компонентов топлива обеспечи-
вается наличием в системе двух обособленных трактов: тракта
окислителя и тракта горючего (рис. 15).

Тракт окислителя состоит из бака окислителя, тоннельной трубы
(в баке горючего), трубы окислителя, дренажного клапана забор-
ника бака О и двух мембран (одна мембрана входит в состав мем-
бранного узла бака О, вторая — в комплект пускового клапана О
двигателя).

Тракт горючего состоит из бака горючего, дроссельной шайбы,
трубы горючего, дренажного клапана и двух мембран (одна мем-
брана входит в состав мембранного узла бака Г, а вторая — в со-
став пускового клапана Г двигателя).
Описание мембранных узлов приведено в подразделе 5.3, пус-
ковых клапанов —в разделе 6, а остальных составных частей трак-
тов — в настоящем подразделе.

Топливо для двигателя ракеты состоит из двух компонентов:
горючего ТГ-02 (ГОСТ В17147—71) и окислителя АК-27И
(ГОСТ B18112I—72), которые подаются в камеру сгорания раз-
дельно и смешиваются непосредственно в камере сгорания дви-
гателя.

Компоненты топлива при смешении вступают в химическое взаи-
модействие, при этом выделяется тепло в количестве, достаточном
для воспламенения рабочей смеси во всем рабочем объеме камеры
сгорания двигателя.

При работе двигателя окислитель и горючее под давлением, не-
обходимым для преодоления давления ib камере, впрыскиваются в
камеру сгорания в жидком и частично парообразном состоянии. В
зоне смесеобразования происходит смешение компонентов, испаре-
ние их за счет тепла горения и, наконец, воспламенение смеси. Са-
мовоспламенение смеси происходит при определенном соотноше-
нии окислителя и горючего.

Горючее состоит из смеси изомерных ксилидинов, диэтилами-
на и триэтиламина. По внешнему виду горючее представляет собой
легкоподвижную маслянистую жидкость от желтого до темно-ко-
ричневого цвета с характерным запахом.

Окислитель представляет собой раствор четырехокиси азо-
та в крепкой азотной кислоте с добавкой в качестве ингибитора
коррозии металлического йода. По внешнему виду окислитель —
легкоподвижная жидкость темно-вишневого цвета.

Бак окислителя (рис. 16) является силовым элементом корпу-
са ракеты и служит емкостью для заполнения окислителем.

Бак О выдерживает изменение давления, возникающего во вре-
мя хранения ракеты при .колебаниях температуры наружного воз-
духа от —40 до + 50° С. Для этого в баке предусматривается воз-
душная подушка (свободный объем) после заполнения нужного
количества окислителя.

Объем бака 1263 л, рабочее давление в баке ~7,5 кгс/смг.

Бак представляет собой сварной цилиндр и состоит из обечай-
ки, переднего и заднего днищ и стыковочных колец, шести шпан-
гоутов, заборника, двух перегородок с обратными клапанами, спе-
циального ограждения, заливной горловины и такелажных узлов.

Обечайка сварена из пяти частей 2, 4, 8, 12, 16, изготовленных
из листовой антикоррозионной стали.

С наружной стороны к обечайке приварены уголки 22 для креп-
ления желобов-лонжеронов и вварены заливная горловина 1 и два
такелажных узла 6.

Такелажные узлы расположены на диаметрально противопо-
ложных сторонах обечайки и служат для закрепления ракеты при
хранении и транспортировке на автополуприцепе и при установке
на пусковой стол. Такелажный узел состоит из стакана, колпачка,
пружины, профиля и ребер. Стакан, профиль и ребра сварены меж-

3 Зак. 1225с

33
Рис. 15. Принципиальная схема двигательной установки:

а — с пиропереключатслем ПИДУ; б— без пиропереключателя ППДУ;

/— редуктор наддува; 2—клапан СНД;3—пиропереключатсль; 4— пусковой клапан; 5—зарядный кран;6 манометр; 7—блок редук-
торов; 8—датчик ускорений; 9—клапан пуска; /А—отсечный клапан; //—камера сгорания; 12—стабилизатор; 13—выхлопная труба;
14—блок регулирования; /5—шар; 16—ТНА; 17—пусковая камера; 18—серводроссель; 19—газогенератор; 20—ресивер с жиклером;
2/—ресивер; 22 — пусковой клапан Г; 23— пусковой клапан О; 24, 25 —шаровые баллоны; 26, 32 — дренажные клапаны заборни-
ков баков; 27, 29— сигнализаторы давления; 28 — узел включения РДБ; 30— бак Г; 31 — мембранный узел Г; 33—бак О; 34 —
мембранный узел О; 35— жиклер; 36, 37 — сдвоенные сигнализаторы давления 2С-12М; 38— отсечный клапан Г
ДУ собой. Колпачки и пружины предохраняют стаканы такелажных
узлов от загрязнения. При закреплении ракеты на автополуприцепе
его пальцы отжимают колпачки и входят в стаканы такелажных
узлов.

С внутренней стороны к обечайке приварены шпангоуты, пере-
городки и специальное О1раждение Б, которое предохраняет забор-
ник от заклинивания, а колено трубы от повреждений.

/
23-

Рис. 16. Бак О:

/ — заливная горловина; 2, 4, 8, 12, 16 — части обечайки; 3, 5, 7, 9, 10, 13 — шпангоуты; 6 —
такелажный узел; 11, 14 — перегородки с обратными клапанами; /5 — колено трубы заборни-
ка; 17 —заднее днище; 18, 23— стыковочные кольца; 19 — заборник; 20 — фланец колена
трубы; 21 — фланец технологического люка; 22 — уголки; 24 — мембранный узел; 25 — перед-
нее днище; Б — ограждение

Переднее 25 и заднее 17 днища штампуются из листовой анти
коррозионной стали и свариваются с обечайкой бака встык.

По периметру к днищам приварены стыковочные кольца 23 и 18,
при помощи которых бак телескопически стыкуется с рулевым от-
секом и баком Г.

В переднее днище вварен фланец, к которому крепится мем-
бранный узел 24.

В заднее днище вварены колено 15 трубы заборника 19 с флан-
цем 20 и фланец 21 технологического люка, через который монти-
руется заборник. Люк закрывается крышкой.

Каждая крышка к фланцам переднего и заднего днищ крепится
восемью болтами, затяжка которых производится тарированным
ключом. Герметичность соединения крышки с фланцем обеспечива-
ется уплотнительными алюминиевыми и фторопластовыми прок-
ладками.

Забор окислителя из бака производится качающимся гибким
заборником (рис. 17), установленным в задней части бака и обес-
печивающим бесперебойную подачу окислителя в двигатель.
Наличие подвижной части заборника обеспечивает выработку
запаса окислителя с минимальным остатком, а также предотвра-
щает подсос воздуха в систему.

Заборник состоит из двух сильфонов 2, приваренных к переход-
ной втулке 7, кольца с накидной гайкой 1, груза 4, четырех ребер 3,
наконечника 5, стяжки 6. воспринимающей осевые усилия, и пере-

Рис. 17. Заборник:

/ — накидная гайка; 2 — сильфоны; 3 — ребро; 4— груз; 5— наконечник; 6 — стяжка;

1 — втулка; 8 — перемычка

мычки 8. Заборник присоединяется к штуцеру колена заборника

при помощи накидной гайки.

Колено заборника приварено к задней перегородке и вварено в

заднее днище бака. Колено забор-
ника заканчивается штуцером
дренажа и фланцем, приварен-
ным к колену.

Задняя перегородка с четырьмя
обратными клапанами (рис. 18)
предназначена для обеспечения
подачи окислителя в двигатель
при изменении боковых и про-
дольных перегрузок ракеты. Объ-
ем окислителя, отделенный пере-
городкой в задней части бака,
обеспечивает нормальную работу
двигателя при изменении этих пе-
регрузок.

Задняя перегородка состоит
из собственно перегородки 1 и
четырех клапанов, каждый из ко-
торых в свою очередь состоит из
крышки 3 с кронштейном 6, пру-
жины 4 и оси 5. Клапаны установ-
лены на кронштейнах 7 седел 2.
Клапаны открываются под дейст-

Рис. 18. Задняя перегородка с обрат-
ными клапанами:

1 — перегородка; 2 — седло; 3 — крышка;

4 — пружнна; 5 — ось; 6 — кронштейн; 7 —
кронштейн седла
вием веса и давления окислителя по направлению поступления его
в двигатель. В случае противоположного движения окислителя в
баке клапаны закрываются под действием давления окислителя,
отделенного перегородкой в задней части бака.

Передняя перегородка с четырьмя обратными клапанами пред-
назначена для предохранения от разлива окислителя по всему баку
при полете ракеты на низких траекториях, когда боковые перегруз-
ки по сравнению с осевыми достигают значительных величин.

Констцукция передней перегородки в основном аналогична кон-
струкции задней перегородки.

Рис. 19. Заливная горловина с пробкой:

1 — корпус; 2 — фланец; 3 — проточка; 4 — штифт; 5 — резьба; 6 — кор-
пус пробки; 7, 12— гайки; 8 — дренажный клапан; 9 — плавающий ко-
нус; 10—фюропластовая прокладка; 11, 15 — алюминиевые прокладки;

13 — выступ; 14 — вырез; 16 — заглушка; 17 — фигурный вырез

Заливная горловина предназначена для заправки бака О окис-
лителем и слива его из бака. Горловина закрывается специальной
пробкой с дренажным клапаном. Конструкция заливной горловины
и пробки обеспечивает быстрое вскрытие горловины без 'необходи-
мости полного вывинчивания гайки.

Заливная горловина с пробкой (рис. 19) состоит из корпуса 1
и пробки, в которую входят следующие детали: корпус 6, гайки 7
и 12, дренажный клапан 8 с плавающим конусом 9, заглушкой 16
и прокладкой 15. Пробка в собранном виде устанавливается в кор-
пус 1 заливной горловины и крепится гайкой 7.

Корпус 1 имеет резьбу 5, два штифта 4, верхнюю кольцевую
проточку 3 и фланец 2, в котором расположены по окружности (че-
рез 120°) три выреза 14 для установки пробки, имеющей на гай-
ке 12 соответственно три выступа 13, которые входят в проточку 3
и удерживают ее в корпусе заливной горловины. Резьба 5 предназ-
начена для крепления заправочного устройства.

Штифты служат упорами для выступов гайки 12, что позволяет
вращать гайку 7 относительно гайки 12. Завинчиванием гайки 7 до
стигается необходимая герметичность и крепление пробки в кор-
пусе горловины. Штифты ограничивают вращение пробки вправо и
влево При упоре выступа 13 в правый штифт фиксируется поло-
жение для установки пробки в корпус горловины, а при упоре в ле-
вый штифт — совмещение выступов с вырезами для снятия пробки.

Рис. 20. Бак Г:

/ — заливная горловина; 2, 4, 6, 8, 9 — части обечайки; 3 — силовые шпангоуты; 5 —
трубы; 7, 10 — перегородки с обратными .клапанами; 11 — колено трубы заборника;
12— тоннельная труба; 13, 19 — стыковочные кольца; 14— заборник; 15 — уголок; 16 —
фланец тоннельной трубы; 17 — заднее днище; 18 — фланец технологического люка;
20—мембранный узел; 21 — переднее днище; 22— сильфон тоннельной трубы; Б —
ограждение

Гайка 12 имеет два фигурных выреза 17 под специальный ключ
для установки и снятия .пробки. Снятие пробки достигается после
ослабления затяжки гайки 7.

Герметичность соединения пробки с корпусом заливной юрло-
вины обеспечивается фторопластовой 10 и алюминиевой 11 про-
кладками, а заглушки 16 с корпусом 6 пробки — алюминиевой
прокладкой 15. Затяжка гайки 7 и заглушки 16 производится та-
рированными ключами.

Дренажный клапан позволяет при .необходимости дренажиро-
вать воздушную подушку заправленного бака.

Заправка окислителем бака О и дренаж его емкости при этом
обеспечиваются специальным наполнительным устройством.

Бак горючего (рис. 20) является силовым элементом корпуса
ракеты и служит емкостью для заполнения горючим.
Бак Г выдерживает изменение давления, возникающего во вре-
мя хранения ракеты при колебаниях температуры наружного воз-
духа от •—40 до +50° С. Для этого ,в баке предусматривается воз-
душная подушка (свободный объем) после заполнения нужного ко-
личества горючего.

Бак Г представляет собой сварной цилиндр и состоит из обе-
чайки, двух шпангоутов, переднего и заднего днищ и стыковочных
колец, заборника, двух перегородок с обратными клапанами, спе-
циального ограждения, заливной горловины и тоннельной трубы.

Объем бака 734 л, рабочее давление в баке ~7,5 кгс/см2.

Внутренняя поверхность бака консервируется ингибито-
ром НДА

Обечайка состоит из пяти частей 2, 4, 6, 8 и 9, изготовленных из
листовой стали 25ХГСА и сваренных встык между собой и со
шпангоутами 3.

С наружной стороны к обечайке приварены четыре пары угол-
ков 15 для дополнительных узлов крепления крыльев, уголки для
крепления желобов, трубопроводов и жгутов, а также вварены
трубы 5 для прохода тяг синхронизации управления элеронами и
заливная горловина 1.

Внутри бака к обечайке приварены перегородки 7 и 10 с обрат-
ными клапанами и специальное ограждение Б, устройство и назна-
чение которых аналогичны устройству и назначению перегородок
и ограждения бака О.

Шпангоуты 3 изготовлены из стали ЗОХГСА. Каждый шпангоут
(рис. 21) состоит из четырех штампованных секторов 1, 2, 3 и 4,
сваренных между собой. Для крепления крыльев в шпангоутах
предусмотрены пазы.

Переднее 21 и заднее 17 днища (рис. 20) выполнены из зисто-
вой стали 25ХГСА и сварены с обечайкой встык. В переднее днище
вварен фланец для установки мембранного узла 20 бака Г. В зад-
нее днище вварен фланец 18 технологического люка, который слу-
жит для монтажа заборника 14.

Переднее 19 и заднее 13 стыковочные кольца приварены к дни-
щам и служат для соединения бака Г с баком О и хвостовым от-
секом. На переднем кольце расположены четыре люка для монта-
жа и осмотра узлов, размещенных между баками.

Забор горючего из бака Г производится качающимся гибким за-
борником, который обеспечивает бесперебойную подачу горючего
в двигатель. Конструкция заборника и колена заборника бака Г
аналогична конструкции заборника и колена заборника бака О.

Заливная горловина предназначена для заправки бака Г го-
рючим и слива его из бака.

Заливная горловина с пробкой (рис. 22) состоит из корпуса 1
и пробки, конструкция и назначения которых аналогичны конструк-
ции п назначению соответствующих деталей заливной горловины
бака О, но отличаются от нее размерами корпуса 1 горловины, гай-
ки 6 пробки и соответственно размерами и формой корпуса 3,
заглушки 4 и гайки 2 пробки.
Рис. 21. Шпангоут:

/—4 — секторы

Рис. 22. Заливная горловина с пробкой:

/ — корпус; 2 —гайка; 3 — корпус пробки; 4 — заглуш-
ка; 5 — прокладка; 6 гайка
Пробка в собранном виде устанавливается в корпус заливной
горловины на алюминиевую прокладку 5 и крепится гайкой 2.

Заправка горючим бака Г и дренаж его емкости при этом обес-
печиваются специальным наполнительным устройством.

Тоннельная труба (рис. 23) проходит через бак Г и вварена в
переднее и заднее днища бака.

Днища бана Г

8 7

Рис. 23. Тоннельная труба:

3, 5—фланцы; 2 — бронированный сильфон; 4 — труба; 6 — накидной фланец; 7 — гофры;
8 — кольцо; 9— шпилька; 10 — труба сильфона

Тоннельная труба состоит из трубы 4 и приваренных к ней бро-
нированного сильфона 2 и заднего фланца 5 с накидным флан-
цем 6.

Бронированный сильфон служит для стыковки колена заборни-
ка бака О с тоннельной трубой. Он позволяет компенсировать не-
соосность соединяемых фланцев.

Сильфон имеет пять гофров 7, между которыми вставлены че-
тыре профилированных кольца 8. Кольца предохраняют гофриро-
ванную трубу сильфона от деформирования при внутреннем дав-
лении и от повреждений гофров снаружи. К фланцам 1 и 3 силь-
фон приварен роликовой сваркой. На фланце 1 имеются шпиль-
ки 9 для крепления тоннельной трубы. Для уменьшения гидравли-
ческого сопротивления внутренней поверхности сильфона внутрь
его вставлена труба 10.

Объем тоннельной трубы составляет 11,7 л.

Труба О (рис. 24) находится в хвостовом отсеке и соединяет
тоннельную трубу с двигателем.

К переднему торцу трубы 4 приварен бронированный сильфон 2
с двумя фланцами / и 3.

На другом конце трубы приварен штуцер 7 для подсоединения
шланга при нейтрализации тракта окислителя, а к торцу — фла-
нец 5 с накидным фланцем 6. Объем трубы 4,1 л.
Труба Г (рис. 25 и 26) находится в хвостовом отсеке и соединя-
ет бак Г с двигателем. Объем трубы 4,46 л.

Труба Г состоит из бронированного сильфона 1, трубы 2, коле-
на 3, отсечного клапана 4, колена 5 со штуцером 8 для подсоеди-

Рис. 24 Труба О:

1. 3, 5 — фланцы; 2 — бронированный сильфон; 4 — труба; 6 — накидной фланец;
7 — штуцер; 8 — труба

Рис. 25. Труба Г:

/ бронированный сильфон; 2 - труба; 3 — колено; 4 — отсечный клапан;
5 — колено; 6—фланец; 7 накидной фланец; 8— штуцер

нения шланга при нейтрализации тракта Г и фланца 6 с накидным
фланцем 7.

По конструкции, назначению и работе бронированный сильфон
аналогичен сильфону тракта окислителя (рис. 23).

В стыке сильфона трубы Г с коленом заборника бака Г установ-
лена дроссельная шайба В (рис. 45), (предназначенпая для подбора
гидравлического сопротивления тракта горючего с целью создания
необходимого давления перед входом в насос турбонасосного аг-
регата. Проходное сечение дроссельной шайбы подобрано пролив-
кой тракта горючего и для всех ракет имеет постоянный диаметр.

Отсечный клапан Г предназначен для перекрытия тракта горю-
чего при выработке одного из компонентов топлива. При этом про-
исходит принудительное выключение двигателя, чем исключается
неустойчивая работа его в переходный период останова и повтор-
ный запуск за счет использования конструктивных остатков компо-
нентов топлива .при наличии боковых перегрузок

Отсечный клапан (рис. 26) состоит из корпуса /, мембра-
ны 2, крышки 4 с гнездом под пиропатрон, заслонки 5, в которую
впрессованы штифт 3, ось 7 и установлена прокладка 6.

Рис. 26. Отсечный клапан трубы Г:
/ — корпус; 2 — мембрана; 3 — штифт; 4 —
крышка; 5 — заслонка; 6 — прокладка; 7 —
ось; 8 — буртик

Рис. 27. Дренажный кла-
пан заборников баков О
и Г:

/ — корпус; 2 — прокладка;
3 — заглушка; 4 — клапан:
,5 — плавающий конус

Заслонка в открытом положении фиксируется штифтом. Мем-
брана предохраняет пиропатрон от попадания горючего при хра-
нении заправленной ракеты.

Выработка компонентов топлива приводит к снижению давле-
ния в газогенераторе. При снижении давления в газогенераторе до
12 кгс/см2 срабатывают два сдвоенных сигнализатора 2С-12М и
замыкают цепь подрыва пиропатрона ПОГ.

Возможность срабатывания пиропатрона ПОГ в момент выхода
двигателя на режим (контакты сигнализаторов замкнуты) исклю-
чается, так как напряжение +26 В поступает на сигнализаторы
только с 20,5-й секунды полета ракеты.

От давления пороховых газов, образовавшихся при подрыве
пиропатрона, отсечный клапан срабатывает. Выпучивается мем-
брана, срезается штифт, и заслонка по инерции и под действием
давления горючего или воздуха перемещается до упора в буртик 8
корпуса, перекрывая тракт горючего. Заслонка удерживается в за-
крытом положении давлением в баке Г.
Дренажные клапаны заборников баков О и Г (рис. 27) пред-
назначены для дренажирования воздуха из заборников при помощи
крана-суфлера во время заправки ракеты компонентами топлива.

Конструкции дренажных клапанов одинаковы.

К штуцеру корпуса 1 подсоединяется трубка, соединяющая дре-
нажный клапан со штуцером трубы колена заборника. Корпус кла-
пана к обшивке крепится заклепками.

Клапан 4 имеет четыре наклонных дренажных отверстия и квад-
ратное отверстие под ключ. В нижней части клапана установлен
плавающий конус 5 для обеспечения герметичности при перекосах.

Герметичность посадки клапана в седле корпуса осуществляет-
ся затяжкой тарированным ключом.

От попадания посторонних предметов корпус защищен заглуш-
кой 3, имеющей квадратное сечение под ключ. Под заглушку уста-
новлена уплотнительная прокладка из листового материала АД1М.

5.3.	ВОЗДУШНАЯ СИСТЕМА НАДДУВА ТОПЛИВНЫХ БАКОВ

Воздушная система наддува топливных баков предназначена
для подачи компонентов топлива в двигатель под давлением путем
вытеснения их из топливных баков сухим сжатым воздухом, а так-
же для хранения воздуха высокого давления и сброса воздуха
низкого давления.

Она состоит из следующих основных узлов: шаровых баллонов,
зарядного крана, пускового крана, редуктора наддува, мембран-
ного узла бака О, клапана сброса низкого давления, бортового ма-
нометра В-600, 'мембранного узла бака Г, сигнализаторов давления
СДУМ6А-5-510 и СДУ6А-5 (реле давления РДБ-А, РДБ-Б) и узла
включения РДБ.

Шаровые баллоны (рис. 28) являются аккумуляторами энергии,
питающими воздушную систему наддува топливных баков и систе-
му датчика ускорений ежатам воздухом. Рабочий диапазон давле-
ний в баллонах 315—400 кгс/см2.

Каждый из баллонов (большой баллон 4 емкостью 34 л и ма-
лый баллон 1 емкостью 3 л) сварен из двух штампованных полу-
сфер и имеет два приваренных штуцера: технологический и шту-
цер для подсоединения трубопровода.

Баллоны установлены в хвостовом отсеке.

Зарядный кран (рис. 29) предназначен для заправки шаровых
баллонов автопилота и двигательной установки сжатым воздухом
от наземного источника питания, а также для стравливания возду-
ха из них.

Игла 5 крана при посадке на острие кромок канала в корпусе 1
обеспечивает герметичное закрытие зарядного крана.

Перемещение иглы вверх или вниз производится вращением,
для чего наружный конец иглы имеет квадратный хвостовик под
торцовый ключ.

Герметичность по игле в открытом положении обеспечивается
сальниковым уплотнением 7 из асбеста, пропитанным специальной
Рис. 28. Установка шаровых баллонов:

1, 4 —баллоны ДУ; 2 — кронштейн; 3 — баллон АП; 5 — шпангоут хво-
стового отсека; 6 — балка; 7 — коробка; 8 — болт; 9 — кронштейн; 10 —
лента; 11 — гайка; 12 — кронштейн; 13 — чашка; 14 — резиновые про
кладки

Рис. 29. Зарядный кран:

1 — корпус; 2 — заглушка; 3—гайка; 4 — стопор-
ная шайба; 5—игла: 6— втулка; 7 — сальник;

8 — кольцо; 9 — плавающий .конус
смазкой, состоящей из 80% смазки ЦИАТИМ-205 и 20% графита.
Сальниковое упротнениё размещено между втулкой 6 и кольцом 8.
Подтяжка сальника осуществляется ввинчиванием гайки 3, кото-
рая стопорится шайбой 4.

В корпусе для прохода воздуха имеется канал, закрывающий-
ся заглушкой 2 с плавающим шаровым ниппелем.

Для зарядки баллонов воздухом вместо заглушки подсоединя-
ется шланг компрессорной станции, после чего вывинчивается игла
крана.	I

Для ограничения скорости стравливания воздуха из баллонов
вместо заглушки ввинчивается переходник с дросселирующим от-
верстием, через которое стравливается воздух после вывинчивания
иглы зарядного крана. (

Зарядный кран установлен в хвостовом отсеке и крепится к об-
шивке винтами.

Манометр В-600 предназначен для 'контроля давления в шаро-
вых баллонах воздушных систем автопилота и двигательной уста-
новки. На шкале манометра установлены индексы красного цвета,
указывающие диапазон рабочих давлений 315—400 кгс/см2.

Манометр установлен в хвостовом отсеке на специальной ко-
робке. Манометр защищен прозрачной крышкой из органического
стекла, которая вставлена в крышку люка.

Пусковой кран (рис. 30) предназначен для одновременного
пуска воздуха высокого давления из шаровых баллонов АП и ДУ
соответственно в систему автопилота и систему наддува топливных
баков. Он также обеспечивает одновременную заправку воздухом
шаровых баллонов указанных систем через один зарядный кран и
разделяет эти системы после срабатывания пиропатрона.

Пусковой кран состоит из корпуса 4 и установленных в нем
верхней 3 и нижней 6 пробок и мембраны 7. Пробки и мембрана
жестко соединены между собой и их заплечики закреплены в кор-
пусе гайкой 5, переходником 2 и стаканом 8. Таким образом, внут-
ренняя полость крана разделяется на три изолированных полости
П1, П2 иПЗ.

Полость П1 соединяется с системой наддува топливных баков,
полость ПЗ — с системой автопилота, а полость П2 соединяет воз-
душные системы высокого да вления АП и ДУ.

Для пуска воздуха из шаровых баллонов в системы ДУ и АП с
пульта подается электрический импульс на пиропатрон 1, установ-
ленный в переходнике 2, и его заряд воспламеняется.

Под действием давления газов у пробок и мембраны срезаются
заплечики, а пробки и .мембрана совершают рабочий ход.

При этом происходят следующие процессы:

коническая часть пробки 6, заклиниваясь в конусе К2, отсекает
воздушную систему автопилота от воздушной системы наддува
топливные баков и одновременно открывает доступ воздуху из бал-
лона ДУ в систему наддува баков;

мембрана, перемещаясь в полости ПЗ, открывает доступ возду-
ху из баллонов АП в систему автопилота;
коническая часть пробки 3, заклиниваясь в конусе К1, предот-
вращает попадание в полость П1 газов, образовавшихся при под-
рыве пиропатрона.

Пусковой кран соединен с трубопроводом воздушной магистра-
ли в хвостовом отсеке и дополнительного крепления не имеет.

Рис. 30. Пусковой кран:

1 — пиропатрон; 2 — переходник; 3— пробка; 4 — корпус;
5 —гайка; 6 — пробка; 7 — мембрана; 8 — стакан

Редуктор наддува (рис. 31) предназначен для понижения дав-
ления воздуха, поступающего из шаровых баллонов в топливные
баки. При этом редуктор на выходе обеспечивает постоянное дав-
ление воздуха (равное 7,5 ± 0,5 кгс/см2) при изменении в баллоне
давления от 400 до 50 кгс/см2.

Редуктор наддува состоит из собственно редуктора <и установ-
ленных на нем мультипликатора, двух обратных клапанов О и Г,
предохранительного клапана и фильтра. •

Редуктор по конструктивной схеме относится к сильфонным ре-
дукторам плунжерного типа.

В корпусе 2 редуктора установлен исполнительный орган —
плунжер 4, па одном конце которого имеется клапан 33. Другим
концом плунжер соединен с сильфонной коробкой шарнирно по-
средством центра 8 и упора 9, благодаря чему на плунжер переда-
ется только осевая сила основной пружины 6. Для устранения люф-
та в шарнирном соединении плунжера с сильфонной коробкой пре-
дусмотрена вспомогательная пружина 21. В корпусе редуктора
имеется отверстие Д, соединяющее полость Б '(полость низкого
давления редуктора) с полостью К (полость между сильфонной
коробкой и стаканом). Таким образом, на сильфон 5 действует дав-
ление воздуха полости Б. С другой стороны на сильфон действует
пружина 6, натяжение которой регулируется винтом 7.

В торце корпуса со стороны сильфонной коробки предусмотрена
глубокая проточка для того, чтобы усилие от затяжки уплотни-
тельного кольца 10 не передавалось на плунжер. В полости В, об-
разованной проточкой плунжера, установлено кольцо 12, состоящее
из двух одинаковых полуколец. Полукольца удерживаются от про-
дольного смещения упором 3 и хвостовиком штуцера 13. Полость В
заполнена смазкой ЦИАТИМ-221, которая подается в полость че-
рез трубку И мультипликатором.

Мультипликатор предназначен для создания повышенного дав-
ления смазки в полости В и обеспечения плавного перемещения
плунжера.

Мультипликатор представляет собой стакан 16 с крышкой 14,
внутри которого установлен поршень 18. Полость П и трубка 11 за-
полняются смазкой ЦИАТИМ-221 через штуцер, который затем за-
крывается заглушкой 20.

Наличие смазки в мультипликаторе контролируется через от-
верстие в гайке 17. Герметичность конструкции мультипликатора
обеспечивается резиновыми кольцами 15 .и 19.

Обратные клапаны О и Г в редукторе соединены между собой
крестовиной 26 и служат для разобщения выходных магистралей
редуктора при отсутствии расхода воздуха через него. Эти клапаны
по конструкции одинаковы и состоят из следующих основных де-
талей: корпуса, седла, тарелки, штока и пружины.

Седло 25 установлено в .крестовине. Для предохранения ножа
седла от деформации в седле предусмотрены проточки. Отверстие
в седле закрывается тарелью 24, которая соединена со штоком 22
шарнирно и поджата к ножу нерегулируемой пружиной 23. Шар-
нирное соединение дает возможность тарели самоустанавливаться
на ноже седла, так как шарнир обеспечивает поворот тарели отно-
сительно штока на угол ~ 1°во всех направлениях.

На клапане О предусмотрен ручной поджим тарели винтом 31
для перекрытия магистрали. Герметичность соединений деталей
клапанов обеспечивается алюминиевыми кольцами, а также рези-
новым кольцом 32.

Для сбрасывания в атмосферу избыточного давления воздуха
из редуктора предусмотрен предохранительный клапан тарельча-
того типа, который отрегулирован на давление 10,5 + 0,5 кгс/см2. Он
выполнен в виде цилиндрического корпуса, внутри которого уста-
новлена тарель — клапан 29. Тарель прижата к седлу 30 пружи-
ной 28. Регулировка предохранительного клапана производится
вращением крышки 27.

Внутри входного штуцера 1 установлен металлокерамический
фильтр 34, предохраняющий редуктор от засорения.

Работа редуктора основана на равновесии сил: с одной сторо-
ны действуют низкое давление воздуха на эффективную площадь
сильфона 5 и силы вспомогательной пружины 21, с другой сторо-
ны — силы основной пружины 6.

Воздух высокого давления поступает в штуцер 1 и через фильтр
в полость А. Пройдя дросселирующее сечение, образованное плун-
жером 4 п кромкой Т корпуса 2, воздух низкого давления посту-
пает в полость Б. Преодолевая усилие пружин 6, 21 и тарелей 24
обратных клапанов О и Г, воздух поступает соответственно в баки
О и Г.

Изменение дросселирующего сечения, соответствующего посто-
янному давлению воздуха на выходе из редуктора, обеспечивается
перемещениями плунжера 4, сильфона 5 с пружиной 6.

В полость В подается смазка под давлением, превышающим
давление в полости А (высокое давление воздуха). Повышение дав-
ления смазки обеспечивается мультипликатором за счет поршня 18,
на большую площадь которого действует высокое давление возду-
ха полости А, а на меньшую площадь — давление масла в поло-
сти П.

Наличие масла между полостями В и Е в пространстве, обра-
зованном полукольцами 12 и плунжером 4, обеспечивает плавное
перемещение плунжера.

При выработке .компонентов в одном из баков (по окончании
работы двигателя) или при израсходовании запаса воздуха в ша-
ровых баллонах тарель 24 соответствующего обратного клапана
прижимается к седлу 25 пружиной 23. Тем самым обратные кла-
паны предотвращают поступление паров компонентов топлива в по-
лость Б.

Если при отсутствии расхода компонентов из баков давление
воздуха, просочившегося из-за негерметичности закрытия дроссе-
лирующего сечения редуктора, превысит допустимое, то усилие
воздуха полости Б на клапан 29 предохранительного клапана прев-
зойдет усилие со стороны пружины 28. В результате этого кла-
пан 29 переместится и часть воздуха стравится в атмосферу.

При несостоявшемся пуске ракеты и после стравливания возду-
ха из баков О и Г предусмотрено разобщение полостей О и Г ре-
дуктора. Для этой цели винт 31 специальным ключом ввинчивается
до упора. Доступ к винту осуществляется через отверстие в об-
шивке.

Редуктор наддува 1 (рис. 32) установлен между баками на
кронштейне 2, который крепится к обшивке четырьмя болтами.

Я

Рис. 32. Установка редуктора и «клапана СНД:

/ — редуктор; 2—кронштейн; 3 — входной штуцер; 4 — винт; 5, 6 — дренажные трубопрово-
ды; 7— трубопровод наддува бака О; 8 — клапан СНД; 9 — трубопровод наддува бака Г;
10 — крестовина; 11, /2 — сигнализаторы (реле) давления; /3 — узел включения РДБ; 14 — тру-
бопровод к мембранному узлу бака Г

К входному штуцеру 3 редуктора присоединен трубопровод от
пускового крана; к штуцерам обратных клапанов О и Г — соответ-
ственно трубопроводы 7 и 9 наддува баков О и Г.

Мембранный узел бака О (рис. 33) разделяет тракт окислителя
и воздушную систему наддува бака до пуска пакеты и сообщает
их при пуске. Он состоит из следующих основных элементов: шту-
цера 1, коллектора 2, крышки 3, корпуса 4, штока 5 с kohjcom 7,
мембраны 8, кожуха 9, гайки 10, угольника И, прокладок 12 и 13,
колец 14 и 15.

К штуцеру присоединяется трубка высокого давления, к уголь-
нику с гайкой — трубопровод низкого давления.

В корпусе размещен шток, жестко связанный с конусом. В ис-
ходном положении шток в корпусе удерживается стальным штиф-
том 6.

Рис. 33. Мембранный узел О:

/ — штуцер; 2 — коллектор; 3— крышка; 4— корпус; 5 — шток;
6 — штифт; 7 — конус; 8 — мембрана; 9 — кожух; 10 — гайка;

11 — угольник; 12, 13 — прокладки; 14, 15 — кольца

Под действием воздуха высокого давления, поступающего в
корпус от баллонов через штуцер, срезается штифт и шток с ко-
нусом при движении вперед прорывает мембрану и отгибает ее
лепестки в сторону |бака.

Воздух низкого давления поступает в бак через угольник, кол-
лектор, радиальные отверстия в крышке, прорванную мембрану и
отверстия в кожухе. Последний предназначен для смягчения уда-
ра струи воздуха по зеркалу окислителя. Под действием редуциро-
ванного давления воздуха шток удерживается в корпусе в край-
нем рабочем положении.

Герметичность соединения элементов мембранного узла дости-
гается прокладками и кольцами.

Мембранный узел бака Г по конструкции, назначению и мате-
риалам аналогичен мембранному узлу бака О.
Узел включения реле давления бака (РДБ) предназначен для
разобщения сигнализаторов (реле) давления и воздушной по-
душке бака Г до начала пуска ракеты и сообщения их при
пуске.

Узел (рис. 34) состоит из следующих основных элементов: шту-
цера 1, корпуса 2, просекателя 7, решетки 4, мембраны 9 и штуце-
ра 10.

В корпусе 2 размещен просекатель 7, который в исходном по-
ложении удерживается стальным винтом 5.

Под действием воздуха высокого

Рис. 34. Узел включения РДБ:
1 — штуцер; 2 — корпус; 3 — про-
кладка; 4~ решетка; 5 — винт; 6 —
уплотнительное кольцо; 7—просека-
тель; 8 — прокладка; 9 — мембрана;
10 — штуцер

давления, поступающего в корпус
через штуцер 1, срезается винт 5,
конус просекателя при движении
вперед прорывает мембрану и отги-
бает ее лепестки в сторону штуце-
ра 10, а просекатель прижимается к
резиновой прокладке 8.

Воздух нз воздушной подушки
бака Г через штуцер 10, прорванную
мембрану и штуцера А и Б пост) ла-
ет к сигнализаторам давления.

Герметичность соединения обес-
печивается уплотнительными коль-
цами 6 и прокладкой 8.

Узел включения РДБ установлен
между баками (рис. 32) и держится
на подводящих трубах.

Клапан сброса низкого давления
(рис. 35) предназначен для стравли-
вания воздуха нз системы ДУ в ат-
мосферу в случае несостоявшегося
пуска ракеты.

Пиропатрон 4 срабатывает при
подаче на него электрического им-
пульса. Образовавшиеся при этом
пороховые газы давят на поршень 6,
скрепленный с двумя мембранами 7.
Заплечики мембран, закрепленные
между корпусом 1 и входными шту-
церами 3, срезаются, мембраны пе-
ремещаются и заклиниваются в со-

ответствующих конических гнездах
корпуса, сообщая с атмосферой полости баков О и Г. Воздух, на-
ходящийся в баках О и Г, стравливается через выходные штуце-
ра 2 и 5 по разным трубкам.

Воздух высокого давления, находящийся в баллонах, редуци-
руется редуктором, попадает в баки и также стравливается в ат-
мосферу через клапан СНД.
Клапан СНД 8 (рис. 32) расположен между баками и крепится
на ракете винтами за венчик корпуса. К его входным штуцерам
присоединяются дренажные трубопроводы 6, идущие от воздушных
трактов наддува баков О и Г. К выходным штуцерам присоединя-
ются дренажные трубопроводы 5, которые отведены в диаметраль-

Рис. 35. Пиротехнический клапан CHJ

1 — корпус; 2, 5 — выходные штуцера; 3 — входные шту-
цера; 4 — пиропатрон; 6 — поршень; 7 — мембраны; 8 —
гайка

но противоположные стороны и выведены на поверхности обшив-
ки ракеты.

Трубопровод воздушной системы наддува баков (высокого и
низкого давлений) подсоединяется к арматуре системы с помощью
ниппельных соединений, ниппели которых приварены к трубопро-
воду. Кроме того, часть трубопровода развальцована и имеет в
качестве уплотняющей поверхности конус. Указанные поверхности
обеспечивают герметичность соединения при небольших перекосах
трубопровода.

Трубопровод воздушной системы наддува топливных баков ок-
рашен в черный цвет.
6.	ДВИГАТЕЛЬ

6.1.	НАЗНАЧЕНИЕ И СОСТАВ

На ракете установлен однокамерный жидкостный ракетный
двигатель 5Д25 одноразового применения. Двигатель предназначен
для создания реактивной тяги, необходимой для сообщения раке-
те заданной скорости полета.

Двигатель работает на двухкомпонентном самовоспламеняю-
щемся топливе. Подача топлива в камеру сгорания и газогенера-
тор осуществляется турбонасосным агрегатом.

Тяга двигателя создается за счет истечения продуктов сгорания
компонентов топлива из камеры сгорания и выхлопных труб тур-
бонасосного агрегата (открытая схема).

Рис. 36. Характер изменения тяги
двигателя во времени

во времени приведен на рис. 36.

Турбонасосный агрегат ис-
пользует энергию газа, получа-
емого в газогенераторе. При
пуске двигателя турбонасосный
агрегат приводится в действие
продуктами сгорания порохово-
го заряда в пусковой камере.

Тяга двигателя автоматиче-
ски регулируется в зависимо-
сти от времени работы двигате-
ля и продольного ускорения ра-
кеты. Регулирование тяги —
пневмогидравлическое. Харак-
тер изменения тяги двигателя

Режимы работы двигателя поддерживаются регулятором тяги,
стабилизатором, датчиком ускорений.

Пуск и остановка двигателя производятся подачей электриче-
ских команд.

6.2.	ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ

Весовые и геометрические данные

Масса конструкции...................................124,5	кг

Масса двигателя с топливом..........................141,5	кг
Габаритные размеры:
максимальная длина	.................1713 мм

максимальный диаметр....................... 540 мм

Номинальные условия работы и диапазон работоспособности

Топливо:
окислитель ...................

горючее....................

Номинальная температура топли-
ва и конструкции двигателя

Плотность компонентов топлива
при температуре +15° С:
окислителя ....................

горючего .	.	.	.	.

Номинальное абсолютное давле-
ние на входах в двигатель:
окислителя .	.	.	.

горючего...................

Диапазон работоспособности по
температуре ...................

Диапазон работоспособности по
абсолютному давлению на вхо-
де в двигатель:

АК-27И, сорт А

ТГ-02

+ 15° С

1610 кг/м3

850 кг/м3

8,5 кгс/см2

7 кгс/см2

—40-?- + 50° С

окислителя
горючего...................

Диапазон работоспособности по
абсолютному давлению воздуха:
на входах в блок регулиро-
вания .........................

на входе в датчик ускорений

Абсолютное давление компонен-
тов на выходе из насосов:
окислителя, кгс/см2 .
горючего, кгс/см2

Абсолютное давление окислителя
и горючего на входе в камеру
сгорания, кгс/см2 .	.	.

Абсолютное давление в камере
сгорания, кгс/см2 .	.	.	.

Абсолютное давление окислителя
и горючего на входе в газогене-
ратор, кгс/см2 ................

Абсолютное давление в камере
газогенератора, кгс/см2

Максималь- ный режим 5—12 кгс/см2 4—10 кгс/см2	Минималь- ный режим 3—10 кгс/см2 2,8—8 кгс/см2'
150—400 кгс/о	м2
50—58 кгс/см2	
Максималь-	Минималь-
ный режим	ный режим
206	123
217	122
178,7	48
126,2	42,2
178,7	48
126,2	42,2
Абсолютное давление в пусковой
камере:

при температуре —40е С

при температуре +50G С
Время горения заряда в пуско-
вой камере (при температу-
ре + 15° С)...................

Абсолютное давление срабатыва-
ния пусковых клапанов О и Г

60 кгс/см2

180 кгс/см2

1,1 с

60—80 кгс/см2

6.3.	УСТРОЙСТВО СОСТАВНЫХ ЧАСТЕЙ ДВИГАТЕЛЯ

Двигатель 5Д25 (рис 37 и 38) состоит из следующих основных
агрегатов" камеры сгорания 7, турбонасосного агрегата (ТНА) 8,
газогенератора 19, пусковой камеры 13, блока регулирования 10,
клапана пуска 12, шара 9, стабилизатора 5, пускового клапана О 1,
пускового клапана Г 2, отсечного клапана 16, выхлопных труб
15, ресивера 4, серводросселя 3, ресивера 17 с жиклером и дат-
чика ускорений.

Камера сгорания (рис. 39 и 40) служит для создания силы тя-
ги за счет сгорания в ней топлива и преобразования тепловой энер-
гии продуктов сгорания в кинетическую энергию струи газов, исте-
кающих из сопла в атмосферу. Диаметр критического сечения соп-
ла 105,2 мм, а диаметр выходного сечения сопла 421 мм.

Камера сгорания представляет собой неразъемную паяно-свар-
ную конструкцию и состоит из трех основных узлов: трубопровода
подвода окислителя, готовки и камеры сгорания.

При работе двигателя окислитель из серводросселя до тру бо-
проводу, в котором установлены дроссельные шайбы 1, 5 и фильтр
2, поступает в коллектор О 17 головки и далее через отверстия в
кольце 18 в полость между первым 22 и вторым 23 днищами, отку-
да через тангенциальные отверстия в форсунках 19 впрыскивается
в камеру сгорания.

Горючее из стабилизатора через фильтр и дроссельные шайбы
15 поступает в коллектор Г 14, откуда через отверстия в нару жной
оболочке попадает в межрубашечное пространство Б и через от-
верстия в кольце 18 заполняет полость между вторым 23 н треть-
им 20 днищами. Из этой полости через тангеницальные отверстия
форсунок горючее впрыскивается в камеру. Часть горючего (6%)
через четыре шайбы 26 поступает в полость кольца 27 завесы и
впрыскивается в камеру через отверстия (струйные форсунки)
кольца завесы. При этом в камере сгорания образуется пристеноч-
ный слой газов пониженной температуры, обеспечивающий однов-
ременно с охлаждением межрубашечного пространства защиту
внутренней оболочки камеры сгорания от прогаров.

Головка камеры сгорания снабжена одним типом двухкомпо-
нентных форсунок, которые состоят из корпуса 24 и форсунки 25.
Расположение форсунок в головке камеры сгорания концентрич-

Рис. 38. Двигатель 5Д25 (вид спереди):

12— клапан пуска; 13— пусковая камера; 14 — кронштейн; 15 — выхлоп
ные трубы; 16 — отсечный клапан; /7 — ресивер с жиклером; 18— патру-
бок О; 19 — газогенератор

Рис. 39. Камера сгорания:

Л 5, 15 — дроссельные шайбы; 2 — фильтр; 3 — гнездо; 4,678 10
пластина; 11 — кронштейн: 12 — наружная оболочка; 13 — внутренняя
коллектор Г; 16—гнездо

штуцера; 9 —
оболочка; 14 —
ное; по трем окружностям расположены периферийные форсунки
и по пяти окружностям — центральные форсунки.

Периферийные форсунки по конструкции аналогичны централь-
ным форсункам и отличаются от них лишь уменьшенным в два ра-
ла расходом компонентов топлива.

Л-в (рис 39)

Рис. 40. Камера сгорания (разрез А-А):

17 — коллектор О; 18 — кольцо; 19 — форсунка; 20 —
третье дннще; 21 — трубка; 22 — первое днище; 23 —
второе днище; 24 — корпус; 25 — форсунка; 26 — шайба;

27 — кольцо завесы; Б — межрубашечное пространство

Давление газов из полости камеры сгорания через трубку 21 и
штуцер 10 передается в блок регулирования.

Камера сгорания является основным несущим элементом дви-
гателя: все усилия от двигателя передаются на ракету через че-
тыре кронштейна И на камере сгорания, с помощью которых дви-
гатель крепится к ракете.

К пластинам 9 приваривается турбонасосный агрегат.

К гнезду 3 через штуцер 4 приваривается трубопровод, подво-
дящий окислитель к стабилизатору, а через штуцер 6 производится
замер давления окислителя перед шайбой 5.

К гнезду 16 коллектора Г 14 приварены штуцер 7 для отбора
горючего в стабилизатор и штуцер 8 для замера давления горюче-
го перед шайбой 15.

Турбонасосный агрегат (рис. 41 и 42) предназначен для подачи
и повышения давления компонентов топлива на входе в камеру
сгорания и газогенератор.

Рис. 42. Турбонасосный агрегат:

39 — пусковое сопло; 40 — патрубки; 41 — сопловой аппарат; 42, 43 — кронш-
тейны; 44 — штуцер; В—диффузор О; Е — диффузор Г; Б — фланец

В состав турбонасосного агрегата входят следующие узлы: тур-
бина, центробежные насосы подачи компонентов топлива, валы
привода рабочих колес насосов, подшипники и устройства, разоб-
щающие отдельные полости ТНА.

Турбина состоит из диска 2 с лопатками 38, заключенного в
неразъемный сварной корпус.

Давление компонентов топлива повышается центробежными на-
сосами окислителя и горючего. Рабочие колеса насосов вращаются
газовой турбиной.

Турбина приводится в движении газами, вырабатываемыми в
газогенераторе. При пуске двигателя турбина приводится в движе-
ние продуктами сгорания порохового заряда пусковой камеры, по-
ступающими через пусковое сопло 39.

Газы из газогенератора через сопловой аппарат 41 поступают
на лопатки 38, а затем отводятся через патрубки 40 и выхлопные
трубы в атмосферу.

От диска 2 турбины крутящий момент передается через шесть
штифтов 3, закрепленных сверху кольцевой накладкой, на полый
вал 6 насоса горючего. С вала крутящий момент передается на
рабочее колесо 11 насоса горючего, импеллеры 5 и 17, а через шли
Цы на рессору 15 насоса окислителя. С рессоры через шлицы кру-
тящий момент передается на рабочее колесо 28 насоса окислите-
ля, шнек 32 и импеллер 21.
Возникающие при работе осевые нагрузки воспринимаются под-
шипниками 7 и 23; радиальные нагрузки — подшипниками 7, 16, 23
и 33.

Окислитель из пускового клапана О через входной патрубок
34 поступает в шнек (осевое колесо) 32, затем в межлопаточные
полости рабочего колеса 28 насоса окислителя, откуда выходит в
улитку в корпусе 36 и отводится в серводроссель (через диффу-
зор В).

Полость высокого давления насоса окислителя отделяется от
полостей низкого давления щелевыми уплотнениями, образованны-
ми втулками 27 и 29 и плавающими кольцами 26 и 30. В осевом
направлении (плавающие кольца прижимаются давлением окисли-
теля к кольцам 24 и 31.

Полости насосов окислителя и горючего разобщены разделите-
лем 19, по которому возможные утечки компонентов направляют-
ся в газовую полость турбины.

Горючее из пускового клапана Г через входной фланец Б посту-
пает в межлопаточные полости рабочего колеса // насоса горюче-
го, откуда выходит в улитку в корпусе 37 и отводится в стабили-
затор через диффузор Е.

Полость высокого давления отделяется от полостей низкого дав-
ления щелевыми уплотнениями, образованными втулками 10 и 12
и плавающими кольцами 9 и 13. В осевом направлении плавающие
кольца прижимаются давлением горючего к кольцам 8 и 14.

Полости низкого давления насосов окислителя и горючего от-
деляются от волости турбины манжетами 4, 18 и 20 и гидравличе-
скими затворами, создаваемыми импеллерами 5, 17 и 21, закреп-
ленными на валах.

Компоненты, просачивающиеся из полостей высокого давления
насосов через щелевые уплотнения, отводятся на вход в насосы че-
рез трубопровод 35 и через отверстия А в колесе насоса горючего.

Турбонасосный агрегат приваривается с помощью втулки 1 к
камере сгорания.

К патрубку 34 приваривается трубопровод от пускового клапа-
на О. К фланцу Б присоединяется пусковой клапан Г. К фланцу
диффузора В присоединяется трубопровод, подводящий окислитель
к серводросселю. К фланцу диффузора Е присоединяется трубо-
провод, отводящий горючее к стабилизатору. К сопловому аппара-
ту 41 приваривается газогенератор, а к патрубкам 40 — выхлопные
трубы. К штуцеру 44 присоединяется трубопровод, отводящий го-
рючее из стабилизатора. К пусковому соплу 39 приваривается пус-
ковая камера.

Кронштейны 42 и 43 служат для крепления блока регулирова-
ния и отсечного клапана соответственно.

Газогенератор (рис. 43) служит для выработки газа, необходи-
мого для работы турбонасосного агрегата. Газ является продуктом
сгорания окислителя и горючего.

Окислитель из серводросселя через дроссельную шайбу 23 в
угольнике 24 .поступает в полость А между днищем / и фильтром
64
Рис. 43. Газогенератор

I— третье днище: 2 фильтр; 3— второе днище; 4 — фильтр; 5 — на-
кладка; 6 — заглушка; 7 — первое днище; 8 — гофр; 9 —цилиндр; 10 —
рубашка цилиндра, // — штуцер; 12 — кольцо; 13 - коллектор;’ 14 —
корпус; /5, 23 — дроссельные шайбы; /6 — переходник; 17, 20 — сопла;

18, 22 — корпуса форсунок; 19, 21 — завихрители; 24 — угольник

2. Из полости А окислитель через фильтр 2 проходит в полость Б
между фильтром 2 и днищем 3. Из этой полости окислитель через
форсунки О, состоящие из корпуса 22, завихрителя 21 и сопла 20,
впрыскивается в камеру сгорания газогенератора.

Горючее из' стабилизатора через дроссельную шайбу 15 пере-
ходника 15 поступает в полость Г коллектора 13. Из этой полости
горючее через охлаждающую щель, образованную гофром 8, впа-
янным между цилиндром 9 и рубашкой цилиндра 10, и фильтр 4

5 Зак. 1225с	65
Рис. 44. Пусковая камера:

/ — пиропатрон; 2 — прокладка; 3 — крыш-
ка; 4 — воспламенитель; 5 — уплотнитель^
ное кольцо; 6 — держатель; 7 — пороховой
заряд; <8 — решетка; 9— гайка; 10— шай-
ба; // — мембрана; 12 — сопло; 13 — трубо-
провод; 14 — корпус

поступает в полость В между днищами 3 и 7. Проходя через ох-
лаждающую щель, горючее охлаждает цилиндр 9. Из полости В го-
рючее через форсунки Г, состоящие из корпуса 18, завихрителя 19
и сопла 17, впрыскивается в камеру сгорания газогенератора.

В камере сгорания газогенератора окислитель и горючее сгора-
ют. Продукты сгорания поступают через кольцо 12 в сопловой ап-
парат турбонасосного агрегата. Через штуцер 11 давление пода-
ется к сигнализаторам давления 2С-12М системы отсечки двига-
теля.

Газогенератор кольцом 12 приваривается к сопловому аппара-
ту турбонасосного агрегата; это соединение является одновремен-
но и креплением.

К угольнику 24 приваривается трубопровод окислителя (от сер-
водросселя), а к переходнику 16 — трубопровод горючего (от каме-
ры сгорания двигателя).

Пусковая камера (рис 44) 'предназначена для выработки газа,
необходимого для раскрутки ротора турбонасосного агрегата и
обеспечения регламентирования по времени выхода на режим, а
также для прорыва мембран в пусковых клапанах О и Г и для
среза заплечиков штока клапана пуска при пуске двигателя. Газ
является продуктом сгорания порохового заряда 7, установленного
внутри корпуса 14 камеры. При срабатывании пиропатрона 1 про-
дукты сгорания через отверстие в крышке 3 поступают к воспла-
менителю 4, от которого воспламеняется пороховой заряд.

При пуске двигателя после воспламенения заряда продукты сго-
рания прорывают герметизирующую мембрану 11 и через решетку
8 и гайку 9 поступают в полость сопла 12. Из этой полости про-
дукты сгорания поступают в пусковое сошло турбонасосного агре-
гата. Часть газов из полости сопла по трубопроводу 13 отбирается
в управляющие полости пусковых клапанов О и Г и в клапан
пуска.

Сопло пусковой камеры приваривается к пусковому соплу тур-
бонасосного агрегата. Это соединение является также креплением
пусковой камеры.

К трубопроводу 13 приваривается крестовина с трубопровода-
ми от пусковых клапанов О и Г и клапана пуска регулятора
тяги.

В гнездо крышки 3 ввинчивается пиропатрон 1.

Регулятор тяги двигателя состоит из блока регулирования, сер-
водросселя и шара, которые совместно обеспечивают заданные ре-
жимы работы двигателя по тяге путем поддержания требуемого
давления в камере сгорания и в газогенераторе за счет воздейст-
вия на гидравлическое сопротивление линии питания дви1ателя
окислителем.

Регулятор тяги регулирует давление в камере сгорания следую-
щим образом

поддерживает заданное максимальное значение при работе дви-
гателя на постоянном режиме при поступлении воздуха от отсеч-
ного клапана;

изменяет его по заданной программе в зависимости от времени
на режиме снижения тяги при прекращении поступления воздуха
°т отсечного клапана;

повышает его на режиме повышения тяги при поступлении воз-
духа от датчика ускорений.
[ т ступень	и ступень

Редуктор________

Золотник

Рис. 45. Блок

/— заглушка; 2 — переходник; 5-*
39, 44 — пружины; Ь — цилиндр; 8 -
иглы; 11, 43, 47 — седла; 12, 46 —вт>1
леры; 16, 33— фильтры; /7 — клапан»
втулка; 21 — обойма; 23 — кольцо; 24
зы; 21 — шток; 29 — цаига; 30 — корпУ
за; 35 — плунжер; 36—втулка; 41^
Ж, 11. Л, Н - полости; Б. В. Г. К, М
Режимы снижения и повышения давления в 'камере сгорания
могут повторяться в зависимости от поступления воздуха от
датчика ускорений.

Блок регулирования совместно с шаром вырабатывает задаю
щее давление (в виде усилия на сильфонном пакете) и управляет
работой серводросселя в зависимости от давления в камере сго-
рания и задающего давления, обеспечивая соответствие давления
в камере сгорания задающему давлению.

Серводроссель как исполнительный орган регулирует гидрав-
лическое сопротивление линии питания камеры сгорания и газоге-
нератора окислителем.

Блок регулирования (рис. 45) состоит из редуктора и зо-
лотника. В целях повышения точности работы редуктор выполнен
двухступенчатым. Первая и вторая ступени редуктора аналогии
ны по конструкции.

Чувствительным элементом в золотнике, а также в первой и
второй ступенях редуктора является трехслойный сильфон 19 силь-

Р-Р

ЗА

с-с

регулипования:

винт; 4, 7, 42 — тарели; 5, 14, 28, 3/, 33,
сильфонный пакет; 9—корпус; 10, 48—
ки; 13, 37, 45 —клапаны; 15, 49 — жик-
18, 22—мембраны; 19 — сильфон; 20—
40 — упоры; 25 — втулки; 26, 50 — гиль-
демпфера; 32 — трубопровод; 34 — гнль-
пакет тарельчатых пружин; А, Д, Е.
штуцера
фонного пакета 8. Сильфон сцентрирован при помощи прорезных
мембран 18 и 22, входящих в сильфонный пакет.

Настройка блока регулирования на заданное давление опреде-
ляется натяжением пружин 28, 31, 39 и задающим давлением воз-
духа в полости Е. Задающее давление воздуха подводится в по-
лость Е от второй ступени редуктора по трубопроводу 32.

Регулируемое давление (Ррег) — давление в камере сгорания —
подводится через штуцер В в полость Д и воздействует на силь-
фонный пакет 8.

Окислитель, отбираемый за насосом О турбонасосного агрегата,
через штуцер К и фильтр 38 поступает в полость Л золотника (дав-
ление Рвх). Затем окислитель проходит дросселирующее сечение,
образованное кромкой седла 43 и торцом тарели 42, и через штуцер
Г подводится к штуцеру Е (рис. 46) и далее в полость Ж сер-
водросселя.

При работе двигателя на максимальном режиме воздух высоко-
го давления от отсечного клапана через штуцер Б (рис. 45), фильтр
16 и жиклер 15 поступает в первую ступень редуктора, дросселиру-
ется в сечении между кромкой седла 11 и торцом клапана 13 и по-
падает в полость А. Из полости А воздух по отверстию в корпусе 9
поступает на вход второй ступени редуктора и после дросселиро-
вания в сечении, образованном кромкой седла 47 и торцом клапа-
на 45, поступает в полость Н. Из шолости Н воздух поступает че-
рез штуцер М в шар, по трубопроводу 32 в полость Е золотника,
а через жиклер 49 стравливается в окружающее пространство.

При понижении давления воздуха в полости Н редуктора отно-
сительно номинального сильфонный пакет 8 под действием пружи-
ны 44 перемещает клапан 45, находящийся в постоянном контакте
с иглой 48, и увеличивает дросселирующее сечение между кромкой
седла 47 и торцом клапана 45. В результате этого давление в по-
лости И повышается.

При повышении давления в полости Н относительно номиналь-
ного усилие на сильфонный пакет 8 увеличивается, клапан 45 пе-
ремещается в сторону уменьшения дросселирующего сечения. В
результате этого давление воздуха в полости Н понижается до
требуемого.

При работе двигателя на установившемся режиме, т. е. когда
регулируемое давление равно задающему, подвижные части блока
регулирования и серводросселя находятся в равновесии: в золот-
нике плунжер 35 — под действием давлений в полостях Л, Д, Е, сил
пружин 28, 31, 39 и силы сильфона 19-, в серводросселе (рис. 46)
игла 2 с поршнем 9 — под действием давлений в полостях Ж, Д,
Г, Б и силы пружины 7.

Клапан 37 (рис. 45) через плунжер 35 всегда находится в кон-
такте с клапаном 17 сильфонного пакета под действием силы пру-
жины 39.

В случае увеличения регулируемого давления (Лрег) в камере
сгорания относительно задающего, поступающего в полость Д,
мембраны 18, 22 прогибаются, сильфонный пакет 8, плунжер 35 и
клапан 37 с тарелью 41 переместятся в сторону увеличения дрос-
селирующего сечения между кромкой седла 43 и торцом тарзли 42.
Вследствие этого увеличится расход окислителя через дросселиру-
ющее сечение в исполнительный орган — серводроссель, который
совместно со стабилизатором уменьшает давление в камере сгора-
ния в соответствии с задающим давлением.

В случае уменьшения давления Ррег относительно задающего
произойдут соответственно обратные процессы.

При переходе двигателя на режим переменной тяги прекраща-
ется поступление воздуха в штуцер Б из отсечного клапана. Воз-
дух из полостей А, Н, Е и из шара стравливается через жиклер 49
в окружающее пространство. Задающее давление воздуха в поло-
сти Е понижается, усилие на сильфонный пакет золотника умень-
шается и плунжер 35 перемещается в сторону увеличения дроссе-
лирующего сечения между кромкой седла 43 и торцом тарели 42.
Вследствие этого увеличится расход окислителя через это сечение
в исполнительный орган — серводроссель, который совместно со
стабилизатором уменьшает давление в камере сгорания в соответ-
ствии с уменьшением задающего давления воздуха в полости Е.
Процесс снижения давления воздуха близок к экспоненте и опре-
деляется суммарным объемом шара, полости Е и трубопроводов,
а также диаметром жиклера 49.

Если продольное ускорение ракеты падает ниже определенного
(3,5—5,5 м/с2), от датчика ускорений поступает воздух к штуцеру
М. Давление воздуха в полостях Н и Е повышается, увеличивается
усилие на сильфонный пакет золотника, и плунжер 35 перемеща-
ется в сторону уменьшения дросселирующего сечения между кром-
кой седла 43 и торцом тарели 42. Вследствие этого уменьшится
расход окислителя через это сечение в исполнительный орган —
серводроссель, который совместно со стабилизатором увеличивает
давление в камере сгорания в соответствии с задающим давле-
нием.

Если продольное ускорение ракеты вновь становится выше оп-
ределенного, прекращается доступ воздуха в штуцер М из датчика
ускорений, а давление в камере сгорания уменьшается в соответст-
вии с законом работы двигателя на режиме переменной тяги.

С целью уменьшения влияния температуры на давление золот-
ник имеет температурный компенсатор, который компенсирует из-
менение настройки в зависимости от изменения температуры ок-
ружающей среды, так как задающее давление уменьш-ается с по-
вышением температуры и увеличивается с лониженш м темпера-
туры за счет изменения жесткости упругих элементов редуктора и
золотника.

При повышении температуры окружающей среды относительно
нормальной длина алюминиевых втулок 25 температурного ком-
пенсатора увеличивается больше, чем длина стальных гильз 26 и
50. В результате этого корпус 30 демпфера, связанный резьбовым
соединением с гильзой 50 температурного компенсатора, переме-
щается в сторону увеличения натяжения пружины 28. Это компен-
сирует уменьшение жесткости упругих элементов блока регулиро-
вания (пружин 28, 33, 39, 44 и сильфонных пакетов 8 золотника и
•второй ступени редуктора).

При понижении температуры окружающей среды относительно
номинальной происходят соответственно обратные изменения.

Полости Ж и И пружинных узлов первой и второй ступеней ре-
дуктора соединены с атмосферой для того, чтобы исключить влия-
ние изменения температуры окружающей среды на давление воз-
духа в этих полостях и на настройку редуктора.

Для демпфирования высокочастотных колебаний чувстви-
тельного элемента (сильфона 19) золотник имеет демпфер сухого
трения. Трение возникает в трущейся паре между стальным што-
ком 27 и подпружиненной фторопластовой цангой 29.

Для предохранения чувствительного элемента (сильфона 19)
редуктора от завышенного перепада давления воздуха при пуске
и для повышения устойчивости от вибрации на входе в редхктор
установлен жиклер 15.

Блок регулирования крепится при помощи кронштейна к тур-
бонасосному агрегату.

К штуцеру Б присоединяется трубопровод, подводящий воздух
от отсечного клапана.

К штуцеру В присоединяется трубопровод, подводящий давле-
ние газов от камеры сгорания.

К штуцеру Г присоединяется трубопровод, отводящий окисли-
тель в серводроссель.

К штуцеру К присоединяется трубопровод, подводящий окис-
литель от турбонасосного агрегата

К штуцеру М присоединяется трубопровод, отводящий воз-
дух к шару.

Собственно серводроссель (рис. 46) регулирует гидрав-
лическое сопротивление линии питания камеры сгорания и газоге-
нератора окислителем в зависимости от задающего давления блока
регулирования.

Задающее давление (давление окислителя из блока регулиро-
вания) подводится к штуцеру Е, проходит через фильтр 13 в по-
лость Ж. Из полости Ж окислитель через жиклер 12 и отверстия
в поршне 9 поступает в полость Д и через штуцер И отводится на
•вход в насос окислителя турбонасосного агрегата.

При работе на установившемся режиме подвижные части сер-
водросселя. (поршень 9 и игла 2) находятся в равновесии под дей-
ствием сил пружины 7 и давления в полостях Б, Г, Д, Ж, действу-
ющих на иглу 2 и поршень 9. При этом расход окислителя из по-
лости Ж на вход в насос окислителя через штуцер И равен рас-
ходу окислителя через блок регулирования к сер.водросселю.

При увеличении расхода окислителя через блок регулирования
к серводросселю давление окислителя в полости Ж повышается и
поршень с иглой перемещаются в сторону уменьшения проходного
сечения между седлом в корпусе 1 и иглой 2. Гидравлическое со-
противление линии питания камеры сгорания и газогенератора
окислителем увеличивается, а давление в камере сгорания и газо-
генераторе уменьшается и приходит в соответствие с задающим
давлением.

При уменьшении расхода окислителя через блок регулирова
ния к серводросселю происходят соответственно обратные изме-
нения.

Патрубком А серводроссель приварен к трубопроводу турбона-
сосного агрегата, патрубком В — к коллектору, подводящему окис-
литель в камеру сгорания. Эти соединения являются одновременно
и креплением серводросселя.

Рис. 46. Серводроссель:

1— корпус; 2—игла; 3 — гайка; 4, II — манжетодержатели; 5, 10— манжеты; 6 — стакан;
7—пружниа; 8 — тарель; 9—поршень; 12—жиклер; 13 — фильтр; А, В — патрубки; Б. Г,
Д, Ж — полости; Е, И — штуцера

К штуцеру Е приваривается трубопровод, подводящий окисли-
тель из блока регулирования, к штуцеру И — трубопровод, отводя-
щий окислитель на вход в насос окислителя турбонасосного аг-
регата.

Шар (рис. 47) служит емкостью, обеспечивающей совместно
с жиклером блока регулирования определенный закон изменения
давления в полости задающего давления блока регулирования.

При пуске двигателя воздух из полости задающего давления
блока регулирования через штуцер М (рис. 45) поступает в шту-
цер 3 шара (рис. 47).

При переходе двигателя на режим переменной тяги (после сра-
батывания отсечного клапана) прекращается поступление воздуха
из воздушной системы в блок регулирования.

Давление воздуха в шаре (в полости задающего давления бло-
ка регулирования) уменьшается по определенному закону за счет
истечения воздуха из шара через жиклер блока регулирования в
атмосферу.
При поступлении воздуха от датчика ускорений (что практиче-
ски возможно только при значительном снижении тяги двигателя
и, следовательно, давления в шаре) давление в полости шара по-
вышается.

При прекращении поступления воздуха от датчика ускорений
давление в полости шара уменьшается в соответствии с законом
при режиме снижения тяги.

Шар сварен из двух полусфер / и 2 и крепится к блоку регу-
лирования с помощью кронштейна 6.

Рис. 47. Шар:

/, 2— полусферы; 3, 4— штуцера; 5— заглушка; 6— кронштейн

. К штуцеру 3 присоединяется трубопровод от блока регулирова-
ния. Штуцер 4 является контрольным.

Стабилизатор (рис. 48) предназначен для поддержания давле-
ния горючего перед форсунками камеры сгорания и на входе в
газогенератор равным давлению окислителя перед форсунками ка-
меры сгорания и на входе в газогенератор за счет изменения гид-
равлического сопротивления линии питания камеры сгорания и га-
зогенератора горючим, тем самым обеспечивая поддержание за-
данного соотношения компонентов.

При изготовлении двигателя гидравлическое сопротивление ли-
ний окислителя и горючего камеры сгорания и газогенератора на-
страивается (доводится до требуемых значений) путем подбора
дроссельных шайб.

Чувствительным элементом стабилизатора является мембрана
12 золотника 11, исполнительным органом — сервопоршень 8 с иг-
лой 2.

При работе двигателя горючее пз турбонасосного агрегата по-
ступает через патрубок Г, проходит через дросселирующее сече-
ние, образованное кромкой Б отверстия в переходнике 1 и профи-
Рис. 48. Стабилизатор:

/ — переходник; г —игла; 3, 10 — манжетодержателн; 4, 9 — манжеты; 5 — корпус; б —гаПка; 7 —пружина,
сервопоршень; 11 — золотник; 12 — мембрана; 13 — фильтр; А. Г —.патрубки; Е, К, Р — штуцера; Л —сопло;

жиклер; Д, Ж. И, II —полости
лированной частью В иглы 2, и отводится к ка иере сгорания и га-
зогенератору через патрубок А.

Задающее давление - давление окислителя после серводроссе-
ля (ча входе в камеру сгорания и газогенератор ) подводится через
•штуцер К в полость И золотника. Регулируемое давление (давле-
ние горючего перед форсунками камеры сгорания и на входе в га-
зогенератор) подводится через штуцер Е и затем через фильтр I'd
поступает в полость Ж золотника. Из полости Ж горючее через
щель между соплом Л и мембраной 12 поступает в .полость Н пе-
ред поршнем 8 и далее через жиклер М в полость Д, а из полости
Д через штуцер Р отводится на вход в насос горючего.

Когда регулируемое и задающее давления одинаковы (с точ-
ностью до статической ошибки), подвижные части стабилизатора
находятся в равновесии: мембрана — под действием давления го-
рючего и окислителя в полостях Ж и И; поршень 8 с иглой 2— под
действием давления горючего на профилированную часть иглы, дав-
ления горючего в полостях Н и Д и силы пружины 7.

При повышении регулируемого давления относительно задаю
щего мембрана 12 под действием перепада давлений .прогнется
и увеличит щель между громкой сопла Л и мембраной. В резуль-
тате этого давление в полости Н увеличится и поршень 8 с иглой 2
переместятся в сторону уменьшения проходного сечения дросселя.
Гидравлическое сопротивление линии питания камеры сгорания и
газогенератора горючим увеличится, что приведет к уменьшению
регулируемого давления, и оно сравняется с задающим.

При уменьшении регулируемого давления относительно задаю-
щего произойдут соответственно обратные процессы.

При пуске двигателя игла 2 под действием пружины находит-
ся в положении, соответствующем максимальному проходному се-
чению стабилизатора.

Стабилизатор патрубками А и Г приваривается к коллектору
трубопровода горючего. К штуцеру Е приваривается трубопровод
от камеры сгорания, к штуцеру К — трубопровод, подводящий дав-
ление окислителя за серводросселем, к штуцеру Р — трубопровод,
отводящий горючее на вход в насос горючего.

Пусковой клапан О (рис. 49) разобщает полости бака окисли-
теля и двигателя при хранении ракеты и сообщает эти полости при
пуске двигателя. Клапан срабатывает при поступлении в управля-
ющую полость шороховых газов из пусковой камеры.

При заправке ракеты полость над мембраной 2 клапана запол-
няется окислителем. Со стороны входа в клапан мембрана подпн
рается решеткой 10, которая предохраняет мембрану от прогиба
при транспортировке заправленной ракеты.

При пуске двигателя пороховые газы из пусковой камеры через
ниппель 7 и отверстие в переходнике 5 поступают в управляющую
полость над диафрагмой 8. Под давлением пороховых газов среза-
ются два штифта 6: диафрагма прогибается и перемещает нож 4,
который прорезает мембрану по большей части периметра. Под дей-
ствием давления окислителя мембрана отгибается, открывая доступ
окислителю из бакав насос окислителя турбонасосного агрегата.

Пусковой клапан О приваривается к насосу окислителя кольцом
Б переходника 5.

К ниппелю 7 приваривается трубопровод от пусковой камеры.

Рис. 49. Пусковой клапан О

/— шпилька; 2 — мембрана; 3 — стакан; 4— нож; 5 —
переходник; 6 — штифт; 7 — ниппель; 8 — диафрагма; 9 —
упор; /0 —решетка; А — фланец; Б — кольцо

Рис. 50. Пусковой клапан Г:

/ — шпилька; 2— мембрана; 3 — стакан; 4— иож;
5 — переходник; 6 — штифт; 7 — ниппель; 8 —
диафрагма; 9 — фланец; /0 —упор; // — решетка;

А — фланец

При установке двигателя на ракету к фланцу А стакана 3 кре-
пится шпильками 1 трубопровод окислителя.

Пусковой клапан Г (рис. 50) разобщает полости бака горючего
и двигателя при хранении ракеты и сообщает эти полости при пу-
ске двигателя.
Клапан срабатывает при поступлении в управляющую полость
пороховых газов из пусковой камеры.

При заправке ракеты полость над мембраной 2 клапана запол-
няется горючим. Со стороны входа в клапан мембрана подпирает-
ся решеткой 11, которая предохраняет мембрану от прогиба при
транспортировке заправленной ракеты.

При пуске двигателя пороховые газы из пусковой камеры через
ниппель 7 и отверстие в переходнике 5 поступают в управляющую

Ф

полость над диафрагмой о.
Под давлением пороховых га-
зов срезаются два штифта 6;
диафрагма прогибается и пере-
мещает нож 4, который проре-
зает мембрану по большей ча-
сти периметра. Под действием
давления горючего мембрана
отгибается, открывая доступ
горючему из бака в насос го-
рючего турбонасосного агре-
гата.

Пусковой клапан Г флан-
цем 9 крепится на шпильках к
насосу горючего. К ниппелю 7
приваривается трубопровод от
пусковой камеры.

При установке двигателя на
ракету к фланцу А стакана 3
крепится шпильками / трубо-
провод горючего.

Клапан пуска (рис. 51)
предназначен для пуска возду-
ха высокого давления в блок
регулирования.

При пуске двигателя про-
дукты сгорания из пусковой ка-
меры по трубопроводу, прива-
ренному к наконечнику 9, по-
ступают в полость М под диаф-
рагмой 5 и, прогибая ее, пере-
мещают поршень 6. При пере-

Рис. 51. Клапан пуска:

/ — штуцер; 2 — гайка; 3 — корпус; 4, 9 —
наконечники; 5 — диафрагма; 6 — поршень;

7 — крышка; 8 — упор; 10 — шток; 11 —
винт; М—полость; Ф — защелка

мещении поршня срезаются заплечики штока 10, ввинченного
в поршень. Защелкой Ф поршня фиксируется открытое поло-
жение клапана. Воздух высокого давления из шара-баллона систе-
мы АП через штуцер 1, наконечник 4 и трубопровод поступает на
вход отсечного клапана и далее в блок регулирования.

Клапан пуска крепится к пусковой камере при помощи хомута.
К наконечнику 9 приваривается трубопровод, идущий от пусковой
камеры через тройник; к наконечнику 4 — трубопровод от отсечно-
го клапана.
Отсечный клапан (рис. 52) прекращает поступление воздуха
высокого давления из воздушной системы автопилота в блок регу-
лирования от клапана пуска при переходе двигателя на режим пе-
ременной тяги.

Отсечный клапан срабатывает от пиропатрона ПОВР (пиропат-
рон отсечки воздуха, идущего в блок регулирования). Команда на
срабатывание ПОВР поступает от программного механизма авто-
пилота.

Воздух через наконечник 5 поступает в полость корпуса 1 и да-
лее через штуцер А отводится к блоку регулирования.

При срабатывании пиропатрона, ввинченного в гнездо Г, за-
плечик пробки 2, закрепленный между корпусом 1 и переходни-
ком 3, срезается под действием давления пороховых газов на то-
рец пробки. Пробка перемещается в корпусе и двумя коническими
поверхностями Б и В с профилированными кольцевыми выступа-
ми заклинивается в конусе корпуса.

Заклинивание пробки поверхностью Б обеспечивает прекраще-
ние поступления воздуха в блок регулирования, а поверхностью В
предотвращает прорыв воздуха в атмосферу.

Отсечный клапан установлен на кронштейне, закрепленном на
шпильках входного фланца насоса О турбонасосного агрегата.

Рис. 52. Отсечный клапан.

1 — корпус; 2 — пробка; 3 — переходник; 4 — винт; 5 —
наконечник; А — штуцер; Б, В — поверхности; Г — гнездо

К наконечнику 5 приваривается трубопровод, подводящий воз-
дух высокого давления от клапана пуска. К штуцеру А приварива-
ется трубопровод, отводящий воздух к блоку регулирования.

Выхлопная труба (рис. 53) служит для отвода отработанных
газов из турбонасосного агрегата в атмосферу. Она сварена из
двух полупатрубков 1 и 3, наконечника 2 и сопла 4. На двигателе
установлены две выхлопные трубы.

Выхлопные трубы торцом А привариваются к патрубкам турбо-
насосного агрегата. Это соединение является одновременно и креп-
лением выхлопных труб.

Ресивер (рис. 54) является дополнительной емкостью для оки-
слителя и предназначен для обеспечения запаздывания поступле-
ния окислителя (по сравнению с горючим) в газогенератор при пу-
ске двигателя.
При пуске двигателя окислитель из серводросселя через нако-
нечник 3 поступает в полость А. На заполнение этой полости затра-
чивается время, необходимое для обеспечения запаздывания посту-
пления окислителя в газогенератор. После заполнения полости А
окислитель через наконечник 4 начинает поступать в газогенератор.

Рис. 53. Выхлопная труба:

1,3— полупатрубки; 2 — наконечник; 4 — сопло

Рис. 55. Ресивер с жиклером:

1, 2—полусферы; 3— жиклер; 4 — кронштейн

Рис. 54. Ресивер:

1,2 — полусферы; 3, 4— наконечники

К наконечнику 3 приваривается трубопровод окислителя от сер-
водросселя, а к наконечнику 4 — трубопровод, отводящий окисли-
тель к газогенератору. Эти сварные соединения являются одновре-
менно и креплением ресивера.

Ресивер с жиклером (рис. 55) является дополнительной емко-
стью, заполняющейся через жиклер 3 (03,2 мм) окислителем при
пуске двигателя, и предназначен для понижения давления в газо-
генераторе при выходе двигателя на максимальный режим.

Ресивер с жиклером крепится за кронштейн 4 к шпилькам вход-
ного фланца корпуса О турбонасосного агрегата.
Двухмостиковые пиропатроны УДПЗ-З установлены на двига-
теле в пусковой камере и в отсечном клапане.

Пиропатрон пусковой камеры зажигает воспламенитель, нахо-
дящийся в камере; пиропатрон отсечного клапана вызывает сраба-
тывание последнего.

Датчик ускорений (рис. 56) пневматического типа предназна-
чен для подачи воздуха в полость золотника блока регулирования
и в программный шар (баллончик) двигателя при уменьшении
продольного ускорения ракеты ниже 3,5—5,5 м/с2 и для отсечки
поступления воздуха в эту полость при увеличении продольного ус-
корения (/х) ракеты выше 5,5—11,5 м/с2 на участке снижения тяги.

Воздух давлением 54 кгс/см2, идущий от управляющего редук-
тора блока редукторов, через штуцер А и металлокерамический
фильтр 26 поступает в полость Г датчика. Под действием давления
арретир 3, сжимая пружину 4, перемещается до упора в торец верх-
ней цапфы 2, обеспечивая груз-клапану 6 свободу перемещений на
0,5 мм. Одновременно из полости Г воздух через отверстия в кор-
пусе 25 поступает в полость Д, где дальнейший путь его в блок ре-
гулирования через седло 28 закрыт клапаном 29 при помощи пру-
жины 31.

В стакане 7 на плоских прорезных мембранах 5 подвешена
сейсмическая масса — груз-клапан. Сила основной пружины 8 от-
регулирована регулировочным винтом 11 и тремя толкателями 10
так, чтобы она уравновешивала силу, которую создает груз-клапан
при продольном ускорении ракеты j0TKp 3,5 м/с2, и силу, с кото-
рой груз-клапан прижат к седлу 9 давлением воздуха за счет раз-
ности площадей торцов груз-клапана. В тот момент, когда ускоре-
ние ракеты становится меньше /0Ткр, происходит отрыв груз-клапа-
на от седла 9, сила от давления воздуха на груз-клапан исчезает
и он под действием избыточной силы основной пружины перемеща-
ется до упора в торец арретира 3.

Воздух из полости Г через седло 9 и отверстия в корпусе 25 по-
ступает в полость Е. Под действием этого давления клапан 29,
сжимая пружину 31, перемещается и открывает доступ воздуха из
полости Д через жиклер форсажа в седле 28 в блок регулирования.

Диаметр жиклера форсажа выполнен таким, чтобы осущест-
влялся заданный темп нарастания тяги при форсаже.

Закрытие отверстия седла 9 груз-клапаном происходит в мо-
мент, когда ускорение ракеты достигает величины /закр 11,5 м/с2,
при которой сила от груз-клапана преодолевает силу основной пру-
жины 8. В момент посадки груз-клапана на седло 9 появляется из-
быточная сила от давления воздуха на груз-клапан, которая и при-
жимает его к этому седлу. Возможный расход воздуха (протрав-
ка) через седло 9 из-за негерметичности посадки груз-клапана или
из-за вибраций сбрасывается в атмосферу через жиклер протрав-
ки 30.

Датчик при помощи верхней 2 и нижней 12 цапф имеет возмо-
жность перемещаться относительно двух опор 14, закрепленных в
коробке 16 винтами 13. В каждой из опор установлены три шари-

6 Зак. 1225с

81
ОО
ьо

Рис. 56. Датчик ускорений:

1 — пластина; 2— верхняя цапфа; 3— арретир; 4, 18, 31, 34—пружины; 5 — мембрана; 6 — груз-
клапан; 7, 17— стаканы; 8— основная пружина; 9, 28— седла; 10—толкатель; 11 — регулировоч-
ный винт; 12— иижняя цапфа; 13—винт; 14—-корпус опоры; 15— шпилька; 16— коробка; 19, 22
резиновые прокладки; 20, 21-—упоры; 23, 24, 27 — кожух; 25— корпус; 26— фильтр; 29 клапан;

30 — жиклер; 32 — шарикоподшипник; 33 — дилка

ОО
коподшипника 32, один из которых расположен в подвижной вилке
33 и поджат пружиной 34.

К верхней цапфе 2 прикреплена пластина 1, предотвращающая
поворот датчика относительно коробки 16 и не препятствующая пе-
ремещению датчика вдоль оси чувствительности.

Нижняя цапфа 12 имеет упоры 20 и 21, ограничивающие ход
подвижных частей датчика в пределах 27 мм.

При ускорении ракеты jx 0g пружина 18 прижимает датчик
упором 21 через резиновую прокладку 22 к торцу корпуса 14 опо-
ры; при ускорении ракеты jx^3g датчик сжимает пружину 18 и
упором 20 через резиновую прокладку 19 садится на торец стака-
на 17.

Пружина 18 является амортизатором и служит для изоляции
подвижных частей датчика от продольных вибраций ракеты.

Подвижные части датчика ускорений защищены кожухами 23,
24 и 27. На рис. 56 показано положение датчика относительно ко-
робки 16 при ускорении ракеты /х = 1g.

Датчик ускорений установлен в хвостовом отсеке и крепится на
плите четырьмя шпильками 15 таким образом, чтобы отклонение
оси чувствительности датчика от продольной оси ракеты не превы-
шало ±30'.

К штуцеру А датчика присоединяется гибкий шланг (рукав гер-
метичный, паяный, типа РГС), подводящий воздух от управляюще-
го редуктора блока редукторов; к седлу 28 присоединяется гибкий
шланг, отводяший воздух к блоку регулирования.
7.	РАБОТА ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ

7.1.	РАБОТА ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ ДО ПУСКА

После нажатия на кнопку СТАРТ подрывается пиропатрон пре-
дохранительной трубки ПВД, сбрасывается предохранительная
трубка с ПВД и подается электрический импульс на подрыв пиро-
патронов ОПВД и ППДУ для пуска воздуха высокого давления в
системы автопилота, ампульной батареи и двигательной установки.

При срабатывании пиропатрона ОПВД пускового крана 4 (см.
рис. 15) воздух из шаровых баллонов воздушной системы автопи-
лота заполняет воздушную полость клапана пуска 9 двигателя и
полость А блока редукторов 7. Одновременно воздух высокого дав-
ления из баллона 25 поступает в редуктор наддува 1, мембранные
узлы 34 и 31 баков О и Г, а также в узел включения РДБ 28. Што-
ки с конусами мембранных узлов и просекатель узла включения
РДБ под действием воздуха высокого давления перемещаются
вперед и прорывают мембраны.

В редукторе наддува воздух высокого давления редуцируется
до давления 7,5 ±0,5 кгс/см2 (низкое давление) и поступает к сиг-
нализаторам давления 27 и 29, а через мембранные узлы 34 и 31 —
в баки О и Г.

В процессе наддува баков О и Г у сигнализаторов давления
РДБ-А и РДБ-Б, отрегулированных на давление 5 ± 0,25 кгс/см2,
замыкаются контакты в цепи готовности на подрыв пиропатрона
пусковой камеры 17.

Воздух в полость Б блока редукторов 7 па ракетах до
№ 776245125 (рис. 15,а) поступает из баллона 24 после срабатыва-
ния пиропатрона ППДУ пиропереключателя 3, а на ракетах с
№ 776245125 (рис. 15,6) поступает из баллонов АП и баллона 24
после срабатывания пиропатрона пускового крана 4. Редуцирован-
ный до давления 54 ± 4 кгс/см2 воздух из блока редукторов посту-
пает в датчик ускорений (описание блока редукторов и пиропере-
ключателя дано в разделе 8).

К моменту подрыва пиропатрона пусковой камеры необходимо
иметь определенное давление компонентов на входе в насосы ТНА,
обеспечивающее нормальный пуск двигателя. Увеличение времени
нарастания давления достигается введением в воздушную систему
газовых рулей дополнительной емкости (двух баллончиков), бла-
годаря чему сигнализаторы давления воздушной системы автопи-
лота (РДАП) срабатывают с задержкой и замыкают контакты в
цепи готовности на подрыв пиропатрона пусковой камеры. При го-
товности остальных цепей прохождения старта пиропатрон пуско-
вой камеры срабатывает. С этого момента начинается пуск двига-
теля.

7.2.	ПУСК ДВИГАТЕЛЯ

При срабатывании пиропатрона пусковой камеры 17 поджига-
ется воспламенитель, от которого воспламеняется пороховой за-
ряд. Продукты сгорания заряда поступают в полость турбины ТНА,
раскручивая ее, и одновременно давление продуктов сгорания по-
дается в клапан пуска 9 и управляющие полости пусковых клапа-
нов О 23 и Г 22. Пусковые клапаны О и Г срабатывают и откры-
вают доступ компонентам топлива в полости двигателя. После за-
полнения полостей насосов ТНА дальнейшее заполнение полостей
двигателя компонентами топлива происходит под действием давле-
ния в баках и давления, развиваемого насосами ТНА.

При срабатывании клапана пуска 9 воздух высокого давления
из баллона АП заполняет полости отсечного клапана 10 и поступа-
ет в блок регулирования 14. Из блока регулирования воздух посту-
пает в шар 15 и частично истекает в окружающее пространство че-
рез жиклер 35. Давление воздуха в шаре (в полости задающего
давления блока регулирования) повышается.

Из турбонасосного агрегата продукты сгорания заряда посту-
пают в выхлопные трубы, прорывают и выбрасывают из выхлопных
труб консервационные заглушки и истекают в окружающее про-
странство.

После заполнения полостей стабилизатора, серводросселя и тру-
бопроводов к ним окислитель и горючее поступают в полости каме-
ры сгорания 11 и газогенератора 19. При соприкосновении в каме-
ре сгорания и газогенераторе окислитель и горючее воспламеня-
ются.

Давлением продуктов сгорания компонентов топлива из сопла
камеры сгорания вырывается и выбрасывается консервационная
заглушка. Продукты сгорания через сопло камеры истекают в ок-
ружающее пространство, создавая силу тяги.

Из газогенератора продукты сгорания компонентов топлива по-
ступают в турбонасосный агрегат, продолжая вращать раскручен-
ную пороховыми газами турбину ТНА.

После стабилизации вышеуказанных процессов двигатель выхо-
дит на режим максимальной тяги.

7.3.	РАБОТА ДВИГАТЕЛЯ

Режим работы двигателя поддерживается регулятором тяги
(блоком регулирования 14, серводросселем 18 и шаром 15), датчи-
ком ускорений 8 и стабилизатором 12.

Регулятор тяги и датчик ускорений регулируют давление в ка-
мере сгорания 11 в зависимости от времени и продольного уско-
рения ракеты.
Регулятор тяги поддерживает давление в камере сгорания в со-
ответствии с задающим давлением воздуха, поступающего после
второй ступени в золотник блока регулирования, воздействуя на
гидравлическое сопротивление линии питания камеры сгорания И
п газогенератора 19 окислителем.

Стабилизатор поддерживает давление горючего перед форсун-
ками камеры сгорания и на входе в газогенератор равным давле-
нию окислителя после серводросселя (на входе в камеру сгорания
и газогенератор) за счет изменения гидравлического сопротивления
линии питания камеры сгорания и газогенератора горючим.

При максимальном режиме работы двигателя в блок регулиро-
вания поступает воздух из воздушной системы автопилота через
клапан пуска 9 и отсечный клапан 10; регулятор тяги при этом под-
держивает давление в камере сгорания постоянным.

Для перехода двигателя на режим переменной тяги от програм-
много механизма автопилота подается электрический импульс на
пиропатрон отсечного клапана 10. Отсечный клапан срабатывает,
и поступление воздуха из воздушной системы автопилота в блок
регулирования прекращается. Воздух из шара 15 (из полости зада-
ющего давления блока регулирования) истекает в атмосферу через
жиклер 35 блока регулирования. Давление воздуха в шаре умень-
шается по определенному закону в зависимости от времени. Регу-
лятор тяги при этом уменьшает давление в камере сгорания в со-
ответствии с законом, по которому уменьшается давление в шаре.

Если продольное ускорение ракеты становится меньше 3,5—
5.5 м/с2, датчик ускорений открывает доступ воздуха из воздушной
системы автопилота в блок регулирования, давление воздуха в ша-
ре повышается и регулятор тяги при этом повышает давление в ка-
мере сгорания. Повышение тяги продолжается до тех пор, пока ус-
корение достигнет значения 5,5—11,5 м/с2; после этого датчик уско-
рений прекращает доступ воздуха из воздушной система автопилота
в блок регулирования, давление воздуха в шаре уменьшается и ре-
гулятор тяги при этом уменьшает давление в камере сгорания в со-
ответствии с уменьшением давления в шаре.

При отклонении давления в камере сгорания от заданного, на-
пример в сторону повышения, блок регулирования увеличивает рас-
ход окислителя в серводроссель, гидравлическое сопротивление
линии питания окислителем камеры сгорания и газогенератора уве-
личивается, что приводит к уменьшению расхода окислителя в ка-
меру сгорания и газогенератор. В свою очередь, стабилизатор
уменьшает давление горючего. При этом уменьшается мощность
турбины и понижается число оборотов ротора турбонасосного аг-
регата 16.

Увеличение гидравлического сопротивления линии питания оки-
слителем камеры сгорания и газогенератора и уменьшение давле-
ния компонентов на выходе из насосов турбонасосного агрегата
приводят к тому, что давление в камере сгорания понижается до
заданного значения.
При отклонении давления в камере сгорания от заданного в
сторону понижения происходят соответственно обратные процессы.

При отклонении давления горючего перед форсунками камеры
сгорания (и в месте отвода в газогенератор) от давления окисли-
теля на входе в камеру сгорания (и в месте отвода в газогенератор),
например в сторону повышения, стабилизатор увеличивает гидрав-
лическое сопротивление линии питания горючим камеры сгорания
и газогенератора. Это приводит к понижению давления перед фор-
сунками камеры сгорания (и в месте отвода в газогенератор).

При отклонении давления горючего перед форсунками камеры
сгорания (и в месте отвода в газогенератор) от давления окислите-
ля на входе в камеру сгорания (и в месте отвода в газогенератор)
в сторону понижения происходят соответственно обратные про-
цессы.

При изготовлении агрегатов двигателя их характеристики на-
страиваются с определенной точностью. Поэтому поддержание за-
данного давления в камере сгорания, поддержание равенства дав-
лений окислителя на входе в камеру сгорания (и в месте отвода в
газогенератор) и горючего перед форсунками камеры сгорания (и
в месте отвода в газогенератор) обеспечивают сохранение с опре-
деленной точностью всех параметров, характеризующих режим ра-
боты двигателя.

7.4.	ОКОНЧАНИЕ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ

Двигатель прекращает работу при выработке одного из компо-
нентов топлива.

При израсходовании одного из компонентов топлива до конст-
руктивного остатка в результате неустойчивого забора компонен-
тов в конце работы двигателя давление в камере сгорания и газо-
генераторе падает.

При снижении давления в газогенераторе до 12 кгс/см2 сраба-
тывают два сдвоенных нормально замкнутых сигнализатора давле-
ния 2С-12М 36, 37 и замыкают цепь подрыва пиропатрона на
отсечном клапане горючего 38. Отсечный клапан, срабатывая, пре-
кращает доступ горючего в камеру сгорания и газогенератор, ис-
ключая таким образом неустойчивую работу двигателя при его вы-
ключении и повторный запуск за счет конструктивных остатков
топлива. Вращение ротора турбонасосного агрегата прекращается.
Остатки окислителя вытекают через турбонасосный агрегат, каме-
ру сгорания, газогенератор и выхлопные трубы в атмосферу.
8.	ВОЗДУШНАЯ СИСТЕМА АВТОПИЛОТА
И АМПУЛЬНОЙ БАТАРЕИ

8.1.	НАЗНАЧЕНИЕ И СОСТАВ

Воздушная система автопилота (АП) предназначена для при-
ведения в движение рабочих органов управления ракеты — воздуш-
ных и газовых рулей, элеронов, а также для стопорения воздушных
и газовых рулей в соответствии с командами автопилота.

Основными узлами воздушной системы АП (рис. 57) являются:
шаровые баллоны, зарядный кран, манометр В-600, пусковой кран,
блок редукторов, пиропереключатель, кран отработки, дроссель,
штуцер для подсоединения контрольного манометра, сигнализато-
ры давления СДУМ7А-7,8-510 и СДУ7А-7,8, цилиндры стопорения
газовых рулей и воздушных рулей тангажа, а также переключа-
тель воздуха и рулевые блоки (струйные реле и рулевые маши-
ны), входящие в комплект автопилота.

Описания зарядного крана, манометра В-600 и пускового кра-
на приведены в подразделе 5.3.

Воздушная магистраль ампульной батареи предназначена для
приведения источника постоянного тока в действие.

8.2.	УСТРОЙСТВО СОСТАВНЫХ ЧАСТЕЙ ВОЗДУШНОЙ СИСТЕМЫ

Шаровые баллоны являются аккумуляторами энергии, питаю-
щими воздушную систему автопилота и систему пуска двигателя
сжатым воздухом. Рабочий диапазон давлений (в баллонах 315
400 кгс/см2.

Большой баллон емкостью 23,2 л и малый баллон емкостью 3 л
по конструкции аналогичны соответственно большому и малому бал-
лонам двигательной установки.

Большой баллон 3 (рис. 58) установлен в рулевом отсеке, а ма-
лый баллон 3 (рис. 28) в хвостовом отсеке.

Блок редукторов (рис. 59) состоит из двух редукторов: редук
тора АП и управляющего редуктора, смонтированных в одном кор-
пусе 3. Оба редуктора по конструкции аналогичны и относятся к
одноступенчатым редукторам мембранного типа.

Редукторы предназначены для понижения давления воздуха,
поступающего из шаровых баллонов, и поддержания постоянного
давления воздуха для питания соответствующих потребителей.
Рис. 57. Принципиальная схема воздушной системы автопилота и ампульной
батареи:

а — с пиропереключателем ППДУ; б — без пиропереключателя ППДУ; / — арматура; 2—
рулевая машина В-4а (0); 3—рулевой блок Д-34-1; 4, 28 — рулевые машины В-46 (0); 5,
21 — рулевые блоки Д-34-3; 6 — кран отработки; 7 — отсечный клапан; 8 — ампульная батарея;
У — блок редукторов; 10 - штуцер подсоединения контрольного манометра; 1] — пиропере-
ключатель; 12— зарядный кран; 13—манометр В-600; 14, 16 — шаровые баллоны ДУ; 15,
/7 — шаровые баллоны АП; 18 — клапан пуска двигателя; 19 — пусковой кран; 20 — рулевой
блок Д-34-5; 21 — цилиндр стопорения газовых рулей; 22, 23 - - сигнализаторы давления
СДУМ7А-7,8-510 и СДУ7А-7.8; 24 — баллончики; 25 — дроссель; 26 ~ переключатель воздуха
Д-11; 29 — цилиндр стопорения воздушных рулей; 30— рулевой блок Д-34-1: 31 — рулевая
машина В-4а(0)
Редуктор АП «уравновешенный» — полость Е соединена с поло-
стью Г низкого давления. Из редуктора воздух поступает в воз-
душную часть системы автопилота.

Управляющий редуктор «неуравновешенный»—полость Н со-

Рис. 58. Установка шарового баллона АП:

1 — шпангоут; 2 — чашка; 3 — баллон; 4 — лента; 5 — прокладка;

6 — гайка; 7 — втулка

единена с полостью К высокого давления. Из редуктора воздух по-
ступает в систему датчика ускорений двигателя.

Основными деталями редукторов являются клапаны 9 (17),
втулки 10 (16), комплекты сухарей 12, корпус 3, мембраны 4 (21),
иглы 13, седла 5 (20), пружины основные 2 (24) и вспомогатель-
ные 11.

Чувствительными элементами редукторов являются мембраны.

На мембранах 4 и 21 выполнены гофры гидравлическим давле-
нием, превышающим в несколько раз давление на выходе соответ-
ствующего редуктора, что улучшает стабильность характеристики
редукторов. Для получения надежной герметичности в местах при-
легания мембран торцы стакана 1 и ограничителя 23 притираются.

Герметичность соединений штуцеров, втулок и седел обеспечи-
вается уплотнительными кольцами.
Аддуктор АП	Управляющий редуктор

Тб

34

Рис. 59. Блок

стакан; 2, 24 — основные пружины 3—
фильтры; 7, 8, 18, 25, 29, 34 — штуцера; 9, 17_

пружины; 12 — -сухари; 13 — иглы; 14 — жиклер;
гайка; 27, 33 — резиновые кольца; 28 — заглушка;*
трубка
ББ

редукторов:

корпус; 4, 21 — мембраны; 5, 20 — седла; 6, 1S —
клапаны; 10, 16 — втулки; 11 — вспомогательные
а винты; 22— тарель; 23— ограничитель; 26—
у — поршень; 31 — корпус; 32 — крышка; 35 —
Работа редукторов заключается в дросселировании воздуха вы-
сокого давления до заданного давления и поддержании этого дав-
ления <на выходе из редукторов постоянным.

Редукторы настраиваются на заданные давления посредством
затяжки основных пружин 2 и 24 винтами 15.

В стаканах просверлены отверстия для сообщения полостей под
мембранами с атмосферой, поэтому редукторы поддерживают из-
быточное (по сравнению с окружающей атмосферой) давление, а
не абсолютное.

Давление настройки редуктора АП 22,5±2 кгс/см2, а управ-
ляющего 54±4 кгс/см2 .При рассогласовании между регулируемым
давлением и давлением настройки мембрана 4 (21) прогибается, пе-
ремещая клапан 9 (17). При перемещении клапана меняется дрос-
селирующее сечение, что приводит к изменению регулируемого дав-
ления в сторону уменьшения рассогласования.

Воздух высокого давления подводится к входным штуцерам
7 (18) через металлокерамические фильтры 6 (19), предназначен-
ные для очистки воздуха, поступает в редуктор АП и управляющий
редуктор.

Пройдя дросселирующее сечение редуктора АП (управляюще-
го), образованное кромкой седла 5 (20) и торцом клапана 9 (17),
воздух попадает в полость Г (Л) над мембраной, откуда через шту-
цер 25 (34) поступает соответственно в систему автопилота и дат-
чик ускорения двигателя. Редукторы обеспечивают расход воздуха
автопилотом 4800 ± 530 ЦД£/£Д; а датчиком ускорения двигателя
мин

1200 л'кгс/см2.
мин

Из полости высокого давления Д воздух отводится по отверстию
П в корпусе 3 к полости Н мультипликатора и воздействует на
поршень 30. Поршень под действием силы давления воздуха нагне-
тает смазку из полости М через трубку 35 и штуцер 8 в полость Ж.

Полость Л над мембраной управляющего редуктора соединена
с полостью Г редуктора АП посредством калиброванного жиклера
14 и отверстия в корпусе 3. Назначение жиклера — обеспечить не-
обходимый отбор воздуха из управляющего редуктора при отсутст-
вии расхода воздуха в системе датчика ускорения.

Для предотвращения возникновения вибраций в редукторах АП
и управляющем установлены комплекты сухарей 12. Под действием
вспомогательных пружин 11 сухари прижимаются к втулкам
10 (16) и создают дополнительную силу трения в подвижной систе-
ме редукторов, чем препятствуют возникновению вибраций.

Установленный в редуктор АП мультипликатор предназначен
для того, чтобы при работе редуктора АП создавать повышенное
давление смазки в полости Ж. Это необходимо для надежного сма-
зывания клапана 9 и втулки 10 и уменьшения протравки воздуха
по зазору между клапаном и втулкой.

Полость М мультипликатора заполняется смазкой
ЦИАТИМ-221. Для устранения вытекания смазки между поршнем
30, штоком этого поршня и корпусом 31 установлены резиновые
кольца 27 и 33. Отверстия в гайке 26 служат для контроля наличия
смазки в мультипликаторе. При полной заправке мультипликатора
смазкой шток в отверстиях гайки не виден. При полном расходе
смазки шток становится виден через все отверстия гайки.

Заправка мультипликатора и трубки 35 смазкой производится
через штуцер 29, который затем закрывается заглушкой 28.

Блок редукторов одноразового действия и при наземных отра-
ботках на функционирование не проверяется.

Блок редукторов крепится к двум кронштейнам хвостового от-
сека.

Рис. 60. Пиропереключатель:

1 — корпус; 2 — шток; 3 — поршень; 4 — переходник

Пиропереключатель (рис. 60) предназначен для пуска воздуха
высокого давления из малого баллона ДУ в систему датчика уско-
рений.

Пиропереключатель состоит из корпуса 1, штока 2 и мембраны,
выполненной заодно со штоком. На штоке крепится поршень 3 с
заплечиком. На корпусе установлен переходник 4 для пиропатрона.

До срабатывания пироперсключателя полость П1 соединена с
баллоном и через полость П2 с зарядным краном, находящимся на
борту ракеты.

При подаче электрического импульса на пиропатрон заряд по-
следнего воспламеняется. Под действием давления газов срезают-
ся заплечики поршня 3 и мембраны штока 2. В результате этого
поршень заклинивается в конусе полости ПЗ, а шток — в конусе по-
лости П2. Таким образом происходит разделение полостей П1 и П2
и соединение полости П1 с полостью ПЗ.

Поршень отсекает полость ПЗ от полости переходника 4, пере-
крывая доступ пороховым газам в магистраль воздушной системы.

Кран отработки (рис. 61) предназначен для подачи воздуха
в воздушную систему автопилота при наземных проверках автопи-
лота, минуя воздушную магистраль ампульной батареи и блока
редукторов.
Кран состоит из корпуса 1 и заглушки, состоящей из гайки 2,
ниппеля 3 и хвостовика 4.

При наземных отработках автопилота из крана вывинчивается
заглушка и ввинчивается специальное приспособление, через ко-
торое подается воздух из пульта в воздушную систему автопилота
и одновременно перекрывается доступ воздуха в редуктор и ам-
пульную батарею.

Рис. 61. Кран отработки авто-
пилота:

/ — корпус; 2 — гайка; 3 — ниппель;

4 — хвостовик; 5, 6 — уплотнитель-
ные кольца

Рис. 62. Штуцер для подсоединения
контрольного манометра:

1 —корпус; 2— заглушка; 3— ниппель

Кран отработки крепится к обшивке хвостового отсека.

Дроссель 25 (рис. 57) предназначен для снижения давления
зоздуха, поступающего от переключателя Д-11 к рулевому блоку
20 управления газовыми рулями, с 22,5 до 12,5_];2 кгс/см2.

Дроссель выполнен в виде переходника, имеющего в центре
калиброванное отверстие, и установлен на штуцере переключате-
ля воздуха Д-11.

Штуцер для подсоединения контрольного манометра включен в
воздушную магистраль управления газовыми рулями и предна-
значен для замера давления за дросселем. Он состоит из корпу-
са 1 (рис. 62) и установленной в нем заглушки 2 с ниппелем 3. В
ниппеле имеется отверстие диаметром 2 мм, предусмотренное для
проверки герметичности штуцера.

В процессе наземных отработок автопилота заглушка вывин-
чивается .и вместо нее ввинчивается специальный наконечник со
шлангом от манометра пульта.

Штуцер крепится винтами к обшивке хвостового отсека.

Сигнализаторы давления СДУМ7А-7,8-510 и СДУ7А-7.8 (или ре-
ле давления РДАП-А и РДАП Б) предназначены для замыкания
96
Рис. 63. Принципиальная
схема сигнализатора
СДУМ7А-7,8-510:

1 — чувствительный элемент
(мембрана); 2 — шток; 3,4-
контакты; 5—резистор 510 Ом;
6 — верхняя пружина; 7 — ниж-
няя пружина

электроцепи старта ракеты при достижении в магистрали газовых
рулей давления воздуха, равного 7,8±0,4 кгс/см2.

СДУМ7А-7.8-510 и СДУ7А-7,8 являются унифицированными
сигнализаторами с замыкающимися контактами. Оба сигнализа-
тора конструктивно одинаковы и отличаются друг от друга лишь
тем, что в СДУМ7А-7.8-510 между токоотводами установлен рези-
стор 510 Ом. Каждый сигнализатор состоит из следующих основ-
ных частей: металлического корпуса, механизма с чувствительным
элементом и основания.

Механизм с чувствительным элементом установлен внутри ос-
нования. Чувствительным элементом сигнализатора является
упругая гофрированная мембранная ко-
робка, состоящая из двух сваренных меж-
ду собой по периметру мембран. Воздух
под давлением подается в мембранную
коробк\ через штуцер.

В основании запрессована втулка, в
которой перемещается шток. Шток посто-
янно соприкасается с одной стороны с
центром мембранной коробки, а с дру-
гой — через изоляционный наконечник с
нижней пружиной, установленной на ос-
новании; на основании также установлена
и верхняя пружина с контактами. К пру-
жинам припаяны токоотводы (гибкие про-
водники), которые соединены с клеммами
штепсельной вилки, прикрепленной к ос-
нованию винтами.

Герметичность соединений деталей
сигнализатора обеспечивается герметизи-
рующими прокладками.

На рис. 63 показана принципиальная
схема сигнализатора СДУМ7А-7,8-510.

Принцип действия сигнализатора давления заключается в сле-
дующем. Давление воздуха воспринимается чувствительным эле-
ментом 1, который, деформируясь под действием этого давления,
преобразует воспринимаемое давление в линейное перемещение
своего центра и постоянно связанного с ним штока 2. С увеличе-
нием давления воздуха в системе чувствительный элемент проги-
бается, перемещая шток в вертикальном направлении. Одновре-
менно со штоком перемещается нижняя пружина 7. Когда давле-
ние в воздушной системе автопилота достигнет величины, соответ-
ствующей давлению срабатывания сигнализатора, контакт 3 за-
мыкается с контактом 4 верхней пружины 6, включая электриче-
скую цепь.

Сигнализаторы давлений установлены в хвостовом обтекателе
ракеты на кронштейнах, прикрепленных к обшивке.
Цилиндр стопорения газовых рулей (рис. 64) предназначен для
фиксации газовых рулей в нейтральном положении после перехо-
да на управление воздушными рулями и удержания их в этом по-
ложении.

Цилиндр состоит из крышки / и корпуса 2, в котором установ-
лен поршень 3. К штоку поршня крепится вилка 4.

Рис. 64. Цилиндр стопорения газовых рулей:

/ — крышка; 2 —корпус; 3- поршень; 4 — вилка; 5 — контргайка;
6—8 — уплотнительные кольца

Резьбовое соединение вилки с поршнем дает возможность ре-
гулировать положение стопора при монтаже. После регулировки
вилка контрится гайкой 5.

Герметичность соединений деталей обеспечивается уплотни-
тельными резиновыми кольцами 6, 7 и 8.

При подаче сжатого воздуха давлением 12,5—1*2 кгс/см2 в по-
лость цилиндра через штуцер крышки поршень, перемещаясь, со-
вершает прямой ход и выводит выступ стопорной качалки из за-
цепления с качалкой, соединенной с тягами газового руля, и тем
самым расстопоривает газовые рули (расстопорение одного руля
ведет к расстопорению другого через тягу синхронизации).

Вывод газовых рулей в нейтральное положение и их стопоре-
ние происходят при подаче сжатого воздуха давлением
22,5±2 кгс/см2 в полость цилиндра через штуцер корпуса. При этом
поршень, перемещаясь в обратном направлении, заводит выступ
стопорной качалки в таз указанной выше качалки.

Цилиндр стопорения установлен в хвостовом обтекателе и кре-
пится неподвижно к кронштейну отсека, а вилкой штока порш-
ня — к стопорной качалке.

Цилиндр стопорения воздушных рулей тангажа (рис. 65) пред-
назначен для удержания воздушных рулей тангажа в нейтраль-
ном положении на земле и на автономном участке полета, когда
управление ракетой по тангажу осуществляется газовыми рулями.
Стопорение осуществляется пружиной, расстопорение — воздухом.
Цилиндр состоит из крышки /, гайки 9 и корпуса 2, в котором
установлены поршень 5 и пружина 8. К штоку поршня крепится
вилка 4 для соединения цилиндра со стопорным крюком.

Герметичность цилиндра достигается уплотнительными резино-
выми кольцами 6 и 7.

Резьбовое соединение вилки с поршнем дает возможность регу-
лировать положение штока при монтаже. После регулировки вил-
ка контрится гайкой 3.

Пружина предназначена для удержания стопора в закрытом
положении при отсутствии воздуха. При подаче воздуха через шту-
цер пружина сжимается, шток перемещается и рули расстопори-
ваются.

Рис. 65. Цилиндр стопорения воздушных рулей тангажа:
/ — крышка; 2 — корпус; 3 — контргайка; 4 — вилка; 5 — поршень;
6, 7 — уплотнительные кольца; 8 — пружина; 9 — гайка

Цилиндр стопорения установлен в рулевом отсеке и крепится
неподвижно к специальному кронштейну, а вилкой поршня — к
крюку стопорения.

Трубопроводы и неподвижные узлы воздушной системы авто-
пилота соединены между собой трубами и фитингами, подвижные
узлы и блоки подсоединены к воздушной системе гибкими резино-
выми рукавами.

Соединение труб между собой, а также подсоединение к бло-
кам и узлам производится с помощью ниппельных соединений,
для чего на блоках и узлах предусмотрены штуцера / и 5 (рис. 66)
с резьбой, а на трубах 4 и 8 соответственно ниппеля 3 и 7 с накид-
ными гайками 2 и 6.

Соединения труб низкого и высокого давления выполнены раз-
личным образом: на трубе 4 низкого давления свободно надет
трубчатый ниппель 3 с внутренним конусом, под который разваль-
цован конец трубы, а на соответствующем штуцере 1 выполнен на-
ружный конус; труба 8 высокого давления заканчивается прива-
ренным ниппелем 7 (сферическим или тороидальным), а на шту-
цере 5 выполнен внутренний конус.
Герметичность соединений достигатеся за счет развальцовки
конца труб низкого давления и деформации ниппеля в трубах вы-
сокого давления при затяжке накидных гаек.

Весь трубопровод снаружи окрашен в черный цвет.

Рис. 66. Типовое соединение труб и резиновых
|рукавов:

1. 5 —штуцера; 2. 6 — накидные гайки; 3, 7 — ниппеля:

4, 8— трубы; 9 — хомуты; 10 — труба; 11 — резиновый ру-
кав; 12 — штуцер

Гибкие резиновые рукава 11 подсоединены к трубам 10 и
штуцерам 12 блоков, узлов и фитингов и крепятся к ним стяжны-
ми хомутами 9.

8.3.	РАБОТА ВОЗДУШНОЙ СИСТЕМЫ АВТОПИЛОТА

Зарядка шаровых баллонов АП и ДУ сжатым воздухом до ра-
бочего давления 370 кгс/см2 производится от наземного источни-
ка одновременно через зарядный кран 12 (рис. 57).

Давление воздуха в баллонах периодически контролируется по
бортовому манометру 13.

По команде ПУСК с пульта управления подается электриче-
ский импульс на подрыв пиропатронов пускового крана 19 и пиро-
переключателя 11.

При срабатывании пускового крана 19 происходит отсечка воз-
душного тракта баллонов АП от баллонов ДУ. Воздух из баллонов
АП поступает в блок редукторов 9 и в клапан пуска 18 двигателя,
а из баллона 16 — в редуктор наддува топливных баков.
Воздух в .полость Б блока редукторов 9 на ракетах до
№ 776245125 (рис. 57, а) поступает из баллона 14 после срабаты-
вания пиропереключателя 11, а на ракетах с № 776245125
(рис. 57, б) поступает из баллонов 14, 15 и 17 после срабатывания
пускового крана 19.

Из редуктора АП (блока редукторов) редуцированный до дав-
ления 22,5±2 кгс/см2 воздух поступает в кожух ПТ (см. приложе-
ние) и через кран отработки 6 ,в рулевые блоки 3, 5, 27 (воздушных
рулей курса и элеронов), в переключатель 26 и дроссель 25. После
дросселя воздух давлением 12,5кгс/см2 поступает в цилиндр
стопорения 21 газовых рулей (расстопоривает газовые рули) и ру-
левой блок 20 газовых рулей. Одновременно воздух поступает в
сигнализаторы давления 22 и 23, которые при достижении в маги-
страли газовых рулей давления 7,8 + 0,4 кгс/см2 срабатывают и за-
мыкают свои контакты в электроцепи старта ракеты.

Во время полета ракеты струйные реле рулевых блоков в соот-
ветствии с командами автопилота перепускают поступивший в них
воздух в ту или .иную полость рулевых машин.

На 4-й секунде полета по команде от программного механизма
автопилота снимается напряжение с электромагнита переключа-
теля Д-11, при этом прекращается доступ воздуха в систему
управления газовыми рулями и открывается доступ воздуха в ру-
левой блок 30 воздушных рулей тангажа и цилиндр стопорения 29,
который расстопоривает эти рули. Одновременно воздух подается
в цилиндр 21 стопорения газовых рулей и застопоривает их.

На 20,5-й секунде полета ракеты от программного механизма
автопилота подается импульс на подрыв пиропатронов сброса га-
зовых рулей.

При наземных отработках автопилота воздух в систему подает-
ся через кран отработки 6. Контроль давления воздуха в магистра-
ли газовых рулей осуществляется через штуцер 10, к которому
подсоединяется контрольный манометр пульта проверки автопи-
лота.

8.4.	ВОЗДУШНАЯ МАГИСТРАЛЬ АМПУЛЬНОЙ БАТАРЕИ

Воздушная магистраль ампульной батареи предназначена для
приведения источника постоянного тока (ампульной батареи 20А-6)
в действие. В состав магистрали входят отсечный клапан, трубо-
проводы и резиновый рукав.

Отсечный клапан (рис. 67) предназначен для поддержания дав-
ления 8,5—13 кгс/см2 сжатого воздуха в ампульной батарее.

Отсечный клапан состоит из корпуса 2, поршня 7, пружины 10,
клапана 3, крышки 9, штуцера 1, контргайки 8, уплотнительного
кольца 6, прокладки 4 и винта 5.

Система сил, действующих на клапан 3, рассчитана таким обра-
зом, что при достижении в полости штуцера 1 давления
8,5—13 кгс/см2 клапан прижимается к седлу корпуса 2, перекры-
вая поступление воздуха в ампульную батарею.
Отсечный клапан установлен в хвостовом отсеке и крепится в
специальном хомуте, приклепанном к обшивке

Рис. 67. Отсечный клапан:

1 — штуцер; 2 — корпус; 3 —
клапан; 4 прокладка; 5 —
винт; 6 — уплотнительное коль-
цо; 7 — поршень; 8 — контргай-
ка; 9 — крышка; 10 — пружина

Трубопровод воздушной магистрали ампульной батареи состоит
из трех труб и резинового рукава.

Воздушная магистраль ампульной батареи подключена к воз-
душной системе автопилота (рис. 57). От редуктора 9 воздух дав-
лением 22,5±2 кгс/см2 поступает в отсечный клапан 7. Далее из
клапана воздух поступает в ампульную батарею 8 и приводит ее в
действие.

При достижении в ампульной батарее давления 8,5—13 кгс/см2
клапан отсекает доступ воздуха в батарею.

Если в ампульной батарее давление воздуха упадет ниже требу-
емого, то клапан под действием пружины 10 (рис. 67) снова откро-
ется для повышения давления воздуха до требуемого.
9.	СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ РУЛЯМИ И ЭЛЕРОНАМИ

9.1.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Система управления — это совокупность устройств, поз эляю-
щих ракете совершать полет по требуемой траектории.

Общая система управления включает в себя систему управле-
ния воздушными рулями, систему управления газовыми рулями и
систему управления элеронами.

Органы управления (горизонтальные газовые рули, воздушные
рули курса и тангажа и элероны) работают в определенной после-
довательности и в комбинации друг с другом.

Все команды по управлению и стабилизации ракеты поступа-
ют в систему от автопилота.

На автономном участке полета для управления по тангажу ис-
пользуются газовые рули, а для стабилизации по курсу — верти-
кальные воздушные рули. Для стабилизации ракеты по крену и,
следовательно, для сохранения ее поперечной устойчивости на ав-
тономном и радиоуправляемом участках полета служат элероны,
расположенные как на горизонтальной паре крыльев, так и на
вертикальной.

С момента отрыва от пускового стола до 0,5-й секунды ракета
летит вертикально. Затем с 0,5-й секунды по 4-ю секунду полета га-
зовые рули осуществляют склонение ракеты по тангажу на 42°,
после чего они выводятся в нейтральное положение и застопори-
ваются; в этот момент вступают в действие горизонтальные воз-
душные рули, осуществляющие управление ракетой по тангажу.

В системе управления воздушными рулями применяются руле-
вые блоки Д-34-1 (рулевая машина В-4а вар. 3 со струйным реле
ДА-За-Т-1) и рулевые машины В-4а (0) вар. 2; в системе управле-
ния элеронами — блоки Д-34-3 (рулевая машина В-46 вар. 3 со
струйным реле ВА-За-Т-1) и рулевые машины В 46 (0) вар.2; в
системе управления газовыми рулями — блок Д-34-5 (рулевая ма-
шина В-46 вар. 3 со струйным реле ВА-3 вар. 5).

Воздух в рулевые машины поступает от струйных реле.

9.2.	СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОВЫМИ РУЛЯМИ

Элементы системы управления газовыми рулями установлены
в хвостовом обтекателе (рис. 68), а газовые рули расположены
за срезом сопла двигателя и при работе двигателя находятся в
струе газов, истекающих из него.

На ракете установлено два газовых руля, расположенных в го-
ризонтальной плоскости ракеты. Кинематически они жестко связа-
ны друг с другом. Оба газовых руля 3 управляются рулевым бло-
ком 14.

Резьбовое соединение рулевой машины с кронштейном позво-
ляет регулировать в осевом направлении положение рулевой ма-
шины при установке. Шток рулевой машины соединен с ушком

Рис. 68. Система управления газовыми рулями:

1 — кронштейн колонки; 2, 8 — качалки; 3 — газовый руль; 4 — стопор; 5 — цилиндр стопоре-
ния; 6, 9 — тяги; 7 — основание; 10 — ось; 11 — шарикоподшипник; 12 — колонка синхрониза-
ции; 13 — болт; 14 — рулевой блок Д-34-5

колонки синхронизации 12. Колонка синхронизации изготовлена из
стальной трубы и установлена на специальных осях 10, обеспечи-
вающих ее поворот. К двум верхним ушкам колонки подсоединены
тяги 9, идущие к стопорной качалке 8 и к качалке 2, которые кре-
пятся к кронштейнам 1 колонок газовых рулей.

К качалкам подсоединены тяги 6, телескопически сочлененные
со стаканами тяг, прикрепленными к основаниям 7 газовых рулей.
Максимальные углы отклонения рулей ± 18 ±1°.
По профильной поверхности стопорной качалки 8 перемещает-
ся ролик стопора 4 под действием поршня цилиндра стопорения 5.
Система стопорения предназначена для фиксации газовых рулей в
нейтральном положении после перехода на управление воздушны-
ми рулями.

В начале движения ролика по поверхности стопорной качал-
ки 8 создается крутящий момент, выводящий рули 3 в нейтраль-
ное положение, а в конце движения ролик упирается в дно про-
филя и застопоривается.

Рис. Ь9. Колонка с газовым рулем:

/ — стопорная качалка; 2— качалка; 3 — тяга; 4 —пластина; 5 — плоскость; 6 — основание;
7 — винты; 8 — ось; 9 — втулка; 10 — крышка; 11 — колонка; 12 — штифт; 13 — кронштейн;

14 — прокладка; 15 — -втулка; 16 — пиропатрон

Газовый руль (рис. 69) представляет собой текстолитовую
плоскость 5 с металлическим основанием 6, имеющим ось 8 для
остановки руля в бронзовые втулки 9 колонки 11. Плоскость к ос-
нованию крепится винтами 7. К вилкам основания подсоединены
две тяги 3 управления, которые другими концами телескопически
соединены с тягами, закрепленными на качалке 2. Ушко и стакан
тяги имеют резьбовое соединение, обеспечивающее регулировку
положения руля путем изменения длины тяги. Для защиты тяг от
высоких температур газовой струи двигателя к основанию 6 при-
креплена текстолитовая пластина 4, обеспечивающая работоспо-
собность руля в условиях высоких температур и в среде агрессив-
ных газов струи двигателя. В процессе работы двигателя плоскость
руля быстро сгорает.

При подрыве пиропатрона 16 штифт 12 срезается силой давле-
ния газов и колонка с газовым рулем сбрасывается.

К сбрасываемой части относятся: газовый руль и колонка 11.
которая установлена в кронштейне 13 хвостового обтекателя и за-
креплена штифтом 12. Для предотвращения поворота колонки в
кронштейне на ней сделан прямоугольный буртик, который входит
в упор, закрепленный на торце ракеты.
9.3.	СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ВОЗДУШНЫМИ РУЛЯМИ

Элементы системы управления воздушными рулями установле-
ны в рулевом отсеке (рис. 70)

Вертикальные 1 .и горизонтальные 3 воздушные рули жестко
соединены попарно валами 6 и 8; каждая пара рулей управляется
одним рулевым блоком 7 (9) и одной рулевой машиной 2, которые
могут отклонять рули на углы ±20° ±30'.

Рис. 70. Система управления воздушными рулями:

/ — вертикальный воздушный руль; 2 — рулевые машины В-4а (0) вар. 2; 3 — горизон-
тальный воздушный руль; 4 — стопор; 5 — цилиндр стопорения; 6, 8 —валы; 7, 9 — ру-
левые блоки Д-34-1

Штоки рулевых машин непосредственно подсоединены к повод-
кам, приваренным к валам рулей, а корпуса посредством ушков
соединены с кронштейнами рулевого отсека.

Горизонтальные рули имеют механизм стопорения для удер-
жания воздушных рулей в нейтральном положении на земле и на
автономном участке полета, когда управление ракетой по танга-
жу осуществляется газовыми рулями. Для этой цели на валу 8
горизонтальных воздушных рулей предусмотрен стопор 4, который
входит в зев стопорного крюка. Стопорный крюк прикреплен
шарнирно к кронштейну отсека и приводится в движение штоком
цилиндра стопорения 5.

При отсутствии сжатого воздуха в системе воздушных рулей
гангажа и, следовательно, в цилиндре стопорения пружина 8
(рис. 65) цилиндра, передавая усилие через шток, прижимает
крюк к стопору и удерживает рули в нейтральном положении.

Воздух, подаваемый в систему горизонтальных воздушных ру-
лей, попадает в цилиндр и, сжимая пружину, отводит шток цилин-
дра и крюк в крайнее положение, расстопоривая рули.

9.4.	СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ЭЛЕРОНАМИ

Элероны 1, расположенные в горизонтальных крыльях,
управляются рулевым блоком 9 и рулевой машиной 12 через си-
стему тяг 3, 5, 8 <и качалок 4, 6, 11 (рис. 71).

Рис. 71. Система управления элеронами:

? —горизонтальные элероны; 2—вертикальные элероны; 3, 5 — тяги; 4, 6, 7. 10, 11 —
качалки: 8 — тяги синхронизации; Р — рулевые блоки Д-34-3; 12 — рулевые машины
В-4б(0) вар. 2
Элероны 2, расположенные в вертикальных крыльях, управля-
ются рулевым блоком 9 и рулевой машиной 12 через систему тяг 3
5, 8 и качалок 4, 7, 10.

Элероны каждой пары кинематически связаны между собой и
отклоняются на угол ±20°±1°.

Рулевые машины крепятся к специальным кронштейнам, при-
крепленным к лонжеронам крыльев. Штоки машин соединены с
качалками 10 и И. Передние качалки 6, 11 и 7, 10 крыльев соеди-
нены тягами синхронизации 8, проходящими через трубы бака Г.

Качалки крепятся в специальных кронштейнах на осях, обеспе-
чивающих свободное вращение качалок. Для \ меньшения трения
во вращательных нарах применяются шарнирные подшипники и
сферические двухрядные шарикоподшипники.

Тяги выполнены из стальных труб. С одного конца к трубе при-
варена вилка, а с другого — разьбо (ая втулка. Резьбовое соедине-
ние вилки с трубой позволяет осуществлять регулировку тяги по
длине.
10.	СИСТЕМА ПРИЕМНИКА ВОЗДУШНЫХ ДАВЛЕНИЙ

10.1.	НАЗНАЧЕНИЕ И СОСТАВ

Система приемника воздушных давлений (ПВД) обеспечивает
прием и передачу статического и динамического давлений, визни-
каемых во время полета ракеты.

Рис. 72. Принципиальная схема системы приемника воздушных
давлений:

/ — трубка ПВД; 2 — радиовзрыватель; 3 — датчик ДС-1500ДМ; 4, 5 —
сдвоенные реле давления 2СС-5.5АМ и 2СС-0.6М: 6, 7 — датчики скоро-
стного напора Д-6А и Д-6Б; 8 — ВДМ-8; 9 — резиновый рукав; 10 — пе-
реходник; Д — штуцер динамического давления; Cl, С2 — штуцера ста-
тического давления

Основными элементами системы ПВД (рис. 72) являются труб-
ка ПВД и трубопровод, соединяющий трубку ПВД с ВДМ-8, датчи-
ками 3, 6, 7 и реле давления 4 и 5.

Элементы системы ПВД размещены в коке и в рулевом отсеке.

10.2.	УСТРОЙСТВО СИСТЕМЫ

Трубка ПВД имеет динамический и два статических канала.
Прием динамического давления осуществляется чеоез центральный
канал трубки, прием статического давления—через отверстия, рав-
номерно расположенные в дву х сечениях трубки (по двенадцати
отверстий в каждом).

Камера приема динамического давления тремя дренажными от-
верстиями диаметром 0,8 мм сообщается с атмосферой для сброса
влаги, попавшей в трубку во время полета.

Трубка ПВД установлена в носовой части радиовзрывателя. Ка-
налы, идущие от грубки через блок радиовзрывателя, заканчива-
ются штуцерами Cl, С2 и Д.
к штуцерам Cl и С2 подсоединяется трубопровод, окрашенный
в белый цвет, а к штуцеру Д — трубопровод, окрашенный в черный
цвет.

Датчик истинной скорости ДС-Г500ДМ подключается статиче-
ской полостью к штуцеру С1 и динамической полостью к штуцеру Д
и обслуживает систему радиовзрывателя.

Датчики скоростного напора Д-6А и Д-6Б и сдвоенные реле дав-
ления 2СС-0.6М и 2СС-5,5 АМ подключаются статической полостью
к штуцеру С2 и динамической полостью к штуцеру Д и обслужива-
ют систему автопилота.

ВДМ-8 при помощи резиновых рукавов подключается статиче-
ской полостью к штуцеру С2 и динамической полостью к штуцеру Д
и обслуживает боевую часть.
11.	БОЕВАЯ ЧАСТЬ

11.1.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

В ракету устанавливается боевая часть 5Ж91, предназначенная
для поражения воздушных целей во всех условиях боевого приме-
нения ракеты.

Боевая часть имеет следующие технические данные:

Диаметр переднего торца................ 560 мм

Диаметр заднего торца.................. 300 мм

Длина..................................1065 мм

Общая масса снаряженной боевой части (без
ВДМ-8)...................................... 390 кг

Количество осколочных элементов.............~ 36 000 шт.

Масса одного осколочного элемента ....
Размеры осколочного элемента ................

Начальная скорость разлета осколочных элементов:
на переднем фронте...........................

на заднем фронте ........................

4,3 г
6X6X16 мм

~ 1800 м/с

~ 2400 м/с

11.2.	УСТРОЙСТВО БОЕВОЙ ЧАСТИ

Боевая часть 5Ж91 (рис. 73) состоит из корпуса, имеющего обо-
лочку, дно и крышку, и разрывного заряда.

Корпус является силовым элементом боевой части.

Оболочка корпуса 1 изготавливается из трех слоев стальных
осколочных элементов 7, укладываемых на стеклоленту и скреп-
ляемых эпоксидным компаундом горячего отверждения. На торцах
оболочки предусмотрены кольцевые утолщения с отверстиями для
крепления дна и крышки.

Дно 4 и крышка 11 имеют радиальные ребра жесткости, распо-
ложенные с наружной стороны корпуса.

По бокам дна и крышки расположены по две консольного типа
стыковочные лапы 3 и 12 с отверстиями, в которых развальцова-
ны стальные втулки для стыковки боевой части с отсеком ракеты.

В верхней части крышки и дна имеются проушины 6 и 9 для
подъема боевой части.

Герметичность корпуса боевой части достигается установкой
дна и крышки на торцы оболочки на эпоксидном компаунде и креп-
Рис. 73. Боевая часть:

/ — оболочка корпуса; 2 — стакан; 3, /2 — стыковочные лапы; 4 — дно; 5 — болт;

6, 9 — проушины; 7 — осколочные элементы; 8 —заряд; /0 — винт; // — крышка

лением дна двенадцатью болтами 5 и четырьмя винтами 10, а
крышки — шестнадцатью винтами 10.

В центре дна имеется прилив с гнездом, в котором установлен
стакан 2 для установки ВДМ-8. В прилив ввинчены четыре шпиль-
ки с гайками для крепления ВДМ-8 или заглушки.

Разрывной заряд 8 боевой части представляет собой монолит-
ную взрывчатую смесь тротила и гексогена в соотношении 20: 80
(ТГ-20). Собранный корпус снаряжается смесью вакуум-внбраци-
онным методом заливки.

11.3.	ПРИНЦИП действия

Воздушная цель поражается осколочными элементами, а на
близких расстояниях — суммарным действием осколочных элемен-
тов и ударной волны взрыва.

Заряд боевой части инициируется воспламенительно-детониру-
ющим механизмом ВДМ-8.

В момент взрыва под действием расширяющихся продуктов де-
тонации осколочные элементы оболочки боевой части разлетаются
и образуют круговое осколочное поле поражения, близкое по фор-
ме к круговому конусу.
12.	ВОСПЛАМЕНИТЕЛЬНО-ДЕТОНИРУЮЩИЙ
МЕХАНИЗМ ВДМ-8

12.1.	НАЗНАЧЕНИЕ

Воспламенительно-детонирующий механизм ВДМ-8 является
специальным электровзрывательным устройством предохранитель-
ного типа одноразового действия.

Рис. 74 Принципиальная электрическая схема блока ВДМ-8

Он предназначен для преобразования выдаваемой на него ра-
диовзрывателем электрической энергии в детонационный импульс,
необходимый для подрыва боевой части ракеты.

Принципиальная электрическая схема прибора ВДМ-8 показа-
на на рис. 74.

12.2.	УСТРОЙСТВО

Прибор ВДМ-8 (рис. 75) находится в корпусе 17.

В верхней части корпуса имеются четыре контакта 21, опрессо-
ванные пластмассой для изоляции контактов от корпуса. Контакты
проводами соединены с клеммами разъема 19. Сверху контакты и
провода закрыты крышкой 8, закрепленной тремя винтами.

Внутри верхней части корпуса помещена резиновая мембра-
на 4, поджимаемая резьбовым кольцом 3 и втулкой 2. Положение
втулки относительно корпуса фиксированное. Втулка имеет два

упора, ограничивающих перемещение штока 5. Для лучшего на-
правления пружины 6 при ее сжатии под ней помещен колпачок 7.
При сборке втулка 10 устанавливается своими продольными пазами
по шарикам 9, обеспечивая фиксацию втулки 10 от поворота отно-
сительно втулки 2 в момент, когда шток находится в крайнем верх-
нем положении.

Винты 22 исключают продольное перемещение втулки 10.

Спиральная пружина 13 одним концом зацеплена за зуб 12 оси,
а другим концом приклепана к втулке 10.

Регулировочным винтом 1 создается необходимое натяжение
пружины 6 на требуемое давление взведения.

На втулку 10 насажена пластмассовая колодка 11 с двумя элек
тродетонаторами 20 На боковых уступах колодки закреплены две
пары ламелей. К одной паре ламелей подпаяны концы проводов,
выходящих от электродстонаторов (ЭД), другая пара накоротко
замкнута. Фиксация колодки от проворота относительно втулки 10
осуществляется выступами колодки, которые входят в соответст-
вующие пазы втулки 10. Снизу колодка 11 опирается на опорное
кольцо 14, ввинченное в корпус.

Под опорным кольцом располагаетея пластина 16 с запрессо-
ванными в нее двумя тетриловыми передаточными зарядами. Фик-
сация пластины относительно корпуса, а следовательно, и поворот-
ного механизма осуществляется фиксатором 15.

Снизу пластина поджимается ввинченным в корпус стаканом 18
с вставленным в него детонатором.

12.3.	ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ

"•Mj

В исходном (предохранительном) положении поворотный меха-
низм с колодкой находится в положении предохранения:

исполнительная электрическая цепь ВДМ-8 разомкнута, а кон-
трольная цепь замкнута;

— электродетонаторы смещены относительно передаточных за-
рядов, что исключает преждевременную передачу детонации от ЭД
на детонатор.

После старта ракеты по мере увеличения скорости и изменения
высоты ее полета под действием давления скоростного напора (раз-
ности давлений в динамической и статической полостях прибора
ВДМ-8) мембрана прогибается, преодолевая сопротивление пружи-
ны, и вызывает перемещение штока.

При достижении давления скоростного напора 0,9—1,6 кгс/см2
шток перемещается настолько, что имеющиеся в нем отверстия со-
вмещаются с шариками, расположенными в отверстиях втулки 2.

Под действием момента спиральной пружины 13, передающего-

Рис. 75. Блок ВДМ-8:

/ — регулировочный виит; 2 —втулка; 3—резьбовое; кольцо; 4 — резиновая мембрана; 5 —
шток; 6 — пружина; 7 — колпачок; 8 — крышка; 9 — шарик; 10 — втулка; 11 — колодка; 12 —
зуб оси; 13--спиральная пружина; 14—кольцо; /5 — фиксатор; 16 — пластина; 17 — корпус;

18 — стакан; 19 — разъем; 20 — электродетоиатор; 2/ —контакт; 22— винт
ся через втулку 10, шарики вталкиваются в отверстия штока, осво-
бождая втулку 10 для дальнейшего ее поворота. Втулка совместно
с колодкой поворачивается на 60°, при этом происходит взведение
прибора по электрической и детонационным цепям:

ламели отходят от контактов 21, вследствие чего разъединяется
контрольная цепь;

ламели, к которым подпаяны электродетонаторы, подключаются
к исполнительной цепи радиовзрывателя;

ЭД устанавливаются над передаточными зарядами пластины.

В момент встречи ракеты с целью радиовзрыватель срабатыва-
ет и выдает электрический импульс на ВДМ-8. В результате этого
электродетонаторы срабатывают и через передаточные заряды пе-
редают детонационный импульс на детонатор, который, подрываясь,
вызывает детонацию боевой части ракеты.

В случае несрабатывания радповзрывателя электродетонаторы
подрываются от бортового напряжения +26 В, выдаваемого на
ВДМ-8 через механизм самоликвидации по истечении 70 с с момен-
та старта ракеты.
13.	ПРЕДОХРАНИТЕЛЬНЫЙ ПЕРЕКЛЮЧАТЕЛЬ ПП-2П

13.1.	НАЗНАЧЕНИЕ

Предохранительный переключатель ПП-2П является предохра-
нительным прибором электромагнитного типа одноразового дей-
ствия и служит для замыкания и коммутации электрических цепей.

Рис. 76. Принципиальная электрическая схема блока

ПП-2П

Часовой механизм переключателя ПП 2П осуществляет на 67—
73-й секунде замыкание электрической цепи самоликвидации ра-
кеты.

Принципиальная электрическая схема ПП-2П показана
на рис. 76.
13.2.	УСТРОЙСТВО

Прибор ПП 2П (рис. 77) смонтирован на плате, закрытой гер-
метичным кожухом. На плате также установлены его разъемы В4

ПП-2П имеет электромагнит 6 втяжного типа, внутри которого
находится плунжер 7. Плунжер имеет стопор 5 и крепится к плечу
рычага 8. На другом плече рычага подвешен грузик 9 противовеса.

Рис. 77. Блок ПП-2П:

1 — корпус; 2 — неподвижный фланец; 3 — колодка; 4 —
контакты; 5 — стопор; 6 — электромагнит; 7 — плунжер;

8 — рычаг; 9 — грузик противовеса; 10 — пружина противо-
веса; 11 — шарик; 12 — кулачок, 13 — контакты 14 — ко-
лодка; 15 — стрела; 16 — часовой механизм; 17 — пружи-
на; 18 — фиксатор; 19 — упор; 20 — шток; 21 стакан; 22 —
пружина

В исходном (предохранительном) положении переключателя
пружина 10 противовеса через грузик, равный по весу плунжеру,
прижимает последний в нижнее положение.

В отверстии корпусу 1 находится стакан 21, внутри которого
имеются пружина сжатия 22, упирающаяся в выступ фланца 2 и
дно стакана, и шток 20, прикрепленный к дну стакана. На стакане
укреплена колодка 3.

В отверстиях штока 20 помещены три шарика 11, которые при
помощи стопора 5 удерживают шток, стакан 21 и колодку 3 в верх-
нем положении. При этом колодка замыкает цепь электромагнита
и контрольные цепи.

В корпус 1 вставлен часовой механизм 16, на ось которого надет
кулачок 12 с укрепленной на нем стрелой 15. На корпусе переклю-
чателя укреплена колодка 14 с замыкающимися контактами 13 це-
пи самоликвидации. Контакты упираются в боковую поверхность
кулачка 12 и скользят по ней во время работы часового механизма.
Через часовой механизм проходит фиксатор 18 с пружиной сжа-
тия 17. В канавку фиксатора входит упор 19, который прилегает к
боковой поверхности стакана 21.

В результате упора стрелы 15 в фиксатор 18, выступающий за
плоскость верхней платы часового механизма, кулачок 12 удержи-
вается в положении, обеспечивающем размыкание контактов 13.

13.3.	ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ

При подаче напряжения на электромагнит плунжер 7 со стопо-
ром 5 перемещается вверх, сжимает пружину 10 и освобождает
шарики 11.

Под действием пружины 22 стакан 21 совместно со штоком 20
и колодкой 3 резко опускаются в крайнее нижнее положение, при
этом:

размыкаются контакты 4 цепи электромагнита и контрольные
цепи;

замыкаются боевые цепи срабатывания;

упор 19 перемещается в левое положение;

освободившийся фиксатор 18 перемещается вниз и освобожда-
ет стрелу /5;

запускается часовой механизм.

Укрепленный на оси часового механизма кулачок 12 через
70±3 с замыкает электрическую цепь самоликвидации ракеты.
14.	КОМПЛЕКТ ЗАЩИТНЫХ СРЕДСТВ

14.1.	НАЗНАЧЕНИЕ И СОСТАВ

При эксплуатации и хранении ракеты используется комплект
защитных средств, предназначенный для защиты ракеты от меха-
нических повреждений, пыли и влаги.

В комплект защитных средств входят чехол и предохранитель-
ная трубка ПВД, зажимы воздушных рулей, зажимы элеронов с
крышками, кожух ПВД, предохранители антенн радиовзрывателя,
кожухи антенн ВР-1, кожух хвостового обтекателя и бобышки об-
текателей стабилизаторов.

14.2.	УСТРОЙСТВО ЗАЩИТНЫХ СРЕДСТВ

Чехол для защиты ПВД от влаги и пыли представляет собой
резиновый стакан, внутри которого вставлен металлический кол-
пачок.

Чехол надевается на трубку и перекрывает статические отвер-
стия трубки. Чехол закрепляется проволокой.

Предохранительная трубка ПВД (рис. 78) предназначена для
защиты статических и динамического каналов ПВД от пыли и вла-
ги при нахождении ракеты на стартовой позиции.

Трубка 1 представляет собой полый цилиндр, на котором навин-
чены гайка 4, стакан 15 и установлены плоскости 2, обеспечиваю-
щие необходимую траекторию полета предохранительной трубки,
и трубка для проводов.

Затвор <3 состоит из двух основных частей: гильзы 10, в которой
установлены два пирозсряда, и поршня 12, имеющего внутреннюю
поверхность, плотно прилегающую к носку ПВД.

Между поршнем и гильзой установлена манжета 11, которая
служит как уплотнение и предохраняет полость трубки (а следова-
тельно, статические и динамический каналы ПВД) от прорыва в
нее газов.

Разъем 9 обеспечивает контакт с затвором для подачи электриче-
ского тока к пирозарядам.

В стакане 15 установлена панель 16, которая является ответной
частью контактной группы радповзрывателя. В панели закреплены
четыре контакта-лиры 22, которые при контактировании защемля-
ют контакты, установленные на радиовзрывателе. К верхней части
Рис. 78. Предохранительная трубка ПВД:

J— трубка’ 2 — плоскость; 3— затвор; 4— гайка; 5 — колпак; 6— чехол; 7— шайба.
8 — колпачок: 9 — разъем; 10 — гильза; //—манжет;	12 — поршень; 13 — провода;

14 — штанга; /5 —стакан; /6 — панель; /7 — гайка; 18 — коробочка; /9 — винт; 20 —
уплотнительное кольцо; 21 — прокладка; 22 — контакт-лнра
контактов лир припаяны провода 13; места пайки закрыты трубка-
ми из пластика.

Гайка 17 имеет уплотнительное резиновое кольцо 20, которое
защищает внутреннюю полость трубки от попадания пыли и влаги.
На гайке имеются два винта 19 с отверстиями для контровки пре-
дохранительной трубки.

Штанга 14 не позволяет перемещаться затвору в трубке 1 и за-
щищает полости трубки от попадания пыли и влаги при транспор-
тировке и хранении ее. Перед установкой предохранительной труб-
ки на ракету штанга снимается.

Сброс предохранительной трубки производится в начале стар-
та ракеты путем подрыва пирозарядев. Для более надежного сра-
батывания затвора применены два пирозаряда.

Под действием газов, образованных от подрыва пирозарядов,
происходит движение предохранительной трубки относительно за-
твора, который опирается на носок ПВД. В последний момент бур-
тик А стакана 15 сбивает затвор с носка ПВД и предохранительная
трубка начинает полет по траектории. Траекторию полета обеспе-
чивают плоскости 2, которые установлены под углом 25°. На кол-
пак 5 надет резиновый чехол 6 с резиновой шайбой 7 для смягче-
ния возможного удара по одной из ракет, расположенных на стар-
товой позиции, при падении трубки после сброса.

Рис. 79. Предохранитель для защиты антенны радиовзрьивателя:
/ — замок; 2 — крышка; 3—резиновая прокладка; 4 — штырь

При сбросе предохранительной трубки снимается перемычка,
которая разъединяет контакты разъема, в результате этого подает-
ся сигнал на дальнейшее прохождение цикла старта ракеты.

Имеющаяся на трубке маркировка указывает на расположение
плоскостей относительно центра тяжести трубки.

Предохранитель для защиты антенны радиовзрывателя
(рис. 79) от механических повреждений состоит из крышки 2, ре-
зиновой прокладки <3, двух штырей 4 и замка 1 с подпружиненным
упором.

При установке предохранителя на желоб антенны штыри встав-
ляются в отверстия обшивки, а упор замка вводится в пазы высту-
па желоба.

Зажим (рис. 80) для фиксации воздушного руля и элерона в
нейтральном положении состоит из двух щек 4, прикрепленных к
пластине 5, и резиновой прокладки 6.
При надевании зажима на воздушный руль или элерон щеки за-
жима, прилегая к поверхности руля и центроплана или крыла и
элерона, фиксируют руль или элерон в нейтральном положении.

Крышка (рис. 80) предназначена для закрытия щелей между
тягой и обтекателем 1 от проникновения внутрь ракеты грызунов.

Рис. 80. Зажим с крышкой:

1 — обтекатель; 2 — крышка; 3 — трос; 4 — щека; 5 — пластина;

6 — резиновая прокладка

Рис. 81. Кожух для ПВД:

1 — цилиндр; 2 — муфта; 3 — конус; 4 — замок;

5 — прокладка

Крышка устанавливается внутрь обтекателя. Она изготавливается
двух видов: для правого и верхнего и для левого и нижнего крыльев.

Зажим с крышкой, установленные на крыле, соединены между
собой тросом 3, чтобы при снятии одного из них было гарантирова-
но снятие другого.
Кожух для предохранения ПВД (рис. 81) от механических по-
вреждений состоит из цилиндра 1, муфты 2, конуса 3 с четырьмя
замками 4, с помощью которых кожух крепится на ракете, и рези-
новой прокладки 5. Замки вставляются в цилиндрические колпач-
ки через отверстия в обшивке кока.

Рис. 82. Кожух для антенны
стабилизатора:

/ — кожух; 2 — контакт; 3 — хо-
мут; 4 — упор

Рис. 83. Кожух хвостового обтека-
теля:

/ — обечайка; 2 — дно; 3 — колпачок; 4 —
стяжная лента; 5 — болт

Кожух для защиты антенны В Р-1 (рис. 82) от механических по-
вреждений и для экранизации антенны состоит из кожуха 1, кон-
тактов 2, хомута 3 и упоров 4.

При установке кожуха контакты ложатся на посеребренную
часть антенны и поджимаются хомутом.

Кожух хвостового обтекателя (рис. 83) для защиты газовых ру-
лей от механических повреждений при транспортировке и хране-
нии ракеты и от проникновения внутрь ракеты грызунов состоит из
обечайки /, дна 2, двух колпачков 3 под выступающие части коло-
нок газовых рулей, стяжной ленты 4 и трех болтов 5.

Кожух крепится на хвостовом обтекателе болтами 5 и стяжной
лентой.

Бобышка служит для предохранения обслуживающего персо-
нала от травмирования об острую часть обтекателей стабилизато-
ров. Она представляет собой деревянный наконечник, оклеенный
внутри фланелевой прокладкой.

Бобышка крепится двумя киперными лентами за обтекатель ста-
билизатора.
ПРИЛОЖЕНИЕ

УСТАНОВКА И НАЗНАЧЕНИЕ КОЖУХА ПТ-1200С-4

Начиная с ракеты № 776267309 на ПТ-1200С-4 установлен ко-
жух (рис. 84), предназначенный для исключения попадания с ох-
лаждающим воздухом паров окислителя и продуктов сгорания топ-
лива во внутреннюю полость ПТ-1200С-4.

Рис. 84. Кожух для ПТ-1200С-4:

/ — хомут; 2, 4 — прокладки; 3 — кожух; 5 — клапан; 6 — пружина; 7 —
корпус

Кожух работает как клапан. Пружина 6 удерживает клапан 5
в крайнем левом положении, обеспечивая сообщение внутренней
полости преобразователя с окружающей атмосферой через отвер-
стия В и Г.

Кожух на корпусе преобразователя закрепляется хомутом 1.
Герметичность соединения кожуха с преобразователем обеспечива-
ется резиновой прокладкой 2. Штуцер А соединяется с воздушной
системой автопилота (рис. 85) резиновым рукавом.

При поступлении через штуцер А в полость Б воздуха давлени-
ем 22±2 кгс/см2 клапан 5, сжимая пружину 6, перемещается впра-
во и перекрывает отверстия Г. После этого всасывание воздуха во
внутреннюю полость ПТ-1200С-4 прекращается.
Рис. 85. Подсоединение кожуха ПТ-1200С-4 к воздушной си-
стеме АП (см рис 57):

а—без кожуха для ПТ-1200С-4; б —с кожухом для ПТ-1200С-4
ЛИСТ РЕГИСТРАЦИИ ИЗМЕНЕНИЙ

Изменения	Номера листов (страниц)				Всего листов (страниц) в документе	№ доку- мента	Входящий № сопроводитель- ного документа и дата	Подпись	Дата
	измененных !	замененных	новых	изъятых