в in«	
J ’’ • '	•' -''•	" ;Л -	।
• !	!	• :	•?	;/'Р« «'•
|!	1 ,	I 
। 'ч . Ч‘>
Г'
,	у.;|- .>•	•
:’ГШНйЙЖё;'ЙИ^ЙЙ
-•<:•	• '	'	' I’ ,.	•;	.!> •' >:1 •• '• '' •?: .4'
•. i.'i...	।	(
. .. <•..i!-..


4

к
'll 1
• ". |i.
Г
Г
ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ
КНИГА 1 п,.
УСТРОЙСТВО РАКЕТЫ
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Ордена Трудового Красного Знамени
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СССР
МОСКВА 1981
Настоящее Техническое описание ракеты 217М разработано, согласовано и
утверждено по состоянию отработки ракеты и технический документации к пей
на октябрь 1981 г. и допущено к использованию с 20 октября 1981 г.
С введением в действие настоящего издания ранее изданные типографским
способом книга 1 Технического описания ракеты 217М и бюллетень 1 к книге 1
Технического описания ракеты 217М отменяются.
В книге пронумеровано всего 136 с.
Редактор Б. Л. Никонов
Технический редактор Н. С. Шуршалова
Корректор М. Г. Тихонова
Сдано в набор 17.04 80.	Подписано в печать 04. Н ш
Формат 60Х‘Ю/1в. Печ. л. JS'/z. Усл. печ. л. 18,5. Усл. кр. отт. 18.5.
Изд № 13/ЗЗОЗс	Зак. 1627с
2
Стр,
СОДЕРЖАНИЕ
1.	Введение...........................................
2.	Общие сведения о ракете............................
2.1.	Назначение...................................
2.2.	Общие сведения об устройстве.................
2.3.	Основные технические данные..................
3.	Планер........................ .	.
3.1.	Общие сведения .	.............
3.2.	Корпус .	.	.	,	.............
3.3.	Крылья ....	...
3.4.	Воздушные рули	.............
3.5.	Стабилизаторы................................
4.	Герметизация, окраска, консервация и маркировка ракеты
4.1.	Герметизация.....................................
4.2.	Окраска	.
4.3.	Консервация	.
4.4.	Маркировка .	»•	-	.	,	.	.
5.	Двигательная установка .	....................
5.1.	Назначение и состав
5.2.	Топливная система................................
5.3.	Воздушная система наддува топливных баков
6.	Двигатель С5.1.0000-0	.	.	.	.................
6.1.	Назначение и состав	.	.	.
6.2.	Основные технические данные .	.	.	.
6.3.	Устройство составных частей двигателя
6.4.	Работа задающего устройства
7.	Двигатель С5.1А.0000-0	................. .	.	.
7.1.	Введение	.............
7.2.	Устройство составных частей двигателя
8* Работа двигательной установки..........................
8	.1. Работа ДУ на ракетах до № 4725717
8	2. Работа ДУ на ракетах с № 4725717	..............
9	Бездушная система автопилота и ампульной батареи .
9.1.	Назначение и состав..............................
9.2.	Устройство составных частей воздушной системы АП
9.3.	Работа воздушной системы АП ....
9.4.	Воздушная магистраль ампульной батареи
16.	Система управления рулями и элеронами .
10.1.	Общие сведения..................................
10.2.	Система управления газовыми рулями ,
10.3.	Система управления воздушными рулями
10.4.	Система управления элеронами....................
П. Система приемников воздушных давлений .	.	.	.
11.1 Назначение и состав	....................
11.2. Устройство системы	................
12. Боевая часть ....	.................
12.1. Общие сведения	.................
5
6
9
18
21
22
23
25
26
29
38
48
49
79
81
82
94
97
101
109
НО
112
Ц5
116
117
11»
1* Зак. 1627с
3
Стр.
12.2.	Устройство ...	.	.	.	. 119
12.3.	Принцип действия............................ ...	. 120
13. Наземное оборудование......................................... ...	—
13,1.	Назначение н состав ....	—
13.2.	Устройство защитных средств	.	. 121
13.3.	Устройство приспособлений .	.	124
Приложения:
1.	Принципиальная схема ДУ ракеты до № 4725717	.129
2.	Принципиальная схема ДУ ракеты с № 4725717	.............. 130
3.	Принципиальная электрокинсматическая схема задающего устройства 131
4.	Принципиальная схема воздушной системы АП и АБ .	. 133
Лист регистрации изменений ...	.	.	.134
Лист для внесения изменений ...	.135
4
1.	ВВЕДЕНИЕ
Настоящее Техническое описание предназначено для изучений
ракеты 217М в условиях эксплуатации.
Техническое описание ракеты 217М состоит нз пяти книг.
Книга 1. Ракета 217М. Общие сведения. Устройство ракеты.
Книга 2. Ракета 217М. Автопилот АП-25.
Книга 3. Ракета 217М. Аппаратура радиоуправления, радио*
визирования и радностробированпя системы В-301-С.
Книга 4. Ракета 217М. Радиовзрыватсль Е-802М-11.
Книга 5. Ракета 217М. Электрооборудование.
Примечание. Габаритные и массовые данные ракеты, технические харак-
теристики оборудования и боевой части, физико-химические свойства комлонен*
тов топлива приводятся в Техническом описании как справочные.
В данной книге Технического описания приняты следующие сок-
ращения:
АБ — ампульная батарея;
АП — автопилот;
БЧ — боевая часть;
БЩ — бортовой щиток;
ВДМ — воспламеннтельно-дстонирующий механизм;
Г — горючее;
ДУ — двигательная установка;
КВ — концевой выключатель (предохранитель);
О — окислитель;
ПВД — приемник воздушных давлений;
ПП — предохранительный переключатель;
РВ — радиовзрыватель;
РДБ — реле давления бака;
РДАП — реле давления воздушной системы АП;
САХ — средняя аэродинамическая хорда;
СНД —сброс низкого давления;
СДУ, СДУМ — сигнализатор давления;	ь
ТНА — турбонасосный агрегат двигателя.
5
2.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О РАКЕТЕ
2.1.	Назначение
Зенитная управляемая ракета 217М. в составе огневого комплек-
са С-25М предназначена для поражения самолетов, эквивалентных
самолетам МИГ-17 и ИЛ-28.
2.2.	Общие сведения об устройстве
Ракета состоит из планера и размещенных в нем радиовзрыва-
тсля E-802M-II, системы автопилота АП-25, двигательной установ-
ки, системы В-301-С (радиоуправления, радиовизирования и радио-
стробирования), электрооборудования и боевой части Ф280.
Ракета обеспечивает доставку боевой части в район встречи с
целью и се срабатывание в момент максимальной вероятности по-
ражения цели.
Размещение основного оборудования в ракете показано на
рис. 1.
2.3.	Основные технические данные
Геометрические данные
Корпус
Калибр................................	. 650 мм
Длина теоретическая (без газовых -рулей и труб-
ки ПВД) .....................................	12216 мм
Длина габаритная (с газовыми рулями и труб-
кой ПВД)...........................•	•	. 12 856 мм.
Длина габаритная (с предохранительными кожу- ‘
хами)........................................ 12 962 мм
Крылья
Размах теоретический......................... 2655	мм
Размах габаритный (с	законцовками)	2735	мм
Средняя аэродинамическая	хорда	.... 2038	мм
Размах элерона............................... 650 мм
Угол отклонения элеронов ..... ±20°±1°
Воздушные рули
Размах теоретический.........................1416 мм
Размах габаритный (с законцовками) .	.	1426 мм
Средняя аэродинамическая хорда поворотной ча-
сти ......................................... 406 мм
Угол отклонения..............................± 16е±30'
Стабилизаторы
Размах теоретический .	1030 мм
Размах габаритный: ....
горизонтальных (с обтекателями)	1100 мм
вертикальных (с законцовками)	1048 мм
6
Блок фгмвЯениЯ £
ДвЮатыъ
Рис. 1. Размещение оборудования в ракете
Газовые рули
Размах руля........................... 91 мм
Расстояние от осп вращения руля до среза сопла 80 мм
Угол отклонения................................±18°±1°
Массовые характеристики
Масса полностью снаряженной и заправленной +<,5
ракеты с газовыми рулями....................... 3975 кг
Масса снаряженной н незаправленной ракеты без
газовых рулей........................	.	.	1360±20 кг
Масса наполнения	(топливо	и	воздух)	.	.	.	2610 кг
Масса боевой части............................. 280 кг
Масса сбрасываемых	частей	газовых	рулей	.	,	4,18 кг
Масса окислителя	в	баке О	.	.	.	.	.	,	1919,8 кг
Масса	окислителя	в трубопроводе	....	28,48 кг
Масса	горючего в	баке Г............ 627,8 кг
Масса	горючего в трубопроводе	.....	7,73 кг
Масса	воздуха в	системе ДУ...........14,9 кг
Масса	воздуха в	системе АП...........10,3 кг
Масса пороха для TH А..........................1 кг
Масса силикагеля...............................2 кг
Положение центра тяжести снаряженной и не-
заправленной ракеты............................-55,8 САХ
Положение центра тяжести снаряженной и за-
правленной ракеты..........................  .	—74,1 САХ
На рис. 2 показан график изменения центровки ракеты по мерс выгорания
топлива.
8
Гарантийные сроки и ресурс работы
Гарантийный срок годности ракеты составляет 5 лет при следующих усло-
виях хранения:
в отапливаемых хранилищах .	,	... До 5 лет,
в неотапливаемых хранилищах.....................До	2 лет,
с заправленными воздухом баллонами .	. До 2,5 лет,
с заправленным баком Г..........................До	2,5 лет,
с заправленным баком О..........................До	2 лет,
на открытой площадке в естественных условиях До 1 года.
Гарантийный ресурс работы автопилота АП-25, радиовзрывателя E-802M-II.
аппаратуры системы B-30I-C и преобразователя ПТ-900С-2 не менее НО ч.
Транспортирование
Транспортировка ракеты в течение гарантийного срока годности ракеты до-
пускается на расстояния:
железнодорожным транспортом.................. 4000	км,
автомобильным транспортом по шоссейным до-
рогам со скоростью до 40 км/ч, .... 1000 км,
в том числе по улучшенным грунтовым дорогам
со скоростью до 20 км/ч..................... 300	км.
3.	ПЛАНЕР
3.1.	Общие сведения
Планер является несущей силовой частью ракеты. В нем разме-
щено все оборудование ракеты.
Планер выполнен по аэродинамической схеме «утка», в которой
органы управления (рули) располагаются впереди несущих плос-
костей (крыльев).
Аэродинамическая схема ракеты показана на рис. 3.
Планер (рис. 4) состоит из корпуса, крыльев, воздушных рулей,
стабилизаторов п желобов-лонжеронов.
На ракете установлено четыре желоба-лонжерона. Передние
желоба расположены между рулевым отсеком и зализами крыльев,
а задние — между задними кромками крыльев и продольными лон-
жеронами хвостового отсека. Желоба-лонжероны изготовлены из
титанового сплава и крепятся к корпусу и крыльям винтами и бол-
тами. Под желобами размещены электрожгуты и трубопроводы.
Монтаж остальных составных частей планера ракеты приведен
при описании конструкций этих частей.
3.2.	Корпус
Корпус ракеты расчленен на шесть частей: кок, рулевой отсек,,
бак окислителя, бак горючего, хвостовой отсек и хвостовой обте-
катель.
9-
Рис. 4. Планер

Рис. 3. Аэродинамическая схема ракеты
1030
Части корпуса состыкованы между собой телескопически, кроме
фланцевого стыка кока с рулевым отсеком. Отсеки в телескопичес-
ких стыках крепятся между собой болтами, а во фланцевом —
шпильками и гайками.
Кок (рис. 5) представляет собой клепано-сварной отсек ракеты
с выступающей трубкой ПВД и состоит из кожуха с приемником
воздушного давления и задней части кока.
В кожухе расположен радиовзрыватель E-802M-II с основани-
ем 13. Основание является стыковым шпангоутом между кожухом
и задней частью кока. Место стыка закрывается лентой 5, крепя-
щейся винтами.
Рис. 5. Кок: ’
/ — гильза; 2 — оболочка; 3 — обшивка кожуха; 4, 11, /2 —люки; 5 — стыковочная
лента; 6, 7, 8, 9 — шпангоуты; 10— обшнвЯа; /./ — основание; 14 — фланец; /5 — обой-
ма; 16 — ПВД
Основными элементами кожуха являются гильза /.^оболочка 2,
обшивка 3, обойма 15 и фланец 14.
Гильза 1 предназначена для крепления приемника воздушных
давлений 16. Одна из гаек крепления гильзы имеет специальную
головку с овальным отверстием для пломбировки предохранитель-
ной трубки приемника воздушных давлений.
Оболочка (радиопрозрачная обшивка) 2 выполнена прессова-
нием из нескольких слоев стеклоткани на смоле. Наружная поверх-
ность оболочки покрыта термостойким составом.
Обшивка 3 из титанового сплава выполнена в виде усеченного
конуса.
~~ К обшивке с внутренней стороны, между обоймой и фланцем,
приклепаны три цилиндрических колпачка с подпружиненными
в них стаканчиками. Колпачки предназначены для крепления за-
щитных устройств при проверках радиовзрывателя, а также для
крепления защитного кожуха ПВД при хранении ракеты.
Для доступа к органам регулировки радиовзрыватсля в обшив-
ке имеются два эксплуатационных люка 4. Кроме того, в обшивке
коло обоймы имеется отверстие, закрываемое резьбовой заглуш-
12
кой, предназначенное для доступа к винту механической подстрой-
ки частоты клистрона радиовзрывателя.
На фланце 14 имеются резиновая герметизирующая прокладка
и восемь шпилек для крепления к основанию 13 радиовзрыватсля.
Задняя часть кока состоит из четырех шпангоутов и об-
lUIlBKU.
На шпангоуте 6 установлены восемь шпилек для соединения с
основанием радиовзрывателя, а на шпангоуте 9 — двенадцать шпи-
лек для соединения кока с рулевым отсеком.
Обшивка 10 из титанового сплава состоит из двух частей, сва-
ренных встык.
В обшивке имеются три эксплуатационных люка. Два люка Г2
предназначены для подхода к торцу радиовзрывателя, а люк 11 —
для подхода к контрольным разъемам, установленным в коробке с
быстрооткрываемой крышкой.
Рулевой отсек (рис. 6) состоит из осевого блока и отсека боевой
части, выполненных как одно целое.
В рулевом отсеке размещены:
боевая часть, на переднем торце которой установлен воспламе-
нитсльно-детонирующий механизм;
датчик истинной скорости ДС-150 О ДМ, предохранительный пе-
реключатель ПП-2П;
блоки автопилота (блок управления, датчики скоростного напо-
ра, пневматические рулевые машины, струйные реле);
стопор воздушных рулей;
воздушный баллон автопилота;
электропроводка и трубопроводы;
бортовые разъемы проверки автопилота и цепей сброса предо-
хранительной трубки приемника воздушных давлений.
Осевой блок представляет собой усеченный конус и состоит
из следующих основных элементов: шпангоутов 2, 6, 14 и /5, об-
шивки, крышек люков, центропланов и валов воздушных рулей.
Шпангоут 2 из алюминиевого сплава имеет двенадцать отвер-
стии и карманов под шпильки и гайки крепления кока к рулевому
отсеку. Этот стык закрывается лентой из титанового сплава.
На внутренней полке шпангоута имеются четыре прилива-крон-
штейна с отверстиями для крепления чашки воздушного балло-
на ЛП.
Обшивка 9 из титанового сплава состоит из верхней и нижней
частей, соединенных с помощью накладок и приваренных к ним
точечной сваркой.
На осевом блоке установлены четыре центроплана. Каждый
центроплан 7 состоит из переднего и заднего обтекателей, между
которыми проходит лонжерон (ось) воздушного руля.
Опоры 8 крепления валов воздушных рулей приклепаны к об-
шивке н дополнительно на шпангоутах 6 и 15 закреплены болтами.
В опоры впрессованы шариковые подшипники, которые по внеш-
ней обойме затянуты упорными гайками и закрыты крышками. В
крышке заармлровапа резиновая манжета, которая совместно со
13
Рис. 6. Рулевой отсек:
/ — прилив-кронштейн; 2, 6, /•/, /5 — шпангоуты: 3 —карман; 4, 12, 16, /Я - кронштейны; 5 — верти-
кальный вал: 7 — центроплан: 8 — опоры; 9. /3 —обшивки; 10 — лонжерон; // — крышка люка;
' J7 — горизонтальный вал
смазкой, находящейся между манжетой и валом, предохраняет от
попадания влаги внутрь осевого блока.
Вертикальный вал 5 воздушных рулей состоит из четырех час-
тей' верхнего и нижнего полувалов и двух поводков. Один поводок
соединяет полувалы, являясь одновременно качалкой, второй пово-
док установлен для обеспечения жесткости вала.
Горизонтальный вал 17 цельный.
В кронштейнах 18 закреплены гайками четыре стальные шпиль-
ки для крепления блока автопилота. Кронштейны крепления руле-
вых машин крепятся болтами к опорам 8. Кронштейны крепления
датчика скорости ДС-1500ДМ и предохранительного переключате-
ля П11-2П приклепаны к обшивке.
Отсек боевой части представляет собой цилиндр и состоит из
следующих элементов: двух шпангоутов 14 и 15, двух лонжеро-
нов 10, обшивки, крышки и четырех кронштейнов 12 для установ-
ки 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.
Описание конструкции топливных баков О и Г приведено в раз-
деле 5.
В пространстве между баками установлены редуктор наддува,
клапан низкого давления н сигнализаторы давления двигательной
установки.
Хвостовой отсек (рис. 7) представляет собой клепано-сварной
цилиндр.
В хвостовом отсеке устанавливаются:
узлы и агрегаты воздушной системы автопилота и двигательной
установки (блок редукторов, переключатель воздуха Д-11, пуско-
. выс клапаны АП и ДУ, зарядный кран, манометры, баллон ДУ,
кран отработки автопилота в штуцер подсоединения контрольного
манометра);
аппаратура системы В-301-С (приборы радиоуправления, радио-
визирования и радиостробирования);
узлы и агрегаты двигательной установки (трубы горючего и
- окислителя, дренажный клапан заборника Г, на ракетах до
4725717 усилитель и датчик перегрузок задающего устройства
регулятора тяги, а на ракетах с № 4725717 вместо них датчик ус-
корений регулятора тяги);
электрооборудование (ампульная батарея, коробка управления
преобразователем тока, контактор КН-100А, распределительные
коробки элсктробортсети и коробки сопротивления цепей пиропат-
отссчный клапан воздушной магистрали ампульной батареи.
На кронштейнах 13 отсека закрепляется двигатель.
Основными элементами хвостового отсека являются обшивка,
крочщ?пр°Ф,1Л|1’ продольные элементы (желоба-лонжероны) и
15
Рис. 7. Хвостовой отсек:
I, 3, 7, If. 12. /4 — шпангоуты; 2, 5, б, 10, 13 — кронштейны; 4 — продольный элемент; 8. 9, 16, 17 —
. панели; И — смотровое стекло
Обшивка имеет четыре панели 8, 9, 16 и 17. В панелях обшив-
ки предусмотрены технологические и эксплуатационные люки. Па-
нели 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 и 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 крепятся к шпан-
гоутам заклепками, а к обшивке — точечной сваркой.
Комплектующее оборудование крепится к кронштейнам, уста-
новленным на обшивке, шпангоутах и продольных элементах.
Для удобства доступа к приборам радиосистемы в люкс № 19
предусмотрено еще три люка. Кроме того, на крышках люков, рас-
положенных напротив манометров и гетеродинов, имеются смотро-
вые стекла, изготовленные из органического стекла и закреплен-
ные 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 агрегаты и бортовая аппаратура: колонки газовых
рулей, пневматическая рулевая машина со струйным реле, стопор
газовых рулей, сигнализаторы давления СДУМ-7А-7.8-510 и
СДУ-7Л-7.8, бортовой щиток, преобразователь тока, концевой вык-
лючатель КВ, бортовые разъемы и на ракетах до № 4725717 пиро-
клапан с пиропатроном ПСГР.
На торце хвостового обтекателя с внешней стороны установле-
ны два газовых руля. На обшивку обтекателя в местах расположе-
ния вертикальных стабилизаторов устанавливаются антенны
АР-2БП и АР-2ВП, крепящиеся винтами и анкерными гайками.
Конструкция хвостового обтекателя клепаная и состоит из четы-
рех шпангоутов, шести лонжеронов, четырех фитингов, обшивки,
крышек люков н ряда узлов и кронштейнов.
Обшивки и крышки люков изготовлены из алюминиевого спла-
ва, а обтекатель 18 выхлопной трубы ТНА — из стали.
•К внутренней отбортовке шпангоута 14 приклепаны стальные
пружинящие полукольца с лепестками, которые обеспечивают ком-
пенсацию зазора между соплом двигателя и обтекателем.
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.
Кронштейны 15 крепления колонок газовых рулей установлены
в плоскости, проходящей через горизонтальную ось обтекателя.
Коробка 19 разъемов К-2/2, К-2/3, К-7 и К-22 изготовлена из
алюминиевого сплава, приклепана к обшивке и имеет быстроот-
крываемую с одним замком крышку.
Бортопой щиток крепится болтами к окантовке люка.
Для крепления стабилизаторов на хвостовом обтекателе прик-
лепаны анкерные гайки.
2 Зак. 1627с	17
Рис. 8. Хвостовой обтекатель:
1, 4, 5 — лонжероны; 2, 7 — профили; 3, 9, 10, /7 — обшивки; 5. 6, 12, 14 — шпангоуты: 11 —
бортовой щиток; 13 — стартовый болт; 15 — кронштейн крепления колонки ГР; 16 — фитинг;
18 — обтекатель трубы TH А; 19— коробка
3.3.	Крылья
Крылья предназначены для создания в полете подъемной
силы. Для стабилизации полета и сохранения поперечной устойчи-
вости ракеты на горизонтальных крыльях.установлены элероны.
Ракета имеет четыре крыла: два в горизонтальной и два в вер-
тикальной плоскости (рис. 4).	'
Крыло в плане имеет форму трапеции со стреловидностью по пе-
редней кромке 60°.
Конструкция горизонтального крыла аналогична конструкции
вертикального крыла.
Крыло выполнено из трех панелей (передней, средней и задней),
двух лонжеронов, бортовой нервюры, передней стенки, лобового об-
текателя и законцовки. В состав горизонтальных крыльев входят
также элероны, а в состав нижнего вертикального крыла — прием-
ник воздушных давлений.
Каждая панель /, 6 и 8 (рис. 9) сварена из двух полупанелей
(верхней и нижней). Элементы обшивки панелей изготовлены из
титанового сплава. Панели скрепляются между собой по лонжеро-
нам.
Для устранения аэродинамического явления — флаттера конст-
рукция передней панели крыла усилена профилями 4 (Т-образной
тям ^панели Ива^снными точечной сваркой к наружным поверхнос-
18
Лонжероны 3 изготовлены из стали ЗОХГСНА и являются ос-
новными силовыми элементами крыла. Каждый лонжерон заканчи-
вается двумя ушками, которые при установке крыла на ракету вхо-
дят в ответные пазы силовых шпангоутов бака горючего.
'3
Рис. 9. Вертикальное крыло (нижнее):
/ — задняя панель; 2—бортовая нервюра; 3—лонжероны; 4 — профили; 5 — лобовой обте-
катель; 6 — передняя пвиель; 7 — передняя стенка; 8 — средняя панель; 9 — ПВД; /0 —кон-
цевой обтекатель
Рис. 10. Горизонтальное крыло:
/ — законцовка; 2 — элерон; 3 — лонжероны: 4 — профили; 5 — лобовой обтекатель
Лобовой обтекатель 5 из титанового сплава крепится винтами к
полкам передней стенки.
Законцовка / (рис. 10) горизонтального крыла изготовлена из
пресс-материала и крепится к лобовому обтекателю и обшивке
задней панели винтами.
Законцовка вертикального крыла стальная, крепится к лобово-
му обтекателю и задней панели заклепками и винтами. В закон-
^^НСГО крыла вварена трубка для крепления ПВД, который
Задн к тРУбке винтами.
еваренн Я кРОмка вертикальных крыльев образована обшивками,
На ь'1,и межДУ с°бой точечной сваркой.
левой а сРхнем вертикальном крыле установлены три сухаря те-
ленка MhTeHHbt> Сухари выполнены из фторопласта и крепятся зак-
3 h обшивке.
ны и ст м горизонтальном крыле размещены две рулевые маши-
качалок Уйнос реле для управления элеронами при помощи тяг и
Кры Вырезы в обшивках под тяги закрыты обтекателями.
ми сило1,° кРепится к корпусу ракеты в четырех местах. Основны-
ронов к Ь1МИ Узлам,< стыковки крыла являются сочленения лонже-
ся болт Ь|ла со шпангоутами бака Г, где крепление осущсствляет-
Сты°ЙЬ,МИ соединениями-
крепятс^ кРь,ла с корпусом ракеты закрыты зализами, которые
нов со jЭ * 5* к крыльям, желобам н баку Г болтами. Стыки лонжеро-
^Пангоутами бака закрыты крышками.
1, 3, 4 — элементы обшивки; 2 — ось; 5 — каркас; 6 — кронштейн
A A
Э л е
и Bbinoj] он (Рнс- Н) установлен в вырезе задней панели крыла
ляются^,,ен клепано-сварным. Основными элементами элерона яв-
0бц ^бшшзка, каркас, ось и кронштейн.
ментов 1,Вка состоит из двух хвостовых 1 и двух носовых 3 и 4 эле-
касу за Уготовленных из титанового сплава и прикрепленных к кар-
сварени лепка-мч. Задняя кромка элерона образована обшивками,
К ч*»ми между собой точечной сваркой.
тейн 6 ^касУ 5, имеющему форму гребенки, приварен кронш-
крепления тяги системы управления элеронами.
ней и к н подвешивается на крыле в трех точках (корневой, сред-
кронштЧ1Цев°й) на оси 2. Корневая точка подвески находится в
нели С*А1,с> установленном между элементами обшивок задней па-
Концева СД1,^Я точка расположена на конце балки задней панели,
крыла ** то'*ка подвески предусмотрена в концевой нервюре
20
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.
Оси вращения горизонтальных и вертикальных воздушных ру-
лей находятся в одной плоскости, перпендикулярной продольной
оси ракеты.
Рис. 12. Воздушный руль:
/ — лонжерон: 2 — бортовая нервюра: 3 — вкладыш; 4 —
стрингер; 5 — обод; 6 — обшивка; 7 — балансир; 8 — про-
филь
К каждому рулю прилегает центроплан, установленный на об-
шивке рулевого отсека. Воздушный руль с прилегающей к нему
частью центроплана имеет в плане форму трапеции со стреловид-
ностью по передней кромке 45°.
Воздушный руль (рис. 12) клепано-сварной конструкции и сос-
тоит из обшивки, каркаса, стрингера, обода п балансира.
Обшивка 6 состоит из двух элементов, изготовленных из тита-
нового сплава. Элементы обшивки крепятся к каркасу, стрингеру и
ободу заклепками, а в хвостовой части они свариваются точечной
сваркой, образуя заднюю кромку руля.
Каркас состоит из лонжерона 1 и нервюры 2, сваренных между
собой. Лонжерон изготовлен из стали ЗОХГСЛ и является осью
вращения руля.
21
Для уменьшения частоты крутильных колебаний к каждому
рулю приклепан балансир 7.
Каждая пара воздушных рулей установлена соответственно на
вертикальном и горизонтальном валах 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. 13. Вертикальный стабилизатор:
/ — носовой стрингер; 2 — стрингер; 3 — обшивка; 4— диэлект-
рик; 5, 6 — кронштейны; 7 — диафрагма; 8 — уголки
Каждый стабилизатор крепится к обшивке хвостового обтека-
теля винтами и анкерными гайками, приклепанными к обшивке.
Вертикальный стабилизатор (рис. 13) состоит из обшивки 3, но-
сового стрингера /, диафрагмы 7, стрингера 2, диэлектрика 4, двух
уголков 8 и двух кронштейнов 5 и б.
К обшивке и диафрагме приклепан диэлектрик, внутри которо-
го предусмотрена полость для размещения антенны. Наружная по-
верхность диэлектрика покрыта термостойким составом.
Кронштейны 5 и б, уголки 8 предназначены для крепления ста-
билизатора на хвостовом обтекателе ракеты.
Горизонтальный стабилизатор (рис. 14) состоит из обшивки 2,
носового стрингера /, трех диафрагм 10. законцовки 3, сухаря 9.
двух вкладышей 5, двух уголков 11 и обтекателя, в который входят
две обечайки 4. стакан 7, крышка б и конус 3.
22
Для установки антенны в обтекателе предусмотрен технологи-
ческий люк, закрываемый крышкой 6.
7
11
Рис. 14. Горизонтальный стабилизатор:
1 — носовой стрингер: 2 — обшивка; 3 — конус; 4 — обечайка;
5 —вкладыши; 6— крышка; 7—стакан; 8 — законцовка; 9 —
сухарь; 10 — диафрагмы; // —- уголок
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, штуцера, анкерных гаек, коробок, электроразъемов и т. 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;
У зГ1аЗК°Й ЭТ1,Х С°еЛИНеНИЙ С ВНуТреННеЙ СТОРОНЫ геРметиком
Крышки эксплуатационных люков герметизируются уплотни-
тельными прокладками из губчатой резины Р-29 толщиной 3 мм.
В прокладках имеются отверстия под ограничительные металличе-
ские шайбы толщиной 1,2 мм, которые приклеены к крышке по от-
верстиям под крепежные винты. Прокладки и шайбы приклеива-
ются к крышкам клеем 88Н.
23
Герметичность места прилегания крышки к окантовке люка
достигается за счет сжатия и уплотнения резиновой прокладки до
толщины ограничительных шайб крепежными винтами, завинчива-
емыми до отказа.
Окантовка эксплуатационного люка по торцу выреза в обшивке
п с внутренней стороны по стыку с обшивкой герметизируется гер-
метиком У-ЗОМ.
На окантовке эксплуатационного люка устанавливаются гер-
метичные анкерные ганки с металлическими колпачками.
Для удобства снятия крышки эксплуатационного люка на
крышке имеются вырезы под отвертку, обозначенные красной
краской.
Стыки крышек технологических люков с обшивкой герметизи-
руются шпатлевкой ХВ-004 с наклейкой капроновой ленты.
Стыки отсеков с баками (О и Г) и стык баков между собой гер-
метизируются наклейкой капроновой ленты, поверх которой накле-
ивается лента МЭК.
Стыки желобов с корпусом ракеты и зализами крыла гермети-
зируются нанесением жгута из пастообразного герметика с после-
дующей наклейкой двух слоев капроновых лент, поверх которых на-
носится герметик У-ЗОМЭС-5 и приклеивается капроновая лента.
Стыки зализа с обшивкой крыла и стабилизатора с корпусом
герметизируются герметиком У-ЗОМЭС-5 с последующей наклей-
кой капроновой ленты.
Стык хвостового отсека с хвостовым обтекателем и стыковоч-
ные карманы для крепления крыльев герметизируются шпатлевкой
ХВ-004 (зеленая) и пробковой пылью с последующей наклейкой
капроновой ленты.
Отверстия в обшивке для дренажных трубок клапана сброса
низкого давления и для подхода к клапану О редуктора наддува
заклеены капроновыми лентами.	‘ .
Зазор между выхлопной трубой TH А и обшивкой хвостового об-
текателя загерметизированы герметиком У-ЗОМЭС-5.
В воздушных рулях, центропланах, элеронах и коробках под
разъемы К-7, К-2/2, К-2/3, К, Ф-4 и Ф-5 имеются дренажные от-
верстия, которые при эксплуатации ракеты необходимо содержать
в чистоте.
На трубки ПВД кока и крыла надеты резиновые чехлы.
Хвостовая часть ракеты закрыта чехлом, изготовленным из
ткани А № 500И. Передняя часть чехла приклеена клеем 8811 к тор-
цу хвостового обтекателя, а задняя часть завязывается тесемками
чехла.
Бортовой щиток закрыт съемным чехлом, изготовленным из тка-
ни А № 500И. Рамка чехла вставляется в резиновую рамку, при-
клеенную клеем 88Н к хвостовому обтекателю. Свободная часть
чехла свертывается и завязывается тесемками чехла.
Места крепления деталей к обшивке, элементы крепежа (голов-
ки болтов, заклепок и др.), выступающие на наружную поверхность
24
обшивки, и стыки обшивок герметизируются шпатлевкой ХВ-004
(зеленая) в смеси с клеем ХВК-2а только с наружной стороны.
4.2.	Окраска
Ракета окрашена эмалью ХВ-16 серо-голубого цвета с добавле-
нием 2% алюминиевой пудры с целью обеспечения товарного вида
и антикоррозионной защиты ракеты.
Радиопрозрачные части радиовзрыватсля и вертикальных ста-
билизаторов окрашены эмалью ХВ-16 без алюминиевой пудры.
Не окрашены щелевая антенна крыла, стекла на крышках лю-
ков, резиновая рамка БЩ и трубки ПВД.
4.3.	Консервация
Консервация ракеты заключается в защите внутренних полостей
баков О и Г ингибитором НДА и шаровых баллонов сухим азотом,
в осушке отсеков силикагелем и в нанесении смазки на детали аг-
регатов, выходящих на наружную поверхность ракеты.
Силикагель-осушитель расфасовывается в мешочки, которые
укладываются в специальные коробки. В коробке рулевого отсека
имеются четыре мешочка, в коробке между баками — один мешо-
чек, в коробке хвостового обтекателя — шесть мешочков. В каждом
мешочке 150 г силикагеля.
Один мешочек с силикагелем (300 г) привязан к плоскости га-
зового руля.
Коробки приклепаны к крышкам люков. Для сообщения сили-
кагеля с внутренними объемами ракеты коробки имеют отверстия.
Коробки снаружи обтянуты миткалем для предохранения от высы-
пания силикагеля.
В крышках люков, закрывающих коробки, установлены патро-
ны-индикаторы, с помощью которых производится наблюдение за
влажностью воздуха внутри ракеты. Влажность в ракете считается
нормальной, когда силикагель-индикатор в патроне имеет синий
цвет. В случае покраснения силикагеля ракета или соответствую-
щий отсек подлежит переконсервации. Патрон-индикатор крепится
к крышке люка гайкой с металлической шайбой. Для обеспечения
герметичности между крышкой люка и фланцем патрона и шайбой
установлены резиновые шайбы.
Переконсервация ракеты заключается в замене силикагеля-осу-
шителя и силикагеля-индикатора на свежевысушеннып с влаж-
ностью не более 2%.
Открытые участки осей газовых рулей, шарниры тяг газовых
рулей и элеронов, рычаг и концы троса предохранителя КВ смаза-
ны смазкой ЦИАТИМ-201.
Зазоры между осями воздушных рулей и обшивкой корпуса, за-
зоры между элеронами (около осей) и крыльями, отверстия в тягах
элеронов, отверстие в обшивке под клапан сброса низкого давле-
ния заполнены смазкой ЦИАТИМ-205.
25
4.4.	Маркировка
Для удобства эксплуатации ракеты на крышках люков и на об-
шивке корпуса нанесены номера люков, указаны наименования аг-
регатов, установленных в ракете в зоне люков (табл. 1), а также
шифры и размеры винтов крепления крышек.
Таблица 1
Маркировка люков ракеты
Номер
люка
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16*
16**
17*
17**
18*
18**
19
20
21
99
23
24*
24**
25*
25**
26*
Надписи иа крышке люка
Регулировка E-802M-II
Блок E-802M-I1. Разъемы Ш-1, Ш-2. Штуцера Cl, С2. Баллон АП
Блок E-802M-II. Коробки КР-ЗА; КР-ЗБ. Разъемы В-1, Ф-4, Ш-10
Разъемы К, Ф-4, Ф-5
Блоки ВЛ-За-Т-1 (2 шт.), В-4а (4 шт.), Д-1, Д-5АМ, Д-5Б. От-
бгойннкн. Стопор воздушных рулей. Разъемы А-1, А-2, А-3, А-4,
ДСН-1, ДСН-2, Ж
Регулировка гироблока Д-1
Силикагель
Блок ДС-1500ДМ. Коробки КР-1А, КР-1Б
ВДМ-8. Разъемы БЗ, И
Блоки БЧ, ПП-2П. Разъемы В-4, В-5
Сигнализаторы давления СДУМ и СДУ. Пиропатрон СНД. Разъ-
емы К-17, К-18А, К-18Б
Силикагель
Редуктор наддува. Клапан сброса НД
Редуктор наддува
Сильфон
Батарея 20А-6	• *
Батарея 20Л-6- Датчик ускорений С5.414.0-0
Пиропатрон ПОГГ. Разъем К-16
Пиропатрон ПОГГ. Пироклапан ОРСГР. Пиропатрон ПОРСГР
Разъемы К-16, К-24	'
Усилитель М-1. Разъем К-46
Блоки БР-11-С, БР-12-С, БР-20, КН-100Л, КУ-1200С-2. Перек-
лючатель воздуха Д-11. Редуктор АП Отсечный клапан. Пиропат-
рон ПАП. Разъемы К-20, К-51, Р, Р-1, Р-2, Р-3
Регулировка блока БР-12-С. Разъем Р-2
Регулировка и гетеродин блока БР-20. Разъем Р-3
Регулировка и гетеродин блока БР-11-С. Разъем Р-1
Шар-баллон ДУ
Пиропатрон ПВД. Датчики 2ДДМ-55К, МП-23В. Разъемы К-И»
К-13, К-14, К-23, К-29
Пиропатрон ПВД. Разъемы К-14, К-23
Трубы О и Г. Коробки К-60, КР-2Л, КР-2Б, КР-4А, КР-4Б, КР-5А,
КР-5Б. Разъемы К-15, К-15А
Трубы О и Г. Коробки К-60 КР^А, КР-12Б, КР-4, КР-5А, КР^5Б.
Разъемы К-15, К-15Л
Пусковая камера ТНА. Пиропатрон ППК. Разъем К-26. Кран про-
верки датчика 2ДДМ-55К
* Надписи иа люках наносятся па ракетах до № 4725717.
** Надписи на люках наносятся на ракетах с № 4725717.
26
Продолжение табл. 1
Номер люка	Надписи на крышке люка
26** 27 28 29 30*	Пусковая камера ТНА. Пиропатрон ППК. Разъем К-26 Пиропатрон ПОГ. Разъем К-58 Блок ПТ-900С-2. Стопор ГР. Разъемы К-12, К-25Л, К-25Б, К-59 Блоки ВА-3, В-46, СДУМ. Стопор ГР. Пироклапан СГР. Пиропат- рон ПСГР. Разъемы К-4, К-4А, К-5, К-6, К-8, К-24, И
30**	Блоки ВА-3, В-46, СДУМ, С ДУ. Стопор ГР. Разъемы К-4, К-4А, К-5, К-6, К-8, Н
31 32 33 34 35 36 37 38 39 40	Силикагель Разъемы К-2/2, К-2/3, К-7, К-22 БР-1К (или БР-1ПМ) БР-1П (или БР-1ПМ) Блок 46. Качалка Качалка Качалка Качалка Блок ВА-За-Т-1. Разъем Е Блок В-4 б.
На рис. 15 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.
На корпусе ракеты нанесена информация по эксплуатацион-
ным подходам (табл. 2), обозначены места под ложементы для
транспортировки и хранения ракеты, обозначены такелажные точ-
ки и места под ленты траверсы, нанесен номер ракеты.
На корпусе хвостового обтекателя ракет с № 4725717 нанесе-
• на красная пунктирная полоса.
Надписи иа корпусе	Таблица 2
Надписи	Место нанесения надписи
Разъем К 2Л контроля ЛП
Разъем К-40
Заправка и дренаж бака О
Гакслажная точка
Клапан сброса низкого давления
Поджим клапана О редуктора наддува
Дренаж заборника О
Заправка и дренаж бака Г
Кран ограбокги АП. ВНИМАНИЕ!
Переходник завернуть до упора
Дренаж заборника Г
Штуцер проверки давления АП
Зарядный кран ДУ, АП
Манометр ДУ
На рулевом отсеке
На баке О
Между баками О и Г
На баке Г
На хвостовом отсеке
>
>
»
27
00
Рис. 15. 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.
Продолжение табл. 2
Надписи
Манометр АП
МП-23В
Предохранитель КВ
Разъем обогрева К-3
Бортовой щиток KI
АР-2БП
ЛР-2ВП
ХР-2Л
Место нанесения надписи
Па хвостовом отсеке
На хвостовом отсеке (на
ракетах до № 4725717)
На хвостовом обтекателе
»
»
На стабилизаторе
»
На крыле
5.	ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА
5.1.	Назначение и состав
Двигательная установка предназначена для создания реак-
тивной тяги, необходимой для сообщения ракете заданной ско-
рости полета.
Двигательная установка обеспечивает хранение необходимого
запаса топлива и воздуха, а также осуществляет подачу в каме-
ру сгорания двигателя компонентов топлива в требуемых коли-
чествах и соотношении.
При необходимости двигательная установка обеспечивает воз-
можность слива топлива и стравливание воздуха из своих ем-
костей.
Двигательная установка (приложения 1 и 2) состоит из дви-
гателя, топливной системы и воздушной системы наддува топ-
ливных баков.
Описание двигателя приведено в разд. 6 и 7, а его работы в
составе ДУ — в разд. 8.
5.2,	Топливная система
Топливная система двигательной установки обеспечивает раз-
дельное хранение компонентов топлива и их подачу в двигатель
и определенных соотношениях.
При необходимости конструкция системы позволяет произ-
вести слив компонентов, если ракета находится на автополупри-
иепе, и сброс низкого давления из баков, если <ракета находится
на пусковом столе.
Раздельное хранение и подача компонентов топлива обеспе-
чивается наличием в системе двух обособленных трактов — трак-
та окислителя и тракта горючего.
29
Тракт окислителя состоит из бака окислителя, тоннельной тру-
бы (в баке горючего), трубы окислителя, дренажного клапана
заборника бака О и двух мембран (одна мембрана входит в со-
став мембранного узла бака О, другая — в состав пускового кла-
пана О двигателя).
Тракт горючего состоит из бака горючего, дроссельной шай-
бы, трубы горючего, дренажного клапана заборника бака и двух
мембран (одна мембрана входит в состав мембранного узла
бака Г, а вторая—« состав пускового клапана Г двигателя).
Описание мембранных узлов приведено в подразд. 5.3, пуско-
вых клапанов в разд. 6, а остальных составных частей трактов
в настоящем подразделе.
Топливо для двигателя ракеты состоит из двух компонентов —
горючего ТГ-02 и окислителя АК-27И, которые подаются в камеру
сгорания раздельно и смешиваются непосредственно в камере сго-
рания двигателя.
Компоненты топлива при смешении вступают в химическое
взаимодействие, ор.и этом выделяется тепло в количестве, доста-
точном для воспламенения рабочей смеси во всем рабочем объеме
камеры сгорания двигателя.
При работе двигателя окислитель и горючее под давлением,
необходимом для преодоления давления в камере, впрыскивают-
ся в камеру сгорания в жидком и частично парообразном со-
стоянии. В зоне смесеобразования происходит смешение компо-
нентов, испарение их за счет тепла горения и наконец воспламе-
нение смеси. Самовоспламенение смеси происходит при опреде-
ленном соотношении окислителя и горючего.
Горючее состоит из смеси изомерных ксилидинов, диэтиламина
и триэтиламина. По внешнему-виду горючее представляет собой
маслянистую жидкость от желтого др темно-коричневого цвета с
характерным запахом.
Окислитель представляет собой раствор четырехокиси азота
в крепкой азотной кислоте с добавкой в качестве ингибитора кор-
розии 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 педусматривается в баке
воздушная подушка (свободный объем) после заполнения нужно-
го количества окислителя.
Объем бака 1271 л, рабочее давление в баке ~7,5 кгс/см2.
Бак представляет собой сварной цилиндр и состоит из обечай-
ки, переднего и заднего днищ, стыковочных колец, семи шпан-
гоутов, заборника, перегородки с обратными клапанами, специ-
ального ограждения, заливной горловины и такелажных узлов.
Обечайка сварена из четырех частей 2, 4, 8 и 16, -изготовлен-
ных из листовой коррозионно-стойкой стали.
30
С наружной стороны к обечайке (Приварены уголки 12 и 22
для крепления желобов-лонжеронов и вварены заливная горлови-
на 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 уста-
новке на пусковой стол. Колпачки и пружины предохраняют ста-
каны 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, пе-
регородка и специальное ограждение Б, которое предохраняет
заборник от заклинивания, а колено трубы от повреждений.
Переднее и заднее днища 25, 17 штампуются из листовой кор-
розионно-стойкой стали и свариваются с обечайкой встык.
23
Рис. 16. Бак окислителя:
1 — заливная горловина; 2, 4, 8, /6 — части обечайки; 3, 5, 7, 9, 10, 11, /3 — шпангоуты;
б —такелажный узел; 14 — перегородка с обратными клапанами; 12, 22 —уголки; 15 — колено
трубы заборника: 17 — заднее днище; 18, 23 — стыковочные кольца; 19— заборник; 20 —
фланец колена трубы; 2/— фланец технологического люка; 24 — мембранный узел; 25 — пе-
реднее днище; Б — ограждение
• По периметру к днищам приварены стыковочные кольца 23
и 18, при помощи которых бак телескопически стыкуется с руле-
вым отсеком и баком Г.
В переднее днище вварен фланец, к которому на ракетах до
№ 4726401 крепится крышка, имеющая угольник с ниппелем и
накидной гайкой для крепления >мем1бранного узла, а на ракетах
с № 4726401 крепится мембранный узел 24.
В заднее днище вварены колено трубы 15 заборника 19 с флан-
цем 20 и фланец 21 технологического люка, через который мон-
тируется заборник. Люк закрывается крышкой.
Каждая крышка к фланцам переднего и заднего днищ кре-
пится восемью болтами, затяжка которых производится тариро-
ванным ключом. Герметичность соединения крышки с фланцем
обеспечивается алюминиевой и фторопластовой прокладками.
31
Забор окислителя из бака производится (качающимся гибким
заборником 19, установленным в задней части бака и обеспечи-
вающим бесперебойную подачу окислителя в двигатель. Наличие
подвижной части заборника обеспечивает выработку запаса окис-
лителя с минимальным остатком, а также предотвращает подсос
воздуха в систему.
Рис. 17. Заборник:
/ — накидная гайка; 2 —сильфон; 3— ребро; 4 — груз; 5 — наконечник; 6 —стяжка;
7 — втулка; 8 — перемычка
Заборник (рис. 17) состоит из двух сильфонов 2, приваренных
к .переходной втулке 7, кольца с (накидной гайкой 1, -груза 4, че-
тырех ребер 3, наконечника 5, стяжки 6, воспринимающей осевые
усилия, и перемычки 8. Заборник присоединяется к штуцеру ко-
лена заборника три помощи накидной гайки /.
Колено заборника приварено к задней перегородке и вварено
в заднее днище бака. Колено заборника заканчивается штуцером
дренажа и фланцем, приваренным к колону.
Задняя перегородка с четырьмя обратными клапанами (рис. 18)
предназначена для обеспечения подачи окислителя ’в двигатель
при изменении боковых п продольных перегрузок ракеты. Объ-
ем окислителя, отделенный перегородкой <в задней части бака,
обеспечивает нормальную работу двигателя три изменении этих
перегрузок.
Задняя перегородка состоит из собственно перегородки"/ и че-
тырех клапанов, каждый из которых ib свою очередь состоит из
крышки 3 с кронштейном 6, пружины 4 и оси 5. Клапаны уста-
новлены на кронштейнах 7 седел 2. Клапаны открываются под
действием веса и давления окислителя по направлению поступле-
ния его ® двигатель. В случае противоположного движения окис-
лителя в баке платаны закрываются под действием усилия .пру-
жин клапанов и давления окислителя, отделенного перегородкой
в задней части бака.
Заливная горловина бака О (рис. 19) предназначена для за-
правки и слива окислителя, а также для дренажирования бака
при хранении ракеты в заправленном состоянии.
32
Рис. 19. Заливная горловина бака О с дре-
нажным клапаном:
/—корпус; 2—гайка; 3 — заглушил: 4 — дре-
нажный клапан; 5, 7 — алюминиевые прокладки;
6 — фторопластовая прокладка, 8 — клапан. 9 —
стакан; IV — гайка
Рис. 18 Перегородка с обратными
клапанами
/ — перегородке: 2 седло; 3 — крышка.
4- пружина; 5 —ось; Ь — кронштейн; 7 —
кронштейн седла
Герметичность соединения клапана 4 с корпусом / обеспечи-
вается фторопластовой 6 и алюминиевой 5 прокладками, а за-
глушки 3 с дренажным клапаном — алюминиевой прокладкой 7.
Затяжка гайки 2 и клапана 8 производится тарированными клю-
чами.
Для заполнения бака О окислителем необходимо вывинтить
заглушку 3 и гайку 2, вынуть съемником дренажный клапан 4,
установить новую прокладку 5 и ввинтить наполнительное уст-
ройство в корпус / горловины. Дренаж емкости бака О при за-
правке окислителем обеспечивается конструкцией наполнительно-
го устройства. Заборник бака О дренажируется через дренажный
клапан заборника.
В случае -необходимости при помощи крапа-суфлера, установ-
ленного вместо заглушки 3, вывинчивается клапан 8 на несколь-
ко оборотов и дренажируется воздушная подушка заправленного
бака.
Бак горючего (рис. 20) является силовым элементом корпуса
ракеты п служит емкостью для заполнения .горючим.
Бак Г выдерживает изменение давления, возникающего во
время хранения ракеты при колебаниях температуры наружного
воздуха от —40 до +50°С. Для этого предусматривается в баке
воздушная подушка (свободный объем) после заполнения нуж-
ного количества горючего.
Бак Г представляет собой сварной цилиндр и состоит из обе-
чайки, двух силовых шпангоутов, переднего и заднего днищ, сты-
з Зак. I 27с
33
ковочных колец, заборника, перегородки с обратными клапанами,
специального ограждения, заливной горловины и тоннельной тру-
бы О.
Объем бака 794,5 л, рабочее давление ~7,5 кгс'/см2.
Внутренняя поверхность бака консервируется ингибитором
ИДА.
Обечайка состоит из пяти частей 2, 3, 5, 7 и 9, изготовленных
из листовой стали 25ХГСЛ и сваренных встык .между собой и со
шпангоутами 4.
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
труба 6 для прохода тяги синхронизации управления элеронами
и заливная гор л овин а 1.
Внутри бака к обечайке .приварены перегородка 10 с обрат-
ными клапанами и специальное ограждение Б, устройство и назна-
чение которых аналогичны устройству и назначению перегородки
и ограждению бака О.
Шпангоуты 4 изготовлены из стали ЗОХГСА. Для крепления
крыльев <в шпангоутах предусмотрены пазы и отверстия.
Переднее и заднее днища 21, 17 выполнены из листовой стали
25ХГСА и сварены с обечайкой встык. В переднее днище вварен
фланец для установки мембранного узла 20. В заднее днище вва-
Рис. 20. Бак горючего:
/—заливная горловина: 2. 3, 5. 7. 9— части обечайки. 4 — силовые шпангоуты, 8, П —
уголки, 6 —труба; Ю — перегородка с обратными клапанами; 11 колен трубы заборни-
ка; 12 — тоннельная труба; 13, /9 — стыковочные кольца: 14 — заборник; 16 — фланец тон-
нельной т убы. 17 мднее днище; 18 фланец технологического люка; 'А — мембранннй
узел. 21 — Переднее днище; 22 сильфон тоннельной трубы; В — ограждение
34
реи фланец 18 технологического люка, который служит для мон-
гажа заборника 14.
Переднее 19 и заднее 13 стыковочные кольца приварены к дни-
щам и служат для соединения ба«ка Г с баком О и хвостовым
отсеком. 11а переднем кольце расположены четыре люка для мон-
тажа узлов, размещенных между баками.
Забор горючего из бака Г производится качающимся гибким
заборником, который обеспечивает бесперебойную подачу горю-
чего в двигатель. Конструкция заборника и колена заборника
бака Г аналогична конструкции заборника и колена заборника
бака О.
Рис. 21. Заливная горловина бака Г с дре-
нажным клапаном:
/ корпус; 2 — гайка; 3— заглушка: 4—дрс-
n«iz*nkifl клапан; 5, 6 алюминиевые прокладки;
7 —клапан; 8— стакан: Я—гайка
Заливная горловина (рис. 21) предназначена для заправки
бака Г горючим и слива его из бака, а также для дренажировав
ния ба«ка «при хранении ракеты в заправленном состоянии.
Герметичность соединений дренажного клапана 4 с корпусом f
и заглушки 3 с дренажным клапаном обеспечивается алюминие-
выми прокладками 5 и 6. Затяжка ганки 2 и клапана 7 произво-
дится тарированными ключами.
Для заполнения бака горючим необходимо вывинтить заглушку
3 и гайку 2, вынуть съемником дренажный клапан 4, установить
новую прокладку 5 и ввинтить наполнительное устройство в кор-
пус 1 горловины. Дренаж емкости бака О при заправке горючим
обеспечивается конструкцией наполнительного устройства. Забор-
ник бака О дренажируется через дренажный клапан заборника.
В случае необходимости при помощи крана-суфлера, установ-
ленного вместо заглушки 3, вывинчивается клапан 7 на несколько
35
Днища бана Г
8 7
Рис. 22. Тоннельная труба:
L 3, 5—фланцы: 2 — бронированный сильфом; / груба: ^ — накидной фланец. 7 гофр;
fi — кольцо: 9 - шпилька; hl — труба
оборотов и дренажируется воздушная подушка заправленного
бака.
Тоннельная труба (рис. 22) проходит через бак Г и вварена
в переднее и заднее днища бака Г.
Тоннельная труба состоит из трубы 4 и приваренных к ней
бронированного сильфона 2 и заднего фланца 5 с накидным
фланцем 6. Бронированный сильфон служит для стыковки колена
заборника бака О с тоннельной трубой. Он позволяет компенси-
ровать нссоосность соединяемых фланцев. Сильфон имеет пять
гофров 7, между которыми вставлены четыре профилированных
кольца 8. Кольца предохраняют гофрированную трубу сильфона
от деформирования при внутреннем давлении и от повреждений
гофр снаружи. На фланце 1 имеются шпильки 9 для крепления
Рис. 23. Труба окислителя
36
тоннельной трубы. Для уменьшения гидравлического сопротивле*
ння внутренней поверхности сильфона внутрь его вставлена тру-
ба К). Объем тоннельной трубы составляет 12,5 л.
Труба О (рис. 23) находится в хвостовом отсеке и сосчнияет
тоннельную трубу с двигателем. Объем трубы 5,17 л.
К 'Переднему торцу трубы приварен 'бронированный сильфон
с фланцем. Па другом конце трубы приварен штупер для под-
соединения шланга при нейтрализации тракта, а к торцу — фла-
нец с накидным фланцем. По конструкции и назначению брони-
рованный сильфон аналогичен сильфону тоннельной трубы, но для
предохранения сильфона от чрезмерного растяжения в его флан-
цах имеются три болта, воспринимающие осевые усилия.
Рис. 24. Труба горючего
Труба Г (рис. 24) находится в хвостовом отсеке и соединяет
бак Г с двигателем. Объем трубы 9,1 л.
Труба изготовлена в виде колена с переменным диаметром
по длине. К переднему торцу трубы приварен бронированный
сильфон с фланцем. На другом конце трубы приварен штуцер для
подсоединения шланга при нейтрализации тракта Г, а к торцу —
фланец с накидным фланцем. Бронированный сильфон по кон-
струкции подобен сильфону трубы О.
В стыке сильфона трубы Г с коленом заборника бака Г уста-
новлена дроссельная шайба, предназначенная для подбора гид-
равлического сопротивления тракта горючего в целях создания
необходимого давления перед входом в насос турбонасосного аг-
регата.
37
Дренажные клапаны заборников баков О л Г (рис. 25) пред-
назначены для дренажирования воздуха из заборников при по-
мощи крана-суфлера во время заправки ракеты компонентами
топлива.
Рис. 25. Дренажный клапан заборников ба-
ков О и Г:
/ — корпус: 2 — запушка; 3 пре кладка; 4 —
клапан. 5 — плавающий конус
Конструкции дренажных клапанов одинаковы. К штуцеру кор*
пуса / подсоединяется трубка, соединяющая дренажный клапан
со штуцером трубы колена заборника. Корпус клапана к обшивке
крепится заклепками. Клапан 4 имеет четыре наклонных дренаж-
ных отверстия и квадратное отверстие под ключ. В нижней части
клапана установлен плавающий, конус 5 для обеспечения герме-
тичности при перекосах. Герметичность посадки клапана в седле
корпуса осуществляется затяжкой тарированным ключом. От по-
падания посторонних предметов корпус защищен заглушкой 2,
имеющей квадратное сечение под ключ. Под заглушку установ-
лена уплотнительная прокладка 3 из материала АД1М.
5.3. Воздушная система наддува топливных баков
Воздушная система «наддува топливных баков предназначена
для подачи компонентов топлива в двигатель под давлением пу-
тем вытеснения их из топливных баков сухим сжатым воздухом,
а также для хранения воздуха высокого давления и сброса низ-
кого давления.
Система состоит из следующих основных узлов: шарового бал-
лона, зарядного крана, пускового крана, редуктора наддува, мем-
бранного узла бака О, клапана сброса низкого давления, бортово-
го манометра и мембранного комплекта бака Г.
Шаровой баллон ДУ является аккумулятором энергии, питаю-
щим воздушную систему наддува топливных баков сжатым возду-
хом. Рабочий диапазон давлений 315—400 кгс/см2. Баллон емко-
стью 34 л сварен из двух штампованных полусфер н имеет два при-
38
варенных штуцера: технологический и штуцер для подсоединения
трубопровода, баллон установлен в хвостовом отсеке.
Зарядный кран (рис. 26) предназначен для заправки шаровых
баллонов автопилота и двигательной установки сжатым воздухом
от наземного источника питания, а также для стравливания воз-
духа из них.
Рис. 26. Заря iiibiii кран:
/ — корпус; 2, 4 — хвостовики игл; 3 — заглушкл;
5 — гайка; в — шайба; 7 — втулка, в — сальник.
9 — кольцо; 10 - пробка (технологическая); II--
игла
В один корпус объединены два зарядных крана: один обслужи-
вает воздушную систему автопилота, другой — систему наддува
баков окислителя и горючего.
Заправку’и стравливание сжатого воздуха можно производить
пли раздельно, пли же одновременно через общий центральный ка-
нал. Иглы // при посадке на острие кромок канала в корпусе /
обеспечивают герметичное закрытие зарядного крана. Перемеще-
ние каждой иглы вверх или вниз производится вращением, для че-
го наружный конец каждой иглы имеет квадратный хвостовик под
торцовый ключ.
Герметичность по игле в открытом положении обеспечивается
сальником 8 из асбеста, пропитанным специальной смазкой, со-
стоящей из 80% смазки ЦИАТИМ-205 и 20% графита. Сальнико-
вое уплотнение размещено между втулкой 7 и кольцом 9. Подтяж-
ка сальника осуществляется ввинчиванием гайки 5, которая стопо-
рится шайбой 6. В корпусе для прохода воздуха имеется канал, за-
крывающийся заглушкой 3 с плавающим шаровым ниппелем.
Для зарядки баллонов воздухом вместо заглушки подсоединя-
ется шланг компрессорной станции, после чего вывинчивается та
или другая игла крана.
39
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.
Манометры В-600 предназначены для контроля давления в ша-
ровых баллонах воздушных систем автопилота и двигательной ус-
тановки. На шкале манометра установлены индексы красного цве-
та, указывающие диапазон рабочих давлений 315—400 кгс/см2.
Манометры установлены в хвостовом отсеке на специальной ко-
робке. Манометры защищены прозрачными крышками из органи-
ческого стекла» которые вставлены в крышку люка.
Пусковой кран (рис. 27) предназначен для пуска воздуха высо-
кого давления из баллона ДУ в систему наддува топливных баков.
При подаче электрического импульса на пиропатрон 7 воспла-
меняется его заряд.
Под действием давления образовавшихся газов на поршень 5,
навинченного на шток 4, срезаются заплечики штока, закреплен-
ные ганкой 3 между штуцером 2 и корпусом /, шток 4 перемещает-
ся и заклинивается в конусе корпуса /, открывая доступ воздуху
нз баллона ДУ в систему наддува баков, пороховые газы отводят-
ся по дренажной трубке в атмосферу через штуцер Г стакана 6.
Пусковой кран соединен с трубопроводом воздушной магистра-
ли в хвостовом отсеке и дополнительного крепления не имеет.
Рис. 27. Пусковой кран:
J — корпус; 2—штуцер; 3 — гайка; 4—шток; 5'—поршень; 6— стакан; 7—пиропатри»
40
Редуктор наддува (рис. 28) предназначен для понижения дав-
ления воздуха, поступающего из шарового баллона в топливные
баки. При этом редуктор на выходе обеспечивает постоянное дав-
ление воздуха (7,5±0,25 кгс/см*) при изменении в баллоне давле-
ния от 400 до 60 кгс/см2. В дальнейшем дросселирующее отверст-
вне редуктора открыто полностью.
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, на одном конце которого имеется клапан 33. Другим
концом плунжер соединен с сильфонной коробкой шарнирно пос-
редством центра 8 и упора 9, благодаря чему на плунжер переда-
ется только осевая сила основной пружины 6. Для устранения лю-
фта в шарнирном соединении плунжера с сильфонной коробкой
предусмотрена 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 да-
вление воздуха полости Б. С другой стороны на сильфон действует
пружина 6, натяжение которой регулируется винтом 7.
Полость В заполнена смазкой, которая подается в полость че-
рез трубку 11 мультипликатором. Мультипликатор представляет
собой стакан 16 с крышкой 14, внутри которого установлен пор-
шень 18. Полость П и трубка 11 заполняются смазкой через шту-
цер, который затем закрывается заглушкой 20. Наличие смазки в
мультипликаторе контролируется через отверстие в гайке 17. Гер-
метичность конструкции мультипликатора обеспечивается резино-
выми 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
ио конструкции одинаковы и состоят из следующих основных де-
талей: корпуса, седла 25, тарелн 24, штока 22 и пружины 23. На
клапане О предусмотрен ручной поджим тарели винтом 31 для пе-
рекрытия магистрали. Герметичность соединений деталей клапа-
нов обеспечивается алюминиевыми кольцами, а также резиновым
кольцом 32.
Для сбрасывания в атмосферу избыточного воздуха из редук-
тора предусмотрен предохранительный клапан, который отрегули-
рован иа давление 10,5 + 0,5 кгс/см2. Он выполнен в виде цилин-
дрического корпуса, внутри которого установлена тарель — клапан
29. Тарель прижата к седлу 30 пружиной 28. Регулировка предо-
хранительного клапана производится вращением крышки 27.
Внутри входного штуцера 1 установлен металлокерамический
фильтр 34, предохраняющий редуктор от засорения.
41
Рис. 28. Редуктор наддува:
1, /3 —штуцера; 2 — корпус; 3, 9 — упоры; 4 — плунжер; л — сильфон; 6 — осп энная пружина; 7 — регулировочный винт; # —
центр; 10 — уплотнительное кбльцо: 11 трубка; 12— кольцо; 14, 27 - крышки: 15, 19. 32 — резиновые кольца; 16 — стакан;
/7 — гайка; 18 — поршень; 20- заглушка; 21 —«-вспомогательная	пружиня. 22 — шток-	28 пр жины; 24 —
тарель; 25, 30— седла; 26 — крестовина; 29, 33 - кл.'1, аны; 31 - винт, 34 — фильтр
Работа редуктора основана па равновесии сил: с одной сторо-
ны действует низкое давление воздуха на эффективную площадь
сильфона 5 н силы вспомогательной пружины 21, с другой сторо-
ны- силы основной пружины о
Воздух высокого давления поступает в штуцер / и через фильтр
в полость А. Пройдя дросселирующее сечение, образованное плун-
жером 4 и кромкой Т корпуса 2, воздух низкого давления поступа-
ет в полость Б. Преодолевая усилие пружин 6, 21 п тарслей 21
обратных клапанов О п Г, воздух поступает соответственно в баки
О и Г
Изменение дросселирующего сечения, соответствующего посто-
янному давлению воздуха на выходе из редуктора, обеспечивает-
ся перемещением плунжера 7, сильфона 5 с пружиной 6.
В полость Б подается смазка под давлением, превышающим
давление в полости А {высокое давление воздуха) Повышение да-
впеп! я смазки обеспечивается мультипликатором за счет поршня
Рис. 29. Установка редуктора и клапана СНД:
1 — редуктор, 2 — кронштейн, 3 - входной штуцер и труба. 4 винт
поджима; 5, 6, 9, 11 — дренажные трубопроводы, 7 — трубопровод над
Дува бака О, 8 клапан СНД, If) трубопровод наддува бака Г;
J2 крестовина; 13 — сигнализаторы давления
43
18, на большую площадь которого действует высокое давление
воздуха полости Л, а на меньшую площадь — давление масла в
полости П. Наличие смазки между полостями В и Е в пространст-
ве, образованном 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-
ровом баллоне тарель 24 соответствующего обратного клапана при-
жимается к седлу 25 пружиной 23. Тем самым обратные клапаны
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 иа клапан 29 предохранительного клапана пре-
взойдет 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 (рис. 29) установлен между баками на кронш-
тейне 2, который крепится к обшивке четырьмя болтами.
Мембранный узел бака О разделяет тракт окислителя и возду-
шную систему наддува бака до пуска ракеты и сообщает их при
пуске.
Рис. 30. Мембранный узел бака О ракет до № 4726401:
/ корпус; 2, 17 — ипукер.г, .? поршень; 4 — шток; 5, 6, 10, /-/—прокладки; 7, 12—
штифты; S — упор; 9 — контргайка; //—кольцо; /3 лож; /5 — винт; 16 — проволо-
ка с пломбой
44
На ракетах до № 4726401 мембранный узел (рис. 30) установ-
лен на штуцере передней крышки бака О и крепится к ниппелю
штуцера накидной гайкой.
Под действием воздуха высокого давления, поступающего от
баллона через штуцер 2, на поршспь 3, шток 4 и нож 13, срезается
штифт 7, после чего поршень, шток и нож перемещаются вперед,
при этом нож просекает мембрану, отгибая ее в сторону бака. В
крайнем рабочем положении нож удерживается штифтом 12.
Воздух низкого давления поступает в бак через большой шту-
цер, окна в боковой поверхности ножа и прорванную мембрану.
Герметичность соединений мембранного узла достигается за
счет прокладок 5, 10 и 14 и кольца II.
Нож 13 представляет собой цилиндрическое тело. Передняя
часть его скошена под углом 10° и заострена изнутри под утлом
15°, образуя режущую кромку.
На ракетах с № 4726401 мембранный узел (рис. 31) изготовлен
совместно с передней крышкой бака О. В корпусе 4 размещен шток
5, жестко связанный с конусом 7. В исходном положении шток в
корпусе удерживается стальным штифтом <6.
Под действием воздуха высокого давления, поступающего
в корпус от баллонов через штуцер /, срезается штифт, и шток с ко-
Рнс. 31. Мембранный узел бака О ракет с № 4726401:
I — штуцер; 2 — коллектор; 3 — крышка; 4 — корпус; 5 — шток; 6 —
iii<пфт; 7 -- конус; 8 — мембрана; 9 — кожух: 10 — гайка; // — угол-
ник; 12, /3 — прокладки; 14. 15—кольца
45
нусом при движении вперед прорывает мембрану и отгибает ее
лепестки в сторону бака.
Воздух низкого давления поступает в бак через угольник //,
коллектор 2, радиальные отверстия в крышке <3, прорванную мем-
брану и отверстия в кожухе 9. Последний предназначен для смяг-
чения удара струп воздуха по поверхности окислителя. Под дейст-
вием редуцированного давления воздуха шток удерживается в кор-
пусе в крайнем рабочем положении.
Герметичность соединения элементов мембранного узла дости-
гается прокладками 12 и 13 и кольцами 14 и 15.
Рис. 32. Установка мембранного комплекта
бака Г:
1 — экран; 2 — мембранный 'Комплект; 3— диаф-
рагма; 4—крышка; 5 — фторопластовая проклад-
ка; 6 — болт
Мембранный комплект бака Г (рис. 32) установлен во фланце
переднего днища бака Г.
Мембрана, смонтированная в мембранном комплекте, разделя-
ет тракт горючего и воздушную систему наддува бака до пуска
ракеты.
Мембранный комплект 2 вложен во фланец н зажат в нем кры-
шкой 4 при помощи прокладки 5 и болтов 6. В мембранный комп-
лект входят мембрана из материала ЛД1-М толщиной 0,8 мм и
шайба, являющаяся подкладным кольцом для мембраны. Проры-
вное давление мембраны 4±1 кгс'/см2. Диафрагма 3 служит для
предохранения мембраны от вскрытия при испытании бака на гер-
метичность, а также при повышении давления в баке в условиях
46
длительного хранения. Диафрагма изготовлена из материала
Д16Л-Т толщиной 3 мм и имеет 7 отверстий диаметром 20 мм. Эк-
ран / предназначен для смягчения удара струи и воздуха по повер-
хности горючего.
Клапан сброса низкого давления (рис. 33) предназначен для
стравливания воздуха н’з системы ДУ в атмосферу в случае несос-
тоявшегося пуска ракеты.
Рис. 33. Клапан СНД:
/ — корпус; 2, 5 — выходные штуцера; 3 — входные шту-
цера; пиропатрон; 6 — поршень; 7 — мембраны; Ь —
гайка
Пиропатрон 4 срабатывает при подаче на него электрического
импульса. Образовавшиеся при этом пороховые газы давят на пор-
шень 6, скрепленный с двумя мембранами 7. Заплечики мембран,
закрепленные между корпусом 1 в входными штуцерами 5, среза-
ются, мембраны перемещаются н заклиниваются в соответствую-
щих конических гнездах корпуса, сообщая с атмосферой полости
баков О и Г. Воздух, находящийся в баках О и Г, стравливается
через выходные штуцера 2 и 5 по разным трубкам.
Воздух высокого давления, находящийся в баллонах, редуциру-
ется редуктором, попадает в баки и также стравливается в атмос-
феру через клапан СНД
Клапан СНД 8 (рис. 29) расположен между баками н закреп-
лен к обшивке винтами. К его входным штуцерам присоединены
трубопроводы 6, идущие от воздушных трактов наддува баков О
и Г. К выходным штуцерам присоединены дренажные трубопрово-
ды 5 и 9, которые отведены в диаметрально противоположные сто-
роны и выведены иа поверхность обшивки ракеты.
Трубопровод воздушной системы наддува баков (высокого н
низкого давлений) подсоединяется к арматуре системы с помощью
47
ниппельных соединений, ниппели которых приварены к трубопро-
воду. Кроме того, часть трубопровода развальцована и имеет в ка-
честве уплотняющей поверхности конус. Указанные поверхности
обеспечивают герметичность соединения при небольших перекосах
трубопровода.
Трубопровод окрашен в черный цвет.
6.	ДВИГАТЕЛЬ С5.1.0000-0
6.1.	Назначение и состав
На ракете до № 4725717 установлен однокамерный жидкостный
ракетный двигатель С5.1.0000-0 одноразового применения. Двига-
тель предназначен для создания реактивной тяги, необходимой для
сообщения ракете заданной скорости полета.
Двигатель работает на двухкомпонстном самовоспламеняющем-
ся топливе. Подача топлива в камеру сгорания и газогенератор осу-
ществляется турбонасосным агрегатом. Тяга двигателя создастся
за счет истечения продуктов сгорания компонентов топлива из ка-
меры сгорания и выхлопной трубы турбонасосного агрегата. Тур-
бонасосный агрегат использует энергию газа, получаемого в газо-
генераторе. При пуске двигателя турбонасосный агрегат приводит-
ся в действие продуктами сгорания порохового заряда в пусковой
камере. Тяга двигателя автоматически регулируется в зависимости
от времени работы двигателя и продольного ускорения ракеты. Ре-
гулирование тяги электрогидравличееко.е. Характер изменения тя-
ги двигателя по времени приведен на рис. 34.
Режимы работы двигателя поддерживаются регулятором тяги,
стабилизатором и задающим устройством по электрическим коман-
48
дам датчика перегрузок. Пуск и останов двигателя производятся
подачей электрических команд при нахождении ракеты на пуско-
вом столе.
6.2.	Основные технические данные
Масса конструкции, кг.....................................129
Максимальная длина, мм....................................1465
Максимальный	диаметр, мм................................624
Поминальная температура топлива и конструкции двигате-
ля, °C ...................................................+15
Диапазон работоспособности по температуре, °C	. От—40 до +50
Время горения	заряда в пусковой	камере, с...............1,1
Абсолютное давление в пусковой камере:
при температуре —40° С, кгс/см2 .	.60
при температуре +50° С, кгс/см2.........................180
Абсолютное давление срабатывания пусковых клапанов О и
Г, кгс/см2................................................60—180
Номинальное абсолютное давление на входах в двигатель:
окислителя, кгс/см2....................................8
горючего, кгс/см2....................... 7
Макси- Мини-
мальный мальный
режим режим
Диапазон работоспособности по давлению на входе в двига-
тель:
окислителя, кгс/см2.......................................5—12 3,3—10
горючего, кгс/см2...................................3—10 1,8—8
Абсолютное давление компонентов на входе в газогенератор:
окислителя, кгс/см2.................................. .	59,3 17,5
горючего, кгс/см2...................................62,0 18,4
Абсолютное давление в камере газогенератора, кгс/см2	37	‘3.2
Хбсолютное давление компонентов на выходе из насосов:
окислителя, кгс/см2 ...................................... 80	51.5
горючего, кгс/см2 . -............................... 104 59
Хбсолютное давление компонентов на входе в камеру сгора-
ния:
окислителя, кгс/см2.............................. 62,8 18,2
горючего, кгс/см2...................................83,2^ 21,4
Абсотютное давление в камере сгорания, кгс/см2	.	47,7 16,5
6.3.	Устройство составных частей двигателя
Двигатель (рис. 35, 36, 37) состоит из следующих основных аг-
регатов: камеры сгорания /, турбонасосного агрегата 2, газогене-
ратора 3, стабилизатора 4, пусковой камеры 5, регулятора тяги 6,
пускового клапана О 7, пускового клапана Г S, отсечного клапа-
на Г 9, отсечного клапана газогенератора 10, задающего устройст-
ва И, предохранительного клапана 14, выхлопной трубы 13, реси-
вера 12 и запорного крана 15.
Камера сгорания (рис. 38, 39) служит для создания силы тяги
за счет сгорания в ней топлива и преобразования тепловой энергии
продуктов сгорания в кинетическую энергию струи газов, истекаю-
4 Зак. 1627с	49
iniix из сопла в атмосферу. Диаметр критического сечения сопла
173 мм, а диаметр выходного сечения сопла 400 мм.
При работе двигателя окислитель из регулятора тяги через дрос-
сельные шайбы 18 во фланцах 17 поступает в полость между кол-
лектором 16 п промежуточным днищем 9 и далее через отверстия
в днище 14 и сетку 19 — в полость между первым 14 п вторым 13
днищами, откуда через форсунки впрыскивается в камеру
сгорания.
Горючее из стабилизатора через дроссельные шайбы 20 в флан-
цах 21 и трубы 22 поступает в полость коллектора 2, затем, пройдя
межрубашечиое пространство, охлаждает сопло / и заполняет по-
лость между днищем 10 н коллектором /6, откуда через отверстия
в кольце 15 и сетку // поступает в полость над днищем 14. Из этой
полости через форсунки впрыскивается в камеру сгорания, а часть
горючего поступает в газогенератор и в стабилизатор через штуце-
ра и днище.
Головка камеры сгорания снабжена четырьмя типами форсунок:
Л, В, С, D (рнс. 39). Форсунок типа А (струйные форсунки) уста-
новлено 60 шт., типа В (блок форсунки) — 138 шт., типа С (блок
форсунки П) — 48 шт. и типа D (блок форсунки П) — 19 шт.
Расположение форсунок в головке камеры сгорания концент-
ричное с различным сочетанием типов форсунок на окружностях.
Это обеспечивает необходимое распределение окислителя и горю-
чего по сечению камеры сгорания, позволяющее получить необхо-
димый расход и соотношение компонентов топлива, а также создать
относительно холодный пристеночный слой для охлаждения внут-
ренних стенок камеры сгорания. .
Окислитель и горючее распределяются по сечению камеры сго-
рания неравномерно, что обеспечивается расположением и разли-
чием характеристик форсунок. Компоненты, проходящие через фор-
сунки типа Л, сгорают во втором фронте, растянутом по длине ка-
меры сгорания. Компоненты, проходящие через форсунки типов В
и £), сгорают в первом фронте — вблизи головки камеры сгорания.
Компоненты, проходящие через форсунки типа С, сгорают в при-
стеночном слое и создают газовую завесу пониженной температуры
за счет избытка горючего.
В камере сгорания окислитель и горючее сгорают, а продукты
сгорания истекают через сопло в атмосферу, создавая силу тяги.
Развивающееся в камере сгорания давление через штуцер 7
(рис. 38) передается по трубопроводу на регулятор тяги н в датчик
задающего устройства.
Камера сгорания является основным несущим элементом дви-
гателя. Все усилия от двигателя передаются на ракету через четы-
ре кронштейна камеры сгорания, с помощью которых двигатель
крепится к ракете.
Турбонасосный агрегат (рис. 40, 41) предназначен для подачи и
повышения давления компонентов топлива на входе в камеру сго-
рания и в газогенератор. Давление компонентов повышается
50
СП
S /2 3
Рис. 35. Двигатель C5.1.0000-0 (вид сбоку):
/ — камера сгорания; 2 — турбонасосный агрегат; 3 — газогенератор: 5 — пусковая камера; 7 — пусковой клапан О; 8 — пусковой
клапан Г; 12 — ресивер; 15 — запорный кран
Рис. 37. Двигатель С5.1.0000-0 (вид спереди):
6 — регулятор тяги; 10 — отсечный клапан газогенератора; 14 — предохранительный клапан;
16 — пиропатрон
53
Рис. 36. Двигатель С5.1.0000-0 (вид сверху):
4 — стабилизатор; 9 — отсечный клапан Г; // — задающее устройство; 13 — выхлопная труба
ф Форсунка гпипс А
ф Форсунка типа в
ф Форсунка типе С
Ф Форсцк*а типа D
форс} иок
сл
4^
ГВ
Вход 0 из ?№
I к сшайили
г затору
1 — сопло; 2 — коллектор; 3 - руб
межуточное днище; 10 — днище;
Рис. 38. Камера сгорания:
ашка сопла* 4 — насадок; 5- рубашка насадка; 6 сфера; 7, /?, 32 -штуцера; 6 - рубашка
П - сетка* 13, /4 —днища; 1> кольцо; /6 коллектор; /7 —фланец; 18. 20 дроссельные
сетка; 21 — фланец;’ 22 — труба; 33, 34— кронштейны; I см. рис. 39.
сферы; ° -
шайбы;
про-
Вид А
Рис. 41. Турбоиасс сиьй агрегат (общий в»?д)«
?f> сопловой аппарат; 37 нцчюпнпй колле тор; 38, 40 к .лнттейпм; 39 пусковое септо
Сл
CD
Р:*с. 40. Турбонасосный агрегат:
1, 15 крышки; 2 — осевое козесо (шнгч); 3. 4. 7, !>. 17, 26, 2^. J кольц.:; .5. 18. 27, 34 план пощчг кольца. 6, 29 рабочее колет.
8. 11, 12. 21 -импеллеры; 9, 10- манжеты; .3.	. 32 - иолнапи; ки. 11, 14— илы. 22- разрезное кольцо; 23 — штифт. 24 -дш.к,
25 шматки; 30, корпус; 31 р«мцелитель
центробежными насосами окислителя и горючего. Ко чеса насосов
вращаются газовой турбиной со скоростью до 16 000 об/мин.
Турбина приводится в движение газами, вырабатываемыми в га-
зогенераторе. При пуске двигателя турбина приводится в движе-
ние продуктами сгорания порохового заряда пусковой камеры, пос-
тупающими через пусковое сопло 39.
Газы из генератора через сопловой аппарат 36 поступают на ло-
патки 25 диска 24 турбины, а затем отводятся через выхлопной
коллектор 37 и выхлопную трубу в атмосферу.
От диска 24 турбины крутящий момент передается через штиф-
ты 23 иа полый вал 19 насоса горючего. С вала 19 крутящий мо-
мент передается на рабочее колесо 29 центробежного насоса горю-
чего. импеллеры 21, 12, II, а через шлицы — на вал 14 насоса
окислителя. С вала 14 крутящий момент передается па рабочее ко
лссо 6 центробежного насоса окислителя, на осевое колесо 2 и на
импеллер 8.
Возникающие при работе осевые нагрузки воспринимаются под-
шипниками 32 и 20, радиальные нагрузки — подшипниками 13, 20
и 32.
Окислитель через входной патрубок А крышки / поступает
в осевое колесо (шнек) 2, затем в межлопаточные полости рабочего
колеса 6 насоса окислителя, откуда выходит в улитку в корпусе 35
и отводится в камеру сгорания и газогенератор через диффузор 5
в корпусе 35.
Полость высокого давления насоса окислителя отделяется от
полостей низкого давления щелевыми уплотнителями, образован-
ными кольцами 4 и 7 и плавающими кольцами 5 и 34. В осевом
направлении плавающие кольца 5 п 34 прижимаются давлением
окислителя к кольцам 3 п 33.	—
Полость низкого давления отделяется от полости турбины ман-
жетой 9 и гидравлическим затвором, образуемым импеллером 8.
Полости насосов окислителя п горючего разобщены разделителем
31, по которому возможные утечки компонентов направляются в
газовую полость турбины.
Горючее через входной патрубок В крышки 15 поступает в меж-
лопаточные полости рабочего колеса 29 насоса горючего, откуда
выходит в улитку в корпусе 30 и отводится в камеру сгорания и га-
зогенератор через диффузор Г в корпусе 30. Полость высокого дав-
ления отделяется от полостей низкого давления щелевыми уплот-
нителями, образованными кольцами 17 и 28 и плавающими кольца-
ми 18 и 27. В осевом направлении плавающие кольца 18 н 27 при-
жимаются к кольцам 16 и 26 давлением горючего.
Полости низкого давления отделяются от полости турбины с од-
ной стороны чугунным разрезным кольцом 22, стянутым пружиной,
и гидравлическим затвором, образуемым импеллером 21, с другой
стороны — манжетой 10 и гидравлическим затвором, образуемым
импеллерами //и 12. Компоненты, просочившиеся из полостей вы-
сокого давления через щелевые уплотнения, отводятся на вход в
насосы через дренажные клапаны корпусов 30 и 35 и крышек 15 п /.
58
На вход в насос окислителя через иптуцер Д крышки / посту-
пает окислитель из регулятора тяги, а через штуцер Е крышки / —
из исполнительного механизма задающего устройства.
Па вход в пасос горючего через штуцер Ж крышки 15 посту-
пает горючее из стабилизатора. Турбонасосный агрегат крепится
к камере сгорания за кронштейны И корпуса 30 насоса горючего.
К фланцу крышки 1 присоединяется пусковой клапан О, а к флан-
цу крышки 15 — пусковой клапан Г. К сопловому аппарату 36 при-
варивается газогенератор, закрепленный хомутом к кронштейну 38.
К соплу 39 приваривается пусковая камера, закрепленная хомутом
к кронштейну 40.
Газогенератор служит для выработки газа, необходимого для
работы турбонасосного агрегата. Газ является продуктом сгора-
ния окислителя и горючего.
Окислитель через дроссельную шайбу 18 (рис. 42) в штуцере 19
и трубку 20 поступает в полость под днищем 10, затем через фильтр
11 — в полость над днищем 9, откуда через форсунки О впрыски-
вается в камеру сгорания газогенератора.
Горючее из камеры сгорания двигателя через дроссельную шай-
бу 3 в штуцере 4 поступает в полость коллектора 2, далее через
охлаждающую щель, образованную цилиндром 6 н рубашкой ци-
линдра 5, и фильтр 7 в полость между днищами 8 и 9, затем через
форсунки Г впрыскивается в камеру сгорания газогенератора. Про-
ходя через охлаждающую щель, горючее охлаждает цилиндр 6.
В газогенераторе установлено тринадцать форсунок О и сорок
две форсунки Г. Каждая форсунка состоит из корпуса, завихрите-
ля и сопла.
При пуске двигателя компоненты топлива при соприкосновении
воспламеняются в камере сгорания газогенератора. Продукты сго-
рания поступают через патрубок 1 в сопловой аппарат турбонасос-
ного агрегата.	* '
Пусковая камера предназначена для выработки газа,
необходимого для раскрутки ротора турбонасосного агрегата и
обеспечения регламентирования по времени выхода двигателя на
режим, а также для прорыва мембран пусковых клапанов О и Г
при пуске двигателя.
При срабатывании пиропатрона 6 (рис. 43) продукты его сгора-
ния поступают к воспламенителю /, от которого воспламеняется по-
роховой заряд 2. Газы, образовавшиеся от сгорания заряда, проры-
вают герметизирующую мембрану 4 и через решетку, установлен-
ную в корпусе 3, поступают в полость сопла 5 и затем в пусковое
сопло турбонасосного агрегата. Часть газов из полости сопла 5 по
трубопроводу 7 поступает в пусковые клапаны О и Г для прорыва
мембран.
Стабилизатор поддерживает давление горючего перед форсун-
ками камеры сгорания и на входе в газогенератор равным давле-
нию окислителя после регулятора (на входе в камеру сгорания и га-
зогенератор) за счет изменения гидравлического сопротивления ли-
нии питания камеры сгорания и газогенератора горючим.
59
Pre. 4?. Газогенератор:
/ — патрубок 2- коллектор, 3, IS — дроссельные	/, 19 — штуцера 5 рубашк • цплинтра,
6 - цилиндр. 7, // — филыр 8—10 - днища, 12, 17 — корпус^ 13, 16 — завихри гол:» //, /Г — соп-
тл, 20 - трубка
Рис 43. Пусковая камера:
/ — воспламенитель; 2 — пороховой заряд; 3 — корпус; 4 — герметизи
рующая мембрана; 5 —сопло; б — пиропатрон; 7 — трубопровод
При изготовлении двигателя гидравлическое сопротивление ли-
ний окислителя и горючего камеры сгорания и газогенератора на-
страивается (доводится до требуемых значений) путем подбора
дроссельных шайб. Поэтому поддержание равенства давления го-
рючего перед форсунками горючего камеры сгорания и на входе
горючего в газогенератор и давления окислителя после регулято-
ра (на входе в камеру сгорания и газогенератор) обеспечивает тре-
буемое соотношение компонентов в камере сгорания и в газогене-
раторе.
Горючее из турбонасосного агрегата подводится к патрубку К
(рис. 44), проходит через дросселирующую щель между кромкой
отверстия в переходнике 1 и профилированной частью иглы 2 и от-
водится к камере сгорания и к * газогенератору через патрубки
М и Л.
Регулируемое давление (давление горючего перед форсунками
камеры сгорания и на входе горючего в газогенератор) подводит-
ся через штуцер А, затем через фильтр 6, сверления в гайке 7, во
втулке 9 и в корпусе 10 поступает в полость над мембраной 14.
Задающее давление — давление окислителя после регулятора
(на входе в камеру сгорания и в газогенератор) подводится через
штуцер В крышки 15 в полость под мембраной 14.
Горючее из турбонасосного агрегата подводится к штуцеру Б,
проходит фильтр 13 и через дросселирующее сечение, образованное
кромкой плунжера 12 и отверстиями в гильзе //, поступает в по-
лость /7Ь Из этой полости горючее поступает через жиклер постоян-
ного сечения и отверстия в поршне 5 в полость откуда через
штуцер Г корпуса 3 отводится на вход в насос горючего турбона-
сосного агрегата.
При повышении регулируемого давления относительно задаю-
щего мембрана 14 прогибается; плунжер 12, находящийся за счет
61
to
Регулируемое
давление Г
Рис. 44. Стабилизатор:
/ — переходник; 2 — игла; 3, 10 — корпус; 4, 8, /fi — пружины; 5 — поршень; 6, 13 — фильтры; 7 — гайка; 9 — втулка; // — гиль-
за; /2—плунжер; 14—мембрана; /5 — крышка
пружин 16 н 8 в постоянном контакте с мембраной, также переме-
щается и увеличивает дросселирующее сечение между кромкой
плунжера 12 и отверстиями в гильзе 11. В результате этого давле-
ние в полости Пу перед поршнем 5 увеличивается, что вызывает пе-
ремещение иглы 2 в сторону уменьшения проходного сечения ста-
билизатора.
За счет увеличения гидравлического сопротивления давление за
стабилизатором уменьшается и регулируемое давление сравнива-
ется с задающим.
При понижении регулируемого давления относительно задающе-
го прогибающаяся мембрана 14 перемещает плунжер 12 в сторону
уменьшения дросселирующего сечения между кромкой плунже-
ра 12 и отверстиями в гильзе 11. В результате давление в полос-
ти Пу перед поршнем 5 уменьшается, что вызывает перемещение
иглы 2 в сторону увеличения проходного сечения стабилизатора. За
счет уменьшения гидравлического сопротивления давление за ста-
билизатором увеличивается и регулируемое давление сравнивает-
ся с задающим.
При пуске двигателя игла 2 под действием пружины 4 находит-
ся в положении, соответствующем максимальному проходному се-
чению стабилизатора.
Регулятор тяги поддерживает давление в камере сгорания дви-
гателя равным задающему давлению, воздействуя на гидравличес-
кое сопротивление линии питания камеры сгорания и газогенера-
тора окислителем.
Поддержание давления в камере сгорания равным задающему
давлению обеспечивает изменение тяги двигателя по установлен-
ному закону в зависимости от времени и продольного ускорения в
соответствии с работой задающего устройства.
Окислитель из турбонасосного агрегата подводится к патрубку
К (рис. 45), проходит через дросселирующую щель между кромкой
отверстия в переходнике / и профилированной частью иглы 2 и от-
водится к камере сгорания и к газогенератору через патрубки
Л и М.
Регулируемое давление (давление в камере сгорания) подво-
дится через штуцер В крышки 14 в полость П2 под мембраной 13.
Задающее давление (давление окислителя после исполнитель-
ного механизма задающего устройства) подводится через штуцер Д
в полость П3 над мембраной 13. Из этой полости окислитель отво-
дится через отверстия в корпусе И и через дроссельную шайбу 6,
закрепленную в штуцере Б, на вход в насос окислителя турбона-
сосного агрегата.
Окислитель из турбонасосного агрегата подводится к штуцеру А,
проходит фильтр 12 и через дросселирующее сечение, образован-
ное кромкой плунжера 9 и отверстиями в гильзе 10, поступает в
полость 774. Из этой полости окислитель через жиклер постоянного
сечения в поршне 5 поступает в полость Пу, откуда через штуцер Г
корпуса 4 отводится на вход в насос окислителя турбонасосного
агрегата.
63
4^
Вход 0 Выход О I В помещ
8 номеру сгорания
Рис. 45. Регулятор тяги:
. / — переходник; 2 — нглз; 3, 8, 15- пружины; 4, II - корпус; д — поршень; б дроссельная шайба; 7 — штуцер; 9 — плунжер' 10 —
гильза; 12- фильтр, 13 — nu мбрана, 14 — крышка
При повышении давления в камере сгорания относительно зада-
ющего давления мембрана 13 прогибается; плунжер 9, находящий-
ся в постоянном контакте с мембраной 13 при помощи пружин 15 и
8, также перемещается и увеличивает дросселирующее сечение меж-
ду кромкой плунжера 9 и отверстиями в гильзе 10. В результате
давление в полости /74 перед поршнем 5 увеличивается и игла 2 пе-
ремещается в сторону уменьшения проходного сечения регулятора.
За счет увеличения гидравлического сопротивления расход окисли-
теля в камеру сгорания и газогенератор уменьшается. В связи с
этим давление в камере сгорания (и в газогенераторе) уменьшает-
ся и приходит в соответствие с задающим давлением.
Рис. 46. Пусковой клапан О:
/ — шпилька: 2 — мембрана: 3 — стакан; 4 - нож. 5 —
переходник; б — штифт; 7 — ниппель. 8 - диафраг-
ма; 9 — фланец; 10 — упор; // — решетка
При понижении давления в камере сгорания относительно зада-
ющего давления мембрана J3 прогибается; плунжер 9 перемещае!-
ся и уменьшает дросселирующее сечение между кромкой плунже-
ра 9 и отверстиями в гильзе 10'. В результате этого давление в по-
лости Пь перед поршнем 5 уменьшается и игла 2 перемещается в
сторону увеличения проходного сечения регулятора. За счет умень-
шения гидравлического сопротивления расход окислителя в камеру
сгорания н газогенератор увеличивается. В связи с этим давление
в камере сгорания (и в газогенераторе) увеличивается и приходит
в соответствие с задающим давлением.
При пуске двигателя игла 2 под действием пружины 3 находит-
ся в положении, соответствующем максимальному проходному се-
чению регулятора.
Пусковой клапан О разобщает полости бака окислителя и дви-
гателя при хранении ракеты и сообщает эти полости при пуске
двигателя.
При заправке ракеты полость над мембраной 2 (рис. 46) клапа-
на заполняется окислителем. Мембрана со стороны входа в клапан
подпирается решеткой //, которая предохраняет мембрану от про-
гиба при действии знакопеременных нагрузок.
5 Зак. 1627с	05
При пуске двигателя пороховые газы из пусковой камеры через
ниппель 7 и отверстие в переходнике 5 поступают в управляющую
полос ь пр ч д: . i ’ т s 3 . ’•	1 \ ином пороговых газов среза-
ются тва г’ппф;,. 6; дна^ ра. ма • прогибается п перемещает нож <
Рис. 47. Пусковой клапан Г:
/ — шпилька; 2 — мембрана; 3 — стакан; 4 - нож; 5 *-
корпус; б — штифт; 7 — штуцер; 5 —диафрагма; Р —
упор; 10 — решетка; А, Б —фланцы
который прорезает мембрану по большой части периметра. Под
действием давления окислителя Мембрана отгибается, открывая
доступ окислителю из бака в насос окислителя турбонасосного аг-
регата.
Пусковой клапан О крепится к насосу окислителя ТНА. К нип-
пелю 7 приваривается трубопровод от пусковой камеры. При уста-
новке двигателя на ракету к фланцу А крепится шпильками / тру-
бопровод окислителя.
Пусковой клапан Г разобщает полости бака горючего в двига-
теля при хранении ракеты и сообщает эти полости при пуске дви-
гателя.
При заправке ракегы полость над мембраной 2 (рис. 47) кла-
пана заполняется горючим.
При пуске двигателя пороховые газы из пусковой камеры через
штуцер 7 и отверстия в корпусе 5 поступают в управляющую по-
лость под диафрагмой 8. Под давлением пороховых газов срезают-
ся штифты 6, диафрагма 8 прогибается и перемещает нож 4, кото-
рый прорезает мембрану 2 по большей части периметра. Под дей-
ствием давления горючего мембрана отгибается, открывая доступ
горючему из бака в насос горючего турбонасосного агрегата.
На ракетах выпуска с 1963 г. в пусковом клапане устанавлива
ется решетка, по конструкции и назначению аналогичная решетке
пускового клапана О.
66
Пусковой клапан Г крепится к насосу горючего ТНА. К штуце-
ру 7 приваривается трубопровод от пусковой камеры. При установ-
ке двигателя на ракету к фланцу А крепится шпильками 1 трубо-
провод горючего.
Отсечный клапан Г предназначен для прекращения поступле-
ния горючего в камеру сгорания и газогенератор при принудитель-
ном останове двигателя.
Рис. 48. Отсечный клапан Г:
\	*	/ втулка; 2—мембрана; 3 — штифт; 4--грибок; 5 — корпус
При срабатывании пиропатрона, ввинченного в гнездо А
(рис. 48), под давлением пороховых газов прорывается герметизи-
рующая мембрана 2, закрепленная втулкой /, и газы поступают в
полость над штоком грибка 4. Под давлением газов срезается
штифт 3, а грибок 4 под действием сил пороховых газов и горючего
перемещается п герметично заклинивается в конусе корпуса о,
перекрывая магистраль горючего, поступающего в камеру сгорания
п газогенератор.
К корпусу 5 клапана приваривается трубопровод от насоса го-
рючего, а к патрубкам В и Г — трубопроводы от камеры сгорания.
Отсечный клапан газогенератора (рис. 49) предназначен для
прекращения поступления окислителя в газогенератор при прину-
дительном останове двигателя.
При срабатывании пиропатрона, ввинченного в гнездо А кор-
пуса 2, срезается заплечик пробки 1 вследствие давления порохо-
вых газов на торец пробки. Пробка перемещается и герметично зак-
линивается в корпусе 2 по двум коническим поверхностям. Закли-
। нивание пробки по конусу Е обеспечивает прекращение поступле-
ния окислителя в газогнератор, а заклинивание по конусу Д пре-
пятствует прорыву пороховых газов в полость окислителя. При дви-
жении пробки 1 повышается давление окислителя в полости перед
мембраной 3, закрепленной между корпусом 2 и демпфером 4 при
помощи накидной гайки 5. Мембрана прорывается, и окислитель
попадает в полость Г демпфера, тем самым смягчая повышение
5*
67
давления окислителя, вызванное быстрым перемещением
пробки.
К штуцерам Б и В клапана привариваются трубопроводы окис-
лителя от регулятора тяги и от газогенератора.
Предохранительный клапан (рис. 50) сбрасывает избыточное
давление из полости задающего давления регулятора тягп и, следо-
вательно, из камеры сгорания при пуске двигателя.
Вход О от регуля-
тора тяги
»На вход О в газогенератор
(через ресивер)
Рис. 49. Отсечный клапан газогенератора:
/—пробка; 2 — корпус; 3 — мембрана; 4 —демпфер; 5 — накидная гайка
Рис. 50. Предохранительный клапан:
/ — штуцер; 2 — корпус; 3 — клапан; 4 — пружина; 5 — тарель; 6 — наконечник
При увеличении давления в полости штуцера / (в полости зада-
ющего давления регулятора) выше определенного клапан 3 переме-
щается, сжимая пружину 4. Окислитель из штуцера / через кор-
пус 2, тарель 5 и наконечник 6 поступает в полость выхлопной тру-
бы, в результате давление в полости штуцера 1 уменьшается. При
уменьшении давления окислителя в штуцере 1 ниже определенного
клапан 3 под действием пружины 4 закрывает отверстие в штуце
ре, прекращая поступление окислителя в корпус 2.
К штуцеру 1 присоединяется трубопровод окислителя от регуля-
тора тяги, а к наконечнику 6 приваривается трубопровод от вых
допной трубы.
Выхлопная труба предназначена для отвода газов из турбона
сосного агрегата в атмосферу.
Выходной конец трубы запаян кснсервационной заглушкой.
Поступающий из ТИА газ вырывает консервационную заглушку
68
и выходит в атмосферу; вследствие этого получается дополнптель*
ная тяга. Выхлопная труба приваривается к выхлопному коллекто-
ру ТНА.
Ресивер является дополнительной емкостью для окислителя И
предназначен для обеспечения запаздывания поступления окисли-
теля (по сравнению с горючим) в газогенератор при пуске двига-
теля.
Ресивер изготовлен в виде шара с двумя штуцерами. Емкость
шара 0,268 л. На заполнение этой емкости затрачивается время, не-
обходимое для обеспечения запаздывания поступления окислителя
в газогенератор.
На вход
воздуха
в датчик
давления
2ДДМ-55К
Рис. 51. Запорный кран:
1 - - клапан; 2— корпус; 3— гайка
К штуцерам ресивера привариваются трубопроводы окислителя
от отсечного клапана газогенератора и от газогенератора.
Запорный кран (рис. 51) предназначен для разобщения по-
лости датчика давления задающего устройства от камеры сгорания
при подаче воздуха в полость датчика давления при проведении
регламентных работ над задающим устройством.
При проведении регламентных работ клапан 1 вывинчивается
специальным ключом, в гайку 3 ввинчивается приспособление (спе-
циальный ключ) до упора в кромку Г корпуса 2, при этом полости
штуцеров А и В разобщаются с полостью штуцера Б, через отвер-
стие приспособления в полость датчика (через штуцер Б) подается
воздух при определенном давлении.
После проведения регламентных работ приспособление вывин-
чивается из гайки 3 и в нес ввинчивается до упора клапан /.
69
Запорный кран крепится к фланцу пусковой камеры болтами
за фланцы Д. К штуцерам Л, Б и В привариваются трубопроводы
соответственно от камеры сгорания, от датчика давления задающе-
го устройства и от регулятора тяги.
На двигателе установлено три двухмостиковых пиропатрона
ДП-1. Каждый пиропатрон срабатывает от электрического им-
пульса.
Пиропатрон, установленный на пусковой камере, зажигает вос-
пламенитель камеры при пуске двигателя; пиропатроны отсечного
клапана Г и отсечного клапана газогенератора вызывают срабаты-
вание соответственно отсечного клапана Г и отсечного клапана га-
зогенератора при принудительном останове двигателя. Пиропатро-
ны ввинчиваются в резьбовые гнезда указанных агрегатов. К каж-
дому пиропатрону подключается соответствующий элсктроразъсм
ракеты.
Задающее устройство регулирует задающее давление регулято-
ра тяги двигателя, в результате чего регулятор изменяет давление
в камере сгорания согласно установленному закону в зависимости
от времени и продольного ускорения ракеты.
Характеристика работы задающего устройства приведена на
рис. 52.
Задающее устройство состоит из усилителя, исполнительного
механизма, датчика перегрузок МП-23В и датчика давлений
2ДДМ-55К. Принципиальная электрическая схема задающего уст-
ройства дана в приложении 3.
Усилитель состоит из магнитного усилителя, программного
узла, трансформатора и блока юстировочных сопротивлений.
Магнитный усилитель преобразует и усиливает сигналы, посту-
пающие на его входную обмотку, с электрического моста сопротив-
лений, в напряжение, поступающее на управляющую обмотку элек-
тродвигателя ДИД-1А исполнительного мёханизма.
Рис. 52. Характеристика задающего устройства — зави-
симость давления в камере сгорания от времени и пере-
грузки
70
Магнитный усилитель двухкаскадный и состоит из двух усили-
телей. Первый усилитель превращает входной сигнал постоянного
тока с электрического моста сопротивлений в изменения подмагни-
чивающих токов второго усилителя. Второй усилитель превращает
эти изменения в выходное напряжение переменного тока, поступа-
ющее на управляющую обмотку электродвигателя ДИД-1А испол-
нительного механизма.
Сигнал постоянного тока с электрического моста сопротивлений
поступает на вход магнитного усилителя (клеммы 1 и 4) и питает
входные обмотки / и 2 первого каскада, создавая магнитные пото-
ки в магнитопроводах I и II (рис. 53).
В зависимости от величины сигнала изменяются индуктивные
сопротивления обмоток переменного тока R5 и R6, R7 и R8. Обе
пары этих обмоток питаются напряжением 15 В 400 Гц. Протекаю-
щие по обмоткам R5 и R6, R7 и R8 токи выпрямляются селеновы-
ми мостиками Ml и М2 и питают входные обмотки R11 и R12 вто-
рого каскада.
Последовательно с обмотками R11 и R12 включены обмотки об-
ратной связи R3 и R4. Протекающий по обмоткам обратной связи
ток изменяет магнитные потоки в магнитопроводах I и II. Входная
обмотка R1 намотана навстречу входной обмотке R2. Поэтому ког-
да направление входного сигнала таково, что в магнитопроводе I
магнитное поле входной обмотки R1 и магнитное поле обмотки об-
ратной связи R3 складываются, то в магннтопроводе II они вычи-
таются, в соответствии с этим изменяются индуктивные сопротив-
ления обмоток R5 и R6, R7 и R8 и токи в них. Таким образом, при
одной полярности входного сигнала ток в цепи обмотки R11 боль-
ше тока в цепи обмотки R12, а при другой полярности — наоборот.
Обмотки переменного тока второго каскада (R17, R18, R19 и
R20) соединены между собой по мостиковой схеме. К одной диаго-
нали подводится напряжение 36 В 400 Гц (клеммы 2 и 5). В дру-
гую диагональ моста (клеммы 3 и 6) включена нагрузка — управ-
ляющая обмотка электродвигателя ДИД-1А исполнительного ме-
ханизма.
При отсутствии тока во входных обмотках первого каскада
(входной сигнал равен нулю) токи, протекающие в обмотках R11 и
R12, равны между собой. Магнитные потоки в магнитопроводах III
и IV, создаваемые этими обмотками, равны, а следовательно, рав-
ны и индуктивные сопротивления всех обмоток переменного тока
второго каскада. Мост, составленный из входных обмоток R17, R18,
R19 и R20, уравновешен, и на нагрузке напряжение отсутствует.
При наличии входного сигнала появляется разница между тока-
ми, протекающими в обмотках R11 и R12. Индуктивные сопротив-
ления обмоток R17 и R18, равные между собой, не равны индуктив-
ным сопротивлениям обмоток R19 и R20. Балансировка моста на-
рушается, и на управляющую обмотку электродвигателя ДИД-1А
поступает напряжение переменного тока. Величина напряжения за-
висит от значения тока во входной цепи первого каскада, а фаза п,
71

I каскад
I--------------------------------------------------------------п
Плоска#
i---------------------------------------л
Рис. 53. Электрическая схема магнитного усилителя
следовательно, направление вращения электродвигателя ДИД-1А
зависят от направления указанного тока. При изменении направле-
ния тока входного сигнала фаза напряжения, питающего управля-
ющую обмотку электродвигателя ДИД-1А, изменяется на 180°.
Потенциометры R9 и R10 включены параллельно обмоткам об-
ратной связи и служат для регулировки режима работы обратной
связи, т. е. для изменения коэффициента усиления.
Обмотки R13, R14, R15 и R16 второго каскада представляют
собой вторичные обмотки трансформатора, питающего обмотки R5,
R6, R7 и R8 пониженным напряжением переменного тока (15 В
400 Гц). Роль первичных обмоток трансформатора выполняют об-
мотки R17, R18, R19 и R20.
Рис. 54. Изменение сопротивления плеча 2-3 потенцио-
метра ПДР-315 с параллельно включенным потенцио-
метром ЮС-100 от времени работы программного узла
Программный узел изменяет во времени соотношение соп-
ротивлений плеч электрического моста сопротивлений (приложе-
ние 3) с помощью двойного линейного потенциометра R6 и R7 (ти-
па ПДР-315) в соответствии с установленным законом изменения
давления в камере сгорания.
На рис. 54 показано изменение сопротивления плеча 2-3 потен-
циометра ПДР-315 с параллельно включенным потенциометром
ЮС-100 от времени работы программного механизма.
Кроме того, имеющийся в программном узле программный токо-
распределитель после начала вращения вала электродвигателя ЛГ
(приложение 3) производит следующее:
через 0,7 с размыкает «нулевые» контакты К-3, фиксирующие
исходное (нулевое) -положение кулачка и замыкателя; замыкает
контакты К-9, дублирующие контакты реле Р1 включения первич-
ной обмотки трансформатора;
через 18 с размыкает контакты К-1 цепи защиты исполни-
тельного механизма от аварийного закрытия, состоящей из об-
мотки реле Р2 и контактов К-1;
73
через 52 с замыкает контакты К-2 (52 сек), предназначен-
ные для контроля задающего устройства при проверках с
пульта.
Конденсатор С1 включен параллельно контактам регулятора
оборотов электродвигателя М в целях искрогашення.
Потенциометр R5, включенный параллельно сопротивлению
двойного линейного потенциометра R6 и R7, используется при на-
стройке мостовой схемы задающего устройства.
Трансформатор служит для понижения напряжения. После
отрыва ракеты со стола подается:
Рис. 55. Б.чик	ли: . ' йот сицно.мо-
роз
на первичную обмотку трансформатора через контакты реле
Р1 и дублирующие контакты К-9 программного узла напряжение
200 В 400 Гц;
со вторичной обмотки трансформатора напряжение 36 В
400 Гц—на обмотку возбуждения электродвигателя ДИД-1 А ис-
полнительного механизма через конденсатор С2 и на обмотки пе-
ременного тока второго'каскада магнитного усилителя.
Блок юстировочных потенциометров (ри-с. 55) конструктивно
объединяет юстировочные потенциометры Rl, R2, R3 и R4 и кон-
денсатор С2. Эти ‘потенциометры используются для настройки —
компенсации отклонений характеристик других элементов задаю-
щего устройства и балансировки моста сопротивлений.
Потенциометр R1 служит для понижения напряжения, посту-
пающего от бортовой сети на мост сопротивлений, и используется
при настройке задающего устройства для получения заданных
характеристик. Потенциометры R2 и R4 служат для регулировки
плеч моста сопротивлений в целях выполнения настройки на мак-
симальный и минимальный режимы работы. Потенциометр R3
служит для регулировки плеч моста сопротивлений, для выполне-
74
ния настройки форсажа тяги при значениях ускорения менее
1 ед.
Исполнительный механизм (рис. 56) изменяет дрос-
селирующее сечение, через которое поступает окислитель в по-
лость задающего давления регулятора тяги.
Изменение дросселирующего сечения приводит к изменению
расхода окислителя, протекающего через полость задающего дав-
ления регулятора, и при наличии дросселя постоянного сечения
на выходе из этой полости — к изменению в ней давления. Изме-
нение дросселирующего сечения исполнительного механизма про-
исходит в соответствии с сигналами, поступающими на обмотку
управления электродвигателя исполнительного механизма.
Окислитель из трубопровода, соединяющего полость двигателя
перед регулятором тяги, подводится к штуцеру 1 с фильтром,
проходит через дросселирующее сечение, образованное иглой 12
и жиклером 13, и через штуцер 2 отводится в полость задающего
давления регулятора.
На обмотку возбуждения электродвигателя 9 подается напря-
жение 36 В 400 Гц с трансформатора. Напряжение на управляю-
щей обмотке электродвигателя 9 сдвинуто относительно напря-
жения на обмотке возбуждения на 90° емкостью конденсатора.
При наличии напряжения на обеих обмотках электродвигателя 9
его ротор вращается. Вращение через редуктор 8 передается на
кулачок 4, который нажимает на ролик 3 рычага II. Рычаг пово-
рачивается около своей оси и передвигает иглу 12, изменяющую
дросселирующее сечение, что приводит к изменению расхода
окислителя, 'Протекающего в полость задающего давления регуля-
тора тяги, и при наличии на выходе из этой полости постоянного
дросселя — к изменению давления в ней.
Направление вращения ротора электродвигателя, а следова-
тельно, и движение иглы на закрытие или открытие дроссели-
рующего сечения зависят от полярности входного сигнала.
Датчик давления 2ДДМ-55К изменяет соотношение со-
противлений плеч электрического моста сопротивлений соответст-
венно изменению давления в камере сгорания двигателя.
• В сильфоны 7 датчика давления (рис. 57) подается давление
из камеры сгорания двигателя. При изменении давления в силь-
фонах 7 изменяется натяжение пружин и сильфонов, что в свою
очередь вызывает перемещение колпачков 5. Связанная с колпач-
ками 5 качалка 1 вращается вокруг своей оси.
Одновременно с качалкой поворачивается зубчатый сектор 2,
находящийся в зацеплении с трибкой 3. Соответственно переме-
щаются сидящие на оси трибки 3 движки линейного потенциомет-
ра 4. При перемещении движков соотношение плеч моста изме-
няется в соответствии с изменением давления в камере сгорания.
Датчик перегрузок МП-23В изменяет соотношение со-
противлений плеч электрического моста сопротивлений соответ-
ственно изменению перегрузки, действующей вдоль продольной
оси ракеты.
75
о
Рис. 57. Электрокинематическая схема датчика
давления 2ДДМ-55К:
/-качалка; 2 — зубчатый сектор; 3 — трибка; 1 — ли
нейпый потенциометр; 5 — колпачок; 6 — пружина: 7 —
сильфоны
Рис. 58. Электрокинематическая схема датчика
перегрузок МП-23В:
/ — но-1 енциомс!р; 2 — пружина; 3 - постоянный маг
Дит, 4 — груз; 5 — упор; 6 — арретир; 7 — контакт
77
При действии вдоль продольной оси ракеты положительной
перегрузки более заранее установленной величины ( + 1<?) чув-
ствительный элемент — груз 4 (рис. 58), подвешенный на пружи-
нах 2, ложится на упор 5, ограничивающий его перемещение.
Движки потенциометров / располагаются при этом на закорочен-
ных участках потенциометров. При уменьшении продольной пере-
грузки менее установленной величины груз 4 отходит от упора 5
и начинает перемещаться. При движении груза перемещаются
жестко скрепленные с ним движки линейных потенциометров и
сходят с закороченных участков. Сопротивление плеча электриче-
ского моста сопротивлений возрастает, соотношение плеч моста
0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,6 0,9 1,0 J
Рис. 59. Изменение сопротивления датчика МП-23В
от перегрузки
г -
На рис. 59 показано изменение сопротивления электрической
схемы датчика МП-23В от перегрузки. .
Колебания груза 4 (рис. 58) гасятся магнитным демпфером,
образованным постоянным магнитом 3 и грузом 4. При переме-
щении груза в магнитном поле постоянного магнита в грузе на-
водятся индукционные токи.
Взаимодействие магнитного поля, образованного индукцион-
ными токами, и магнитного поля постоянного магнита препятст-
вует перемещению груза, демпфируя его колебания.
Фиксация чувствительного элемента (груза 4) производится
арретиром 6, который имеет три положения:
I — заарретированное — груз 4 прижат к верхнему упору 5, что
необходимо при транспортировке и хранении ракеты;
II — разарретированное — груз 4 находится в свободном со-
стоянии, что говорит о приведении датчика перегрузок в рабочее
положение;
III — настройка — груз 4 прижат к нижнему упору 5, а под-
вижные контакты потенциометров находятся на закороченных
участках, что соответствует положению проверки настройки за-
дающего устройства
Контакты 7 замыкаются арретиром 6 в положении II и раз-
мыкаются в положениях I и III арретира.
78
Поворот арретира 6 производится специальным ключом, фла-
жок которого должен располагаться соответственно положениям
арретира и надписям ЗААРРЕТ., РАЗАРРЕТ. и НАСТРОЙКА на
борту ракеты.
Исполнительный механизм крепится с помощью кронштейна
к фланцу регулятора тяги двигателя. Датчик давления кропится
к кронштейну» установленному на турбонасосном агрегате двига-
теля. Усилитель и датчик перегрузок крепятся в ракете отдельно
от двигателя. Усилитель крепится на амортизаторах, а датчик
перегрузок — на кронштейне.
)
6.4.	Работа задающего устройства
В исходном положении «нулевые» контакты К-3 программного1
узла усилителя и контакт К открытия исполнительного механизма
замкнуты, что контролируется соответственно с клемм 12 и 15,
15 и 16, электроразъема К-46 (приложение 3).
Кроме того, «нулевые» контакты К-3 программного узла, кон-
такт К открытия исполнительного механизма и контакт арретира
датчика перегрузок последовательно включены в цепь готовности
ракеты (клеммы 12 и 14 электроразъема К-46), что исключает
возможность ее запуска при отсутствии исходных положений
программного узла, исполнительного механизма или при заарре*
тированном датчике перегрузок.
При подготовке ракеты к пуску с бортовой сети питания по-
дается напряжение переменного тока на клеммы 7 и 8, 9 и 10
электроразъема К-46.
При пуске двигателя полость дросселя исполнительного ме-
ханизма заполняется окислителем, начинается протекание окис-
лителя через дроссель в полость задающего давления регулятора
тяги двигателя.
При отрыве ракеты от пускового стола с бортовой сети пи-
тания подается напряжение постоянного тока на клеммы 1 и 2,
3 и 4, 5 и 6 электроразъема К-46. Постоянное напряжение посту-
пает на электродвигатель М программного узла, на реле Р1 и
Электрический мост сопротивлений. Ротор электродвигателя М
начинает вращаться, контакты реле Р1 и дублирующий их кон-
такт К-9 замыкают цепь первичной с^мотки трансформатора,
С этого момента начинают работать все элементы задающего уст-
ройства.
В соответствии с заданным законом движки задающего по-
тенциометра ПДР-315 (R6 и R7) программного узла остаются
неподвижными в течении 18 с, затем начинают перемещаться,
нарушая равновесное соотношение плеч моста сопротивлений. На
вход магнитного усилителя с моста поступает сигнал постоянного
тока. Усиленный сигнал с выхода магнитного усилителя посту-
пает на управляющую обмотку электродвигателя ДИД-1А ис-
полнительного механизма. Ротор двигателя ДИД-1А начинает
вращаться, игла исполнительного механизма перемещается на
7»
закрытие. Уменьшается дросселирующее сечение, повышается гид-
равлическое сопротивление линии задающего давления, что при-
водит к уменьшению давления окислителя в полости задающего
давления регулятора тяги двигателя. Регулятор тяги двигателя
уменьшает давление в камере сгорания. Соответственно давлению
в камере сгорания перемещаются движки потенциометра датчика
давления. К моменту, когда давление в камере сгорания стано-
вится равным задаваемому, непрерывно движущиеся движки за-
дающего потенциометра перемещаются в новое положение, вновь
нарушается равновесное соотношение плеч моста сопротивлений.
Каждое положение движков задающего потенциометра отслежи-
вается системой регулирования двигателя, и давление в камере
сгорания непрерывно меняется. Таким образом осуществляется
заданный закон изменения давления в камере сгорания.
Если по каким-либо причинам давление в камере сгорания
отклоняется от заданного, например уменьшается, то движки по-
тенциометра датчика давления займут положение, не соответст-
вующее равновесному соотношению плеч моста сопротивлений.
Поступает сигнал на вход в магнитный усилитель и с выхода
его — на управляющую обмотку электродвигателя ДИД-1Л. Ротор
электродвигателя ДИД-1А начинает вращаться, игла исполнитель-
ного механизма перемещается на открытие. Увеличивается дрос-
селирующее сечение, понижается гидравлическое сопротивление
линии задающего давления, что приводит к увеличению давления
окислителя в полости задающего давления регулятора тяги дви-
гателя. Регулятор тяги двигателя .увеличивает давление в камере
сгорания до тех ‘пор, пока движк-и потенциометра датчика давле-
ния не займут положение, соответствующее равновесию плеч моста
сопротивлений.
При увеличении давления в камере сгорания процесс регули-
рования аналогичен описанному выше, но в этом случае игла
перемещается на закрытие, давление в -полости задающего давле-
ния регулятора тяги двигателя падает, регулятор двигателя по-
нижает давление в камере сгорания.
При уменьшении продольной перегрузки ниже заданной вели-
чины ( + 1 q) вступает в работу датчик перегрузок M1I-23B. При
этом движки потенциометров датчика перегрузок перемещаются
на рабочий участок потенциометров, увеличивается сопротивление
датчика перегрузок, нарушается равновесие плеч моста сопротив-
лении и система регулирования срабатывает так же, как в случае
понижения давления в камере сгорания. Как только продольная
перегрузка ракеты достигнет заданного значения, движки потен*
циометров датчика перегрузок приходят в первоначальное поло-
жение (на закороченный участок) и тяга двигателя снижается до
момента, когда продольная перегрузка опять не станет ниже за-
данной величины. Таким образом при определенных условиях по-
лета ракеты автоматически поддерживается необходимая тяга дви-
гателя, обеспечивающая заданное среднее значение продольной
перегрузки -ракеты.
.80
Наличие некоторого перерегулирования системы регулирова-
ния тяги двигателя обусловливает поддержание среднего значения
продольной ‘перегрузки ракеты с колебанием до ±0,6q от сред-
него значения.
По окончании работы двигателя прекращается поступление
окислителя в полость дросселя исполнительного механизма. За-
дающее давление падает практически до нуля. Вследствие пере-
мещения движков потенциометров датчика давления в крайнее
положение на электродвигатель исполнительного механизма по-
ступает ток, вызывающий вращение в сторону открытия дроссе-
ля. Кулачок исполнительного механизма поворачивается до упо-
ра, игла механизма останавливается в -положении полного откры-
тия дросселя.
Если в результате неисправности электроцепи задающего уст-
ройства в течение 18 с (до размыкания -контакта К-1) с начала
старта ракеты кулачок исполнительного механизма начнет дви-
гаться в сторону закрытия, то срабатывает реле Р2, прекращаю-
щее дальнейшее вращение кулачка.
7.	ДВИГАТЕЛЬ С5.1А.0000-0
7.1.	Введение
На ракетах с № 4725717 установлен двигатель С5.1А.0000-0,
который по конструкции аналогичен двигателю С5.1.0000-0, при
этом электрогидравлический способ регулирования тяги двигате-
ля изменен на 'пневмогидравлический.
Принцип действия и основные технические данные двигателя
остались без изменения.
/?, лес (
8000
Рис. 60. График зависимости тяги двигателя С5.1А.0000-0 от
времени и продольного ускорения ракеты на режиме сниже-
ния тяги
6 Зак. 1627с
81
Тяга двигателя автоматически регулируется в зависимости от
времени работы двигателя и продольного ускорения ракеты
(рис. 60).
Режимы работы двигателя поддерживаются регулятором тяги,
стабилизатором и датчиком ускорений.
7.2.	Устройство составных частей двигателя
Двигатель (рис. 61, 62, 63) состоит из следующих основных
агрегатов: камеры сгорания 1, турбонасосного агрегата 2, газо-
генератора 3, стабилизатора 5, пусковой камеры б, регулятора
тяги 14, пускового клапана О 8, пускового клапана Г 9, отсеч-
ного клапана Г 10, отсечного клапана газогенератора И, -выхлоп-
ной трубы 12, ресивера 13, клапана отсечки 15 регулятора тягн,
шара 16 и датчика ускорений.
Описание камеры сгорания, турбонасосного агрегата, газоге-
нератора, стабилизатора, пусковой камеры, пусковых клапанов О
и Г. отсечного клапана Г, отсечного клапана газогенератора, вы-
хлопной трубы и ресивера приведено в разд. 6.
Описание вновь примененных агрегатов регулятора тяги, кла-
пана отсечки регулятора тягн, шара -и датчика ускорений дано
в разд. 7.
На двигателе установлено четыре пиропатрона ДП-1-3, а имен-
но: на пусковой камере, на отсечном клапане Г, на отсечном кла-
пане газогенератора и на клапане отсечки регулятора. Пиропатрон
ДП-1-3 отличается от ДП-1 только увеличенным количеством
взрывчатых веществ.
Регулятор тяги (рис. 64) предназначен для изменения давления
в камере сгорания двигателя в соответствии с заданной програм-
мой в зависимости от времени полета, продольного ускорения ра-
кеты и температуры окружающей среды. Регулятор изменяет дав-
ление в камере сгорания, воздействуя окислителем на гидравли-
ческое сопротивление линии питания камеры сгорания и газогене-
ратора окислителем.
Окислитель из турбонасосного агрегата подводится к регуля-
тору через патрубок X; пройдя дросселирующее сечение, образо-
ванное кромкой отверстия в переходнике 1 и профилированной
частью иглы 2, окислитель отводится через патрубки Л и Л1 к ка-
мере сгорания и газогенератору.
Регулируемое давление (давление в камере сгорания) подво-
дится через штуцер А корпуса 4 и отверстия в упоре 9 в полость
Р над мембраной 10.
К штуцеру Б подводится окислитель из ТИЛ. Пройдя
фильтр 23, окислитель через дросселирующее сечение, образован-
ное плунжером 7 и гильзой 6, попадает в полость П под порш-
нем 5. Из этой полости окислитель через дросселирующее отвер-
стие в поршне попадает в полость Н и через штуцер В корпуса 4
отводится па вход в насос окислителя.
82
A-A
9
Рис. 61. Двигатель C5.1A.OOOO-0 (вид сбоку):
/ — камера сгорания: 2 — турбонасосный агрегат: 3 — газогенератор; в — пусковая камера; 8 — пусковой клапан О; 9 — пусковой
клапан Г; 13 — ресивер
ф-ф
Рис. 63. Двигатель С5.1 А.ОООО-О (вид спереди)'
П-отсечный клапан газогенератора; «-«аапан отсечки; 16 - шар; /7 - пиропатрон
85
00
4^
Рис. 62. Двигатель С5.1А.0000-0 (вид сверху)-
5-стабилизатор; /0—отсечный клапан Г; /2- выхлопная труба; Н - регулятор тяги
Oi
Рис. 64. Регулятор тяги:
/ — переходник; 2, if — иглы, 3. Я, 14, 19, 22 пружины 4 — корпус; 5 — поршень; О — гильза; 7 — плунжеп	1Г1 18 МРмбра
иы; // — регулировочный винт; /5 —шайба; /5-клала и;	/5 - (хд.ю 17, 23 - фильтры; 20 — ги тьзы; 21 — втулка; 24 - шпилька
При работе двигателя на максимальном режиме воздух от
клапана отсечки через штуцер Г и фильтр 17 поступает в по-
лость И. Из этой полости воздух через дросселирующее сечение,
образованное клапаном 13 и седлом 15, попадает в полость Е,
сообщающуюся с полостью Ж -под мембраной 10. Из полости Е
воздух через штуцер Д попадает в шар, а через «шайбу 12 страв-
ливается в окружающее пространство.
При понижении давления воздуха в полости Е относительно
номинального мембрана 18 под действием пружины 19 прогибает-
ся и клапан 13, находящийся в постоянном контакте с мембра-
ной 18 (за счет пружины 14 и иглы 16), перемещается в седле
и увеличивает площадь дросселирующего сечения. В результате
этого давление в полости Е над мембраной 18 повышается.
При повышении давления в полости Е относительно поминаль-
ного мембрана 18 прогибается, клапан 13 перемещается .в сед-
ле 15 и уменьшает дросселирующее сечение. В результате этого
давление воздуха в полости Е над мембраной понижается.
При увеличении давления в камере сгорания относительно
заданного давления (соответствующего давлению воздуха в по-
лости Ж и натяжению пружины 22) мембрана 10 прогибается.
Плунжер 7, находящийся в постоянном контакте с мембраной за
счет пружины 8, перемещается, площадь дросселирующего сече-
ния, образованного плунжером и гильзой 6, увеличивается. Давле-
ние в полости П под поршнем 5 увеличивается, поршень переме-
щается и уменьшает площадь дросселирующего сечения между
кромкой отверстия в переходнике 1 и иглой 2. Гидравлическое соп-
ротивление линии питания камеры сгорания и газогенератора
окислителем увеличивается, а давление в камере сгорания и газо-
генераторе уменьшается н приходит в соответствие с заданным
давлением.
При уменьшении давления в камере сгорания относительно
заданного давления мембрана 10 прогибается и перемешает плун-
жер 7 в сторону уменьшения дросселирующего сечения между
плунжером и гильзой 6.
Давление в полости П под поршнем 5 уменьшается, и пру-
жина 3 перемещает поршень в сторону увеличения дросселирую-
щего сечения между кромкой отверстия в переходнике 1 и иглой 2.
Гидравлическое сопротивление линии питания камеры сгорания и
газогенератора окислителем уменьшается, а давление в камере
и газогенераторе увеличивается и приходит в соответствие с за-
данным давлением.
При переходе двигателя на режим переменной тяги прекра-
щается поступление воздуха к штуцеру Г. Воздух из полостей
Е, Ж и из шара стравливается через шайбу 12 в окружающее
пространство. Давление воздуха под мембраной 10 уменьшается,
мембрана прогибается, и плунжер 7 перемещается в сторону уве-
личения дросселирующего сечения между плунжером и гиль-
зой 6. Давление окислителя под поршнем 5 увеличивается, и он
перемещается в сторону уменьшения площади дросселирующего
87
сечения между кромкой отверстия в переходнике / и иглой 2.
Гидравлическое сопротивление линии питания камеры сгорания
и газогенератора окислителем увеличивается, а давление в каме-
ре и газогенераторе уменьшается в соответствии с уменьшением
давления воздуха под мембраной 10.
Если продольное ускорение ракеты падает ’ниже определенно-
го, то из датчика ускорений поступает воздух <в штуцер Г. Давле-
ние воздуха в полости Ж повышается, мембрана 10 прогибается
и плунжер 7 перемещается в сторону уменьшения дросселирую-
щего сечения между плунжером и гильзой 6. Давление окислителя
под поршнем 5 уменьшается, и он перемещается в сторону уве-
личения дросселирующего сечения между кромкой отверстия в
переходнике 1 и иглой 2. Гидравлическое сопротивление линии
питания камеры сгорания и газогенератора окислителем умень-
шается, а давление в камере и газогенераторе увеличивается.
Если продольное ускорение ракеты вновь становится выше
определенного, то прекращается доступ воздуха в штуцер Г из
датчика ускорений, а давление в камере уменьшается в соответ-
ствии с 'работой двигателя на переходном режиме.
При повышении температуры окружающей среды относитель-
но номинальной длина алюминиевых втулок 21 увеличивается
больше, чем длина стальных гильз 20. В результате этого винт 11
перемещается в сторону увеличения натяжения пружины 22, что
компенсирует уменьшение жесткости чувствительных элементов
регулятора (пружин 8, 22, 14, 19 и мембран 10 и 18). Таким об-
разом, регулируемое давление «при работе на максимальном ре-
жиме и. изменяется при повышении температуры окружающей
среды.
При понижений температуры'окружающей среды относительно
номинальной длина алюминиевых втулок 21 уменьшается больше,
чем длина стальных гильз 20. Регулировочный винт перемещается
в сторону уменьшения натяжения пружины 22, что компенсирует
увеличение жесткости вышеуказанных чувствительных элементов
регулятора. Таким образом, регулируемое давление при работе
на максимальном режиме не изменяется при понижении темпе-
ратуры окружающей среды.
Регулятор тяги крепится к переходнику / шпильками 24.
К патрубку К приваривается трубопровод, подводящий окисли-
тель от ТНА; к патрубкам Л и М — трубопроводы, отводящие
окислитель к камере сгорания и газогенератору.
К штуцеру В присоединяется трубопровод, отводящий окисли-
тель на вход в насос окислителя; к штуцеру А — трубопровод, под-
водящий давление из камеры сгорания; к штуцеру Г — трубопро-
вод, подводящий воздух от клапана отсечки и датчика ускорений;
к штуцеру Д— трубопровод от шара.
К корпусу 4 крепится шпильками 24 клапан отсечки.
Клапан отсечки (рис. 65) прекращает поступление воздуха в
регулятор тяги из воздушной системы автопилота и одновременно
открывает доступ воздуха в механизм сброса газовых рулей ра-
88
Рис. 65. Клапан отсечки:
/ — мембрана; 2 — шток; 3 — пробка; 4 — переходник; 5— корпус; 6 — кронштейн; А, Б, В, Г — штуцера
Рис. 66. Датчик ускорений:
/ — пластина; 2—верхняя цапфа; 3— арретир; 4, 18, 31, 34 — пружины; 5- мембрана: 6 - - груз-клаиан; 7,
стаканы; 8 — основная пружина; 9—(./цо, 10— толкатель; 11— рсгули]м>вочнь!Й винт; 12— нижпня цапфа; 13—
винт, /г' - корпус опоры; 15 — шпилька. /6- коробка: 19, 22 - резиновые прокладки; 20, 2/— упоры; 23, 24, 71—
кожухи; 25—корпус; 26 — фильтр; 28 - штуцер; 29- ктапан; 30— жиклер; 32— шарикоподшипник; 33 — вилка

w
о
о
кеты при переходе двигателя па режим переменной тяги. Клапан
срабатывает от пиропатрона ПОРСГР.
Воздух через штуцер Г поступает в полость корпуса 5 и далее
через штуцера Б и В отводится соответственно к регулятору и
датчику ускорений.
При срабатывании пиропатрона, ввинченного в гнездо Д> за-
плечики -пробки 3, закрепленные между кропусом 5 и переходни-
ком 4, срезаются под действием давления 'пороховых газов на
торец пробки. Шток 2 и пробка перемещаются. При этом шток
прорывает мембрану / и воздух из полости корпуса 5 начинает
поступать через штуцер А в механизм сброса газовых рулей, а
пробка заклинивается по двум коническим поверхностям в соот-
ветствующих конусах корпуса клапана.
Заклинивание пробки по первой конической поверхности пред-
отвращает проникновение пороховых газов в полости системы ре-
гулирования двигателя; при заклинивании пробки по второй
конической поверхности прекращается поступление воздуха в ре-
гулятор тяги.
Шар 65 ((приложение 2) является емкостью, заполняющейся
воздухом. При пуске двигателя воздух из полости задающего дав-
ления регулятора тяги заполняет шар.
При переходе двигателя на режим переменной тягн (при сра-
батывании клапана отсечки) прекращается поступление воздуха
из воздушной системы автопилота в регулятор тяги (шар). Дав-
ление воздуха в шаре (полости -задающего давления регулятора
тяги) уменьшается по определенному закону за счет истечения
воздуха из шара через дроссельную шайбу регулятора тяги в ат-
мосферу.
Датчик ускорений (рис. 66) пневматического типа предназна-
чен для подачи воздуха в регулятор и через него в программный
шар двигателя при уменьшении продольного ускорения ракеты
ниже 3—5 м/с2 и для отсечки поступления воздуха в эту полость
при увеличении продольного ускорения ракеты выше 5—11 м/с2.
Воздух давлением —50 кгс/см2, идущий от первой ступени ре-
дуктора, через штуцер А и металло-керамический фильтр 26 по-
ступает в полость Г датчика. Под действием давления воздуха
арретир 3, сжимая пружину 4, перемещается до упора в торец
верхней цапфы 2, обеспечивая грузу-клапа-ну 6 свободу перемеще-
ний -на 0,5 мм. Одновременно из полости Г воздух через сверления
в корпусе 25 поступает в полость Д, где дальнейший путь его в
регулятор через штуцер 28 закрыт клапаном 29 при помощи пру-
жины 31.
В стакане 7 иа плоских прорезных мембранах 5 подвешен
груз-клапан 6. Сила основной пружины 8 отрегулирована регули-
ровочным винтом // и тремя толкателями 10 так, чтобы она
уравновешивала силу, которую -создает груз-клапан при продоль-
92
ном ускорении ракеты, равном 3 м/с2, и силу, с которой груз-кла-
пан прижат к седлу 9 давлением воздуха. В тот момент, когда
ускорение ракеты становится меньше 3 м/с2, происходит отрыв
груза-клапапа от седла, сила от давления воздуха на груз-клапан
исчезает и он под действием избыточной силы основной пружи-
ны 8 перемещается до упора в торец арретира 3.
Воздух из полости Г через седло 9 и отверстия в корпусе 25
поступает в полость Е. Под действием этого давления клапан 29,
сжимая пружину 31, перемещается п открывает доступ воздуха
из полости Д через жиклер форсажа штуцера 28 в блок регули-
рования. Диаметр жиклера форсажа выполнен таким, чтобы осу-
ществлялся заданный темп нарастания тяги при форсаже.
Закрытие отверстия седла 9 грузом-клапаном происходит в мо-
мент, когда ускорение ракеты достигает величины М 11,5 м/с2, при
которой сила от груза-клапана преодолевает силу основной пру-
жины 8. В момент прижатия груза-жлапана к седлу 9 появляется
избыточная сила от давления воздуха на груз-клапан, которая и
прижимает его к этому седлу.
Возможный расход воздуха (травление) по стыку с седлом 9
из-за негерметичности прижатия груза-клапана или из-за вибра-
ций сбрасывается в атмосферу через жиклер 30.
Датчик при помощи верхней 2 и нижней 12 цапф имеет воз-
можность перемещаться относительно двух опор 14, закрепленных
в коробке 16 винтами 13. В каждой из опор установлены три
шарикоподшипника 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
перемещению датчика вдоль оси чувствительности.
Нижняя цапфа 12 имеет упоры 20 и 21, ограничивающие ход
подвижных частей датчика в пределах 27 мм.
При ускорении ракеты < 0 q пружина 18 прижимает датчик
♦упором 21 через резиновую прокладку 22 к торцу корпуса опо-
ры 14\ при ускорении ракеты 3 q датчик сжимает пружину 18
и упором 20 через резиновую прокладку 19 садится на торец ста-
кана 17. Пружина 18 является амортизатором и служит для изо-
ляции подвижных частей датчика от продольных вибраций раке-
ты. Подвижные части датчика ускорений защищены кожухами 23,
24 и 27. На рис. 66 изображено положение датчика относительно
коробки 16 при ускорении ракеты Д = 1 q.
Датчик ускорений крепится к кронштейнам хвостового отсека
при помощи четырех шпилек 15 и гаек.
К штуцеру А датчика присоединяется гибкий шланг, подводя-
щий воздух от первой ступени редуктора автопилота; к штуце-
ру 28 присоединяется гибкий .шланг, отводящий воздух к регу-
лятору.
93
8.	РАБОТА ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ
8.1.	Работа ДУ на ракетах до № 4725717
После нажатия кнопки СТАРТ подрывается 'пиропатрон пре-
дохранительной трубки ПВД кока, сбрасывается предохранитель-
ная трубка с ПВД и подается электрический импульс на подрыв
пиропатрона 17 пускового крана 16 (приложение 1). При сраба-
тывании пускового крана воздух из шарового баллона 20 посту-
пает в редуктор наддува 15 и мембранный узел 1 бака О, а газы
от пиропатрона ПВД истекают через дренажный трубопровод в
атмосферу.
Шток мембранного узла бака О «под действием воздуха вы-
сокого давления перемещается вперед и прорывает мембрану
мембранного узла.
В редукторе наддува воздух высокого давления редуцируется
до давления 7,5±0,25 iktc'/cm2 (низкое давление) и поступает по
трубопроводам 2 и 11 к мембранам (воздушных трактов О и Г и
сигнализаторам давления 7 и 56. Через мембранный узел 6aiKa О
воздух попадает в бак О. Воздух прорывает мембрану мембранно-
го комплекта 33 бака Г, имеющую прорывное давление 4±
±1 кгс/см2, и поступает в бак Г.
В процессе наддува баков О и Г у сигнализаторов давления
7 и 56, отрегулированных на давление 5 кгс/см2, замыкаются
контакты в цепи готовности остальных цепей прохождения старта
ракеты.
При подаче электрического.лмпульСа на пиропатрон ППК 24
пусковой камеры 25 пиропатрон срабатывает и поджигает вос-
пламенитель и пороховой заряд пусковой камеры. Продукты сго-
рания заряда поступают в турбонасосный агрегат 6О'ц управляю-
щие полости .пусковых клапанов О 43 и Г 42.
Пусковые клапаны О и Г -срабатывают и открывают доступ
компонентам топлива в полости двигателя. Заполнение полостей
двигателя производится за счет давления в баках О и Г. Из тур-
бины ТИА продукты сгорания заряда поступают в выхлопную
трубу 26, прорывают и выбрасывают из 1выхлопной трубы кон-
сервационную заглушку.
При поступлении продуктов -сгорания порохового заряда в
турбину ТНА ее ротор начинает раскручиваться. По заполнении
полостей насосов дальнейшее заполнение полостей двигателя ком-
понентами топлива происходит под действием давления »в баках
и напоров насосов.
По заполнении полостей соответствующих агрегатов двигателя
окислитель и горючее начинают поступать в шолости камеры -сго-
рания 52 и газогенератора 22. При соприкосновении в камере
сгорания и газогенератора окислитель и горючее воспламеняются.
Давлением продуктов сгорания компонентов топлива из сопла
камеры сгорания вырывается и 'выбрасывается консервационная
94
заглушка. Продукты сгорания через сопло камеры истекают в ок-
ружающее пространство, создавая силу тяги.
Из газогенератора продукты сгорания компонентов топлива
поступают в турбину турбонасосного агрегата, продолжая вра-
щать раскрученную пороховыми газами турбину ТНА.
По окончании горения заряда пусковой камеры вращение тур-
бины поддерживается продуктами сгорания, поступающими из
газогенератора.
После стабилизации вышеуказанных процессов двигатель вы-
ходит на режим максимальной тяги.
Режим работы двигателя регулируется задающим устройством
28, регулятором тяги 50 и стабилизатором 31. Задающее устрой-
ство и регулятор тяги регулируют давление в камере сгорания 52
в зависимости от времени и продольного ускорения. Исполни-
тельный механизм задающего устройства изменяет гидравлическое
сопротивление линии задающего давления, что вызывает измене-
ние давления окислителя в полости задающего давления регулято-
ра тяги 50, который изменяет гидравлическое сопротивление ли-
нии питания камеры сгорания и газогенератора 22 окислите-
лем.
Стабилизатор 31 поддерживает давление горючего перед фор-
сунками камеры сгорания и на входе в газогенератор равным
давлению окислителя после регулятора тяги (на входе в камеру
сгорания и газогенератор) за счет изменения гидравлического
сопротивления линии питания горючим камеры сгорания и газо-
генератора.
Изменение давления в камере сгорания по времени задается
программным узлом задающего устройства в соответствии с про-
филем кулачка, движок потенциометра которого остается опре-
деленное время неподвижным, а затем начинает перемещаться.
В соответствии с положением движка потенциометра программно-
го узла остальные элементы контура (усилитель, исполнительный
механизм, датчик давления 61 и регулятор тяги 50) определенное
время поддерживают давление ib камере сгорания постоянным,
затем понижают его по установленному закону в зависимости от
времени.
Если -продольное ускорение ракеты становится меньше опре-
деленного (9,8 м/с2), что практически возможно только при зна-
чительном снижении задающего давления или -маневре ракеты на
низковысотных траекториях (следовательно, при значительном
снижении тяги двигателя) или при увеличении лобового сопротив-
ления ракеты, происходит форсирование тяги двигателя до мо-
мента, когда продольное ускорение достигнет 9,8 м/с2. Форсиро-
вание тяги двигателя производится по команде датчика перегрузок
МП-2313. Характеристика двигателя дана на рис. 67.
При отклонении давления в камере сгорания от заданного, на-
пример в сторону повышения, исполнительный механизм задаю-
щего устройства 28 (приложение 1) повышает гидравлическое
сопротивление линии задающего давления. Это приводит к умень-
95
шению давления окислителя в полости задающего давления ре-
гулятора тяги, который увеличивает гидравлическое сопротивление
линии питания окислителем камеры сгорания и газогенератора.
Приводит также к уменьшению расхода окислителя в камеру
сгорания п газогенератор, ’понижается давление в камере сгора-
ния и газогенераторе, уменьшается мощность турбины 27 и по-
нижается число оборотов ротора ТНЛ. Увеличение гидравлическо-
го сопротивления линии питания окислителем камеры сгорания
Рис. 67. График зависимости тяги двигателя
С5.1.0000-0 от времени и продольного ускорения ракеты
на режиме снижения тяги
и газогенератора и уменьшение давления компонентов топлива
на выходах 46 и 47 насосов ТНА приводит 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 изме-
нения.
При отклонении давления горючего перед форсунками камеры
сгорания (и в месте отвода в газогенератор) от давления окисли-
теля па (входе в камеру сгорания (и в месте отвода в газогенера-
тор), например в сторону повышения, стабилизатор 31 увеличи-
вает гидравлическое сопротивление линии питания горючим .каме-
ры сгорания и газогенератора 22. Это приводит к понижению дав-
лении я горючего перед форсунками камеры сгорания (и в месте
отвода в газогенератор).
При отклонении давления горючего перед форсунками камеры
сгорания (п в месте отвода в газогенератор) от давления окисли-
теля на входе в камеру сгорания (п в месте отвода в газогенера-
тор) в сторону понижения происходят соответственно обратные
изменения.
При изготовлении агрегатов двигателя их характеристики на-
страиваются с определенной точностью, поэтому поддержание за-
96
данного давления в камере сгорания, поддержание равенства
давлений окислителя на входе в камеру сгорания (и в месте от-
вода в газогенератор) и горючего перед форсунками камеры сго-
рания (и в месте отвода в газогенератор) обеспечивают сохране-
ние с определенной точностью всех параметров, характеризующих
режим работы двигателя.
При израсходовании одного из компонентов прекращается го-
рение в камере сгорания и в газогенераторе, прекращается вра-
щение турбины ТНА, остатки второго компонента вытекают через
ТНА, камеру сгорания, газогенератор и выхлопную трубу в ат-
мосферу.
При несостоявшемся старте ракеты .принудительный останов
двигателя производится подачей электрического импульса на
пиропатрон ПОГ 29 отсечного клапана Г 30 и пиропатрон ПОГГ 48
отсечного клапана газогенератора 49- При срабатывании клапа-
нов 30 и 49 прекращается доступ горючего в камеру сгорания и
газогенератор, доступ окислителя в газогенератор, горение ком-
понентов топлива в камере сгорания и в газогенераторе, враще-
ние турбины ТНА, а остатки окислителя вытекают через ТНА и
камеру сгорания в атмосферу.
8.2.	Работа ДУ на ракетах с № 4725717
После' нажатия на кнопку СТАРТ подрывается пиропатрон
предохранительной трубки ПВД кока, сбрасывается предохрани-
тельная трубка с ПВД и подается электрический импульс на под-
рыв 'пиропатронов ПАП и ПВД.
При срабатывании пиропатрона ПАП воздух из шарового бал-
лона воздушной системы АП поступает в редуктор 66 (приложе-
ние 2) автопилота. Из первой ступени редуктора воздух поступает
в клапан отсечки 62 (позиции в кружках относятся к узлам, уста-
новленным на ракете с № 4725717), а из клапана — через фильтр
и дроссельную шайбу в регулятор тяги 50. Из регулятора тяги воз-
дух поступает в шар 65 и частично истекает в окружающее про-
странство через шайбу 12 (рис. 64). Давление воздуха в шаре
(полости задающего давления регулятора тяги) -повышается.
При срабатывании пускового крана 16 (приложение 2) воздух
высокого давления из шарового баллона 20 поступает в редуктор
наддува 15 и мембранный узел 1 бака О, а газы от пиропатрона
ПВД истекают через дренажный трубопровод в атмосферу. Шток
и конус мембранного узла под действием воздуха /высокого дав-
ления перемещаются вперед. Конус прорывает мембрану и отгиба-
ет ее лепестки в сторону бака.
В редукторе наддува воздух высокого давления редуцируется
до давления 7,5±0,25 кгс/см2 (низкое давление), поступает по
трубопроводам к мембранам воздушных трактов О и Г и сигнали-
заторам давления 7 и 56 и через мембранный узел / бака О
7 Зак. 1627с
97
попадает в бак О. Воздух прорьиваст мембрану мембранного
комплекта 33 бака Г, имеющую прорывное давление 4±1 кгс/см2,
и поступает в бак Г.
В процессе наддува баков О и Г у сигнализаторов давления 7
и 56, отрегулированных на давление 5 кгс/см2, замыкаются кон-
такты в цепп готовности остальных цепей прохождения старта
ракеты.
К моменту подрыва пиропатрона ППК 24 пусковой камеры 25
необходимо иметь в регуляторе тяги 50 определенное давление
воздуха, обеспечивающее запуск двигателя. Это достигается вве-
дением дополнительной емкости — баллона в (воздушную систему
газовых рулей, благодаря чему сигнализаторы давления РДАП
срабатывают позднее и замыкают цепь готовности на подрыв пи-
ропатрона ППК.
При подаче электрического импульса на пиропатрон ППК 24
пусковой камеры 25 пиропатрон срабатывает и поджигает вос-
пламенитель, от которого воспламеняется пороховой заряд камеры.
Продукты сгорания заряда поступают в турбонасосный агрегат 60
и управляющие полости пусковых клапанов О 43 и Г 42. Пуско-
вые клапаны О и Г срабатывают и открывают доступ компонен-
там топлива в полости двигателя. Заполнение полостей двигателя
производится за счет давления в баках О и Г. Из турбины ТНА
продукты сгорания заряда поступают в выхлопную трубу 26, про-
рывают и выбрасывают из выхлопной трубы консервационную за-
глушку.
При поступлении продуктов сгорания порохового заряда в тур-
бину ТНА ее ротор- начинает раскручиваться. По заполнении по-
лостей насосов дальнейшее заполнение полостей двигателя ком-
понентами топлива происходит под действием давления ib баках и
напоров насосов.
По заполнении полостей соответствующих агрегатов двигателя
окислитель и горючее начинают поступать в камеру сгорания 52
и газогенератор 22. При соприкосновении в камере сгорания и га-
зогенераторе окислитель и горючее воспламеняются.
Давлением продуктов сгорания компонентов топлива из сопла
камеры сгорания вырывается и выбрасывается конссрвацион-ная
заглушка. Продукты сгорания через сопло камеры сгора-
ния истекают в окружающее пространство, создавая силу
тягн.
Из газогенератора продукты сгорания компонентов топлива по-
ступают в турбину турбонасосного агрегата, продолжая вращать
раскрученную пороховыми газами турбину ТНА. По окончании
горения заряда пусковой камеры (вращение поддерживается про-
дуктами сгорания, поступающими из газогенератора.
После стабилизации вышеуказанных процессов двигатель вы-
ходит на режим максимальной тягн.
98
Режим работы двигателя поддерживается регулятором тя-
ги ОД датчиком ускорений 64 и стабилизатором 31.
Регулятор тяги и датчик ускорений регулируют давление в
камере сгорания в зависимости от времени и продольного ускоре-
ния ракеты.
Регулятор тяги поддерживает давление ib камере сгорания в
соответствии с давлением воздуха, поступающего -на вход в ре-
гулятор тяги, воздействуя на гидравлическое сопротивление ли-
нии питания камеры сгорания и газогенератора 22 окисли-
телем.
Стабилизатор 31 поддерживает давление горючего перед фор-
сунками камеры сгорания и на входе в газогенератор равным
давлению окислителя 'после регулятора тяги (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 регулятор
тяги поступает воздух из воздушной системы АП через клапан
отсечки 62, регулятор тяги при этом поддерживает давление в
камере сгорания постоянным.
Для 'перехода двигателя на режим переменной тяги от про-
граммного механизма автопилота на 18-й с полета ракеты подает-
ся электрический импульс на пиропатрон ПОРСГР клапана от-
сечки 62, клапан отсечки срабатывает и поступление воздуха из
воздушной системы АП в регулятор тяги прекращается. Воздух из
шара 65 (из полости задающего давления регулятора тяги) на-
чинает истекать в атмосферу через шайбу 12 регулятора тяги
(рис. 64). Давление воздуха в шаре уменьшается по определен-
ному закону в зависимости от времени. Регулятор тяги при этом1
уменьшает давление :в камере сгорания в соответствии с законом,
по которому уменьшается давление в шаре.
Если продольное ускорение ракеты становится меньше 3,5—-
5,5 м/с (что практически возможно только при значительном сни-
жении давления в камере сгорания и, следовательно, тяги двига-
теля), датчик ускорений открывает доступ воздуха из воздушной
системы АП в регулятор тяги, давление воздуха в шаре новы-
шастся и регулятор тяги при этом повышает давление в камере
сгорания. Повышение тяги продолжается до тех пор, пока уско-
рение ракеты достигнет значения 5,5—11 м/с2; после этого датчик
ускорений прекращает доступ воздуха из воздушной системы
автопилота в регулятор тяги, давление воздуха в пиаре умень-
шается и регулятор тяги уменьшает давление в камере сгорания
в соответствии с уменьшением давления в шаре.
На рис. 60 показана зависимость изменения тяги двигателя
от времени и продольного ускорения ракеты. При отклонении дав-
ления в камере сгорания от заданного, например, в сторону .по-
вышения, регулятор тяги увеличивает гидравлическое сопропкв-
7*
99
ление линии питания окислителем камеры сгорания и газогенера-
тора, что приводит к уменьшению расхода окислителя в камере
сгорания и газогенераторе. При этом уменьшается мощность тур-
бины ТНЛ и понижается число оборотов ротора ТНА.
Увеличение гидравлического сопротивления линии питания
окислителем камеры сгорания и газогенератора и уменьшение
давления компонентов на выходе из насосов ТНА приводит 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 про-
цессы.
При отклонении давления горючего перед форсунками камеры
сгорания (и 1в месте отвода в газогенератор) от давления окисли-
теля на входе в камеру сгорания (и в месте отвода в газогенера-
тор), например, в сторону повышения, стабилизатор 31 (прило-
жение 2) увеличивает гидравлическое -сопротивление линии пита-
ния камеры сгорания и газогенератора. Это приводит к понижению
давления горючего перед форсунками камеры сгорания (и в месте
отвода в газогенератор).
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 газогенера-
тор) в сторону понижения происходят соответственно обратные
процессы.
При изготовлении агрегатов /двигателя их характеристики
настраиваются с определенной точностью. Поэтому поддержание
заданного давления в камере сгорания, поддержание равенства
давлений окислителя на входе в камеру сгорания (и в месте от-
вода в газогенератор) и горючего перед форсунками камеры сго-
рания (и в месте отвода в газогенератор) обеспечивают сохране-
ние с определенной точностью всех параметров, характеризующих
режим работы двигателя.
При израсходовании одного из компонентов прекращается го-
рение в камере сгорания и в газогенераторе, прекращается враще-
ние турбины ТНА, остатки второго компонента вытекают через
ТНА, камеру сгорания, газогенератор и выхлопную трубу в ат-
мосферу.
При несостоявшемся старте ракеты принудительный останов
двигателя производится подачей электрического импульса на пи-
ропатрон ПОГ 29 отсечного клапана Г 30 и пиропатрон ПОГГ 48
отсечного клапана газогенератора 49.
При срабатывании клапанов 30 и 49 прекращается доступ горю-
чего в камеру сгорания и газогенератор, доступ окислителя в
газогенератор, горение компонентов топлива в камере сгорания и
в газогенераторе, вращение турбины ТНА, а остатки окисилителя
вытекают через ТНА и камеру сгорания в атмосферу.
100
9.	ВОЗДУШНАЯ СИСТЕМА АВТОПИЛОТА И
АМПУЛЬНОЙ БАТАРЕИ
9.1.	Назначение и состав
Воздушная система автопилота предназначена для приведений
в движение рабочих органов управления ракеты — элеронов, воз-
душных и газовых рулей, а также для стопорения воздушных п га-
зовых рулей в соответствии с командами автопилота.
Основными узлами воздушной системы АП (приложение 4)
являются: шаровый баллон, зарядный кран, манометр В-600, пи-
ротехнический клапан подачи воздуха ПАП, редуктор автопило-
та, кран отработки, штуцер для подсоединения контрольного ма-
нометра, сигнализаторы давления СДУМ7А-7,8-510 и СДУ7А-7.8,
цилиндры стопорения газовых рулей и воздушных рулей тангажа,
пиротехнический клапан сброса газовых рулей на ракетах до
№ 4725717, пиротехнический клапан отсечки регулятора и сбро-
са газовых рулей на ракетах с № 4725717, а также переключатель
Д-11, рулевые блоки (рулевые машины и струйные реле) и руле-
вые машины, входящие в комплект автопилота.
Описание зарядного крана и манометра В-600 приведено в
разд. 5.
Воздушная магистраль ампульной батареи предназначена для
прир-рпрчия источника тока в действие.
9.2.	Устройство составных частей воздушной
системы АП
Шаровый баллон емкостью 23,2 л является аккумулятором
энергии, питающим воздушную систему АП сжатым воздухом.
Рабочий диапазон давлений в баллоне 315—400 кгс/см2. Баллон
крепится к первому шпангоуту рулевого отсека при помощи спе-
циальной чашки и стяжных лент.
Пиротехнические клапаны подачи воздуха ПАП и ПСГР
-(рис. 68) мембранного типа.
Клапан ПАП установлен в магистрали, ведущей от баллона К
редуктору, предназначен для пуска воздуха в пневмоспстему авто-
пилота и в ампульную батарею.
Клапан ПСГР установлен на ракетах до № 4725717 в магист-
рали, подводящей воздух к колонкам газовых рулей, и предназ-
начен для сброса газовых рулей с ракеты.
При срабатывании пиропатрона пороховые газы давят на пор-
шень Я навинченный на мембрану 5. Заплечики мембраны среза-
ются, поршень и мембрана перемещается вниз, при этом мембрана
заклинивается в корпусе, создавая герметичность этого соединения,
и открывает доступ воздуха в систему через штуцер А. В клапане
ПСГР мембрана заклинивается в корпусе с помощью кольца 7.
Редуктор автопилота (рис. 69) предназначен для понижения
давления воздуха, поступающего из баллона, и поддержания по-
101
стоянного давления воздуха для питания соответствующих потре-
бителей.
По конструкции редуктор двуступепчатый обратного действия
(при редуцировании направление потока воздуха совпадает с на-
правлением сжатия пружины).
Рис. 68. Пиротехнический клапан п>ска воздуха
в систему АП и АБ:
/ — корпус; 2» а — прокладки; J — пиропатрон; 4 - вход-
ной штуцер; 5 — мембрана; € — кольцо; 7 v- уплотни-
тельное кольцо; 9 — поршень
При изменении давления на входе от 400 до G0 кгс/см2 редук-
тор обеспечивает на выходе давление 22± 1,5 кгс/см2. Воздух из
баллона поступает через входной штуцер и металлокерамический
фильтр в полость высокого давления первой ступени редуктора;
проходя через переходное сечение между клапаном и седлом, воз-
дух редуцируется до 50±8 кгс/см2 и поступает в полость высокого
давления второй ступени редуктора, где, проходя через переход-
ное сечение между клапаном и седлом, редуцируется до давления
22± 1,5 кгс/см2 и через выходной штуцер поступает в систему.
По мере падения давления воздуха в баллоне давление на кла-
пан первой ступени уменьшается, пружина разжимается, подни-
мает мембрану с тарелью, которая в свою очередь через иглу под-
нимает клапан, увеличивая переходное сечение между клапаном и
седлом и уменьшая тем самым степень редуцирования воздуха.
Если давление воздуха в полости низкого давления второй
ступени редуктора становится выше требуемого, пружина сжима-
102
стен и клапан опускается настолько, насколько позволяет игла,
умсш-тия тем самым переходное сечение между клапаном и сед-
лом, т. с. степень редуцирования воздуха возрастает. Если давле-
ние в полости низкого давления второй степени становится ниже
требуемого, то происходит обратный процесс.
В полость выходного давления первой ступени редуктора вклю-
чен предохранительный клапан шарикового типа. Если давление
воздуха после первой ступени редуктора будет превышать 65 +
+ 3 кгс/см2, то шарик клапана, отжимая пружину, стравит избы-
точное давление в атмосферу.
Кольцо
s
- Мембрана
Стаканы
оужина
Гайка
Стакан
Седло
корпус
Кольцо
Щтуаср
Выход
воздуха в
систему
автопило-
та
Проволока
контровочная
Пломба r г .
Болт Гайка
Кит, ио стопорное
Стдкан^ Втулка
Втилко
Пружина
клапан
Седло х
кольцо
Штуцер
Фильтр
Игла'
Ограничится
мембрана/
с тарелью
Диск
Пружина
Taper,ь
Ограничитель
"Диск
Кольцо
Рис. 69. Редуктор автопилота
103
В стаканах просверлены отверстия, предназначенные для сооб-
щения полостей под мембранами с атмосферой, поэтому редуктор
поддерживает избыточное (по сравнению с окружающей атмосфе-
рой) давление, а не абсолютное.
Редуктор крепится специальными болтами к кронштейнам,
прикрепленным к полке шпангоута хвостового отсека.
Кран отработки автопилота (рис. 70) предназначен для подачи
воздуха в воздушную систему АП при наземных проверках авто-
пилота, минуя магистраль ампульной батареи и редуктор автопи-
лота.
Кран состоит пз корпуса 1 и заглушки, состоящей из ганки 2,
ниппеля 3 и хвостовика 4.
Уплотнительное резиновое кольцо 6 установлено в кранах ракет
с № 4726501.
При наземных проверках автопилота из крана вывинчивается
заглушка и ввинчивается специальное приспособление, через ко-
торое подается воздух из пульта в воздушную систему АП и од-
новременно перекрывается доступ воздуха в редуктор и ампуль-
ную батарею. Кран отработки крепится к обшивке хвостового от-
сека.
Дроссельная шайба 18 (приложение 4) применяется в воздуш-
ной системе магистрали управления газовыми рулями ракет до
№ 3725001. Назначение се — снизить давление воздуха, посту-
пающего от переключателя Д-11 в струйное реле 21, до 12±
±2 кгс/см2.
Рис. 70. Крам отработки авто-
пилота:
/ — корпус; 2 — гайка; 3 — ниппель; 4 — хвостовик; 5, 6 — уплотни-
тельные кольца
104
Дроссельная шайба 1 (рис. 71) выполнена с конической отбор-
товкой. В центре шайбы сделано калиброванное отверстие.
Дроссельная шайба устанавливается на штуцер Г 3 переклю-
чателя Д-11 и зажимается переходником 2, к которому подсоеди-
няется трубка 4 с помощью накидной ганки 6 с ниппелем 5. На ра-
кетах выпуска с 1963 г. дроссельная шайба 1 устанавливается на
штуцер переходника 2 и зажимается развальцованной частью
трубки 4 с помощью накидной гайки 6 с ниппелем 5.
Рис. 71. Дроссельная шайба и ее установка:
/ — дроссельная шайба; 2— переходник; с — штуцер Г; 4 — трубка; 5 — нип
цель; 6 — накидная гайка; 7 дроссель
Дроссель 29 (приложение 4) применяется па ракетах с
№ 3725001 вместо дроссельной шайбы / и переходника 2 (рис. 71).
Дроссель предназначен для снижения давления воздуха, поступа-
ющего от переключателя Д-11 в струйное реле управления газовы-
ми рулями, до 12,51},’2 кгс/см2. Дроссель 7 (рис. 71) изготовлен
в виде переходника, имеющего в центре калиброванное отверстие.
Дроссель навинчивается на штуцер Г переключателя Д-11. К шту-
церу дросселя присоединяется трубка 4.
Штуцер для подсоединения контрольного манометра включен
в воздушную магистраль управления газовыми рулями и предназ-
начен для замера давления за дроссельной шайбой (за дроссе-
лем). Шгуцер (рис. 72) состоит из корпуса 1 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 вывинчи-
вается и вместо нее ввинчивается специальный наконечник со
шлангом от манометра пульта.
Штуцер крепится к обшивке хвостового отсека.
Сигнализаторы давления СДУМ7А-7,8-510 и СДУ7А-7,8 (ре-
ле давления РДАП-А и РДАП-Б) предназначены для замыкания
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 сигнализато-
ра конструктивно одинаковы и отличаются друг от друга лишь
тем, что в СДУМ7А-7,8-510 между токоотводами установлен резис-
тор 510 Ом. Каждый сигнализатор состоит из следующих основных
частей: металлического корпуса, механизма с чувствительным эле-
ментом и основания.
105
Чувствительным элементом сигнализатора является упругая
гофрированная мембранная коробка, состоящая нз двух сварен-
ных между собой по периметру мембран. Воздух под давлением
подается в мембранную коробку через штуцер.
В основании запрессована втулка, в которой перемещается
шток. Шток постоянно соприкасается с одной стороны с центром
мембранной коробки, а с другой — через изоляционный наконеч-
ник с нижней пружиной, установленной на основании; на основа-
нии также установлена и верхняя пружина с контактами. К пружи-
нам припаяны токоотводы (гибкие проводники), которые соедине-
ны с клеммами штепсельной вилки, прикрепленной к основанию
винтами.
Рис. 7:?. Штуцер для подсоединения
контрольного манометра:
/ — корпус; 2 — заглушка; 3— ниппель
Рис. 73. Принципиальная схе-
ма сигнализатора
СДУМ7А-7,8-510:
/ — чувствительный элемент (мемб-
рана); 2 — шток; 3, 4 — контакты;
5 — резистор 510 Ом; 6 — верхняя
пружина; 7 — нижняя пружин**
На рис. 73 показана принципиальная схема сигнализатора
СДУМ7А-7, 8-510. Принцип действия сигнализатора давления за-
ключается в следующем. Давление воздуха воспринимается чувст-
вительным элементом 7, который деформируясь под действием это-
го давления, преобразует воспринимаемое давление в линейное пе-
ремещение своего центра и постоянно связанного с ним штока 2.
С увеличением давления воздуха в системе чувствительный эле-
мент прогибается, перемещая шток в вертикальном направлении.
Одновременно со штоком перемещается нижняя пружина 7. Когда
давление в воздушной системе достигнет величины, соответствую-
щей давлению срабатывания сигнализатора, контакт 3 замыкается
с контактом 4 верхней пружины, включая электрическую цепь.
106
Сигнализаторы давлений установлены в хвостовом обтекателе
ракеты па кронштейнах, прикрепленных к обшивке.
Цилиндр стопорения газовых рулей (рис. 74) 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. В шток поршня ввинчивается вилка 4.
Резьбовое соединение вилки с поршнем позволяет регулировать
положение стопора при монтаже. После регулировки вилка конт-
рится гайкой 5.
Герметичность соединения деталей обеспечивается уплотнитель-
ными резиновыми кольцами 6, 7 и 8.
Рис. 74. Цилиндр стопорения ГР:
1 — крышка; 2 — корпус; 3 — поршень:
4 — bhjiKci; 5 — контргайка; 6—Н — уп-
лотнительные кольца
При подаче сжатого воздуха давлением более 10 кгс/см2 в по-
лость цилиндра через штуцер крышки поршень, перемещаясь, со-
вершает прямой ход и выводит выступ стопорной качалки из зацеп-
ления с качалкой, соединенной с тягами газового руля, п тем самым
расстопоривает газовые рули.
Вывод газовых рулей в нейтральное положение и их стопорение
происходит при подаче сжатого воздуха давлением более
20 кгс/см2 в полость цилиндра через штуцер корпуса. При этом
поршень, перемещаясь в обратном направлении, заводит выступ
стопорной качалки в паз указанной выше качалки.
Цилиндр стопорения установлен в хвостовом обтекателе и кре-
пится неподвижно к кронштейну отсека, а вилкой штока поршня —
к стопорной качалке.
Цилиндр стопорения воздушных рулей тангажа (рис. 75) пред-
назначен для удержания этих рулей в нейтральном положении на
земле и на автономном участке полета, когда управление ракетой
по тангажу осуществляется газовыми рулями. Стопорение осущест-
вляется пружиной, расстопорение воздухом.
107
Цилиндр состоит из крышки 1, гайки 9 и корпуса 2, в котором
установлены поршень 5 и пружина 8. В шток поршня ввинчивается
вилка 4 для соединения цилиндра со стопорным крюком.
Резьбовое соединение вилки с поршнем позволяет регулировать
положение штока при монтаже. После регулировки вилка контрит-
ся гайкой 3. Герметичность цилиндра достигается уплотнительны-
ми резиновыми кольцами 6 и 7.
Рис. 75. Цилиндр стопорения ВР тангажа:
/ — крышка; 2 — корпус; 3 — контргайка: 4 — вилка; 5 — поршень; 6, 7 - уп
лотнитсльные кольца; 3 — пружина; 9 — гайка
Пружина предназначена для удержания стопора в закрытом по-
ложении при отсутствии воздуха. При подаче воздуха через штуцер
пружина сжимается, шток перемещается и рули расстопорива-
ются.
Цилиндр стопорения установлен в рулевом отсеке, крепится к
специальному кронштейну, а вилкой поршня — к крюку стопоре-
ния.
Трубы воздушной системы автопилота соединены между собой
фитингами, а подвижные узлы и блоки подсоединены к воздушной
системе гибкими резиновыми рукавами.
Подсоединение труб к фитингам, а также к неподвижным бло-
кам и узлам производится с помощью ниппельных соединений, для
чего на блоках и узлах предусмотрены штуцера 1 и 5 (рис. 76) с
резьбой, а на трубах 4 и 8 соответственно ниппели 3 и 7 с накидны-
ми гайками 2 и 6.
Соединение труб низкого и высокого давлений 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 / выполнен на-
ружный конус; труба 8 высокого давления заканчивается прива-
ренным ниппелем 6 (сферическим или тороидальным), а на штуце-
ре 5 выполнен внутренний конус.
108
Герметичность соединений достигается 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.
Гибкие резиновые рукава И подсоединены к трубам 10 и шту-
церам 12 блоков, узлов и крепятся к ним стяжными хомутами 9.
9.3.	Работа воздушной системы АП
Шаровый баллон 1 (приложение 4) заряжается от наземного
источника сжатым воздухом через зарядный кран 13 до давления
370 кгс/см2.
Давление воздуха в баллоне периодически контролируется по
бортовому манометру 12, предназначенному для проверки давления
в системе автопилота.
Рис. 76. Типовое соединение труб и резиновых
рукавов:
1. 5, 12— штуцера; 2, 6—накидные гайки; 3. 7 —ниппели; 4,8, 10 — трубы; 9- хомуты;
11 - - резиновый рукав
По команде «Пуск» с пульта управления подается электричес-
кий импульс па подрыв пиропатронов клапана подачи воздуха 11.
При срабатывании клапана 11 воздух из баллона поступает в
редуктор автопилота 10, где редуцируется до давления 22±
1,5 кгс/см2. Редуцированный воздух поступает в струйные реле 5
и 3 элеронов и воздушных рулей курса, а также в переключатель
Д-11 17 и дроссельную шайбу 18 (дроссель 29). После дроссельной
шайбы (дросселя) воздух давлением 12±2 (12,5ik?) кгс/см2 по-
ступает в- цилиндр стопорения 23 газовых рулей (расстопорпвает
109
газовые рули)и струйное реле 21 газовых рулей. Одновременно
воздух поступает в сигнализаторы давления 19 и 20, которые при
достижении в магистрали газовых рулей давления 7,8 ± 0,4 кгс/см2
срабатывают и замыкают свои контакты в электроцепи старта ра-
кеты.
Во время полета ракеты струйные реле в соответствии с коман-
дами автопилота перепускают поступивший в них воздух в ту пли
иную полость рулевых машин.
На 5-й с полета по команде от программного механизма автопи-
лота снимается напряжение с электромагнита переключателя Д-11,
который прекращает доступ воздуха в систему управления газовы-
ми рулями и открывает доступ воздуха в струйное реле 27 воздуш-
ных рулей тангажа и в цилиндр стопорения 26 (расстопорпвает
воздушные рули). Одновременно воздух подается в цилиндр сто-
порения 23 газовых рулей и застопоривает их.
На ракетах до № 4725717 на 15,5-й с, а на ракетах с № 4725717
на 18-й с полета ракеты от программного механизма автопилота
подается электрический импульс на подрыв пиропатрона ПСГР
клапана 24 ракет до № 4725717 или пиропатрона ПОРСГР клапа-
на 31 ракет с № 4725717. После срабатывания клапана воздух по-
ступает в колонки газовых рулей 25 и под действием его давления
газовые рули сбрасываются с ракеты.
При наземных отработках автопилота воздух в систему подает-
ся через кран отработки 8, к которому подсоединяется шланг со
специальным приспособлением, исключающим попадание воздуха
в ампульную батарею бив редуктор 10. Контроль давления воз-
духа в магистрали газовых рулей осуществляется через штуцер 9,
к которому подсоединяется шланг .от контрольного манометра
пульта.
9.4.	Воздушная магистраль ампульной батареи
В состав магистрали входят отсечный клапан 7 (приложение 4),
трубопроводы п резиновый шланг.
Отсечный клапан (рис. 77) предназначен для поддержания дав-
ления 8—13 кгс/см2 сжатого воздуха в ампульной батарее.
Отсечный клапан состоит из корпуса 2, поршня 7, пружины 10.
клапана 3, крышки 9, штуцера /, контргайки 8. уплотнительного
кольца 6, прокладки 4 и винта 5.
Система сил, действующих на клапан 3, рассчитана таким об-
разом, что при достижении в полости штуцера / давления 8—
13 кгс/см2 клапан прижимается к седлу корпуса 2, перекрывая по-
ступление воздуха в ампульную батарею. Если в ампульной бата-
рее давление воздуха упадет ниже требуемого, то клапан под дей-
ствием пружины 10 снова откроется для повышения давления воз-
духа до требуемого.
Отсечный клапан установлен в хвостовом отсеке и крепится в
специальном хомуте, приклепанном к полке шпангоута.
ПО
Трубопровод воздушной магистрали ампульной батареи состоит
из трех труб и резинового рукава.
Воздушная магистраль ампульной батареи подключена к воз-
душной системе АП (приложение 4). От редуктора 11 воздух дав-
лением 22±1,5 кгс/см2 поступает в отсечный клапан. Далее из кла-
пана воздух поступает в ампульную батарею 6 и приводит ее в
действие.
Рис. 77. Отсечный клапан:
/ — штуцер; 2 — корпус; 3 —
клапан; 4 — прокладка; b —
винт; 6 — уплотнительное коль-
цо; 7 — поршень; Н - контр-
гайка; 9 — крышка; 10 — пру-
жина
111
10.	СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ РУЛЯМИ И ЭЛЕРОНАМИ
10.1.	Общие сведения
Система управления — это совокупность устройств, позволяю-
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, элероны,
воздушные рули курса и тангажа) работают в определенной после-
довательности и в комбинации друг с другом. Все команды по
управлению и стабилизации ракеты поступают в систему от авто-
пилота.
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 на горизонтальной паре крыльев.
До 4-й с полета ракеты с момента ее старта газовые рули осу-
ществляют склонение ракеты по тангажу на 42°, после чего они вы-
водятся в нейтральное положение и застопориваются; в этот мо-
мент вступают в действие горизонтальные воздушные рули, осу-
ществляющие управление ракетой по тангажу.
В системе управления воздушными рулями применяются руле-
вые блоки Д-34-1 (рулевая машина В-4а вар. 3 и струйное реле
ВА-За-Т-1) и рулевые машины В-4а (0); в.системе управления эле-
ронами — блок Д-34-3 (рулевая машина В-46 вар. 3 и струйное
реле ВА-За-Та1) и рулевая машина В-46 (0); в системе управле-
ния газовыми рулями — блок Д-34-5 (рулевая машина В-46 вар. 3
и струйное реле ВА-3).	' ,
Воздух в рулевые машины поступает от струйных реле.
10.2.	Система управления газовыми рулями
Элементы системы управления газовыми рулями установлены в
хвостовом обтекателе (рис. 78), 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
горизонтальной плоскости ракеты. Кинематически они жестко свя-
заны 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 маши-
ны при ее установке. Шток рулевой машины соединен с ушком ко-
лонки синхронизации /2. Колонка синхронизации изготовлена из
стальной трубы и установлена на специальных осях 10, обеспечи-
112
вающпх ее поворот. К двум верхним ушкам колонки подсоединены
тяги 9, идущие к стопорной качалке 8 и к качалке 2, которые кре-
пятся к кронштейнам колонок газовых рулей.
К качалкам подсоединены тяги 6, телескопически сочлененные
со стаканами тяг, прикрепленными к основаниям 7 газовых рулей.
Максимальные углы отклонения рулей '±18°.
.	Рис. 78. Система управления ГР:
/ — цилиндр; 2. 8 — качалки; 3 —газовый руль; 4 — стопор; 5 — цилиндр стопорения;
6. 9 — тяги; 7—основание; 10 — ось; // — шарикоподшипник; /2 — колонка синхро-
низации; 13 — болт; 14 — рулевой блок
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-
пыми рулями. В начале движения ролика по поверхности стопор-
ной качалки 8 создается крутящий момент, выводящий рули 3 в
нейтральное положение, а в конце движения ролик упирается в
дно профиля и застопоривается.
Газовый руль (рис. 79) представляет собой текстолитовую пло-
скость 3 с металлическим основанием 5, имеющим ось 7. Пло-
скость ^основанию крепится тремя винтами 4. К вилкам основания
8 Зак. 1627с
113
подсоединены две тяги управления /, которые другими концами
телескопически соединены с тягами, закрепленными на качалке.
Ушко и стакан тяги 1 имеют резьбовое соединение, обеспечиваю-
щее регулировку положения руля путем изменения длины тяги.
Для защиты тяг от высоких температур газовой струи двигате-
ля к основанию 5 прикреплена текстолитовая пластина 2, обеспе-
чивающая работоспособность руля в условиях высоких температур
и в среде агрессивных газов струи двигателя. В процессе работы
двигателя плоскость руля быстро сгорает.
Рис. 79. Газовый руль с колонкой:
/ — тяга; 2 — пластина; 3— плоскость; 4 — винт; 5 — основание; 6 — трубка;
7 — ось; 8 — заглушка; 9 — втулка; 10 — пломба; // — крышка; Г2 -шайба;
13 — пружина; 14 — шарик; /5 — стакан; 16 — цилиндр; /7, 19 — поршень; 18 —
колонка; 20 — уплотнительное кольцо
Ось руля 7 установлена в бронзовыл втулках 9, запрессованных
в колонку 18, и закреплена крышкой 11.
Колонка 18 предназначена для установки и закрепления газо-
вого руля и для его сброса. Она разделяется на две части: одна
часть неподвижно закреплена на ракете и остается н& ней во все
время полета, вторая часть сбрасывается.
Внутри цилиндра 16 помещается поршень 19 с двумя уплотни-
тельными резиновыми кольцами 20, затем на цилиндр навинчен
стакан 15. В собранном виде эта часть колонки вставляется в тру-
бу специального кронштейна хвостового обтекателя и закрепляет-
ся на ней шпилькой.
К сбрасываемой части относится газовый руль, собранный с ко-
лонкой 18. Сбрасываемая часть крепится в стакане 15 шариковым
замком. Для этого на стакане 15 имеется кольцевая сферическая
проточка, а в колонке — восемь отверстий, в которых находятся
стальные шарики /4; шарики распираются поршнем 17, поджимае-
мым пружиной 13. Задним концом пружина упирается в шайбу 12.
В полете колонки сбрасываются сжатым воздухом, подаваемым
в цилиндр 16 через приваренную к нему трубку 6. Воздух переме-
щает поршень 19, который, сжимая пружину, сдвигает поршень 17,
открывает шариковый замок и выталкивает колонку 18 из стака-
на 15. В конце движения поршень 19 упирается бортиком в стакан
114
15, а уплотнительные кольца 20 предотвращают утечку воздуха из
системы автопилота.
При снятии колонки поршень 17 оттягивается назад с помощью
специального приспособления, стержень которого ввинчивается в
поршень 17 через отверстия в колонке 18 и в оси руля 7. В это от-
верстие после окончания проверки правильности срабаты-
вания шарикового замка ввинчивается заглушка 8.
Для предотвращения поворота колонки 18 на ней сделан пря-
моугольный бортик, который входит в упор, закрепленный на тор-
це ракеты.
10.3.	Система управления воздушными рулями
Элементы системы управления воздушными рулями установле-
ны в рулевом отсеке (рис. 80).
Рис. 80. Система управления ВР;
/ — вертикальный ВР: 2 — рулевые машины 13-4.1 (О); 3 — горизонтальный ВР; 4 — стопор;
5 — цилинup стопорения; 6,-8— валы; 7, 9 - рулевые машины В-4а рулевых блоков
8*
115
Вертикальные / и горизонтальные 3 воздушные рули жестко
соединены попарно валами 6 и 3;. каждая пара рулей управляется
двумя рулевыми машинами, которые могут отклонять рули на уг-
лы ±16°.
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 удержа-
ния воздушных рулей в нейтральном положении на земле и на ав-
тономном участке полета, когда управление по тангажу осуществ-
ляется газовыми рулями. Для этой цели на валу 8 предусмотрен
стопор 4, который входит в зев стопорного крюка. Стопорный крюк
прикреплен шарнирно к кронштейну отсека и приводится в движе-
ние штоком цилиндра стопорения 5.
При отсутствии сжатого воздуха в системе воздушных рулей
тангажа и, следовательно, в цилиндре стопорения пружина цилин-
дра, 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 нижнее положение, расстопорнвая рули.
10.4.	Система управления элеронами
Элероны 1 (рис. 81) расположены в горизонтальных крыльях и
управляются рулевым блоком 9 и. рулевой машиной 7, установлен-
ными в левом крыле, через систему тяг 2, 4, 6 и качалок 3, 5, 8.
Рис. 81. Система управления элеронами:
/ — элероны: 2, 4 — тягн; 3. 5, 8 —качалки: 6 — тяга синхронизации; 7 — рулевая машина
В-46 (0); 9 — рулевой бл!хк
116
Элероны кинематически связаны между собой и отклоняются
одновременно в противоположные стороны на углы ±20°.
Рулевые машины крепятся к специальным кронштейнам крыла,
а штоки машин — к качалке 8. Передние качалки 5 и 8 соединены
тягой синхронизации 6, проходящей через трубу бака Г.
Качалки крепятся в специальных кронштейнах на осях, обеспе-
чивающих свободное вращение качалок. Для уменьшения трения
во вращательных парах применяются шарнирные подшипники и
сферические двухрядные шарикоподшипники.
Тяги выполнены из стальных труб. С одного конца к трубе при-
варена вилка, а с другого — резьбовая втулка. Резьбовое соедине-
ние второй вилки с трубой позволяет регулировать длину тяги.
11.	СИСТЕМА ПРИЕМНИКОВ ВОЗДУШНЫХ
ДАВЛЕНИЙ
11.1.	Назначение и состав
Система приемников воздушных давлений (ПВД) обеспечивает
прием и передачу статического и динамического давлений, возни-
каемых во время полета ракеты.
В состав системы ПВД ракеты входят система носового ПВД и
система крыльевого ПВД.
11.2.	Устройство системы
Основными элементами системы носового ПВД (рис. 82) явля-
ется трубка ПВД кока и трубопровод, соединяющий трубку ПВД
с датчиками ДС-1500ДМ, Д-5АМ и Д-5Б.
Трубка ПВД имеет динамический и два статических канала.
Прием динамического давления осуществляется через центральный
Рис. 82. Принципиальная схема системы носового ПВД:
/ — трубка ПВД; 2— радиовзрыватель; 3 — трубопровод: 4 — датчик
ДС-1ЫЮДМ; 5, 6—датчики скоростного напора Д-5АМ и Д-5Б; 7, 10 — рези-
новые рукава; 8 — тройник; 9 — отстойник
117
канал трубки, прием статического давления — через отверстия,
равномерно расположенные в двух сечениях трубки (по двенадцати
отверстий в каждом).
Камера приема динамического давления тремя дренажными
отверстиями диаметром 0,8 мм сообщается с атмосферой для
сброса влаги, попавшей в трубку во время полета.
Трубка ПВД установлена в носовой части радиовзрывателя.
Каналы, идущие от трубки через блок радиовзрывателя, заканчи-
ваются штуцерами С1, С2 и Д.
Трубопровод статического канала окрашен в белый цвет, а тру-
бопровод динамического канала — в черный.
Датчик истинной скорости ДС-1500ДМ подключается статичес-
кой полостью к штуцеру С1 и динамической — к штуцеру Д и об-
служивает радиовзрыватель.
Датчики скоростного напора Д-5АМ и Д-5Б подключаются ста-
тической полостью к штуцеру С2 и динамической — к штуцеру Д
и обслуживают систему автопилота.
В систему крыльевого ПВД (рис. 83) входят трубка ПД-5 и
трубопровод, соединяющий трубку ПВД с блоком ВДМ-8.
Трубка ПД-5 имеет динамический и статический каналы. Прием
динамического давления осуществляется через центральный канал
трубки, прием статического давления — через двадцать отверстий,
равномерно расположенных в одном сечении трубки. Камера ди-
намического давления трубки одним дренажным отверстием диа-
метром 1 мм сообщается с атмосферой для сброса влаги, попавшей
в трубку во время полета. - '
Трубка ПД-5 установлена на нижнем- вертикальном крыле. От-
стойники размещены в крыле, а трубопровод — в крыле, верхнем
желобе и рулевом отсеке.
Рис. 83. Принципиальная схема системы крыльевого ПВД:
/ — трубка ПВД; 2, 8 — трубопроводы; 3 — переходники; 4, 6 — рези-
новые рукава; 5 — кронштейн с проходимками: 7 — блок ВДМ-8; Д —
штуцер динамического давления; С — штуцер статического давления
118
12.	БОЕВАЯ ЧАСТЬ
12.1.	Общие сведения
В ракету устанавливается боевая часть Ф280, предназначен-
ная для поражения воздушных целей во всех условиях боевого
применения ракеты.
Боевая часть имеет следующие технические данные:
Диаметр переднего торца................................... 596	мм
Диаметр заднего торца..................................... 550	мм
Длина..................................................... 870	мм
Общая масса боевой части..................................~280	кг
Количество поражающих элементов...........................~	18 500 шт.
Масса одного поражающего элемента.........................5	г
Средняя начальиаи скорость разлета поражающих элементов ~2500 м/с
12.2.	Устройство
Боевая часть (рис. 84) состоит из корпуса, имеющего камеру /,
дно 5 и крышку 6, п разрывного заряда 7. Корпус является сило-
вым элементом боевой части.
Камера представляет собой оболочку, изготовленную из сталь-
ных поражающих элементов 2, армированных пластмассой 3. Пла-
стмасса изготовлена из намотанной в несколько слоев стеклолен-
ты, пропитанной эпоксидным компаундом с последующей полиме-
Рис. 84. Боевая часть Ф280:
1— камера; 2 — поражающий элемент; 3 — пластмасса; 4—кольцевое утолщение;
5 — дио; 6 —крышка; 7 — заряд взрывчатого вещества; 8 — стыковочная лапа; V -
проушина; 10—прилив с гнездом; 11 — стакан; 12—рым-болт; 13 — стыковочная
коисольиая лапа
119
рнзацней. Между собой стальные поражающие элементы скрепля-
ются эпоксидным компаундом.
По форме камера представляет усеченный конус с образующей
в виде кривой переменного радиуса. На торцах камеры предусмот-
рены кольцевые утолщения (кольца 4) с отверстиями для крепле-
ния дна и крышки.
Дно и крышка имеют радиальные ребра жесткости, располо-
женные с наружной стороны корпуса. По бокам дна и крышки ра-
сположены по две консольного типа стыковочные лапы 8 и 13 с
отверстиями, в которых развальцованы втулки для стыковки бое-
вой части с отсеком ракеты.
В верхних частях дна и крышки имеются соответственно проу-
шина 9 и рым-болт 12 для подъема боевой части.
Герметичность корпуса боевой части достигается установкой
дна и крышки на торцы камеры на эпоксидном компаунде, кото-
рые затем крепятся шестнадцатью болтами каждая.
В центре дна имеется прилив с гнездом 10. заканчивающимся
стаканом 11 для установки блока ВДМ-8. В прилив ввинчены че-
тыре шпильки с гайками для крепления блока ВДМ-8 или за-
глушки.
Разрывной заряд 7 представляет собой монолитную взрывча-
тую смесь тротила и гексогена в соотношении 20:80 (ТГ-20).
12.3.	Принцип действия
Воздушная цель поражается осколочными элементами, а на
близких расстояниях — суммарным действиием осколочных элемен-
тов и ударной волны взрыва.
Заряд боевой части детоннруется ' при срабатывании блока
ВДМ-8.
В момент взрыва под действием расширяющихся продуктов де-
тонации осколочные элементы камеры боевой части разлетаются и
образуют круговое осколочное поле поражения, близкое по форме
к усеченному круговому конусу.
13.	НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
13.1.	Назначение и состав
При эксплуатации и хранении ракеты используется комплект
защитных средств, предназначенный для защиты ракеты от меха-
нических повреждений, пыли и влаги.
При нахождении ракеты на пусковом столе используется ком-
плект приспособлений, применяемый при установке ракеты на пу-
сковой стол н снятии се со стола.
120
В комплект защитных средств входят: чехлы на ПВД кока и
крыла, предохранитель антенн, зажимы, зажимы с крышками, ко-
жух на хвостовой обтекатель, кожух на ПВД кока, бобышки и ко-
жухи на антенны стабилизаторов.
В комплект приспособлений входят: предохранительная трубка
на ПВД кока, предохранительная трубка с тросом на ПВД крыла,
чеки и заглушки.
13.2.	Устройство защитных средств
Чехол для защиты трубки ПД-5 (крыльевого ПВД) от влаги и
пыли представляет собой резиновый стакан.
Чехол для защиты ПВД кока от влаги и пыли представляет со-
бой резиновый стакан, внутри которого вставлен металлический
колпачок.
Чехлы надеваются на трубки и перекрывают статические от-
верстия трубок. Чехлы закрепляются (уплотняются) проволокой и
пломбируются пломбами.
2
Рис. 85. Предохранитель антенны:
/ — планка; 2—щека; 3 — зажим; 4—резиновая прокладка
Предохранитель антенны (рис. 85) защищает щелевую антенну
крыла. Предохранитель состоит из продольной планки 1, двух за-
жимов 3 и трех щек 2. К внутренней поверхности зажимов прик-
леены резиновые прокладки 4.
При надевании предохранителя на крыло упругие зажимы при-
жимаются к поверхности крыла, а щеки закрывают антенну, защи-
щая ее от повреждений.
Зажим (рис. 86) 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
зажима, прилегая к поверхности руля и центроплана или крыла и
элерона, фиксируют руль или элерон в нейтральном положении.
9 Зак. 1627с
121
1
Рис. 86. Зажим с крышкой:
/ — обтекатель; 2 — крышка; 3 — трос; 4 — щека; 5 — пластина; 6 — резиновая
прокладка
Рис. 87. Кожух для предохранения ПВД кока:
/ — цилиндр; 2 — муфта; 3 — конус; 4 — замок; 5 — прокладка
122
Крышка 2 (рис. 86) предназначена для закрытия щелей между
тягой и обтекателем 1 от проникновения внутрь ракеты грызунов.
Крышка устанавливается внутрь обтекателя. Она изготавливается
двух видов: для левого и правого крыльев. Зажимы с крышкой,
установленные на крыле, соединены между собой тросом 3, чтобы
при снятии одного из них было гарантировано снятие другого.
Кожух для предохранения ПВД кока (рис. 87) от механических
повреждений состоит из цилиндра 1, муфты 2, конуса 3 с тремя зам-
ками 4. с помощью которых кожух крепится на ракете, и резино-
вой прокладки 5. Замки вставляются в цилиндрические колпачки
через отверстия в обшивке кока.
Кожух для предохранения антенн (рис. 88) от механических
повреждений и для экранизации антенны состоит из кожуха lf
контактов 2, хомута 5 и упоров 4.
При установке кожуха контакты ложатся на посеребренную
часть антенны и поджимаются хомутом.
Рис. 88. Кожух для предохранения ан-
тенны:
/—кожух; 2 — контакт; 3—хомут; 4 —
упор
Рис. 89. Кожух хвостового обтека-
теля:
/ — обечайка; 2 - дно; 3 — колпачок; 4
стяжная лента; 5 — болт
Кожух хвостового обтекателя (рис. 89) для защиты газовых
рулей от механических повреждений при транспортировке и хра-
нении ракеты и от проникновения внутрь ракеты грызунов состоит
из обечайки /, дна 2, двух колпачков 3 под выступающие части
колонок газовых рулей, стяжной ленты 4 и трех болтов 5. Кожух
крепится на хвостовом обтекателе болтами 5 и стяжной лентой.
Бобышка для предохранения обслуживающего персонала от
травмирования об острую часть обтекателей стабилизаторов пред-
ставляет собой деревянный наконечник, оклеенный внутри флане-
левой прокладкой. Бобышка крепится двумя киперными лентами
за обтекатель стабилизатора.
9*
123
13.3.	Устройство приспособлений
Предохранительная трубка крыльевого ПВД (рис. 90) защища-
ет ПВД от затекания в него влаги и попадания пыли во время на-
хождения ракеты на пусковом столе.
Трубка 3 удерживается на ПВД, а в момент пуска ракеты сбра-
сывается с него при помощи специального приспособления. Это
приспособление состоит из крючка 9, приваренного к обтекателю
крыла, и рычага 6, имеющего на одном конце палец 8 и крючок, а
на другом — отверстие для крепления троса 7.
При надевании предохранительной
трубки на ПВД пружина 4, находяща-
=*	яся в корпусе трубки, сжимается и
стремится сбросить трубку с прием-
рис. 90. Предохранительная
трубка крыльевого ПВД:
/ — ПВД: 2—фетровая прокладка;
3— трубка; 4— пружина; 5 — трос
со скобой; 6 — рычаг; 7 — трос с
рычагом и карабином: 8— палец;
9 — крючок трубки
ника.	,
Чтобы закрепить трубку на прием-
нике, скоба, закрепленная на тросе 5,
надевается на крючок рычага 6, а па-
лец рычага вводится в паз крючка 9.
Свободный конец троса 7, идущего от
рычага, заканчивается скобой с кара-
бином и крепится к ушку, приваренно-
му на пусковом столе.
Трубка с ПВД сбрасывается при
натяжении троса 7 и повороте рычага 6
вокруг своего пальца в крючке 9, при
этом при повороте рычага 6 вниз скоба
троса 5 соскальзывает с его крючка и
сжатая пружина 4 сбрасывает предо-
хранительную трубку с ПВД.
Предохранительная трубка ПВД
кока (рис. 91) предназначена для за-
щиты ПВД от пыли и влаги при нахож-
дении ракеты на стартовой позиции без
кожуха предохранения ПВД.
Трубка / представляет собой полый
цилиндр, на котором навинчены гай-
ка 4 и стакан 15, а также установлены
плоскости 2, обеспечивающие необхо-
димую траекторию полета предохрани-
тельной трубки, и трубка для прово-
дов 13.
Затвор 3 состоит из двух основных
частей: гильзы 10, в которой установле-
ны два пирозаряда, и поршня 12, име-
ющего внутреннюю поверхность, плот-
но прилегающую к носку ПВД.
Между поршнем и гильзой установ-
лена манжета 11, которая служит как
124
Рнс. 91. Предохранительная трубка ПВД кока:
/—трубка; 2—плоскость; 3— за г pop; •/. 17—гайки; 5—колпак; б — чехол; 7 — шайба;
8 — колпачок; 9 — разъем; 10 — гильза; II манжета; 12 — поршень; 73 — провода; / / —
штанга; /5—стакан; 16— панель; 18 — коробочка; 19 — винт, 20 — уплотнительное кольцо:
21 — прокладка; 22 — контакт-лира
125
уплотнение и предохраняет полость (а следовательно, статические
и динамические каналы ПВД) от прорыва в нее газов.
Разъем 9 обеспечивает контакт с затвором 3 для подачи элек-
трического тока к пирозарядам.
В стакане 15 установлена панель 16, которая является ответ-
ной частью контактной группы радиовзрывателя. В панели закреп-
лены четыре контакта-лиры 22, которые при контактировании за-
щемляют контакты радиовзрывателя. К верхней части контактов-
лир припаяны провода 13; места пайки закрыты трубками из пла-
стика. Гайка 17 имеет уплотнительное резиновое кольцо 20, кото-
рое защищает внутреннюю полость трубки от попадания пыли и
влаги. На гайке имеются два винта 19 с отверстиями для крепле-
ния предохранительной трубки леской к коку.
Штанга 14 не позволяет перемещаться затвору в трубке / и
защищает полости трубки от пыли и влаги при транспортировке и
хранении. Перед установкой предохранительной трубки на ракету
щтанга снимается.
Сброс предохранительной трубки производится в начале старта
ракеты путем подрыва пирозарядов. Для более надежного сраба-
тывания затвора применены два пирозаряда.
Под действием газов, образованных от подрыва ппрозарядов,
происходит движение предохранительной трубки относительно за-
твора, который опирается на носок ПВД. В последний момент бор-
тик А стакана 15 сбивает затвор 3 с носка ПВД, и предохрани-
тельная трубка начинает полет по траектории. Траекторию полета
обеспечивают плоскости 2, которые установлены под углом 25°.
При сбросе предохранительной трубки снимается перемычка,
которая разъединяет контакты разъема, в результате этого пода-
ется сигнал на дальнейшее прохождение цикла старта ракеты.
Имеющаяся на трубке маркировка указывает на расположение
плоскостей относительно центра тяжести трубки.
Чека (рис. 92) является частью стопорного устройства, предна-
значенного для крепления ракеты на пусковом столе. Чека 1 вста-
вляется в отверстия рукоятки 2 стопорного устройства и кронштей-
на 3, приваренного к стойкам, где предотвращает разъединение
зажимов стопорного устройства, удерживающих стартовые болты
ракеты.
В момент старта ракеты н при достижении двигателем ^задан-
ной тяги усилием газовой струи двигателя на флажок стопорного
устройства происходит срез двух чек и поворот флажка, при этом
одновременно проворачивается валик с эксцентриками и рукоятки
2, обеспечивая разъединение зажимов крепления стартовых болтов
ракеты.
Заглушка (рис. 93) предназначена для установки в концы тру-
бок дренажа, подсоединенных к клапану сброса низкого давления,
в случае несостоявшегося старта ракеты и в случае, если подор-
ван пиропатрон клапана сброса низкого давления.
126
Заглушка должна ставиться и находиться на ракете до снятия
ее с пускового стола, при укладке в горизонтальное положение, а
также при транспортировке.
Рис. 92. Чека, вставленная в отвер-
стия кронштейнов и рукоятку сто-
порного устройства пускового стола:
( — Чека; 2 — рукоятка стопорного устрой
ства; 3 — кронилеЬн; 4 — бирка
Рис. 93. Заглушка для дренажных
трубок:
1 — тяга; 2 — тефлоновая втулка; 3 — рас-
порный конус; 4 -барашек; 5—кольцо:
6 — флажок
Для постановки заглушки в конец дренажной трубки необходи-
мо вставить до упора тефлоновую втулку 2 и вращать барашек 4,
удерживая заглушку за проволочное кольцо 5 и не допуская про-
ворачивания тяги / заглушки.
При навинчивании барашка 4 тефлоновая втулка 2 сжимается
в осевом и раздается в радиальном направлениях, создавая необ-
ходимое уплотнение, достаточное для удержания заглушки в труб-
ке, п предотвращая выливание компонентов топлива.
Для снятия заглушки нужно вывинтить барашек на 2—3 оборо-
та и выдернуть заглушку из дренажной трубки, соблюдая при этом
меры предосторожности, так как в трубках могут находиться ос-
татки компонентов топлива.
127
Принципиальная схема ДУ
/ — мембранный узел бака О; 2, 3, // — трубопроводы; 4 — заливная горловина бака О;
(РДБ-А); 8 — клапан сброса низкого давления; 9 — пиропатрон клапана СНД; 10-
клапан О редуктора; /4 —обратный клапан Г редуктора; /5 — редуктор; /6 — пусковой
лон; 2/— шайба расходная О; 22 — газогенератор; 23 — шайба расходная Г; 24 — пиро
бина; 28 - задающее устройство; 29—.пиропатрон отсечного клапана Г; 30 — отсечный
ливная горловина бака Г; 35 — дренажный клапан бака Г; 36—бак Г; 37 — тоннельная
41 — труба О; 42 — пусковой клапан Г; 43 — пусковой клапан О; 44 — насос Г; 45 —
са О; 48 — пиропатрон отсечного -клапана газогенератора; 49 — отсечный клапан газо
ния; 55—заглушка; 56 — сигнализатор давления СДУ6А-5 (РДБ-Б); 57 — емкость (ре
128
ПРИЛОЖЕНИЕ I
Принудительный canatfoe
ЕНЕН»)
0-SHS J71
Последовательность срабатывание элементов схемы
Робота
ракеты до № 4725717:
5—дренажный клапан бака О; б—бак О; 7 — сигнализатор давления СДУМ6А-5-510
дренажный клапан заборника бака О; 12 — предохранительный клапан; 13 “ обратный
кран; /7 — пиропатрон пускового крана; 18— зарядный кран; 19 — манометр; 20 — бал-
патроп пусковой камеры; 25 — пусковая камера; 26 — выхлопная труба ТНА; 27 — тур-
клапан Г; 31 — стабилизатор; 32— сильфон; 33—мембранный комплект бака Г; 34— за-
труба О; 38—трубопровод; 39—дренажный ’клапан заборника бака Г; 40— труба Г;
насос О; 46 — нагнетательный патрубок насоса Г; 47 — нагнетательный патрубок насо-
генератора; 50—регулятор тяги; 51, 53, 54—шайбы дроссельные; 52 — камера сгора-
сивср); 58— предохранительный клапан; 59 — запорный кран; 60 — ТНА; 61 — датчик
2ДДМ-55К
129
Контроль закрытия исполнитель*
Пого механизма [потонем.) |
Контроль открытия исполнителъ-
кого механизма (аетоком.)
Динаыич торм исполни
tтельного мелонизма
вилка грмгькпшзимы
Розетка 2РМ2ЬБЛН'Э~1А1
к-ьб
ПРИЛОЖЕНИЕ 3
'/ВО Гц
Г Трипссрор^\
| матор _____|_
I-----------------------------
Д«Л-М
\ Датчик давления 2ДДМ-55к
Датчик ।
Л4Л-23Я
Блок
юстировочных,
сопротивле ний
i 05 20 6q4—I
\?мглшпныи I
^усилитель |
4'
Ч Розетка 2РМ24КПН19Г1А1
'Вилка 2PMZ^Bni119iUJAt
К-13
__ПДР-315
1
Программный
Исполнительный
механизм
Розетка
грмггьпзюпА)
Вилка
гРМ22КЛЭЮШ1А1
К-29
Розетка 2РМ1&КП37Г1А1
Вилки 2РМ16БПН7Ш1А1
К-11
Принципиальная электрокинематическая схема задающего устройства:
R] — потенциометр ЮС-ЮОО; R2. R1 - потенциометры ЮС-20;
R3 — потенциометр ЮС-200; R5 — потенциометр ЮС-tOO; R6, R7 — двойной линейный потенциометр; PI—реле РЭС-9; Р2 — реле ТКЕ-21ПД; М-
электродвигатель Д-2Р; С1 — конденсатор МБГП-3-200-А-О,5-И; С2 — конденсатор МБГП-3-200-Л-2-1
Принципиальная схема ДУ ракеты с № 4725717:
1 — мембранный узел бака О; 6— бак О; 7 — сигнализатор давления СДУМ6А-5-5Ю (РДБ-А); 8 — клапан СНД; 9—пиропатрон клапана СНД;
10 — дренажный клапан заборника бака О; 13 — обратный клапан О редуктора. 14 — обратный клапан Г редуктора; /5 — редуктор; 76 — пуско-
вой кран высокого давления; /7 — пиропатрон пускового крана высокою давления; /8 — зарядный кран; 19 — манометр; 20 — шаровый бал-
лон; 21, 23 —расходные шайбы; 22— газогенератор; 24 — пиропатрон пусковой камеры; 25—пусковая камера; 26 - выхлопная труба; 27 —
турбина; 29 — пиропатрон отсечного клапана Г; 30 — отсечный клапан Г; 31 — стабилизатор; 32 — сильфон; 33 — мембранный комплект бака Г;
36 — бак Г; 37 — тоннельная труба О; 39--дренажный заборник бака Г; 40 — труба Г; 41 - труба О; 42 пусковой клапан Г; 43 • -пусковой
клапан О; 44— насос Г; 45 — насос О: 48-• пиропатрон отсечного клапана газогенератора; 49 — отсечный >клапаи газогенератора; 50— регуля-
тор тяги; 51, 53, 54 — дроссельные шайбы; 52 — камера сгорания; 55- заглушка; 56 — сигнализатор давления СДУ6А-5 (РДБ-Б); 57 —емкость
(ресивер); 60— ТНА; 62 — клапан отсечки; 63 — пиропатрон клапана отсечки: 64 — датчик ускорений; 65 — шар; 66 — редуктор автопилота
133
пРп * СОКОЛЯ Л?^ленон? ДУ; L6~ шаровый баллон ДУ; 17 — переключатель воздуха Д-11; 18 — дроссельная шайба: /Я 20— реле давления АП
РДАП-А и РДАП-Б; 21 - струйное реле ГР; 22 — рулевая машина ГР; 23—цилиндр стопорения ГР; 24з — пиротехнический клапан сброса ГР;
25 колонка ГР; 26 — цилиндр стопорения ВР тангажа; 27 — струйное реле ВР тангажа; 28 — рулевые, машины ВР тангажа; 29—дроссель;
30— баллон (емкость); 31— пиротехнический клапан отсечки регулятора н сброса ГР
»	’ '	Принципиальная схема воздушной системы АП и АБ:
а схема для ракеты до № 47257Г7; 6 схема для ракеты с К* 4725717;
— шаровый баллон ЛП; 2—рулевые машины ВР курса; 3 — струйное реле ВР курса; 4 рулевые машины элеронов; 5 -струйное реле эле-
ронов; 6 — ампульная батарея 20А-6; 7 — отсечный клапан; й кран отработки АП; 9 — штуцер подсоединения контрольного манометра; JU —
редуктор АП; // — пиротехнический клапан подачи воздуха ПАП; 12 — манометр АП; 13 — зарядный кран; J4 — манометр ДУ; /5 — пусковой