РАКЕТА 5В27У
ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ
КНИГА ПЕРВАЯ
Общие сведения, планер, маршевый
двигатель, воздушная и электрическая
системы ракеты, стартовый .двигатель
и боевая часть
ТО-5В27У-1-ОП
Редакция 2.
В книге пронумерована 191 стр., кроме того, между стр. 94 и
95	помещены	вклейки № 1,	2 и 3_р	между стр. 96 и 97 — вклей-
ки	№	4, 5, 6,	7 Л' между	стр.	98 и	99 — вклейка № 8 между
стр. 100 и 101 — вклейка № 9;[' между стр. 102 и 103 — вклейка
№ 10; между стр. 114 и 115 — вклейка № 11; между стр. 120 и
121 —	вклейки	№ 12 и	13;	между	стр. 122 и 123 — вклейка
№ 14;	между	стр. 124 и	125	— вклейки № 15 и 16; между стр.
136 и 137—вклейка № 17; между стр. 160 и 161—вклейки № 18 и 19.
Часть
первая
СОСТАВ ТЕХНИЧЕСКОГО ОПИСАНИЯ
РАКЕТЫ 5В27У
Техническое описание ракеты 5В27У состоит
книг.
Книга первая содержит общие сведения о зенит
равляемой ракете и описание следующих частей
планера, маршевого ракетного двигателя на твердом
ве, воздушной системы, электросистемы, стартового ;
ля 5С45 и боевой части 5Б18.
Книга вторая содержит описание автопилота 5А42.
Книга третья содержит описание аппаратуры р
равления и радиовизирования 5У44У.
Книга четвертая содержит описание радиовзрг
5Е15СБУ, предохранительно - исполнительного мех
5В87 и пульта 5Р87.
Книга пятая содержит описание турбоэлектрогеш
5И41.
ВВЕДЕНИЕ
Двухступенчатая зенитная управляемая ракета 5В27У
входит в состав передвижного зенитного комплекса, предна-
значенного для поражения пилотируемых и отдельных видов
беспилотных средств воздушного нападения. Комплекс обес-
печивает поражение воздушных целей, летящих с дозвуко-
выми или сверхзвуковыми скоростями в диапазоне малых и
средних высот. Поражение целей осуществляется действием
боевой части ракеты.
Ракета стартует с пусковой установки спаренного типа и
наводится на цель по командам с радиолокационной стан-
ции наведения. Ориентирование пусковой установки в на-
правлении стрельбы производится с помощью силовых сле-
дящих приводов, связанных со станцией наведения.
Пусковая установка может заряжаться одной или двумя
ракетами и дает возможность производить пуск обеих ра-
кет по одной цели. Для наведения этих ракет на одну цель
станция наведения имеет два независимых радиоканала.
Конструкция наземных средств обеспечивает быстрое раз-
вертывание и быструю смену огневой позиции. Станция наве-
дения смонтирована в аппаратурной кабине типа автоприце-
па. Антенны транспортируются на лафете. Средства электро-
снабжения огневой позиции (дизель-электрический агрегат и
распределительная кабина) также размещены на автопри-
цепах. Пусковая установка транспортируется на двух легко-
съемных ходах с пневматическими колесами.
4
ГЛАВА 1
УСТРОЙСТВО И ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ
СВОЙСТВА РАКЕТЫ
1. СОСТАВ, КОМПОНОВКА И ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ РАКЕТЫ
Тип, аэродинамическая схема и геометрические
данные ракеты
Общий вид двухступенчатой ракеты показан на рис. 1.
Первая ступень (ракета в полностью собранном состоя-
нии) имеет отделяемую в полете часть — ускоритель, состоя-
щий из стартового двигателя и установленных на нем
узлов и агрегатов (стабилизаторов, переходного и заднего
конусов). Ускоритель ракеты осевой, он расположен сзади,
соосно со второй ступенью ракеты.
Крылья и рули расположены Х-образно под углом 45°
к вертикальной плоскости. На двух крыльях (верхнем пра-
вом и нижнем левом по полету) имеются элероны для ста-
билизации ракеты по крену.
Теоретический чертеж, иллюстрирующий аэродинамиче-
скую схему ракеты с указанием ее геометрических данных,
приведен на рис. 2.
Основные габаритные размеры ракеты
Длина первой ступени ................................ 5948	мм
Длина второй ступени ................................4131,5	мм
Диаметр стартового двигателя........................... 552	мм
Диаметр второй ступени..................................381	мм
Размах:
стабилизаторов сложенных............................... 1700	мм
стабилизаторов раскрытых ........................... 2208	мм
крыльев	.................................1192,4	мм
рулей .............................................. 566	мм
«тормозных» плоскостей..............................1011	мм
Состав ракеты
В ракету входят следующие основные функциональные
части (системы): планер, стартовый двигатель, маршевый
двигатель, боевое снаряжение, аппаратура управления поле-
том, воздушная система, электросистема и источник элек-
тропитания.
Планер ракеты (корпус, крылья, рули, стабилиза-
торы, «тормозные» плоскости, механизмы управления рулями
п элеронами) служит для размещения всех бортовых систем
ракеты и образует требуемую аэродинамическую форму. От-
дельными частями корпуса ракеты являются корпуса боевой
части, радиовзрывателя и двигателей.
Стартовый двигатель 5С45 обеспечивает наклон-
ный старт ракеты с пусковой установки и быстрый ее разгон
до сверхзвуковой скорости, чем достигается требуемый про-
филь скоростной характеристики ракеты; кроме того, при до-
стижении сверхзвуковой скорости обеспечивается необходи-
мая эффективность аэродинамических органов управления
полетом ракеты.
Маршевый двигатель обеспечивает дальнейшее
увеличение скорости полета ракеты, позволяя достигнуть
точки встречи с целью за заданное время и получить тре-
буемые высоту п дальность полета.
Боевое снаряжение ракеты обеспечивает пораже-
ние цели и состоит из боевой части (БЧ), радиовзрывателя
(РВ) и предохранительно-исполнительного механизма
(ПИМ).
Боевая часть 5Б18 при подрыве образует поле пораже-
ния.
Радиовзрыватель 5Е15СБУ обеспечивает неконтактный под-
рыв боевой части вблизи цели. Работа радиовзрывателя ос-
нована на излучении и приеме отраженных от цели радиоим-
пульсов. Излучение и прием радиоимпульсов начинаются
лишь по команде «ДАЛЬНЕЕ ВЗВЕДЕНИЕ» (КЗ), подавае-
мой с земли через аппаратуру радиоуправления при нахож-
дении ракеты вблизи цели.
В состав радиовзрывателя 5Е15СБУ входит селектирующий
блок (СБ). Блок СБ подключается к прибору 12 радиовзры-
вателя 5Е15СБУ при стрельбе по низколетящим целям.
Надежное предохранение от случайного взрыва в служеб-
ном обращении, а также инициирование боевой части у цели
обеспечиваются предохранительно-исполнительным механиз-
мом 5В87, выполненным в виде отдельного узла. Для пре-
дупреждения случайного срабатывания боевого снаряжения
ракеты на земле и в полете к цели ПИМ имеет три независи-
мые ступени предохранения, последняя из которых снимает-
ся в конце стартового участка полета (в момент сброса ус-
корителя) .
Аппаратура управления полетом обеспечи-
вает по радиокомандам с наземной станции наведения уп-
равляемый полет ракеты к точке встречи с целью в соответ-
6
ствпи с принятым методом наведения. Аппаратура состоит
из автопилота 5А42 и аппаратуры радиоуправления и радио-
визирования 5У44У.
Аппаратура радиоуправления и радиовизирования (РУ
п В) по каналу визирования передает на станцию наведения
сигналы, позволяющие определять положение ракеты в про-
странстве, а по каналам управления принимает команды на-
земной станции наведения н преобразует их в управляющие
электрические сигналы, подаваемые в автопилот (АП).
По этим сигналам блок автопилота вырабатывает и вы-
дает управляющие сигналы на рулевые машины, отклоняю-
щие рули, в результате чего обеспечивается маневр ракеты в
соответствии с командами станции наведения.
Для стабилизации ракеты по крену автопилот имеет сво-
бодный (трехстепенный) гироскоп, выдающий сигнал, про-
порциональный углу крена ракеты относительно исходного
положения при старте. Для демпфирования колебаний раке-
ты относительно продольной и поперечных осей и уменьше-
ния забросов по углам атаки и крена на рулевые машины
подаются также управляющие сигналы с гироскопических
датчиков угловых скоростей (демпфирующих гироскопов),
входящих в состав автопилота.
Пространственное наведение ракеты на маневрирующую
цель обеспечивается управлением ракетой в двух взаимно
перпендикулярных плоскостях (совпадающих с плоскостями
крыльев), которые называются плоскостями I и II каналов
управления. Автономный канал стабилизации ракеты по кре-
ну условно назван III каналом.
Воздушная система обеспечивает питание возду-
хом рулевых машин автопилота в течение всего времени уп-
равляемого полета. Одновременно воздух используется для
привода турбоэлектрогенератора. Запас воздуха хранится в
шар-баллоне под высоким давлением (350 кг/см2). Пуск воз-
духа из него производится в момент старта ракеты с помо-
щью пироклапана, пирозаряды которого срабатывают при
подаче на них электрического импульса.
Электросистема ракеты объединяет все бортовое
оборудование в единый автоматически работающий ком-
плекс, подает электропитание и обеспечивает коммутацию
электроцепей при подготовке, пуске и полете ракеты.
Источником тока на ракете является турбоэлек-
’’рогенератор 5И41, приводимый в действие сжатым возду-
хом. Он выдает постоянный ток напряжением 26 в и пере-
менный ток напряжениями 115 в, 1000 гц и 3x36 в, 1000 гц.
Компоновка второй ступени ракеты
Компоновка второй ступени ракеты показана на рис. 3.
Корпус ракеты, в котором размещены боевое снаряжение и
7
основные узлы бортового оборудования, разделен па пять
частей — отсеков (размеры их указаны на рис. 2).
Отсеком № 1 является радиовзрыватель 2 (рис. 3).
Корпус его выполнен в соответствии с теоретическим конту-
ром ракеты. Передняя часть корпуса изготовлена из радио-
прозрачного материала, в ней расположена передающая ан-
тенна 1 радиовзрывателя (приемные антенны 15 размещены
на корпусе отсека № 4 и связаны с блоком РВ высокочастот-
ными кабелями с разъемами).
Отсек № 2 служит для установки рулей 3, размещения
механизма управления ими 21 и двух рулевых машин. Меха-
низм состоит из двух независимых кинематических цепей,
обеспечивающих раздельное управление каждой парой ру-
лей, расположенных в одной плоскости. На внутренней по-
верхности отсека установлено устройство КЗ. Па переднем
торце отсека крепится селектирующий блок (СБ) 22, а на
хвостовой части отсека крепится ПИМ 20.
Отсеком № 3 является боевая часть 19. После сты-
ковки отсеков № 2 и 3 детонатор ПИМ располагается у
промежуточного детонатора боевой части, что обеспечивает
надежное ее инициирование при срабатывании ПИМ. До ус-
тановки боевой части ракета комплектуется фальш-отсеком,
имитирующим боевую часть по габаритам и стыковочным ме-
стам. Он представляет собой трубу из алюминиевого сплава
весом около 10 кг.
Отсек № 4 предназначен для размещения аппаратуры
радиоуправления и радиовизирования 5, блока автопилота
16, турбоэлектрогенератора 18, основной части электрообо-
рудования, воздушно-арматурного блока (БАБ) 17, рулевой
машины и механизма управления элеронами 14, связанного
с последними наружными тягами 13. Для удобства монтажа
и эксплуатации элементы электрооборудования собраны в
блоке реле и центральной распределительной коробке (ЦРК)
4. Кроме того, в корпусе отсека № 4 установлена розетка бор-
тового электроразъема, через который осуществляются элек-
трические связи с наземными устройствами контроля к пуску
ракет.
По бортам отсека в специальных углублениях корпуса
расположены приемные антенны 15 радиовзрывателя. Антен-
ны закрыты металлическими обтекателями со щелями.
Отсеком №5 является ракетный двигатель второй сту-
пени ракеты (маршевый двигатель) 12, снаряжаемый за-
рядом твердого топлива в виде цилиндрической одноканаль-
ной бронированной снаружи шашки. Сопло 10 маршевого
двигателя закрыто обтекателем, который уменьшает сопро-
тивление хвостовой части ракеты.
Поджигание заряда топлива производится воспламените-
лем, устанавливаемым в корпусе двигателя на его переднем
8
чинше. Воспламенитель поджигается для надежности от двух
стандартных пиропатронов, установленных в пиросвечах дви-
гателя.
На корпусе маршевого двигателя крепятся крылья о ра-
кеты. На задней кромке и на конце левого верхнего крыла
(по полету) расположены две антенны аппаратуры РУ и В:
щелевая приемная (антенна управления) и штыревая пере-
дающая (антенна визирования) 8 в виде короткого стержня
на конце крыла. Для аэродинамической симметрии на кон-
цах остальных трех крыльев установлены имитаторы пере-
дающей антенны. С этой же целью на правом нижнем крыле
у задней кромки приклепана пластина (симметрично пласти-
не антенны управления).
Корпус ракеты герметизирован. Отсеки № 2 и 4 имеют
стравливающие клапаны для выхода воздуха, расходуемого
в полете рулевыми машинами и турбоэлектрогенератором.
Клапаны герметизированы тонкими мембранами, которые
разрываются при повышении давления воздуха в отсеках
сверх допустимой величины.
Часть электрожгутов и воздухопроводов проложена по
внешней поверхности корпуса ракеты (на боевой части и
маршевом двигателе) под обтекателями. Па боковой поверх-
ности боевой части располагаются кабели от приемных ан-
тенн радиовзрывателя на отсеке № 4. Сверху по корпусу
боевой части проложены воздухопровод к рулевым машинам
рулей и электрический жгут к радиовзрывателю, ПИМ и ру-
левым машинам. По бокам корпуса маршевого двигателя
проложены электрожгуты, связывающие отсек № 4 с хвосто-
вой частью ракеты. Электрожгут, идущий к ускорителю,
оканчивается на стыке с переходным конусом отрывным
электроразъемом 11 (слева по полету). Под правым обтека-
телем расположен концевой выключатель, который замы-
кается при отделении ускорителя и выдает электрический
сигнал для проведения необходимых операций в начале мар-
шевого участка полета. Выключатель дублирует работу сиг-
нализатора перегрузок, установленного на ускорителе, обес-
печивая требуемую надежность выполнения предусмотрен-
ных операций.
Компоновка ускорителя
Компоновка ускорителя, отделяющегося от ракеты в коп-
Ис стартового участка полета, показана на рис. 4.
Основной частью ускорителя является стартовый ракет-
ный двигатель 10 (рис. 4), снаряжаемый зарядом топлива в
виде четырнадцати цилиндрических одноканальных порохо-
вых шашек.
9
Стартовый двигатель имеет регулируемое сопло с изме-
няемой (с помощью «груши») площадью критического сече-
ния сопла. Снаряжение двигателя производится через горло-
вину на переднем днище. К крышке, закрывающей эту гор-
ловину, с внутренней стороны крепится воспламенитель, под-
жигаемый от двух стандартных пиропатронов, устанавливае-
мых в пиросвечах двигателя.
Кроме стартового двигателя, в состав ускорителя входят:
четыре стабилизатора 5, задний конус 7 (обтекатель сопла) и
переходной конус 1.
Переходной конус служит для соединения ускорителя со
второй ступенью ракеты. Он опирается двумя цилиндриче-
скими посадочными местами соответственно на обечайку
корпуса и сопло маршевого двигателя. Конструкция соедине-
ния схематично показана на рис. 5.
Переходной конус 3 (рис. 5) с опорным шпангоутом 4,
опирающийся на маршевый двигатель 1, крепится к нему
двумя срезными болтами 2, обеспечивающими надежное сое-
динение второй ступени ракеты с ускорителем при наземной
эксплуатации (положение I, рис. 5).
В момент старта под действием тяги стартового двигателя
болты 2 срезаются, и ускоритель перемещается относительно
второй ступени вперед до упора переходным конусом в то-
рец маршевого двигателя (как показано на рис. 5, положе-
ние II), что обеспечивает передачу тяги на вторую ступень.
После среза болтов 2 механическая связь между второй сту-
пенью ракеты и ускорителем в осевом направлении поддер-
живается только за счет тяги стартового двигателя. В конце
стартового участка полета, когда тяга стартового двигателя
падает и аэродинамическое сопротивление ускорителя стано-
вится больше сопротивления второй ступени ракеты, проис-
ходит отделение ускорителя от второй ступени. Разделение
происходит еще энергичнее, когда запускается маршевый
двигатель, сообщающий второй ступени ракеты ускоренное
движение.
На переходном конусе 1 (рис. 4) в плоскости правого
верхнего и левого нижнего (по полету) крыльев установлены
две поворотные «тормозные» плоскости 3, которые до отделе-
ния ускорителя удерживаются механизмами стопорения в
нейтральном положении.
При отделении ускорителя тросы, укрепленные на корпу-
се второй ступени, выдергивают вилки стопоров, и обе «тор-
мозные» плоскости под действием пружинных толкателей 11
и потока воздуха отклоняются до упора в ограничители. Соз-
даваемая ими подъемная сила дает момент, поворачиваю-
щий ускоритель на большой угол атаки, в результате чего
стабилизаторы ломаются, а корпус ускорителя, беспорядоч-
но вращаясь, падает в заданной зоне.	*
10
Снаружи на переходном конусе под металлическим кожу-
-ом установлен сигнализатор перегрузок 2, электрический
Сигнал которого при снижении тяги стартового двигателя в
конце его работы используется для запуска маршевого дви-
гателя и проведения других операций. Электрическая связь
ускорителя со второй ступенью ракеты осуществляется через
отрывной электроразъем.
Стабилизатор 5 крепится в одной точке в мощном шар-
нирном узле, приваренном на заднем днище стартового дви-
гателя. До пуска ракеты стабилизаторы находятся в сложен-
ном положении (передними кромками вдоль корпуса старто-
вого двигателя), что уменьшает габариты ракеты. В этом по-
ложении они удерживаются специальной стяжной проволо-
кой 4 с тандером. Стабилизаторы шарнирно связаны с гид-
равлическими демпферами 6 (гасителями скорости раскры-
тия), установленными в зоне сопла стартового двигателя.
На корпусе двигателя расположены узлы опоры ракеты
на пусковой установке: впереди — одиночная опора (бугель)
9, сзади — два ролика 8. Кроме того, с двух сторон к корпу-
су приварены четыре такелажных узла-бугеля (в виде гриб-
ков), используемых для подъема ускорителя или ракеты, а
также два корытообразных захвата для крепления двигателя
при транспортировке.
Весовые данные ракеты
Стартовый вес ракеты................................... 952,7	кг
В том числе:
вторая ступень	  422,3	кг	V
ускоритель.......................................... 530,4	кг
Положение центра тяжести ракеты (от носка)
Первая ступень (снаряженная)........................ 3984 мм
Первая ступень (без снаряжения стартового двигателя) . 3586- мм
Вторая ступень (снаряженная)........................2715. мм
Вторая ступень (без снаряжения двигателя и без воздуха) 2383 мм
2. КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ ОБ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ
СВОЙСТВАХ РАКЕТЫ
Взаимозаменяемость узлов и агрегатов
Конструкция ракеты обеспечивает ее взаимозаменяемость
11а пусковой установке, а также взаимозаменяемость основ-
ных узлов и агрегатов, в том числе тех. установка которых па
ракету (в отдельных случаях замена) может производиться
в процессе эксплуатации.
Взаимозаменяемы по стыкам агрегаты и узлы, образую-
щие планер ракеты: отсек № 1 (радиовзрыватель), отсек № 2,
°тсек № 3 (боевая часть), отсек № 4, отсек № 5 (маршевый
11
двигатель), крылья, рули, обтекатель сопла маршевого дви-
гателя, переходной конус, «тормозные» плоскости, стартовый
двигатель, задний конус, стабилизаторы, демпферы стабили-
заторов, а также ускорители в целом.
Взаимозаменяемы по местам установки и точкам крепле-
ния основные блоки бортового оборудования: блоки аппара-
туры радиоуправления и радиовизирования, автопилота (в
том числе рулевые машины), предохранительно-исполнитель-
ный механизм, турбоэлектрогенератор и воздушно-арматур-
ный блок.
Бортовое оборудование взаимозаменяемо и по парамет-
рам. Взаимозаменяемы также бортовой, отрывной электро-
разъемы и концевой выключатель.
Эксплуатационные подходы
Ко всем элементам, используемым для настроек, регули-
ровок и проведения других необходимых при эксплуатации
ракеты операций, доступ обеспечивается через люки в кор-
пусе; изменение площади критического сечения сопла стар-
тового двигателя производится без использования люка.
Установка боевой части на ракету производится после
расстыковки ее корпуса по стыкам отсеков № 2, 4 с фальш-
отсеком и снятия последнего. Одновременно в отстыкован-
ный отсек № 2 устанавливается ПИМ.
Снаряжение маршевого двигателя производится с хвосто-
вой его части при вывинченном заднем днище с сопловым
блоком. Предварительно снимается обтекатель сопла марше-
вого двигателя.
Стартовый двигатель снаряжается после отстыковки от
переходного конуса через горловину в переднем днище, за-
крываемую съемной крышкой. Площадь критического сече-
ния сопла стартового двигателя изменяется передвижением
«груши» с помощью спецключа (снаружи, со стороны среза
сопла).
На рис. 6 приведена схема расположения люков на кор-
пусе ракеты (штриховкой на схеме условно обозначены люки,
расположенные на правом борту ракеты). Люки предназна-
чены:
—	люки № 1 и 2 для смены кристаллов смесителей
радиовзрывателя и регулировки блока СБ;
—	люк № 3 для подхода к контрольному электроразъ-
ему, через который производится автономная контрольная
проверка радиовзрывателя;
—	люк № 17 для подсоединения ПИМ к радиовзрыва-
телю;
—	люк № 10 для заправки шар-баллона воздухом вы-
сокого давления (точки подключения заправочных приспо-
12	*
бдений выведены наружу, люк не имеет крышки). Рядом
С° сложено смотровое окно над шкалой манометра;
РаС__ люк № 18 для регулировки резисторов R6 и R4
Т1РК (регулировка крутизны I и II каналов в аппаратуре
радиоуправления и радиовизирования);
1J ___‘лЮк № 5 (монтажный) для установки блоков борто-
вой аппаратуры и электрооборудования;
люк № 9 для подхода к контрольным электроразъ-
емам, через которые производятся автономная проверка ап-
паратуры радиоуправления и радиовизирования и автопило-
та а также имитация бортового источника тока и контроль
различных электрических параметров бортового оборудо-
вания;
_____ люки № 4 и 16 для регулировки параметров авто-
пилота (люк № 4 для регулировки крутизны I, II, III кана-
лов; люк № 16 для регулировки ухода в режимах «интеграл»
л «нулей» по I, 11 и III каналам);
____________люк № 15 (пробка) для регулировки частоты маг-
нетрона ответчика аппаратуры радиоуправления и радиовп-
зирования;
—	люк №6 для подхода к гетеродину аппаратуры ра-
диоуправления и радиовизирования;
—	люки № 7 и 8 для установки снаряженных пн-
росвечей маршевого двигателя.
Крышки девяти люков: № 3, 4, 6, 7, 8, 15, 16, 17 и 18 —
являются быстросъемными, а люки № 1, 2, 5 и 9 имеют
крышки, которые крепятся по контуру винтами.
Непосредственный доступ обеспечен к бортовому элек-
троразъему, через который осуществляется электрическая
связь ракеты с наземными устройствами при проверках ра-
кеты и при подготовке ее к пуску, а также к стравливающим
клапанам отсеков № 2 и 4.
Места опор при транспортировке
При перевозке ракеты в таре и вне тары различными ви-
дами транспорта, в том числе транспортными средствами
технического дивизиона, она опирается на ложементы жест-
кими участками корпусов двигателей и боевой части (места
°пор показаны на рис. 7).
Для производства подъемно-перегрузочных операций на
орпусе маршевого двигателя (в средней его части сверху и
^изу) имеются два такелажных узла в виде стальных плас-
ТИн (проушин).
ни Подъеме второй ступени ракеты за проушину допол-
тельными местами захвата служат места опор.
13
Маркировка и эксплуатационные надписи на ракете
На окрашенную поверхность ракеты нанесены маркиро-
вочные и эксплуатационные надписи. Расположение надпи-
сей на ракете (кроме нумерации люков) и их содержание
показаны на рис. 7. На рисунке показаны также места на-
несения маркировочных номеров ракеты (условно обозначе-
ны двойным пунктиром). Надписи в сплошных рамках вы-
полнены красной эмалью, в пунктирных — черной.
Маркировочные надписи предназначены для
нумерации ракеты, ее частей и выполняются эмалью черного
цвета.
Маркировочный номер ракеты нанесен на корпусе мар-
шевого двигателя слева и содержит шифр ракеты и ее номер.
На левом борту стартового двигателя нанесена индиви-
дуальная маркировка, содержащая индекс двигателя и его
номер.
Эксплуатационные надписи по своему назна-
чению разделяются на предупреждающие и информацион-
ные.
Предупреждающие надписи сосредоточивают внимание
па определенных узлах или же на особых формах обраще-
ния с ними (например, «ВНИМАНИЕ! ПИРОЗАПАЛЫ» или
на элеронах и рулях — «НЕ ДВИГАТЬ»), а также указы-
вают место их применения (например, «ПРИСПОСОБЛЕ-
НИЕ ВВЕРНУТЬ ДО УПОРА» или «РЕГУЛИРОВКА СОП-
ЛА») .
Информационными надписями сопровождаются отдель-
ные узлы, используемые при наземной эксплуатации ракеты
(например, «БОРТРАЗЪЕМ»). К информационным надпи-
сям можно отнести также нумерацию люков (рис. 6). Номе-
ра указываются на крышках люков и рядом на корпусе ра-
кеты.
В местах опор ракеты нанесена надпись «ОПОРА ПРИ
ТРАНСПОРТИРОВКЕ», а вокруг корпуса ракеты в этих ме-
стах нанесены по две черные прерывистые линии, указываю-
щие зону опоры.
Герметизация и консервация ракеты
Герметизация корпуса, лакокрасочные покрытия внешней
и внутренней поверхностей и консервационная смазка от-
дельных узлов и деталей ракеты являются надежными сред-
ствами ее антикоррозийной защиты.
В конструкции корпуса ракеты предусмотрена защита
внутренней полости и размещенной в ней аппаратуры от
воздействия извне атмосферной влаги и загрязнения. Кон-
структивной мерой защиты является герметизация корпуса,
14
поедусмотрена по стыкам всех разъемных сосдине-
к0Т°Рпп стыкам отсеков, по контуру крышек люков и по гнез-
НИИ/ пезьбовых пробок. Для герметизации люков и пробок
Да менена листовая резина, стыки отсеков герметизированы
ПРпХошью кольцевых резиновых шнуров, обжимаемых при
помощью резиновых манжет. Для герметизации внут-
 в их сопла вклеиваются
Описание кон-
Ховке. Места вывода из корпуса осей рулей герметизиро-
СТЫКО •	tv mouwpt Ппа грп mptmq я тти и ruvt-
гч Я Н Ы С 1 - — -	-	и
пенних полостей двигателей ракеты
заглушки из листовой алюминиевой фольги.
струкции герметизируемых мест приведено в главах III и IV.
Для предохранения от коррозии производится консерва-
ционная смазка шарнирных соединений, металлических дета-
лей входящих в подвижные соединения, а также головок
стыковочных болтов на корпусе и других неокрашенных ме-
таллических
деталей.
Тара ракеты и ее частей
Ракета и ее отдельные части доставляются к месту ис-
пользования в специальной таре, обеспечивающей длитель-
ное их хранение на складах или на открытом воздухе под
навесом.
Ракета (в снаряженном и в неснаряженном виде) достав-
ляется и хранится в герметичном металлическом контейнере.
В случае транспортировки ракеты в неснаряженном виде
в отдельной таре доставляются и хранятся:
— боевая часть;
—	предохранительно-исполнительный механизм;
—	заряды топлива стартового и маршевого двигателей;
—	воспламенители стартового и маршевого двигателей;
—	пиропатроны для запуска двигателей (пирозаряды
воздушно-арматурного блока и пироножа устанавливаются
на предприятии—изготовителе ракеты).
Контейнер для ракеты (рис. 10) является тарой для пол-
ностью собранной ракеты (в снаряженном или в неснаря-
женном состоянии) со снятыми стабилизаторами. Стабилиза-
торы размещаются в специальных стеллажах внутри кон-
тейнера. Конструкция контейнера дает возможность транс-
портировать ракету в нем всеми видами транспорта (воз-
душным, водным, железнодорожным и автомобильным), а
также длительно хранить ее на складах.
ск , нтейнер представляет собой герметичную металличе-
закЮ Тар^’ оборудованную приспособлениями для укладки и
кон?е“1ЛеНИя Ракеты> Дренажным клапаном для заполнения
ТС11Нера сухим воздухом и индикаторным устройством для
наблюдения за его влажностью.
конструкция контейнера показана на рис. 9.
15
Корпус 1 (рис. 9) контейнера сварен из стальных листов I
усилен продольными и поперечными ребрами. На нижней на
ружной части корпуса имеются два полоза 14—опоры контей
пера. В верхней части корпуса расположены четыре такелаж
них узла 5 и четыре опоры 3 для укладки контейнеров в шта
бель. Внутри корпуса контейнера имеется ложемент 15 дл>
укладки и закрепления ракеты, а также для извлечения ра
кеты из контейнера. Ракета закрепляется на ложементе хо
мутами 2 и 4 (по отсеку № 2 и по переходному конусу) п
лентой 11 (за стартовый двигатель). Ложемент в свою оче
редь закреплен в контейнере двумя конусными стопорными
винтами за передний хомут и откидным ушковым болтом 12.
Для направления движения ложемента внутри корпуса при-
варены два штыря.
Крышка 7 контейнера представляет собой стальную свар-
ную конструкцию и по контуру имеет фланец для стыковки
с корпусом. В центральной части крышки установлены пат-
рон с силикагелевым индикатором 9 и дренажный клапан 10.
Стыковка крышки с корпусом осуществляется болтами
6, расположенными по окружности фланца.
В средней части крышки установлены три регулируемых
упора 8 с резиновыми амортизаторами для фиксации старто-
вого двигателя.
Боевая часть 5Б18 укупоривается в индивидуальным
металлический футляр (рис. 8).
С торцев боевой части привинчиваются транспортировоч-
ные предохранительные крышки из пластмассы. На одной из
них (большей) имеются два такелажных уха. Боевая часть
устанавливается меньшим основанием на дно футляра 3
(рис. 8) и сверху закрывается крышкой 4. Под крышку уста-
навливается пластмассовый вкладыш, заполняющий свобод-
ное пространство между крышкой и боевой частью.
Затвор 5 прижимает крышку к боевой части расположен-
ным в средней части эксцентриком. При этом за счет упругой
деформации крышки ее края с кольцевой резиновой про-
кладкой плотно прижимаются к кромке корпуса футляра,
герметизируя его внутреннюю полость.
Футляр с боевой частью транспортируется в деревянной
обрешетке, скрепленной гвоздями. На корпусе футляра на-
несена маркировка (по содержанию повторяющая маркиров-
ку боевой части).	I
На крышке футляра нанесен знак опасности груза в виде
равнобедренного треугольника, в середине которого цифра -—I
разряд груза. На обрешетке указывается вес брутто.
Предохранительно -исполнительный меха-
низм 5В87 укладывается в металлическую коробку (рис. 8).
На крышке коробки нанесена маркировка. На корпусе ПИМ
16
маркировка
наносится аналогичная
ПИМ.
Щашки заряда
пвигателя хранятся по
/пис Я), по два ящика на один
и порядковый номер
5Б84, стартового
в деревянном ящи-
" ?пис 8)	110 Два ящика на один комплект снаряжения.
кя-<дая шашка завернута в оберточную бумагу и перевяза-
в двух местах шпагатом. Для уплотнения шашек в таре
"рободные полости ящика заполняются бумагой. Ящик имеет
откидную крышку на шарнирах, которая закрывается двумя
топлива
7 шт.
замками.
На ящике нанесена маркировка.
На крышке ящика нанесены вес брутто и знак опасности
груза в виде равнобедренного треугольника, в середине ко-
торого цифра — разряд груза.
Заряд твердого топлива 5Б29 маршевого
двигателя транспортируется и хранится в индивидуаль-
ной гермоукупорке и помещенным в деревянный ящик
(рис. 8). На крышке ящика нанесены вес брутто и знак опас-
ности груза в виде равнобедренного треугольника, в середи-
не которого цифра — разряд груза.
Воспламенители 5Б94 и 5Б43 стартового и марше-
вого двигателей хранятся в герметичной металлической та-
ре (рис. 8).
Воспламенители стартовых двигателей (рис. 8) заверты-
ваются в оберточную бумагу и укладываются каждый в ин-
дивидуальную укупорку. Затем восемь воспламенителей в
укупорках укладываются в герметичную металлическую та-
ру, заключенную в деревянный ящик.
Крышка герметичной тары имеет по контуру резиновую
прокладку и запирается специальным затвором. Деревянный
ящик с откидной крышкой запирается замком.
На ящике нанесена маркировка. На крышке наносится
знак опасности груза в виде равнобедренного треугольника,
в середине которого цифра — разряд груза.
Воспламенители маршевых двигателей укладываются по
8 шт. в герметичную металлическую укупорку. Две укупорки
устанавливаются и закрепляются в деревянном ящике.
Крышка ящика запирается замком. На пей наносится
знак опасности груза в виде равнобедренного треугольника,
в середине которого цифра — разряд груза.
Пиропатроны ПП-9РСМ, предназначенные для сна-
ряжения пиросвечей, двигателей, упаковываются по четыре
ТУКИ в металлическую коробочку (рис. 8). Коробочка
транспортируется в контейнере ракеты.
17
на п усков ы|
НАЗЕМНАЯ ПОДГОТОВКА, ПУСК И ПОЛЕТ РАКЕТЫ
К ним отно
Технический дивизион
техничен
ракет ы
техниче-
1. СОДЕРЖАНИЕ И ПОДГОТОВКА РАКЕТ
В ТЕХНИЧЕСКОМ ДИВИЗИОНЕ
Подготовка ракет к боевому применению заключается
выполнении двух основных комплексов работ.
1. Работы в техническом дивизионе. К ним относятся хра
нение и подготовка ракет на позициях технического диви-
зиона, включая транспортировку подготовленных ракет, а
также определение годности хранящихся ракет и ЗИП.
2. Работы в зенитном ракетном дивизионе,
сятся заряжание ракетами пусковых установок и поддержа
пие в боевой готовности ракет, установленных
установках ракетной батареи или хранящихся в виде боезЛ
паса на транспортно-заряжающих машинах в зенитном ра-|
кетном дивизионе.
Подготовка ракет к боевому применению производится з
соответствии с Инструкцией по эксплуатации
ИН-5В27У-ОП при помощи наземного оборудования
ского и зенитного ракетного дивизионов.
Технический дивизион является подразделением
с.кого обеспечения и подготовки ракет для снабжения зенит-
ных ракетных дивизионов боеготовыми ракетами. Техниче-
ский дивизион включает комплекс рабочих площадок и со-
оружений, расположенных в соответствии с технологическим
планом подготовки ракет (рис. 14). Рабочие площадки обо-
рудованы соответствующими подъемными, транспортными.!
заряжающими и контрольными устройствами и приборами.!
Условно территорию технического дивизиона можно раз-
делить на три зоны:	1
— зону складских помещений — площадки 21, 27, 28, 30,1
31 и 32;
18
технологического потока
транспортных
зону рабочих площадок
— 30	93 24 26 и 29;
,1ЛО"азону ремонтных мастерских и стоянки
_ п лошадка 25.
"^консервированные ракеты хранятся на
По мере необходимости ракеты увлекаются
консервируются’ 1
пГпОлощаРДЯкуа22ЛЬгде производится внешний
Спевка их комплектности и документации,
Р .плрконая проверки бортовой аппаратуры.
Кпянспоотируются на площадку 23, где производите
I1’ их воздухом, и на площадку 24, г- - пакеты
ливаются стабилизаторам пиропатроны. а также
площадке 21.
из тары, рас-
перекладываются на транспортные стыко-
тележки (ТССТ) и транспортируются
осмотр ракет,
автономные и
Затем ракеты
:я заправ-
где на ракеты устанав-
------------------------------------- _ —произво-
™тся перекладка их с ТССТ ’ на транспортно-заряжающие
ашины (ТЗМ). ТЗМ с ракетами направляется на площадку
97 где на нее устанавливается тент.
’В случае двухразовой заправки ракет воздухом^ (согласно
гоафику заправки) ТЗМ заезжает на площадку 26 для^доза-
правки (к этому времени стабилизируется давление в балло-
не после первой заправки).
В дальнейшем ракеты либо сразу отправляются в зенит-
ный ракетный дивизион, либо хранятся на ТЗМ в составе
боекомплектов на площадке 27.
При замене снаряжения, поставке неснаряженных ракет
и т. п. снаряжение и расснаряжение ракет производится на
площадке 24. Заряды топлива, боевые части и другое снаря-
жение хранятся на площадках 28, 30. 31 и 32.
Оборудование технического дивизиона
Технический дивизион оборудован автономными источни-
ками электроэнергии п средствами связи.
Основное оборудование технического дивизиона, исполь-
зуемое при подготовке ракеты па технологическом потоке,
можно разделить на следующие группы:
— транспортно-погрузочные средства;
— контрольно-испытательная аппаратура для проверки
бортовой аппаратуры;
снаряжательные средства:
средства заправки ракет воздухом.
S первую группу входят: автопоезд 5Т52, гидрокрап 51081
11 автокран К-67, транспортно-заряжающая машина ПР-14А,
тРанспортнаЯ стыковочно-снаряжательная тележка 5Ю41,
1 ранспортно-сиаряжательная тележка 5X61, а также ряд
вспомогательных погрузочных средств в виде балок для
п°Дъема ракеты и т. п.
19
Автопоезд 5Т52 (рис. 11) предназначен для транши ipl
тировки ракет в таре или без тары в технический дивизиоД
Он состоит из двух основных частей: седельного тягача и
базе автомобиля и полуприцепа. Полуприцеп оборудовав
комплектом специальных приспособлений для креплени)
транспортируемого груза и снабжен разборным каркасо!
для установки тента.
Гидрокран 5Ю81 предназначен в основном для пере-
кладки частей ракеты при ремонтных работах, а также дл:
погрузки и перевозки ее снаряжения.
Автокран К-67 обеспечивает погрузочные работы с<
снаряженной и состыкованной ракетой (в контейнере и ви
его).
Транспортно-заряжающая машина (ТЗМ
ПР-14А, (ПР-14АМ) предназначена для перевозки двух ране-
на огневую позицию, а также для заряжания и разряжать
пусковых установок. Все узлы и механизмы ТЗМ смонтирова
ны на раме, установленной на шасси автомобиля (рис. 12)
Ракеты укладываются на две параллельные балки с механиз
мами для закрепления ракет и механизмами для перемещено!
ракет вдоль балок.
На ТЗМ имеются электролампы для освещения, а такж!
звуковая сигнализация для контроля рабочих операций. В,
исходном положении ракеты защищены тентом.
Транспортная с т ы к о в о ч н о - с н а р я ж а т е л ь|
пая тележка (ТССТ) 5Ю41 предназначена для транс!
портировки первой или второй ступени и снаряжения второй
ступени ракеты. Тележка имеет ложементы, позволяющие
отдельно крепить носовую и хвостовую части ракеты при ус]
тановке боевой части (отсека № 3). Ложементы крепятся nd
трубе, которая соединена с двумя колесными ходами. Под'
трубой подвешены два стеллажа для стабилизаторов и ящии
для ЗИП.
Тележка имеет механизм для подключения бортовогот
электроразъема при наземных проверках. Внешний вид!
ТССТ показан на рис. 13.
Т р а и с п о р т н о - с и а р я ж а т е л ь и а я тележка
(ТСТ) 5X61 предназначена для транспортировки и снаряже!
пня стартовых двигателей и представляет собой стол с ло-
жементами, смонтированный на двух колесных ходах. Под
столом крепится ящик для ЗИП. Общий вид ТСТ со старто-
вым двигателем показан на рис. 11.
Вторая группа оборудования технического дивизиона объ-1
единена в контрольно-испытательную передвижную станцию
(КИПС) 5К21.
Контрольно-испытательная передвижная,
станция представляет собой комплекс контрольно-испыта-
тельной аппаратуры, смонтированной в закрытом кузове ав-
20
производить проверку и
расположенных на
пмпя (пис 11)- Она позволяет
Холь бортового оборудования ракет,
ТССТ ТЗМ и на пусковых установках.
В состав КИПС входят:
L источники питания бортового ооорудования ракеты,
.ритпальный распределительный щит и комплект,кабелей;
пульт 5Р93 для проверки электрических цепей ракеты;
__ пульт 5Р13 для проверки и контроля аппаратуры авто-
1ИЛ2}асТ0Йка 5Р43 для проверки и контроля аппаратуры
падиоуправления и радиовизирования ракеты;
__ стойка 5М17 для проверки и контроля радновзрыва-
ТеЛ11 оборудование для подачи на борт ракеты сжатого воз-
духа от воздухозаправщика 5Л91 (5Л94).
В третью группу оборудования входит стенд снаряжения
5X63, предназначенный для осмотра зарядов топлива двига-
телей и производства снаряжательных операций, а также
транспортные средства (ТССТ и ТСТ), на которых произво-
дится снаряжение двигателей ракеты.
Стенд снаряжения 5X63 показан на рис. И. Он
имеет стол, смонтированный на двух колесных ходах. На
столе имеются поворотная консоль с кареткой для подвески
снаряжательных приспособлений и шесть катков для раскон-
сервации и осмотра зарядов топлива и боевых частей.
В о з д у хоз а п р а в щи к 5Л91 (5Л94) (рис. И) предна-
значен для заправки ракеты воздухом высокого давления и
подачи воздуха рабочего давления (через КИПС) при про-
верках бортовой аппаратуры.
Воздухозаправщик смонтирован на закрытом автоприце-
пе, на котором размещены: группа баллонов высокого дав-
ления, система редукторов и пульт для выдачи воздуха.
Регламентные работы
Ракеты и их части в таре, а также и вне ее, хранящиеся
в техническом дивизионе, проходят периодические регламент-
ные проверки с целью устранения возможных дефектов. Рег-
ламентные работы заключаются во внешних осмотрах, про-
верке функционирования бортовой аппаратуры ракеты и об-
новлении консервационных покрытий; они проводятся в соот-
ИНС5В27У ОП ИнстРУкцией по эксплуатации ракеты
тапеаКеТЬ1’ находящиеся в режиме длительного хранения в
Haov ПРОХОДЯТ пернодические внешние осмотры с целью об-
теле^еННЯ повРеждений тары и контроля состояния указа-
прохолВЛаЖН0СТИ‘ Ракеты> хранящиеся на складе вне тары,
Дят автономные п комплексные проверки бортового обо-
21
рудования. Перед отправкой ракет в зенитный ракетный ди
визион они проходят контроль по полной программе.
Боевые части, хранящиеся отдельно от ракет, периодиче
ски осматриваются в соответствии с Инструкцией по эксплуф
тации. При хранении ракет с установленными боевыми час
тями контрольно-технический осмотр боевых частей провей
дится при проверке ракет.
При осмотре зарядов твердого топлива стартового и мар
шевого двигателей особое внимание обращается на наличи!
сколов и растрескиваний.
Комплекты аппаратуры автопилота, радиоуправления i
радиовизирования, а также радиовзрывателя,
ЗИП ракет, также периодически проходят
входящие 1
регламентный
контроль. Перед установкой на ракету блоки аппаратуры и:,
состава ЗИП проходят автономные проверки.
2. СОДЕРЖАНИЕ РАКЕТ НА ОГНЕВОЙ ПОЗИЦИИ
Огневая позиция представляет собой подготовленны!
участок местности, на котором в боевом порядке распола
гается зенитный ракетный дивизион. Зенитный ракетный ди
визион может состоять из нескольких ракетных батарей.
Огневая позиция ракетной батареи пред
ставляет собой комплекс стартовых площадок, расположен
ных в определенном порядке.
На каждой стартовой площадке установлена одна пуско
вая установка, заряжаемая двумя ракетами. Пусковые уста
новки кабелями связаны со станцией наведения. Позицш
батареи оборудована средствами связи и сигнализации. Элек
тропитание осуществляется от автономной электростанции
расположенной на позиции радиотехнических средств.
Транспортно-заряжающая машина подается к пусковой
установке задним ходом до совмещения захватов на балках
ТЗМ и пусковой установки. При этом балке пусковой уста
новки придается небольшой угол возвышения. После допол
нительной регулировки и совмещения каждой пары балок
ракеты переводятся на пусковую установку и фиксируются
на ней. В случае необходимости ракеты могут быть переве
дены с пусковой установки на ТЗМ.
После перекладки ракет на пусковую установку подклю
чаются их бортовые электроразъемы, через которые на ра
кету подаются электропитание, а из кабин управления стрель
бой — необходимые команды и поступают сигналы выпол
нения предстартовых операций, а также выдается команда
«ПУСК» от оператора, ведущего стрельбу.
Пусковая установка предназначена для на
ведения и пуска ракет в направлении, заданном стапциеп





22
электроразъемов бортовая аппаратура ракет
стартовой автоматикой; электроразъемы
я На рис. 15 приведен общий вид пусковой уста-
1аведения. положении.
0Вки в ц щейся части, представляющей собой две балки,
„X цапфенной обоймой, устанавливаются две ракеты.
вязанные т______болтовая аппапатмпа пакет
г помощью -
клюкаются вручную,’ а отключаются автоматически при схо-
I Ракета' устанавливается на балке на передний бугель н
алние роликовые опоры, расположенные на ускорителе.
Регламентные работы. На огневой позиции раке-
ты содержатся на пусковых установках, на ТЗМ и в контей-
нере (тара № 1). При длительном г™—— "" ——”
При длительном нахождении на огневой
позиции ракеты периодически проверяются в соответствии
t Инструкцией по эксплуатации.
3. РАБОТА БОРТОВОЙ АППАРАТУРЫ ПРИ ПОДГОТОВКЕ
К ПУСКУ И В ПОЛЕТЕ РАКЕТЫ
Режимы подготовки ракеты
В процессе предстартовой подготовки снаряженной раке-
ты, находящейся на пусковой установке, ее бортовая аппа-
ратура может находиться в одном из следующих режимов,
которые обеспечиваются наземной автоматикой и пультом
предстартовой подготовки:
—	режиме длительного ожидания («отдых»);
—	предстартовом режиме.
Указанные режимы характеризуют степень готовности
ракеты к боевому применению и различаются по количеству
находящихся под напряже-
ожидания — бортовая ап-
производится только контроль
цепей бортовой аппаратуры,
нием.
Режим длительного
паратура ракеты обесточена,
цепей безопасности ПИМ. Пуск ракеты, находящейся в ре-
жиме длительного ожидания, может быть произведен не ра-
нее чем через две минуты.
В предстартовом режиме на аппаратуру ракеты
подается все необходимое электропитание. Через 30 сек по-
сле начала предстартового режима ракета переходит в со-
пускНИе готовности № после чего может быть произведен
тече"°С10ЯНИе готовности № 1 длится не более 25 мин, по ис-
длнте*111 КОТОРЬ1Х Ракета автоматически переводится в режим
постиЛ№°[0 ожидаиия- Пр11 необходимости состояние готов-
любое может быть прекращено оператором вручную в
23
Через 20 мин нахождения ракеты в режиме длительное
ожидания она снова может быть переведена в состояние rl
товности № 1.	и
Предпусковая подготовка и пуск ракеты	I
Пуск ракеты производится только из состояния готов
ности № 1 нажатием кнопки «ПУСК». При этом производя!
ся автоматическая подготовка бортовой аппаратуры и элея
трооборудования, а также автоматический контроль некотД
рых предпусковых операций и электрических цепей; одщ!
временно снимается первая,ступень предохранения ПИМ. 1
Цепь пуска наземьГои аппаратуры и ракеты замыкаетИ
только в случае выполнения всех необходимых- операций 1
исправности контролируемых цепей.	I
Все пусковые операции с момента нажатия кнопк!
«ПУСК» до схода ракеты с пусковой установки совершаются
за время 0,6—1,2 сек.	I
При стрельбе по низколетящим целям со станции наведя
ния ракеты в момент пуска через бортовой электроразъем]
ракеты могут быть поданы команды «НЛЦКЗ» или]
«НЛЦСБ»:
— команда «НЛЦКЗ» в виде напряжения —26 в подает-
ся для подключения по команде «ДАЛЬНЕЕ ВЗВЕДЕНИЕ»
(КЗ) апаратуры РУ и В непосредственно к ПИМу;
— команда «НЛЦСБ» в виде напряжения +26 в подает-!
ся для подключения селектирующего блока к прибору 12 ра-
диовзрывателя 5Е15СБУ.
При движении ракеты по пусковой установке перерезает-
ся втяжная проволока, удерживающая стабилизаторы в сло-j
женном положении. Под действием инерционных сил стабп!
лизаторы «раскрываются» — разворачиваются относительно
шарнирной точки крепления. Скорость раскрытия ограничм
вается гидравлическими демпферами, удар при полном рас!
крытии смягчается сминаемыми алюминиевыми штырями.
Работа бортовой аппаратуры в полете
На стартовом участке выход блока радиоуправ-
ления и радиовизирования отключен от входа блока автопи-
лота, на который подается фиксированная нулевая команда
(постоянное напряжение 13 в с делителя напряжения). В те-
чение времени от пуска ракеты до сброса ускорителя авто-
пилот стабилизирует ракету, т. е. поддерживает ее неизмен-
ное положение по крену и по направлению выстрела, улуч-
шая «встреливание» ракеты в луч станции наведения.
24
пакеты с пусковой установки и нарастания
После сход рь]вает ИНерционнын замыкатель предохра-
'СКОреТисполнительного механизма (снимается вторая-сту-
|ПтеЛ оппупянения). Через замкнутые нм контакты проис-
епйТПпод?ьшТлектрозаиалов, запускающих часовые меха-
ИЗМЬ1 ПИМ. с этого момента начинается отсчет времени по-
вета ракеты.
I В конце стартового
участка полета, когда
I п етаптового двигателя падает и уменьшается продольное
[гкопение ракеты, срабатывает сигнализатор перегрузок,
linn этом в цепь пиропатронов маршевого двигателя подает-
Гя напряжение источника 26 в, происходит переключение ав-
топилота с режима «интеграл» на режим «масштаб», вход
Автопилота подключается к выходу аппаратуры радиоуправ-
ления. Одновременно подается команда на включение моду-
лятора передатчика радиовзрывателя. В конце работы уско-
рителя снимается третья ступень предохранения ПИМ.
I От напряжения источника 26 в пиропатроны маршевого
Ьвигателя срабатывают, двигатель запускается и происходит
быстрое отделение второй ступени ракеты от ускорителя. В
случае несрабатывания сигнализатора перегрузок ускоритель
Ьачнет отделяться до запуска маршевого двигателя за счет
его большего по сравнению со второй ступенью ракеты аэро-
динамического сопротивления. При этом запуск маршевого
двигателя и выполнение других перечисленных выше опера-
1ций обеспечиваются концевым выключателем, который под-
соединен параллельно контактам сигнализатора перегрузок
и замыкается в начале отделения ускорителя.
На маршевом участке полета на приемную ан-
тенну аппаратуры радиоуправления непрерывно поступают
 высокочастотные сигналы команд и импульсы запроса на-
дземной станции наведения. Запросные импульсы запускают
 передатчик, и через передающую антенну бортовой аппара-
 турь] радиоуправления на землю передаются импульсы отве-
|та. Сигналы команд преобразуются в постоянные напряже-
 нпя, пропорциональные требуемому углу отклонения рулей.
I тц напряжения через автопилот воздействуют на рули, от-
Iклоняя их в нужном направлении.
I паг^ сл^чае пРопадания импульсов запроса в бортовой ап-
I и няТУРе РадиоУпРавления срабатывает схема «обнуления»
I 11мпулаВТ°ПИЛ0Т постУпают нулевые команды. При появлении
пяп|ЫС0В запроса восстанавливается нормальная работа
Радиолинии управления.
«ДАЛЬПП^р1^110 Радиолинип с земли подается команда
через боп “ВВЕДЕНИЕ» радиовзрывателя. Эта команда
включение0^10 аппаРатУРУ радиоуправления обеспечивает
передатчика радиовзрывателя. Когда облучаемая
25
радиовзрывателем цель попадает в зону пространства в пр
делах диаграммы направленности приемных антенн ради
взрывателя, высокочастотные импульсы передатчика, отр
женные от цели, попадают на приемные антенны и поступай
в приемник радиовзрывателя. Принятые импульсы накапл
ваются до определенного уровня и открывают исполните/]
ную схему радиовзрывателя.
При отпирании исполнительной схемы радиовзрывате^
выдает импульс постоянного тока на электродстонатор ПИЛ
который через передаточный заряд и промежуточный детон
тор подрывает боевую часть.
Если перед пуском была выдана команда «НЛЦКЗ», '
сигнал на срабатывание ПИМ подается непосредственно о
аппаратуры РУ и В на ПИМ по команде «ДАЛЬНЕ!
ВЗВЕДЕНИЕ».
Если по каким-либо причинам не прошел сигнал на сра
батывание ПИМ, то часовой механизм ПИМ инициирует эле
г
тродетонатор и происходит самоликвидация ракеты.
2(>
ГЛАВА Ш
ПЛАНЕР РАКЕТЫ
1.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Птанер ракеты состоит из корпуса, несущих плоскостей,
1еханизмов управления рулями, элеронами и механизма
аскрытия стабилизаторов. Основные геометрические разме-
ы планера приведены на рис. 2. Схема конструктивно-тех-
ологических разъемов планера ракеты показана на рис. 16.
Корпус ракеты состоит из следующих частей: радиовзры-
ателя отсека № 1 (радиовзрыватель) 1 (рис. 16). отсека
jo 2 16, отсека № 3 (боевая часть) 15, отсека № 4 4, марше-
ого двигателя (отсек № 5) 13, обтекателя сопла маршевого
.вигателя 6, стартового двигателя 8, переходного конуса 11
! заднего конуса 9.
К несущим поверхностям относятся рули 2, крылья 5 и
'2, стабилизаторы 10 и «тормозные» плоскости 7.
К конструкции планера относятся также обтекатели 3,
скрывающие внешние электрожгуты и воздушные трубо-
1роводы.
Конструкция стыковых мест отсеков обеспечивает необ-
ходимую герметичность стыков. Это достигается установкой
ю плоскости стыка одного из отсеков кольцевой резиновой
прокладки, в которую при стыковке вдавливается заострен-
1ый выступ, имеющийся на торце другого отсека.
I ерметизация отверстий, в которые входят стыковые бол-
|'ы, осуществляется уплотнительными кольцами 4 (рис. 17),
надетыми на проточки болтов и упирающимися в цилиндри-
ческую поверхность отверстий.
Для предохранения планера ракеты от аэродинамической
10 нагрева внешняя поверхность отсеков № 2, 4, крыльев и’
рулей покрывается теплозащитной шпатлевкой. Затем внеш-
няя поверхность планера (кроме двигателей) окрашивает-
окп ЭМалью ЭП-51 серого цвета. Корпуса двигателей
папат1ИВаЮТСЯ бел°й эмалью. Не окрашиваются антенны ап-
антеп?РЫ РадпоУпРавления и радиовизирования, приемные
1Ы радиовзрывателя, а также рабочие поверхности опор
27
ракеты на пусковой установке и шарнирные узлы управу!
ния элеронами. Надписи на поверхности ракеты наносят!
поверх окраски эмалью соответствующего цвета.
2.	КОНСТРУКЦИЯ КОРПУСА	I
В данном разделе приведено описание всех частей кг]
нуса ракеты, за исключением отсека № 1 (радиовзрывате]
описывается в четвертой книге), отсека № 3 (боевая чаЛ
описывается в главе VIII данной книги), отсека № 5 (май
шевый двигатель описывается в главе IV данной книги) li
корпуса стартового двигателя (описывается в главе VII дай
пой книги).
Отсек № 2
Отсек № 2 (рис. 18) предназначен для установки руле]
размещения в нем механизма управления рулями, устро]
ства КЗ, селектирующего блока (СБ) н предохранительно-и]
полнительного механизма (ПИМ). Он имеет форму усечен!
иого конуса, суживающегося к переднему торцу.
Корпус отсека отлит из магниевого сплава и механическ]
обработан по внешней поверхности, торцам и отдельны!
участкам внутренней поверхности.
В передней и хвостовой частях корпуса имеются усилв]
ные передний 4 (рис. 18) и задний 13 шпангоуты. В средней
части образован промежуточный шпангоут 7 с двумя крон!
штейнами 8, подкрепленными продольными ребрами. К кроя
штейнам на четырех болтах крепится литая балка 9 двухтан!
рового поперечного сечения с проушинами для качалок у]
равления.
У переднего шпангоута на противоположных стейках им]
ются два механически обработанных кронштейна 19 для кр«И
ления рулевых машин. Вблизи переднего торца расположи
мы по окружности четыре бобышки 5, соединенные колы]]
вым ребром, увеличивающим прочность отсека в этом сеч]
пии. В бобышках расточены отверстия и запрессованы шар 1|
коподшипники 20. На эти подшипники опираются хвостови!
ки рулей.
В четырех приливах 3 переднего шпангоута расточени
наклонные отверстия для стыковочных болтов 2, соединяю!
щих отсек с радиовзрывателем (отсеком № 1). Отсек соед]
няется с боевой частью (отсеком № 3) шестью стыковочным fl
болтами И. Отверстия для болтов образованы в приливах /I
заднего шпангоута.
На переднем шпангоуте приклепаны четыре анкерные гай!
ки 1 для крепления селектирующего блока. На корпусе отсекЛ
имеются два отверстия 18 для установки устройства КЗ.
28
пепленпя платы с предохранительно-исполнитель-
Для *низМом на заднем шпангоуте имеются шесть прн-
ым м^а которым приклепаны анкерные гайки.
п пхней части отсека у заднего шпангоута расноложе-
В бобышки с отверстиями 5 (рис. 19), которые служат
1Ы Депметизированного ввода двух кабелей: провода одного
лЯ я подсоединяются к радиовзрывателю и предохрани-
Г но-исполнительному механизму, а другого к рулевым ма-
ель м' Кроме того, в этом месте имеется отверстие 2 диа-
UWH ом 18 мм для установки соединительного фланца воз-
'хшного трубопровода, который крепится на отсеке двумя
олтами с потайными головками. Внутри отсека приклепаны
анкерные гайки для крепления обтекателя винтами 3.
Два прилива 12 и 17 (рис. 18) по бортам отсека с. наклон-
ю расположенными отверстиями предназначены для ввода
кабелей от приемных антенн радиовзрывателя.
Три винта 16 вокруг каждого отверстия в приливах 12 и
17 крепят обтекатели кабелей антенн. Для двух винтов в от-
теке приклепаны анкерные гайки. Под гайки положена гер-
метизирующая лента. Третий винт 3 (рис. 20) ввинчивается
в стальную втулку 4, имеющую резьбу под винт.
В нижней части отсека имеется прилив, в котором уста-
новлен стравливающий клапан 15 (рис. 18). Клапан (рис. 21)
состоит из стального корпуса 2, алюминиевой мембраны 4,
вклеенной между двумя фибровыми кольцами, прижимной
шайбы 5 и гайки 3. На внутренней стороне корпуса клапана
имеется заостренный выступ, врезающийся в фибровое коль-
цо при затягивании гайки и обеспечивающий герметичность
клапана. Уплотнение в месте соединения клапана с отсеком
обеспечивается резиновой прокладкой 7.
Стравливающий клапан предотвращает разрушение от-
сека при подъеме давления внутри отсека за счет притока
воздуха из рулевых машин. Его мембрана прорывается при
достижении в отсеке избыточного давления 0.8—1,7 кг!см2,
после чего излишек воздуха стравливается через образовав-
шиеся отверстия в клапане.
На правом борту отсека имеется круглый люк 6 (рис. 18).
(^юг	°^еспеч11Вается доступ к электроразъему НИМ
ст Л^росъемная крышка люка (Их^. 22)
поес-НИО КРЫШКИ $ (из алюминиевого сплава)
Натя ^етаЛЛИЧеСКИЙ штифт 10, С1 атопии ipaovyvDi o' Xi
Дуем хНОго болта 7. Для герметизации люка на крышке пре-
повоеТРеН кольцевоя выступ, который вдавливается в рези-
отсек У^ЛОТШ1Тельное кольцо 4, установленное на корпусе
Резине ” Льфевой зазор у натяжного болта также уплотнен
вой шайбой 6, подложенной под головку болта. Чтобы
29
люка (рис. 22) состоит из соб-
), в которую за-
стальной траверсы 5 и
предохранить полость отсека от попадания внутрь случай-
ных предметов, установлен резиновый кожух 1, прикреплен-
ный к корпусу восемью болтами 2. В резиновом кожухе име-
ются отверстия для выхода воздуха в атмосферу из руле-
вых машинок при проверках бортовой аппаратуры. В кожу-
хе имеется отверстие, совпадающее с отверстием в кронштей-
не отсека. К кронштейну крепится колодка электроразъема.
Отсек № 4
Отсек № 4 (рис. 23) предназначен для размещения в нем
основных блоков аппаратуры управления, ВАБ, турбоэлек-
трогенератора и основной части электрооборудования раке-
ты. Конструкция отсека обеспечивает удобство их установки
при сборке и необходимые подходы к блокам в процессе
эксплуатации ракеты. Для этого в отсеке предусмотрены
соответствующие люки.
Силовая конструкция отсека состоит из переднего 30
(рис. 23) и заднего 19 шпангоутов, дюралюминиевой обшивки
12 толщиной 1,5 мм, двух боковых профилей 7 и 28, выпол-
ненных из листового дюралюминия толщиной 2 мм. Основные
детали отсека выполнены из алюминиевых сплавов и соеди-
нены между собой заклепками.
Нижнюю часть отсека занимает крышка 26 большого лю-
ка № 5, снятие которой требуется лишь в случае установки
(замены) ВАБ, турбоэлектрогенератора, блоков автопилота,
аппаратуры радиоуправления и радиовизирования. Крепле-
ние крышки осуществляется 56 стальными винтами 27 с кре-
стообразными шлицами, которые ввинчиваются в анкерные
самоконтрящиеся гайки.
В верхней передней части обшивки имеется окантовка 4
под вырез для установки центральной распределительной ко-
робки (ЦРК)- В верхней части обшивки в окантовке 4 име-
ется лючок 5 для установки заподлицо с внешней поверх-
ностью отсека арматурного блока ВАБ, а немного дальше
смотровое окно 8 для наблюдения за манометром. В жело-
бах профилей 7 и 28 устанавливаются приемные антенны ра-
дповзрывателя.
Передний литой шпангоут 30 имеет восемь приливов 3, в
которых под углом 20° к продольной оси ракеты сделаны
отверстия для стыковочных болтов. На переднем торце шпан-
гоута имеется цилиндрическая расточка 2, по которой цен-
трируется при стыковке боевая часть. На расстоянии 3.5 мм
от плоскости стыка расположена посадочная поверхность
для платы с установленным на ней блоком реле. Плата кре-
пится к отсеку шестью винтами, которые ввинчиваются в ан-
керные гайки 1, приклепанные к шпангоуту.
30
Задний литой шпангоут 19 используется для соединения
отсека с маршевым двигателем, размещения на нем узлов
механизма управления элеронами и крепления розетки бор-
тового электроразъема. В шести приливах 18 под углом
20° к продольной оси просверлены ступенчатые отверстия для
стыковочных болтов. Кольцевая расточка на торце шпангоу-
та обеспечивает при стыковке соосность отсека и маршевого
двигателя.
Для установки механизма управления элеронами в отсеке
предусмотрены: проушина на шпангоуте для крепления ру-
левой машины; кронштейн, на который подвешивается качал-
ка управления; два цилиндрических прилива 16 с отверстия-
ми, в которые устанавливаются шариковые подшипники по-
водков управления элеронами.
Кронштейн качалки управления (рис. 24) имеет в стой-
ках 4 отверстия для шарнирного болта, на котором вращает-
ся качалка. Стойки соединены стенкой 3, часть которой вы-
резана. Кронштейн прикреплен к шпангоуту четырьмя бол-
тами 2, которые после завинчивания гаек раскерниваются.
В нижней части шпангоута 19 (рис. 23) обработан фи-
гурный вырез, в котором установлена обойма 20 для крепле-
ния к ней розетки бортового электроразъема. Стальная обой-
ма 2 (рис. 25) представляет собой прямоугольную раму с
двумя глухими стаканами 5 диаметрами 30 и 28 мм.
Наружная поверхность обоймы выполнена заподлицо с
наружным обводом отсека, посадочная поверхность обой-
мы — плоская. По контуру обоймы расположены десять от-
верстий для винтов крепления ее к шпангоуту. Кроме того,
имеются четыре отверстия 6 для болтов крепления розетки
электроразъема к обойме.
Вилка бортового электроразъема, установленная подвиж-
но на пусковой установке, фиксируется при соединении с ро-
зеткой штырями, которые входят в отверстия стаканов обой-
мы. В днищах стаканов имеются резьбовые отверстия 4
(резьба 5x0,8) для винтов крепления предохранительной
крышки.
Для обеспечения герметичности бортового разъема в
месте установки обоймы к шпангоуту приклеена прокладка
7 из листовой резины толщиной 1 мм. Уплотнение по месту
разъема розетки и вилки бортового электроразъема обеспе-
чивается резиновой фигурной рамкой 3, расположенной по
периметру бортразъема и выступающей над поверхностью
отсека на 2,5 мм.
В заднем шпангоуте 19 (рис. 23) имеется несколько при-
ливов с отверстиями, через которые осуществляется герме-
тизированный вывод различных кабелей! электропроводки.
По правому борту расположено отверстие, через которое в
отсек вводится кабель, идущий от концевого выключателя.
31
Отверстие 21 в приливе на левом борту служит для вывода
из отсека кабеля от отрывного электроразъема.
В плоскости крыла, на котором установлены антенны ра-
диоуправления и радиовизирования, в шпангоуте имеется
прилив с прямоугольным отверстием, через которое вводится
коаксиальный кабель.
Между передним и задним шпангоутами для подкрепле-
ния обшивки приклепаны два промежуточных шпангоута 9
и 13, согнутые из листового дюралюминия толщиной 1,5 мм
п состоящие из двух частей. Одна часть шпангоута 13 при-
клепана к обшивке отсека, другая 23 — к крышке большого
люка.
Продольные боковые профили 7 и 28 являются одновре-
менно ложементами, на которые опираются блоки оборудо-
вания, устанавливаемые в отсеке. Для крепления воздушно-
арматурного блока с турбоэлектрогенератором к профилям
приклепаны шесть анкерных гаек 6. Блоки автопилота, ра-
диоуправления и радиовизирования устанавливаются каждый
па четырех кронштейнах 11, приклепанных к продольным
профилям. В кронштейны ввинчены стальные резьбовые
шпильки 25 с поперечными буртами, на которые ложатся ла-
пы блока, закрепляемые гайками. Плоскость установки бло-
ков должна быть горизонтальной, для чего под шпильки под-
кладываются выравнивающие шайбы необходимой тол-
щины.
Для подхода к местам регулировки блока автопилота
имеются два овальных, симметрично расположенных люка
10 с быстросъемными крышками (люки № 4 и 16). Люк
№ 6 прямоугольной формы со съемной крышкой 15 и отверс-
тие с резьбовой пробкой 14 (люк № 15) обеспечивают под-
ходы к блоку радиоуправления и радиовизированпя. Два
круглых люка 17 (люки № 7 и 8), расположенные на зад-
нем шпангоуте, служат для установки снаряженных пиросве-
чей маршевого двигателя.
По своему устройству быстросъемные крышки указанных
люков однотипны и различаются лишь по форме и размерам.
Каждая крышка соединена тросом с корпусом отсека, что
исключает возможность потери крышек или их перестановки.
Люки для подхода к автопилоту (люки № 4, 16) имеют
одинаковую конструкцию (рис. 26). Люк состоит из окан-
товки и быстросъемной крышки. Окантовка 6 штампуется
из алюминиевого сплава и приклепывается восемью заклеп-
ками к обшивке отсека. Отверстие диаметром 45 мм опре-
деляет практически используемый размер люка.
На плоскости прилегания крышки в окантовке имеется
проточка, в которую вложено резиновое уплотнительное
кольцо 7 квадратного сечения 3x3 мм, приклеенное к окан-
товке клеем.
32
Съемная крышка состоит из собственно крышки 1, при-
жимной планки 2, винта 3 и штифта 4. Конструкция частей
крышки люка и их назначение аналогичны описанным выше
частям люка на отсеке № 2 (рис. 22).
Люк для доступа к блоку радиоуправления и радиовизи-
рования (люк № 6) показан на рис. 27. Окантовка 3 люка
представляет собой литую прямоугольную изогнутую раму
с утолщениями по внутреннему контуру. В окантовке имеет-
ся прилив, в котором сделано отверстие, закрываемое резь-
бовой пробкой 6. Окантовка приклепана к обшивке заклеп-
ками диаметром 4 мм. К внутренней поверхности окантовки
прикрепляется резиновая прокладка, в которую упирается
кожух на корпусе блока радиоуправления и радиовизирова-
пня, изолируя рабочую зону от остальной полости отсека
при вывинченной пробке и снятой крышке люка.
Крышка 5 люка имеет два одинаковых прижимных узла
I такой же конструкции, как и у крышек люков для подхода
к блоку автопилота. Уплотнение люка по периметру произ-
водится при обжатии крышкой прокладки 4 из резины, при-
клеенной к окантовке. Пробка 6 с резьбой 27x1,5, закрываю-
щая отверстие в окантовке, выточена из дюралюминия. Под
головку пробки при ее завинчивании устанавливается рези-
новое кольцо 8, прижимаемое дюралюминиевой шайбой 7.
На внутреннем торце пробки сделана проточка, за которую
прикрепляется трос 9, соединяющий пробку с отсеком.
В конструкцию крышки 26 (рис. 23) большого люка вхо-
дят обшивка, окантовка и два поперечных профиля. Все де-
тали изготовлены из дюралюминия толщиной 1,5 мм и скле-
паны между собой потайными заклепками диаметром 3,5 мм.
В местах прилегания крышки к отсеку заклепки расклепаны
впотай с двух сторон. Для уплотнения стыка крышки с кор-
пусом к ней приклеена прокладка из резины. В крышке име-
ется 56 отверстий (рис. 28) диаметром 6,2 мм.
С внутренней стороны крышки у отверстий в окантовке 2
(рис. 28) сделаны отбортовки, а в резиновой прокладке 3 сде-
ланы отверстия диаметром 12 мм. При установке крышки на
отсек и затягивании винтов происходит обжатие резиновой
прокладки, до тех пор пока выступающая поверхность отбор-
товки не коснется отсека, обеспечивая правильное положение
крышки (заподлицо с поверхностью корпуса). Па крышке
(рис. 23) установлены три стравливающих клапана 24. Их
мембраны прорываются при достижении в отсеке избыточного
Давления 0,3-4-0,85 кг/см2.
По обоим бортам отсека устанавливаются обтекатели,
укрывающие приемные антенны радиовзрывателя. Одна
°рона обтекателя прижимается крышкой большого люка,
вы Гая — крепится десятью винтами, для которых на боко-
х профилях отсека приклепаны анкерные гайки. Дополни-
33
тельно каждый обтекатель крепится Двумя винтами 22
(рис. 23), ввинчиваемыми в задний шпангоут.
Четыре отверстия 29 на левом и три на правом бортах
отсека предназначены для установки защитных устройств,
служащих для проверки бортовой аппаратуры. Эти отверстия
(рис. 29) закрыты дюралюминиевыми пробками 2, поджимае-
мыми изнутри пружинами 4. Пробки с пружинами заключе-
ны в герметичные алюминиевые колпачки 5, приклепанные к
обшивке. При установке приспособлений элементы их креп-
ления утапливают пробки и фиксируют приспособления по
отверстиям в обшивке отсека. После снятия приспособлений
отверстия под действием пружин закрываются пробками.
Обтекатель сопла маршевого двигателя
Обтекатель (рис. 30) является несиловым кожухом, за-
крывающим сопловую часть маршевого двигателя. Он имеет
форму усеченного суживающегося к хвостовой части конуса.
Сварная конструкция обтекателя состоит из следующих де-
талей: переднего шпангоута 1, конической обечайки 2, дни-
ща 3 и заднего фланца 5. Детали изготавливаются из листо-
вого материала (из алюминиевых сплавов).
Наружная цилиндрическая поверхность шпангоута 1 ме-
ханически обработана и является посадочным местом при
соединении с корпусом маршевого двигателя. .У торца
шпангоута проточен кольцевой паз для резинового кольца 8,
герметизирующего стык с двигателем.
На переднем шпангоуте просверлены четыре радиальных
отверстия, в которые запрессованы стальные втулки 9 с резь-
бой. С внутренней стороны два отверстия заклеены капроно-
выми шайбами 7. В две втулки ввинчиваются стальные вин-
ты 10 диаметром 6 мм, крепящие обтекатель к маршевому
двигателю. В две другие втулки ввинчиваются срезные бол-
ты диаметром 8 мм, соединяющие вторую ступень ракеты с
ускорителем.
На стенке днища с внутренней стороны приклепаны две
пластины с анкерными гайками 6, в которые ввинчиваются
винты крепления технологических ручек для снятия обтека-
теля с маршевого двигателя.
На заднем фланце 5 изнутри проточена кольцевая канав-
ка, в которую укладывается резиновое уплотнительное коль-
цо 4 круглого сечения. Кольцо, приклеенное к обтекателю
клеем, обеспечивает герметичность места соприкосновения
обтекателя с соплом маршевого двигателя.
Переходной конус
Переходной конус является силовым отсеком, соединяю-
щим ускоритель со второй ступенью ракеты. Он восприни-
34
педает на вТ0РУю ступень осевые и поперечные на-
мает и п6Р те п в условиях наземной эксплуатации ракеты
грузки в j_[a нем размещаются срезные болты и «тор-
с УскОР>1ТалОСкости.
мозные> ‘ 1НОй ракете переходной конус опирается перед-
На с°нГдуТОм на корпус маршевого двигателя, а задним
ним шпа на сопло. В этом положении при транспорти-
шпангоут^ы с ускорителем и ее перекладке на пусковую
ровке ра втОраЯ ступень ракеты и ускоритель фикснруют-
установ злыми болтами (рис. 31), ввинченными в корпус
маршевого двигателя (схема срезания болтов приведена на
рис. 5).
Схема действия аналогичных для обеих «тормозных»
плоскостей механизмов стопорения и толкателей приведена
на рис. 32. Положение 1 соответствует этапу полета с уско-
рителем, а положение Ill — моменту полной расцепки вто-
рой ступени с ускорителем.
В момент расцепки переходной конус сходит со второй
ступени ракеты и отделяется от нее в составе ускорителя.
В этот же момент «тормозные» плоскости освобождаются от
стопоров и под действием толкателей и воздушного потока
поворачиваются до упора в ограничители.
Переходной конус в сборе (рис. 33) включает корпус 2,
съемный шпангоут 3, «тормозные» плоскости 1, а также ме-
ханизмы стопорения 7 и толкатели 5.
Корпус 2 и шпангоут 3 отлиты из алюминиевого сплава
и соединены между собой болтами 4. Корпус представляет
собой сложную тонкостенную отливку конической формы,
обработанную по наружной и стыковым поверхностям. Обе-
чайка корпуса толщиной 2,8 мм подкреплена 16 продольны-
ми ребрами переменной высоты толщиной 4 мм. В нижней
части корпуса слева, а в верхней его части справа, под углом
к вертикальной плоскости, имеются две бобышки, пред-
назначенные для установки «тормозных» плоскостей.
кости °/Р М ° 3 И а я>>„ п л 0 с к 0 с т ь (рис. 34) состоит из плес-
ками 2 иг|<Ронште^на 3, соединенных между собой заклеп-
кплит.т- „ *лоскос,ть отштампована из магниевого сплава, а
кронштейн — из стали.
*CJ?H°BKa «тормозной» плоскости на пере-
вается и °нусе из°бражена на рис. 35. Втулка 2 запрессовы-
мп 3 Н твеРстие в бобышке корпуса и контрится винта-
пуса вт\/пт/°1СК-?СТИ’ пеРпенДикулярной к продольной оси кор-
на кпонштрйип р1меет сквозные пазы для прохода выступов
ВЫСТУПОВ «то «тормозной» плоскости. С помощью этих
Для снятия п?ГЗНаЯ>> плоск°сть фиксируется на втулке,
енрованногп п СКОсти с конуса ее нужно повернуть из фик-
ложения на 90°. В этом случае выступы на
35
кронштейне совпадут с пазамй, й плоскость легко вынимает-
ся из корпуса.
«Тормозная» плоскость удерживается до момента сброса
ускорителя в «нейтральном» положении механизмом стопо-
рения (рис. 36), который состоит из вильчатого стопора 6,
удерживаемого от произвольного движения пружиной 4, и
троса 2 с узлом его крепления 1 ко второй ступени ракеты.
Один конец троса 2 заделан на кронштейне 5, а второй —
на узле /, закрепленном на отсеке № 5 второй ступени ра-
кеты. При расцепке трос 2 выдергивает вилку 6, и толкатель
поворачивает плоскость.
Пружинный толкатель (рис. 37) состоит из кор-
пуса 3, стакана 1 и пружины 2, для максимального обжатия
которой требуется усилие около 70 кГ. Болт 4 служит огра-
ничителем хода стакана. Корпус толкателя прикрепляется к
переходному конусу тремя болтами.
Упор-ограничитель (рис. 38) удерживает «тор-
мозную» плоскость в отклоненном положении. Он представ-
ляет собой штырь 3, ввинченный во втулку 1. Стальная
втулка 1 на карбинольном клее ввинчена в корпус переход-
ного конуса.
Задний конус
Задний конус (рис. 39) является обтекателем сопла стар-
тового двигателя и улучшает аэродинамические характерис-
тики стабилизаторов. Кроме того, он служит дополнительной
опорой для стабилизаторов после их раскрытия.
Задний конус имеет клепаную конструкцию. Он состоит
из переднего шпангоута 2, заднего шпангоута 4 и обшив-
ки 6.
Передний шпангоут 2 отлит, из алюминиевого сплава и
механически обработан с наружной стороны, на которую ло-
жится обшивка. Шпангоут имеет четыре узла для соедине-
ния заднего конуса со стартовым двигателем. Каждый узел
состоит из двух выступающих за обводы отсека проушин 7
с утолщениями в местах, где устанавливаются болты 8, и
поперечными ребрами, соединяющими проушины со стенкой
шпангоута.
Задний шпангоут 4 из алюминиевого сплава представляет
собой кольцо двухтаврового сечения с четырьмя равнораспо-
ложенными по окружности бобышками 3. В бобышках обра-
ботаны глухие гнезда 5 в начале прямоугольного сечения и
конусной формы в глубине. В эти гнезда входят штыри ста-
билизаторов с деформирующимися при раскрытии конусами.
Дюралюминиевая обшивка 6 заднего конуса состоит из
двух частей, соединенных между собой внахлестку продоль-
ными заклепочными швами. В местах соприкосновения зад-
36
liero конуса co стартовым двигателем к обшивке дли боль-
шей жесткости приклепан профиль 1.
Задний конус крепится к узлам на корпусе стартового
двигателя четырьмя стальными болтами 8, на которые навин-
чиваются корончатые гайки, контрящиеся шплинтами.
Обтекатели наружной проводки
Часть электрических проводов и воздушных трубопрово-
дов выведена на внешнюю поверхность ракеты. Для предо-
хранения их от механических повреждений и защиты от гры-
зунов, а также для некоторого уменьшения аэродинамиче-
ского сопротивления они закрыты обтекателями. На второй
ступени ракеты обтекатели установлены вдоль корпуса (с
двух сторон) и сверху, над боевой частью (рис. 40). Обтека-
тели изготовляются штамповкой из дюралюминиевого листа.
Верхний обтекатель 2 (рис. 40) имеет _| |_-образиое сече-
ние. уменьшающееся по высоте и ширине к носовой и хвос-
товой частям для придания ему удобообтекаемой формы.
Обтекатель крепится к отсекам № 2 и 4 винтами, для чего
в местах крепления у обтекателя имеются лапки.
Каждый из двух подобных обтекателей для удобства экс-
плуатации состоит из двух разъемных частей: передней 1,
расположенной на боевой части, и задней 3, установленной
на отсеке № 4 и маршевом двигателе.
Передняя часть обтекателя крепится с одной стороны тре-
мя винтами к корпусу отсека № 2, а с другой — (хвостовая
его часть) прижимается задним обтекателем, прикреплен-
ным к отсеку № 4. В поперечном сечении передняя часть об-
текателя имеет вид полуокружности радиусом 14 мм.
Задняя часть обтекателя в зоне установки приемной ан-
тенны радиовзрывателя имеет продольный вырез с перемыч-
ками. К внутренней стороне желоба на отсеке № 4 в этом ме-
сте преклеены резиновые прокладки 6 для плотного прижа-
тия антенн обтекателями. Крепление обтекателя в этой зоне
производится с одной стороны десятью винтами 7, другая же
сторона обтекателя прижимается крышкой большого люка
(сечение А-А, рис. 40).
В зоне маршевого двигателя обтекатель крепится винтами
к специальным бобышкам, приваренным к обечайке дви-
1 ателя, а также винтами 5 (сечение Б-Б, рис. 40).
„Форма и размеры хвостовых участков боковых обтекате-
еи Сличаются друг от друга. Они определяются размера-
отрывного разъема и концевого выключателя, установ-
нных соответственно на левом и правом бортах ракеты в
РЧах боковых обтекателей.
37
3.	КОНСТРУКЦИЯ НЕСУЩИХ ПЛОСКОСТЕЙ
Крылья
Ракета имеет четыре крыла (из них два с элеронами),
установленных на корпусе маршевого двигателя. Крылья
служат для создания подъемной силы, обеспечивающей ма-
невр ракеты в полете.
Крылья (рис. 41 и 42) имеют трапециевидную форму в
плане с углом стреловидности по передней кромке 60°. Аэро-
динамический профиль крыльев, симметричный, образован-
ный дугами окружностей. Основные геометрические размеры
крыла приведены на рис. 2.
Каждое крыло собрано из двух панелей, отштампованных
из магниевого сплава. Панели имеют переменную толщину и
лучевые ребра, расходящиеся от места заделки крыла. Меж-
ду собой панели соединены специальными заклепками 2
(рис. 41) из алюминиевого сплава, в местах постановки кото-
рых в ребрах образованы местные утолщения. По передней
и задней кромкам, а также в местах, где толщина крыла не-
велика, панели склепаны стандартными заклепками диамет-
ром 4 мм из алюминиевого сплава впотай с обеих сторон.
На левом верхнем (по полету) крыле без элерона
(рис. 41) установлены антенны аппаратуры радиоуправления
и радиовизирования: передающая под обтекателем 10 и
приемная в держателе 12. В месте выхода высокочастотных
кабелей из крыла установлен обтекатель 1, изготовленный
из алюминиевого листа. Он прикреплен к крылу винтами с
гайками.
Передающая антенна защищена обтекателем, состоящим
из носовой 9 (конической) и хвостовой 10 (цилиндрической)
частей, соединенных между собой втулкой 7 с винтами 6.
Обтекатель крепится к крылу стандартными винтами 5 и
специальными гайками 8.
В хвостовой части крыла приклепан держатель 12 прием-
ной антенны из алюминиевого сплава. В держателе сделай
канал 13 для высокочастотного кабеля к антенне. Этот капал
соединен с каналом в_ панелях крыла в виде скругленного
канала 15 вдоль всего бортового торца крыла.
Для уменьшения контактного сопротивления между кры-
лом и корпусом маршевого двигателя установлены бронзо-
вые пластинчатые пружины 14, прикрепленные к крылу вин-
тами.
Рядом с приемной антенной приклепана прямоугольная
пластина 11 для создания необходимой диаграммы направ-
ленности антенны. Пластина состоит из двух дюралюминие-
вых листов толщиной 1,5 мм, склепанных между собой потай-
ными заклепками. В месте соединения с крылом на каждом
38
листе сделаны подсечки, образующие вильчатый паз, кото-
ром пластина охватывает крыло.
Второе крыло без элерона внешне не отличается от опи-
санного выше. Однако на нем пет антенн, а в панелях крыла
оТсутствуют канал для кабеля п вырез для приемной антен-
ны/ Для соблюдения полной аэродинамической симметрии
обоих крыльев без элеронов па' втором крыле установлены
конпевой и бортовой обтекатели, а также пластина на его
задней кромке.
Особенностью конструкции двух других крыльев являет-
ся наличие элеронов (рис. 42). Элерон 12 имеет трапецие-
видную форму в плане. Профиль элеронов в сечении — ром-
бовидный. со срезанными вершинами. Элерон отштампован
из алюминиевого сплава и механически обработан по всей
поверхности. В зоне концевой хорды в элерон впрессована
стальная ось вращения 3 (сечение Б-Б). К корневой части
элерона прикреплена четырьмя потайными винтами 13
стальная качалка 10 толщиной 4 мм.
В качалку запрессован шарнирный подшипник (сечение
В-В). В отверстия, имеющиеся в качалке и в теле элерона,
впрессована ось вращения 6, которая законтрена проволокой
7, расклепанной с двух сторон. Для уменьшения щели меж-
ду элероном и корпусом к элерону двумя винтами прикреп-
лен сухарь 14.
Элерон вращается на двух опорных узлах. Корневой
опорный узел 15 представляет собой литой стальной крон-
штейн П-образного сечения с запрессованным в него сфери-
ческим шарикоподшипником. Один конец кронштейна имеет
швеллерное сечение, которым он надевается на панели кры-
ла и крепится четырьмя заклепками из алюминиевого
сплава.
Концевой опорный стальной узел И представляет собой
П-образный кронштейн, охватывающий панели крыла с
впрессованным в него сферическим подшипником. Кронштейн
закреплен на крыле потайными заклепками. После сборки
элерона с опорными узлами и крепления опорных узлов к
крылу элерон становится неотъемлемой частью крыла.
На концах крыльев с элеронами установлены обтекатели
такой же формы и размеров, как и на крыльях без элеро-
нов. Обтекатели обеспечивают аэродинамическую симметрию
крыльев.
Каждое крыло крепится на корпусе ракеты в трех узлах.
Основным местом крепления, через которое передаются на
Корпус ракеты поперечная (подъемная) сила и изгибаюш’
Момент, является усиленная корневая часть, к которой '
4ятся все ребра-лучи. На этой части выполнено посад
Место постоянного сечения, которым крыло устанавлт
пРодольном пазу, образованном двумя пластинам’- 4
нусе маршевого двигателя. Крыло крепится пятью болтами
4 с гайками 3 (рис. 41), стягивающими эти пластины. Две
другие точки 4 и 9 (рис. 42) служат для местного подкреп-
ления крыла и представляют собой овальные отверстия,
расположенные в носовой и хвостовой частях крыла, в кото-
рые входят штыри, приваренные на корпусе маршевого дви-
гателя.
Рули
На ракете установлены четыре аэродинамических руля,
предназначенных для управления полетом ракеты. Руль
имеет трапециевидную форму в плане с углом стреловид-
ности по передней кромке 45°, профиль его поперечного се-
чения — вытянутый шестиугольник. Геометрические размеры
руля приведены на рис. 2.
Руль (рис. 43) состоит из штампованной плоскости 1
и стальной оси 2, которые склепываются между со-
бой девятью стальными заклепками 3. Ось имеет вилку для
соединения с плоскостью и цилиндрический хвостовик для
опоры на подшипник и соединения с осью механизма управ-
ления рулями. Плоскость руля на боковых гранях имеет пазы
для соединения с вилкой.
Стабилизаторы
Четыре стабилизатора, установленных на корпусе
стартового двигателя, обеспечивают требуемую устой-
чивость полета ракеты на стартовом участке. Для уменьше-
ния габаритов ракеты стабилизаторы выполнены складываю-
щимися, они раскрываются после схода . ракеты с пусковой
установки. Размах стабилизаторов до старта составляет
1700 мм, а после раскрытия — 2208 мм (рис. 44).
Стабилизатор имеет прямоугольную форму в плане. Про-
филь поперечного сечения стабилизатора симметричный. В
каждом сечении он образован дугами окружностей различ-
ных радиусов. Наибольшую толщину профиль имеет в кор-
невом сечении вблизи передней кромки, а в концевом се-
чении — на середине хорды.
Стабилизатор имеет клепаную конструкцию и состоит из
продольного, поперечного наборов и обшивки.
4.	МЕХАНИЗМЫ УПРАВЛЕНИЯ РУЛЯМИ, ЭЛЕРОНАМИ
И МЕХАНИЗМ РАСКРЫТИЯ СТАБИЛИЗАТОРОВ
Механизм управления рулями
Механизм управления рулями (рис. 45) размещается в
отсеке № 2 ракеты и состоит из двух аналогичных независи-
40
мых кинематических цепей, включающих каждая: рулевую
машину 2 или 6 (блок 686А), качалку 3 или 5, пружинную
тягу 4 или 7 и ось с рычагом 1 или 8. С осями жестко сое-
динены рули.
При перемещении штока рулевой машины качалка пово-
рачивается, перемещая пружинную тягу, которая через ры-
чаг и ось отклоняет рули.
Рулевая машина, качалка и пружинная тяга имеют па
концах соединения, собранные на шарнирных болтах с шай-
бой, гайкой и шплинтом. На рис. 46 показано шарнирное
соединение рулевой машины 3 с кронштейном 1 отсека № 2.
Качалка (рис. 47) отштампована из алюминиевого
сплава. Во втулке качалки установлены два шариковых
подшипника 1. В отверстия плеч запрессованы шарнирные
подшипники 2, которые «выбирают» возможные перекосы
механизма. Чтобы исключить при монтаже неправильную за-
тяжку промежуточной качалки в кронштейне отсека между
проушинами кронштейна и внутренними обоймами шарико-
вых подшипников устанавливаются шайбы.
Ось рулей показана на рис. 48. Каждая ось механизма
управления рулями имеет изгиб в средней части, что позво-
ляет разместить оси в одной поперечной плоскости. Концы
труб 3 обтажы и расточены изнутри под диаметр хвостовика
руля. К трубе приварен рычаг 2, в ушко которого запрессо-
ван шарнирный подшипник /.
Установка руля в корпусе отсека и соеди-
нение рулей с осью показаны на рис. 49. Хвостовик руля 5
опирается на шариковый подшипник 3, установленный в кор-
пусе отсека № 2, и соединяется с осью 6 двумя конусными
болтами 4. На конусный болт надевается выравнивающая
шайба 7, одна сторона которой обработана под диаметр тру-
бы. Болт затягивается гайкой 9 с пружинной шайбой 8. Для
герметизации места установки руля на его хвостовик надета
резиновая манжета 2, в желобок 10 которой набивается смаз-
ка. Шайба 11 подкладывается для обеспечения необходимого
зазора между корпусом отсека и рулем.
Пружинная тяга показана на рис. 50. Она состоит
из тяги 9 и штока 11, соединенных телескопически. В сквоз-
ные пазы этих деталей продеты валики 1 и 5, закрепленные
шайбой со шплинтом. Одновременно эти валики крепят втул-
ки 2 и 4, между которыми установлена пружина 3. Величина
начального обжатия пружины регулируется установкой мон-
тажных шайб 10. При такой конструкции в случае сжатия
пли растяжения тяги усилием, превышающим начальное
обжатие пружины, тяга будет изменять длину (укорачи-
ваться или удлиняться) в пределах свободного хода валиков
1 и 5 в пазах.
41
В обоих случаях пружина 3 будет сжиматься. Например,
при растяжении тяги левый валик упирается в края пазов
тяги 9, а правый — в края пазов штока 11, и происходит их
сближение, при этом пружина сжимается. Для соединения
с другими деталями механизма на концах тяги ввинчены
вилки 7 и 12, законтренные гайками 8 с лепестковыми кон-
тровочными шайбами 6. Одна из вилок имеет левую резьбу,
что позволяет регулировать длину тяги вращением ее сред-
ней части при закрепленных вилках.
Схема действия пружинной тяги в механизме управления
рулями показана на рис. 52, где нейтральное положение ме-
ханизма соответствует случаю а. В случае отсутствия нагруз-
ки на рулях (например, при наземных проверках автопило-
та) при ходе штока рулевой машины на ±25 мм рули будут
отклоняться на угол ±30°, а длина пружинной тяги не будет
изменяться. В случае, когда внешний шарнирный момент,
действующий на рули, будет превышать 14,8 кгм, рули будут
отклоняться всего на угол 4°30'. При этом длина пружинной
тяги будет увеличиваться (рис. 52) или уменьшаться
(рис. 52) на величину A L, равную 17 мм, в зависимости от
направления хода штока рулевой машины (на —25 мм или
на +25 мм).
Угол отклонения рулей при шарнирных моментах, мень-
ших 14,8 кгм, определяется характеристикой (жесткостью)
пружинной тяги, приведенной на графике (рис. 51). Напри-
мер, при ходе штока ±25 мм и шарнирном моменте 6 кгм ру-
ли отклонятся на угол ±20°.
Механизм управления элеронами
Механизм управления элеронами (рис. 53) расположен
в корпусе отсека № 4 и смонтирован на его заднем шпан-
гоуте.
Привод механизма управления осуществляется от руле-
вой машины 9, укрепленной шарнирно на кронштейне отсе-
ка. Шток рулевой машины соединен с пружинной тягой 4, ко-
торая с помощью двух валиков 10 соединяется с вильчатым
рычагом качалки 5.
Два других рычага этой качалки посредством тяг 3 соеди-
нены с рычагами 6, которые конусными болтами 7 скрепле-
ны с поводками И. Каждый поводок вращается в двух ша-
рикоподшипниках, установленных в приливах заднего шпан-
гоута. Сквозь эти приливы поводки выведены из отсека на-
ружу.
Внешние, регулируемые по длине, тяги 13 проходят вдоль
корпуса маршевого двигателя и связывают рычаги повод-
ков с рычагами элеронов на крыльях. На рис. 54 показана
42
кинематическая схема управления элеронами с размерами
звеньев механизма.
Пружинная тяга, введенная в механизм управле-
ния между рулевой машиной и элеронами, представляет со-
бой упругое звено, которое устанавливает определенное со-
отношение между ходом штока рулевой машины и углом от-
клонения элеронов в зависимости от внешнего шарнирного
момента, приложенного к элеронам. Эта зависимость пока-
зана на рис. 55.
При ходе штока рулевой машины на'±25 мм и отсутствии
внешней нагрузки на элеронах последние отклоняются па
угол 6 э = ± 30°.
Если в таком положении застопорить рулевую машину и
постепенно нагружать элероны шарнирным моментом, то
после достижения Мшэ =0,5 кгм угол отклонения элеронов
будет уменьшаться за счет обжатия пружинных тяг и при
величине шарнирного момента 11,5 кгм достигнет значения
Oginiii = ±7±1°. При этом шарнирном-моменте детали пру-
жинной тяги достигают своего крайнего положения, после
чего дальнейшее увеличение шарнирного момента не вызы-
вает уменьшения угла отклонения. Если после этого элероны
разгрузить, то они возвратятся в первоначальное положение
с углом оэ =30°.
На рис. 56 показана схема действия пружинной тяги для
случая, когда элероны нагружены шарнирным моментом
11,5 кгм. Из схемы видно, что при ходе штока рулевой маши-
ны на 25 мм в ту или другую сторону корпус пружинной тя-
ги 3, соединенный с качалкой 2, перемещается всего на 5,6 мм.
Пружинная тяга (рис. 57) состоит из корпуса 1, в котором
помещаются собранные на штоке 7 пружина 2 и две тарель-
чатые дюралюминиевые втулки 8, поджатые гайкой 4. С од-
ной стороны к корпусу прикреплена четырьмя винтами 3
плоская стальная крышка 5 с центральным отверстием. Кор-
пус тяги представляет собой тонкостенный алюминиевый ци-
линдр. На боковых сторонах цилиндра имеются выступы с
двумя соосными отверстиями диаметром 8 мм, в которые ус-
танавливаются валики, соединяющие пружинную тягу с ка-
чалкой. На одном из торцев корпуса предусмотрено утолще-
ние с четырьмя резьбовыми отверстиями 4x0,7 для винтов
крепления крышки. На другом торце корпуса имеется вну-
тренний кольцевой выступ для упора в него втулки 8. Пру-
жина из стальной проволоки диаметром 5 мм имеет правую
навивку с шагом витков 8,5 мм. Усилие пружины при пол-
ном обжатии составляет 155 кГ. Для компенсации возможно-
43
го отклонения высоты пружины (в пределах допусков на из-
готовление) предусмотрены прокладки 6 различной толщи-
ны, подбираемые при сборке в соответствии с действитель-
ной высотой пружины. Цилиндрическая шлифованная по-
верхность стального штока служит направляющей при пе-
ремещении по ней тарельчатых втулок. На одном конце што-
ка имеется бурт шестигранной формы и нарезана резьба
12x1,25, которой тяга соединяется с рулевой машиной. На
другом конце нарезана резьба 10x1.5 для гайки 4. Внутри
штока для облегчения просверлено отверстие.
Качалка (рис. 58) выполнена в виде коромысла с
вильчатым рычагом и центральной втулкой. Во втулке с двух
торцев расточены отверстия, в которые запрессованы шари-
ковые подшипники 2. В каждом плече коромысла установ-
лены шарнирные подшипники 3. В вильчатом рычаге про-
сверлены отверстия 1 диаметром 8 мм для валиков, соеди-
няющих качалку с пружинной тягой.
Рычаги 6 п поводки 11 (рис. 53) изготовлены
штамповкой из алюминиевого сплава. У рычага расточены
отверстие для соединения с поводком п отверстие под шар-
нирный подшипник. У поводка обработаны два посадочных
пояска, которыми поводок опирается на подшипники, и одно
отверстие, в которое запрессован шарнирный подшипник.
Для уменьшения веса поводка внутри его цилиндрической
части сделано глубокое сверление.
Внешние трубчатые тяги (рис. 59) нагружают-
ся в процессе работы растягивающими или сжимающими
усилиями. Чтобы избежать потери устойчивости длинных тяг
при продольном изгибе и иметь наименьшее поперечное се-
чение, тяги изготовлены из стальных труб’ 4 диаметром
20 мм, с толщиной стенки 1 мм. На концах труб установлены
дюралюминиевые наконечники 6, приклепанные трубчатыми
заклепками 5. В одном из наконечников имеется правая резь-
ба 8х 1,25, а в другом — левая. В наконечники ввинчены вил-
ки 1, которыми тяга соединяется с рычагами на элероне и на
поводке. Гайки 2 затягиваются и контрятся лепестковыми
шайбами 3 после регулировки длины тяг.
Механизм раскрытия стабилизаторов
Схема механизма раскрытия стабилизаторов приведена
па рис. 44.
До старта стабилизаторы 4 находятся в сложенном по-
ложении вдоль корпуса 2 стартового двигателя. В этом по-
ложении стабилизаторы удерживаются стяжной проволокой
44
8 диаметром 2,6 мм. Эта проволока, огибая корпус двига-
теля, охватывает кронштейны 3 на каждом из стабилизато-
ров. Для фиксации стабилизаторов в поперечном направле-
нии на корпусе двигателя приварены бобышки 1 с пазами
(рис. 60), в которые входят кронштейны 3 стабилизаторов.
Натяжение проволоки осуществляется с помощью стандарт-
ного тандера 7 (рис. 44).
В нижней части стартового двигателя проволока прохо-
дит через специальный резак (рис. 61). Резак представляет
собой профиль с параллельными стенками 2, в которых име-
ются прорези для проволоки. Между стенками расположен
нож 1, который может поворачиваться относительно болта 3
и своими боковыми гранями перерезать стяжную проволоку.
На пусковой установке имеется специальный выступ 7
(рис. 44), находящийся на пути резака. При движении раке-
ты вперед нож набегает на выступ, поворачивается па оси и
перерезает проволоку, освобождая стабилизаторы, которые
затем раскрываются под действием инерционных сил (пово-
рачиваются на угол 90°, занимая рабочее положение 5).
Для уменьшения силы удара стабилизаторов по заднему
конусу 9 установлены демпферы 6 (гидравлические тормоза
раскрытия стабилизаторов).
Демпфер (рис. 62) состоит из цилиндра 4, поршня 5,
крышки 3, гайки 1 и уплотнительных колец 2. Алюминиевый
цилиндр представляет собой тонкостенный стакан с проуши-
нами на днище для крепления его к стартовому двигателю и
с наружной резьбой 39 х 1,5 для навинчивания крышки.
Стальной поршень 5 имеет калиброванное отверстие диа-
метром 1,8 мм и кольцевую проточку для уплотнительного
кольца. Шток поршня заканчивается резьбой 10x1,5.
Крышка 3 навинчивается на цилиндр. На внешней по-
верхности крышки сделана накатка. В средней части крышки
имеется выступ с отверстием, внутри выступа и между кор-
пусом и крышкой установлены резиновые уплотнительные
кольца.
Алюминиевая гайка / представляет собой Т-образное те-
ло. внутри которого перпендикулярно друг к другу располо-
жены цилиндрическое отверстие диаметром 8,2 мм и резьбо-
вое отверстие 10x1,5. Гайка до упора навинчивается на шток,
а цилиндрическое отверстие в ней служит для соединения
демпфера с проушиной стабилизатора.
В демпфер при сборке заливается 56,5 см'6 масла АМГ-10.
45
При быстром перемещении поршня (в процессе раскрытия
стабилизатора) давление масла в полости под поршнем рез-
ко повышается и масло стремится пройти через отверстие
диаметром 1.8 мм в полость с меньшим давлением. При пе-
ретекании масла через малое отверстие возникает гидравли-
ческое сопротивление, величина которого пропорциональна
квадрату скорости перемещения поршня.
46
ГЛАВА IV
МАРШЕВЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
1.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Маршевый двигатель обеспечивает полет второй ступени
ракеты и представляет собой ракетный двигатель твердого
топлива (РДТТ).
Заряд твердого топлива 5Б29 выполнен в виде цилиндри-
ческой одноканальной шашки с шестью радиальными щеле-
выми прорезями вблизи ее переднего торца. Наружная по-
верхность и хвостовой торец шашки покрыты специальным
негорящим составом (бронированы). Изменение поверхности
горения заряда в процессе работы двигателя обеспечивает
требуемый закон изменения тяги по времени полета. Заряд
устанавливается в корпус двигателя с хвостовой части, при
снятом обтекателе сопла и вывинченном заднем днище с
сопловым блоком. Он фиксируется опорами в корпусе от
осевых и радиальных перемещений.
Корпус двигателя является силовым отсеком корпуса ра-
кеты, на нем крепятся четыре крыла. В полете корпус двига-
теля воспринимает значительные внутренние и внешние на-
грузки, а также нагревается от выделения тепла изнутри и
на его поверхности.
Общий вид снаряженного маршевого двигателя показан
на рис. 63.
Двигатель состоит из следующих основных частей:
—	корпуса, состоящего из обечайки с передним днищем 9
и съемного заднего днища с сопловым блоком 17;
—	заряда твердого топлива 10;
—	воспламеняющих средств (воспламенителя 3 и двух
пиросвечей 1 с пиропатронами);
—	деталей крепления заряда и воспламенителя.
2.	КОРПУС ДВИГАТЕЛЯ
Корпус двигателя предназначен для размещения и фик-
сации заряда топлива, обеспечения его нормального сгора-
47
Пия и преобразования энергии газов в тягу. Корпус двига-
теля состоит из двух основных узлов: обечайки корпуса с
передним днищем и заднего днища с сопловым блоком. Зад-
нее днище с сопловым блоком ввинчивается на резьбе в обе-
чайку корпуса двигателя.
Конструкция обечайки с перед и и м д нищ е м
показана на рис. 64.
Обечайка и переднее днище изготовлены из стали и сва-
рены между собой встык сваркой.
Переднее днище 2 (рис. 64) имеет г продольном сечении
эллиптическую форму. Толщина стенки равна 2,5 мм. В цен-
тральной части днища вварен спаренный патрубок 1, в кото-
рый ввинчиваются пиросвечи. Каналы в патрубках объединя-
ются в один канал, проходящий внутрь двигателя. На днище
приварен также штуцер, к которому присоединяется трубо-
провод от пневматического мембранного реле ПРМ-АЗ-25Н.
Продолжением канала в штуцере является отверстие в пе-
редней опоре заряда, установленной на переднем днище.
Вход в это отверстие защищен от забивания твердыми час-
тицами специальным пластмассовым кольцом с прорезями.
Это кольцо навинчивается на выступ передней опоры за-
ряда.
С наружной стороны к переднему днищу приварен стыко-
вой шпангоут 4. Характерное сечение шпангоута приведено
на рис. 65. На наружной поверхности шпангоута имеется
кольцевая проточка 4, по которой корпус двигателя центри-
руется при стыковке относительно отсека № 4. Для стыко-
вочных болтов диаметром 8 мм в шести бобышках 5 шпан-
гоута сделаны отверстия с резьбой. Оси отверстий направ-
лены под углом 20° к продольной оси дзигателя. Герметиза-
ция стыка двигателя с отсеком № 4 достигается с помощью
зуба 2 на шпангоуте и резинового валика на торце отсека
№ 4; при затягивании стыковочных болтов зуб вдавливается
в резиновый валик.
Обечайка корпуса состоит из сваренных между собой пе-
редней 5 (рис. 64), средней 8. хвостовой II частей и гиль-
зы 12.
Гильза 12 изготовлена из толстостенной трубы. На на-
ружную проточенную поверхность гильзы надевается пере-
ходной конус, который после срезания болтов, скрепляющих
вторую ступень ракеты с ускорителем, упирается в торец
гильзы и передает тягу стартового двигателя на корпус вто-
рой ступени ракеты. Внутрь гильзы (на цилиндрической про-
точке) устанавливается обтекатель сопла маршевого двига-
теля. На остальной части внутренней поверхности гильзы на-
резана специальная упорная резьба 380x5, по которой ввин-
чивается заднее днище с сопловым блоком.
48
Для обеспечения прочности корпуса и работоспособности
двигателя обечайка с передним днищем предохраняется от
чрезмерного нагрева специальным теплозащитным покры-
тием 7, передней опорой 3 и пластмассовой трубой 6. Тепло-
защитное покрытие и материалы, из которых изготовлены
передняя опора и труба, обладая очень низкой теплопровод-
ностью, пропускают к стенкам корпуса за время работы
двигателя лишь часть выделяющегося при горении заряда
тепла. В результате температура наружной поверхности
обечайки двигателя (после окончания его работы) не пре-
вышает 100°С.
Теплозащитное покрытие наносится на внутреннюю по-
верхность обечайки корпуса, толщина покрытия составляет
2,2—2,7 мм.
К теплозащитному покрытию обечайки (в ее передней
части) приклеена стеклотекстолитовая труба 6. Она служит
дополнительной тепловой изоляцией корпуса в районе про-
резей заряда топлива.
Передняя опора заряда 3 (рис. 64) служит для фиксации
передней части заряда топлива и одновременно защищает
переднее днище от нагрева. Передняя опора приклеивается
к днищу клеем.
Конструкция передней опоры показана на рис. 66. Она
имеет в продольном сечении эллиптическую форму, повто-
ряющую форму переднего днища корпуса.
В центральной части опоры имеется кольцевой выступ 1
(рис. 66) на котором снаружи и изнутри имеется резьба. По
внутренней резьбе в переднюю опору ввинчивается стальной
корпус с установленным в нем воспламенителем, а снаружи
на кольцевой выступ навинчивается пластмассовое кольцо,
защищающее канал 3 от засорения.
В центральной части опоры имеется канал 2, соединяю-
щий полость пиросвечей с внутренней полостью двигателя.
Па периферийной части передней опоры образована посадоч-
ная поверхность для фиксации заряда топлива.
На наружной поверхности средней части обечайки кор-
пуса приварены электродуговой сваркой узлы крепления
крыльев — четыре пары пластин 10 (рис. 64). Между каж-
дой парой устанавливается крыло. В пластинах сделаны от-
верстия под крепежные болты. Для принятия части нагрузки
от крыла на передней и хвостовой частях обечайки приваре-
ны штыри 16 п 19, которые входят в соответствующие пазы
па хвостовой и носовой частях крыла. Штыри имеют в сече-
нии прямоугольную форму с размерами 8x6 мм, высота
штырей 11 мм.
На средней части обечайки приварены сверху и снизу два
уха 9 в виде пластин толщиной 5 мм. В каждой пластине
49
имеется отверстие диаметром 13 мм для такзлажных при-
способлений.
На передней и хвостовой частях обечайки с двух сторон
в горизонтальной плоскости приварены бобышки 17 и 18, в
которых имеются отверстия с резьбой М5. Бобышки предна-
значены для крепления обтекателей проводки.
На гильзе 12 приварены по две пары пластин 15, распо-
ложенных симметрично в горизонтальной плоскости. В одной
паре пластин имеется по два отверстия диаметром 4,5 мм, в
другой паре — по два отверстия с резьбой М4. С левой сто-
роны корпуса к пластинам крепится отрывюй электро-
разъем, а с правой — концевой выключатель. Вблизи торца
гильзы имеются два отверстия 13 диаметром t мм для про-
хода срезных болтов и два отверстия даметрсм 6,2 мм для
винтов крепления обтекателя сопла. На торце шльзы в вер-
тикальной плоскости имеются два фигурных паза 14 глуби-
ной 10,5 мм. В эти пазы входят штифты на переходном ко-
нусе после срезания болтов, что обеспечивает сохранение ус-
корителем заданного положения относительно второй ступе-
ни ракеты и принятие крутящего момента от ускорителя в
полете.
Заднее днище с сопловым блоком (рис. 67)
состоит из собственно днища 3, сопла 5, заднет опоры заря-
да 1 и вкладыша 4.
Заднее днище 3 отштамповано из стали, натменьшая тол-
щина стенки 6,5 мм. На наружной поверхности днища наре-
зана специальная упорная резьба и проточен центровочный
буртик, с помощью которого сопловой блок центрируется с
остальной частью корпуса двигателя. Для завшчивания дни-
ща на его торце имеются два зуба. В днище сделана проточ-
ка диаметром 140 мм и шириной 36 дни для соединения с соп-
лом.
От чрезмерного нагрева днище заношено шнутри тепло-
защитным покрытием.
Сопло 5 изготовляется из стали. Сопло устанавливается
в днище на прессовой посадке, снаружи место 'тыка обвари-
вается по периметру электродуговой сваркой. 4а конце соп-
ла имеется посадочный пояс 7 диаметром 17) мм и шири-
ной 40 мм, на который в собранном виде опирается переход-
ной конус ускорителя. На внутреннюю поверхность сопла
(закритическую часть) нанесено топлозащитнзе покрытие 8
толщиной 0.5 мм.
Для предохранения внутренней полости коруса от попа-
дания на нее влаги и грязи, а также для создания наилуч-
ших начальных условий воспламенения заря,а в сопловой
части двигателя установлена диафрагма 6 из алюминиевой
фольги толщиной 0,5 мм. Она устанавливаете в сопле на
клее. Во время запуска двигателя диафрагма разрушается.
50
11а заднем днище изнутри приклеивается пластмассовая
задняя опора заряда 1. Она также защищает заднее днище
от нагрева и герметизирует место стыка заднего днища с
обечайкой корпуса.
Вкладыш 4 образует критическое сечение сопла 5.
3.	ДЕТАЛИ КРЕПЛЕНИЯ ЗАРЯДА ТОПЛИВА
И ВОСПЛАМЕНИТЕЛЯ
Заряд топлива удерживается от осевых и радиальных пе-
ремещений относительно корпуса двигателя передней опо-
рой, уплотнительным кольцом и задней опорой. Для фикса-
ции заряда на нем сделаны кольцевые проточки. В переднюю
опору устанавливается корпус с воспламенителем.
Корпус для установки воспламенителя
(рис. 68) представляет собой сложную сварную деталь. Он со-
стоит из кольца / и отражателя 2. Внутрь кольца вставляется
воспламенитель и крепится там пластмассовым прижимным
кольцом 2 (рис. 63), которое ввинчивается в корпус по вну-
тренней резьбе на кольце. С наружной стороны кольца име-
ется резьба, по которой корпус ввинчивается в выступ перед-
ней! опоры заряда. Отражатель 2 (рис. 68) предохраняет за-
ряд топлива от разрушения в момент запуска двигателя.
Пламя от воспламенителя попадает на заряд топлива через
отверстия 4 в отражателе, а также через каналы между
кольцом и отражателем. Отражатель защищен снаружи
теплозащитным покрытием 3.
Уплотнительное кольцо 14 (рис. 63) служит для
компенсации температурного расширения заряда топлива и
устранения протока горячих газов между стенкой корпуса и
зарядом топлива.
Оно представляет собой пакет колец из губчатой резины
и термостойкой пластмассы, склеенных между собой.
Уплотнительное кольцо 15 (рис. 63) служит для
герметизации двигателя.
4.	ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
Заряд топлива 5Б29 (рис. 69) состоит из топливной шаш-
ки 3 и бронировки 4 (негорючего покрытия).
Па шашке 3 в передней и задней частях сделаны коль-
цевые проточки, которые входят в соответствующие опоры па
корпусе двигателя.
Передня часть шашки имеет уменьшенный диаметр, что
вызвано наличием дополнительной теплозащитной трубы на
корпусе в зоне прорезей на шашке. Шесть прорезей шири-
ной 8 мм и длиной 200 мм обеспечивают дополнительную
51
начальную поверхность горения и требуемый закон ее изме-
нения по времени.
Горение заряда происходит только в поверхностном слое,
поэтому конфигурация, размеры шашки и бронирование час-
ти ее поверхности определяют характер изменения тяги по
времени и полное время работы двигателя.
Для получения требуемого закона изменения тяги двига-
теля по времени горение шашки должно происходить только
по каналу, шести прорезям 2 л одному торцу. С этой целью
остальная наружная поверхность шашки и один ее торец
забронированы термостойким составом.
5.	ВОСПЛАМЕНЯЮЩИЕ СРЕДСТВА
Воспламеняющие средства обеспечивают надежный за-
пуск двигателя во всех условиях боевого применения ракеты
и полную безопасность в процессе ее эксплуатации.
Они состоят из пиропатронов ПП-9РСМ, установленных
в пиросвечи, и воспламенителя.
Воспламенитель 5Б43 (рис. 70) предназначен для
поджигания заряда топлива и состоит из корпуса с крыш-
кой и воспламеняющего состава.
Корпус воспламенителя 2 цилиндрической формы, изго-
товлен из алюминиевого листа толщиной 0,5—0,8 мм. В тор-
це, обращенном к каналу от пиросвечей, имеется отверстие,
заклеенное перкалевой заглушкой 1. Внутри корпуса нахо-
дится воспламеняющий состав в виде таблеток 3, состоящих
из пиротехнического вещества. Крышка 4 имеет восемь
отверстий, заклеенных изнутри общей перкалевой заглушкой 5.
Крышка завальцовывается на корпусе и пропаивается.
Пиросвечи (рис. 71) служат для передачи электри-
ческого импульса от источника электропитания на пиропат-
роны. Конструкция пиросвечи обеспечивает безопасное обра-
щение с установленным в нее пиропатроном, а также надеж-
ный электрический контакт цепей поджигания пиропатрона
от источника электропитания. Электроцепи двух одинако-
вых пиросвечей объединены с помощью распайки соответ-
ствующих жгутов в единую цепь, заканчивающуюся четырех-
клеммным электроразъемом типа 2РМ.
Пиросвеча состоит из головной части 3, жгутов 2 и элек-
троразъема 1. Конструкция головной части пиросвечи изо-
бражена на рис. 72. Пиропатрон 2 устанавливается в голов-
ную часть пиросвечи и прижимается пружиной 14, установ-
ленной в стакане 1. В целях обеспечения электроизоляцин
металлический стакан заключен в пластмассовую оболочку.
52
Завинчивая стакан до упора, тем самым поджимают пиро-
патрон к жалу контакта 3.
Два провода 9, подходящие к головке пиросвечи, распая-
ны на контакты 3 и 10. Контакт 10 приклепан к корпусу 13,
на который навинчивается стакан 1. Таким образом’ пиро-
свеча выполнена по двухпроводной схеме, что повышает
безопасность эксплуатации двигателя и ракеты. Обесточен-
пость цепи поджигания пиропатрона до подсоединения элек-
троразъема к источнику электропитания обеспечивает пол-
ную безопасность эксплуатации двигателя и ракеты. Обе пи-
росвечи ввинчиваются в гнезда на крышке двигателя гайка-
ми 5, место стыка гайки и корпуса уплотняется паропитовой
прокладкой 12.
Пиропатрон ПП-9РСМ (рис. 73) предназначен для
поджигания воспламенителя. Он состоит из гильзы 1, сна-
ряженной пиротехническим составом 2, двух одинаковых
электрозапалов 5, латунного контактного сердечника 4, мед-
ной контактной чашечки 7 и пластмассового изолятора 6.
Электрозапал выполнен в виде трехслойной пластинки
(два слоя меди и между ними слой прессшпана). К концам
медных пластин припаяна платино-иридиевая нить, покрытая
каплей взрывчатого вещества 3. При подаче на нить пиро-
патрона тока от источника напряжением 26 в она мгновенно
накаляется, вызывая детонацию капли взрывчатого вещества.
От капли ВВ воспламеняется пиротехнический состав.
Образовавшиеся газы прорывают дно гильзы, направляются
в виде струи пламени на корпус воспламенителя и поджи-
гают состав воспламенителя.
6.	РАБОТА ДВИГАТЕЛЯ
Работа двигателя начинается с момента подачи от бор-
тового источника электропитания тока в цепи поджигания
пиропатронов. Пиропатроны срабатывают, и пламя через
патрубок направляется на воспламенитель, прожигает пер-
калевую заглушку на корпусе и поджигает воспламеняющий
состав, продукты сгорания которого поджигают заряд топ-
лива. В двигателе повышаются давление и температура за
счет сгоревшего состава воспламенителя, что создает благо-
приятные условия для быстрого и равномерного воспламе-
нения заряда. Горение заряда по поверхностям канала, про-
резей и переднего торца происходит параллельными слоями.
Образовавшиеся продукты сгорания топлива, истекая из
сопла со сверхзвуковой скоростью, создают оеактивную си-
лу — тягу двигателя.
53
7.	ПРИБОР ПП-1 (ПП-1М) и ПРИСПОСОБЛЕНИЕ ППЗ
Прибор ПП-1 (рис. 74) предназначен для проверки
целостности цепей накала пиросвечей маршевого и старто-
вого двигателей, а также пиропатронов ПП-9РСМ.
Прибором ПП-1 проверяются ЦЕПИ ракетных электро-
разъемов пиросвечей на обесточенность перед подстыковкой
к ним электроразъемов пиротехнических средств.
Прибор ПП-1 является переносным и состоит из собствен-
но прибора и пластмассового футляра.
Собственно прибор (рис. 74) представляет собой метал-
лическую панель, на лицевой стороне которой смонтирован
микроамперметр М592 со шкалой измерения 0ч-50 мка и че-
тыре гнезда, предназначенные для подключения штеккеров
проводников прибора. Гнезда имеют соответствующие пояс-
нительные надписи:
«Общ» — общий минус;
«ПП» — прозвонка цепей;
«5в» — замер напряжений на шкале до 5 в;
«50е» — замер напряжений на шкале до 50 в.
Ток в цепи между гнездами «Общ» и «ПП» должен быть
в пределах 20-ьЗО мка.
Электрическая схема прибора ПП-1 представлена на
рис. 74. Источником электропитания является батарея
ФМЦ-0.25.
Допускается вместо ФБС-0,25 установка элемента 1,3
ФМЦ-О',25.
Футляр прибора ПП-1 имеет крышку с замком и два от-
деления. В верхнем отделении помещен собственно прибор;
в нижнем — два соединительных проводника, оба конца
которых заканчиваются штеккерами.
Приспособление ППЗ (рис. 75) предназначено для
установки в нем пиропатронов ПП-9РСМ и пиросвечей при
проверках их прибором ПП-1.
Стаканы корпуса 1 приспособления с установленными в
них на клее стальными резьбовыми втулками 3 служат для
ввинчивания гаек проверяемых пиросвечей, а стакан приспо-
собления с гнездом 4 и шарнирно прикрепленной к стакану с
помощью валика 9 крышкой 10 для установки в гнезде 4 ста-
кана приспособления пиропатронов ПП-9РСМ. В крышке 10
стакана приспособления выполнены два отверстия: отверстие
с маркировкой «+» в текстолитовой втулке 7, установленной
в центре крышки, и наклонное отверстие 5 с маркировкой «—»
в стенке крышки. Отверстия «+» и «—» служат для подвода
к проверяемому пиропатрону ПП-9РСМ штеккеров соедини-
тельных проводников прибора ПП-1, идущих от гнезд прибо-
ра ПП и ОБЩ соответственно.
54
К крышке 10 стакана приспособления четырьмя заклепка-
ми прикреплен фланец Б, являющийся прижимом гильзы
(корпуса) пиропатрона ПП-9РСМ, устанавливаемого в
гнезде 4.
В одной из стенок корпуса приспособления расположены
два продольных окна 2 для выхода газов в случае срабатыва-
ния проверяемых пиропатронов и снаряженных пиросвечей, а
в лапах корпуса приспособления — овальные отверстия под
болты, которыми приспособление крепится к рабочему столу.
На корпусе приспособления литьем выполнены две стрелки
с надписью «ВЫХОД ГАЗОВ».
55
Г Л Л В А V
ВОЗДУШНАЯ СИСТЕМА
1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Воздушная система ракеты предназначена для питания
воздухом рулевых машин автопилота и турбоэлектрогенера-
тора. Бортовой запас сжатого воздуха, хранящегося в шар-
баллоне, обеспечивает питание потребителей в течение задан-
ного времени.
Шар-баллон емкостью не менее 7,2 л рассчитан на мак-
симальное давление зарядки 350 к.г1см2 (допускается крат-
ковременное повышение давления до 360 кг/см2) и заряжает-
ся воздухом, очищенным от масла, пыли, едких паров и
имеющим влажность, соответствующую точке росы не выше
—66°С при атмосферном давлении.
Конструкция воздушной системы позволяет проверять ра-
боту различных ее узлов, рулевых машин автопилота н тур-
боэлектрогенератора от наземных емкостей высокого или ра-
бочего давления для сохранения бортового запаса воздуха. В
случае проверок только рулевых машин автопилота преду-
смотрено отключение подачи воздуха к турбоэлектрогене-
ратору.
Принципиальная схема воздушной системы приведена па
рис. 77.
Воздушная система состоит из воздушно-арматурного
блока (ВАБ) и системы трубопроводов. В состав воздушно-
арматурного блока входят: шар-баллон 5 (рис. 77), арматур-
ный блок (3, 4, 8 и 9) и манометр 7. В состав арматурного
блока входят: редуктор 3, пироклапан запуска 4, заглушка
высокого давления 9 и зарядное устройство 8, конструктивно
выполненные в виде единого узла.
Зарядка баллона 5 или стравливание из него запаса воз-
духа производится через устройство 8. Давление воздуха по-
сле зарядки контролируется по манометру 7. Воздушная си-
стема начинает работу в момент старта ракеты при подаче
тока напряжением 26 в на пирозаряды пироклапана запус-
56
ка. После срабатывания пироклапана 4 воздух поступает в
редуктор 3. Из редуктора воздух рабочего давления посту-
пает по трубопроводам к потребителям: рулевым машинам
6, 1 и турбоэлектрогенератору 10.
При наземной проверке работы редуктора 3 совместно с
потребителями (рулевыми машинами / и 6) на вход редук-
тора подается через гнездо заглушки 9 воздух высокого дав-
ления от специальной емкости или воздухозаправщпка. При
этом герметичность бортового баллона 5. закрытого пиро-
клапаном запуска 4, не нарушается.
В случае комплексной проверки работы турбоэлектро-
генератора и автопилота (или только автопилота) воздух
рабочего давления 18—0,5 кг/см2 может быть подан от назем-
ного источника через распределительный узел 2.
Размещение узлов воздушной системы и потребителей
воздуха на ракете показано на рис. 76. Для наглядности изо-
бражение па рисунке повернуто на 180° (относительно про-
дольной оси ракеты) по сравнению с ее положением в полете.
2. КОНСТРУКЦИЯ УЗЛОВ ВОЗДУШНОЙ СИСТЕМЫ
Воздушно-арматурный блок (ВАБ)
Воздушно-арматурный блок (рис. 78) предназначен для
хранения на борту ракеты запаса сжатого воздуха, подачи
его в воздушную систему в момент старта ракеты и поддер-
жания рабочего давления в системе трубопроводов по мере
расходования бортового запаса воздуха.
Воздух высокого давления хранится в шар-баллоие. При
номинальном запасе воздуха и его температуре, равной тем-
пературе окружающей среды, давление воздуха при хране-
нии может изменяться от 205 кг/см2 (при температуре —50°С)
до 350 кг!см2 (при температуре +50°С).
Воздушно-арматурный блок и турбоэлектрогенератор
собраны на плате 8 (рис. 78), которая с помощью шести вин-
тов крепится к корпусу отсека № 4. Арматурный блок 6
крепится четырьмя болтами к кронштейнам платы. Шар-бал-
лон 3 притягивается к плате двумя лентами 4. Арматурный
блок соединен с шар-баллоном трубопроводом высокого да-
вления 5. Манометр 2 присоединяется непосредственно к
шар-баллону при помощи специального соединения.
На шар-баллоне имеется маркировочная надпись, указы-
вающая номер воздушно-арматурного блока, его вес и ем-
кость баллона.
Шар-баллон (рис. 79) сварен из двух штампованных
полусфер 2 и 3 с толщиной стенки 5,5 мм. В полусферу 2 вва-
рены два штуцера 1 и 4. Штуцер 1 предназначен для подсое-
динения манометра, а также является технологическим от-
57
вёрстием для нанесения защитного покрытия на внутреннюю
поверхность баллона. Штуцер 4 предназначен для установ-
ки фильтра и подсоединения трубопровода высокого давле-
ния, через который производятся зарядка шар-баллона и
расходование воздуха. Полусферы и штуцера изготовлены
из стали.
Расчетное разрушающее давление для баллона состав-
ляет 790 кг! см2, что соответствует запасу прочности 2,25.
Фильтр (рис. 80) предохраняет воздушную систему от
попадания твердых частиц из шар-баллона. Он представляет
собой латунный цилиндрически! корпус 6, закрытый с одно-
го торца. Боковая поверхность цилиндра, имеющая прорези,
обернута латунной сеткой 1, которая припаяна к корпусу.
Открытым концом корпус 6 ввинчивается з наконечник 4 тру-
бопровода высокого давления 3, по которому воздух посту-
пает в арматурный блок.
Манометр МВУ-400ШВ (рис. 81) предназначен для
контроля давления воздуха в шар-баллоне.
Работа манометра основана на использовании упругой
деформации трубки 1, которая под давлением слегка вы-
прямляется. Перемещение конца трубки через кинематиче-
скую передачу с зубчатым сектором 2 вызывает вращение
шестеренки, на ось которой посажена стрелка. Поворот
стрелки пропорционален давлению, поступающему в трубку 1.
Шкала манометра градуирована в кг!см2.
Слабая пружина 3, стремящаяся повернуть ось против
часовой стрелки, выбирает все люфты в сочленениях пере-
дачи, устраняя их влияние на точность показаний, мано-
метра.
Соединение манометра с шар-баллоюм изображено на
рис. 82. Герметичность соединения обеспечивается шаровым
уплотнением 3 и шайбой 4.
Конструктивная схема арматурного 5лока показана на
рис. 83. Зарядка баллона производится через зарядное уст-
ройство 3 при закрытом пироклапане 1 запуска (на рисунке
изображено открытое положение). Воздух поступает в бал-
лон через отверстия во втулке пироклапана и далее по тру-
бопроводу высокого давления.
После срабатывания пирозарядов 8 шток пироклапана за-
пуска сдвигается вниз и занимает положение, изображенное
на рисунке. Воздух из баллона поступает на вход редуктора
7. Герметичность установки редуктора в корпусе арматурно-
го блока обеспечивается резиновым уплотнительным коль-
цом. Редуктор опирается на корпус арматурного блока
фланцем и крепится четырьмя болтами. Из полости рабочего
давления воздух направляется к потребителям воздуха.
Со входом редуктора связан также канал. закрытый за-
58
глушкой высокого давления 2, по которому может быть по-
дан воздух от наземного источника питания.
В корпусе арматурного блока высверлены два пересекаю-
щихся канала (на рисунке показаны условным контуром), по
которым отводятся газообразные продукты срабатывания
пирозапалов из полости под поршнем пироклапана запуска.
Зарядное устройство (рис. 84) состоит из заряд-
ной иглы 6, сферической латунной заглушки 7 и гайки 8 с внут-
ренним шестигранником под ключ. На заглушке 7 выточен ци-
линдрический стаканчик, который продет в отверстие гайки 8
и развальцован, благодаря чему обеспечивается извлечение
заглушки из гнезда при вывинчивании гайки. Зарядная игла
состоит из гайки и закрепленного в ней при помощи разваль-
цовки стакана конуса 3. Такая конструкция иглы обеспечи-
вает надежную герметизацию входного канала. При снятой
заглушке 7 и частично вывинченной игле 6 полость высокого
давления 2 сообщается с внешней средой через отверстия 5
в зарядной игле. Запирание полости 2 производится конусом
3 зарядной иглы, опирающимся на кольцевой зуб 4 в корпу-
се. Заглушка 7 создает дополнительную герметичность по-
лости высокого давления.
При зарядке баллона вместо гайки 8 с заглушкой 7 ввин-
чивается зарядное приспособление. Шток приспособления
входит во внутренний шестигранник зарядной иглы и позво-
ляет отвинтить ее на один-полтора оборота. После этого
воздух через отверстие 5 поступает в полость высокого дав-
ления 2. После зарядки баллона игла 6 завинчивается, заряд-
ное приспособление снимается и устанавливается заглушка 7.
Для того, чтобы на конусе 3 не оставалось рисок от острой
кромки зуба 4, зарядная игла изготовляется из более твер-
дой стали, чем корпус 1.
Зарядное приспособление 9201-0 (рис. 85)
служит для зарядки шар-баллона воздухом высокого давле-
ния (Р = 350 кг/см2).
Зарядное приспособление состоит из следующих основ-
ных частей:
—	корпуса 4 с трубчатой рукояткой, внутри которой рас-
положен фильтр 20 для очистки подаваемого воздуха;
—	ниппеля 17, неподвижно соединенного с корпусом 4;
—	штока 18 с рукояткой для отвертывания зарядной
иглы БАБ;
—	гайки 16, внутри которой расположен ниппель 17, с
наружной стороны имеющей резьбу для ввертывания при-
способления в зарядное устройство БАБ а;
—	стравливающего вентиля 27 для стравливания воздуха
из внутренней полости зарядного приспособления.
59
Воздух через штуцер 21 и фильтр 20 поступает в полость
между ниппелем 17 и штоком 18, затем через отверстия во
внутреннюю полость штока п в воздушную систему ракеты.
Пироклапан запуска (рис. 86) предназначен для
пуска воздуха из шар-баллона в редуктор. Полость высоко-
го давления 15 закрыта штоком И, заплечики 12 которого
(кольцевой диск) зажаты штуцером 16 через втулку 14.
Утечке воздуха между корпусом арматурного блока 3 и шту-
цером 16 препятствует алюминиевая прокладка 13.
На конце штока 11 навинчен поршень 4. Полость 7 кор-
пуса, закрытая поршнем, сообщается с двумя гнездами, в ко-
торые устанавливаются пирозаряды 2. Пирозаряды зажи-
маются в гнездах накидными гайками 1. Для срабатывания
пироклапана запуска на пирозаряды подается электриче-
ский ток напряжением 26 в. Пирозаряды срабатывают, и га-
зы поступают в полость 7, создавая давление на поршень
и стремясь вытолкнуть его из корпуса арматурного блока.
Под давлением газов поршень 4 перемещается, шток 11
отрывается от заплечиков 12 и конической частью штока 9
садится на алюминиевую втулку 8. Воздух из баллона (из
полости высокого давления 15) поступает в полость 10 и да-
лее к редуктору. Благодаря большому давлению газов на
поршень втулка 8 разбивается конусом 9, заполняя зазор
между корпусом 3 и штоком И и устраняя утечку воздуха
высокого давления в сторону поршня.
Для нормального срабатывания пироклапана запуска до-
статочно одного пирозаряда, второй пирозаряд является
дублирующим. Когда поршень 4 под давлением газов пере-
местится в крайнее положение, в полости 7 открывается от-
верстие, через которое стравливаются газы. На рис. 86 (се-
чение А-А) условной линией показан контур проточки 18 и
канал 17, по которым стравливаются газы.
Пирозаряд ПЗ-253М-5 (рис. 87) предназначен для
приведения в действие пироклапана запуска. Он имеет сталь-
ной цилиндрический корпус 3 с резьбой на конце, служащий
(в случае необходимости) для извлечения пирозаряда из
гнезда арматурного блока. В корпус вмонтирована латунная
гильза 4 с пиротехническим составом 6 и электрозапалом 5.
Электрозапал выполнен в виде трехслойной пластинки.
С одного конца к пластинам припаяна платино-иридиевая
нить, покрытая каплей взрывчатого вещества; с другого кон-
ца — два провода 2. Вывод проводов уплотнен резиновой
прокладкой 1, которая поджата гильзой 4 за счет запрессов-
ки в корпус кольца 7.
При подаче на электроразъем пирозаряда тока напряже-
нием 26 в платино-иридиевая нить накаливается, и капля
ВВ подрывается, зажигая пиротехнический состав. Продук-
Ы)
ты сгорания пробивают дно латунной гильзы 4 и вытекают
из корпуса пирозаряда.
Редуктор предназначен для уменьшения давления
воздуха, поступающего из шар-баллона, и поддержания ра-
бочего давления на выходе в пределах ISti.s/ca/ci/2 при из-
меняющемся в процессе расходования воздуха давлении в
баллоне (в пределах от 350 до 45 кг/см2).
Конструкция редуктора показана на рис. 88. Воздух вы-
сокого давления подводится в полость 19 редуктора. Полость
высокого давления сообщается с полостью рабочего давле-
ния 4 отверстием, вокруг которого имеется кольцевой нож
17. Снижение давления воздуха до рабочего происходит
в момент прохождения его через кольцевую дросселирующую
щель между ножом 17 и клапаном 20.
Площадь дросселирующей щели изменяется при пере-
мещении поршня 5. Когда редуктор не работает, регулирую-
щая пружина 11 отжимает поршень 5 до упора его в торец
втулки 1. В этом положении дросселирующая щель имеет
наибольшую площадь.
В момент подачи воздуха высокого давления он заполняет
полость 19, перетекает в полость 4 и расходуется через шту-
цер 15 в корпусе редуктора. Так как дросселирующая щель
в этот момент имеет наибольшую площадь, то давление в по-
лости 4 превышает рабочее. Это давление создает на пор-
шень 5 усилие, отжимающее его и толкатель, упирающийся
в поршень тремя штырями, вправо; регулирующая пружина
11 обжимается. В результате перемещения поршня вместе с
клапаном 20 уменьшается площадь дросселирующей щели.
Однако уменьшение площади дросселирующей щели между
ножом 17 и клапаном 20 вызывает падение давлений в по-
лости 4 и, как следствие этого, частичное перемещение порш-
ня 5 в обратном направлении.
При некотором положении поршня возникает динамиче-
ское равновесие подвижной системы. В этом случае уста-
навливается однозначное соответствие между давлением
воздуха в полости 4 и усилием обжатия пружины 11 (про-
цесс выхода редуктора на устойчивый режим работы продол-
жается доли секунды и практически не сказывается на ра-
боте потребителей воздуха).
Редуктор регулируется так, чтобы в равновесном состоя-
нии в полости 4 устанавливалось требуемое рабочее давле-
ние. Регулировка осуществляется изменением начального об-
жатия пружины 11: чем больше усилие обжатия пружины,
тем при большем давлении в полости 4 наступаем равновес-
ное состояние редуктора.
Обжатие пружины происходит при вращении гайки 9.
При отвинчивании гайки уменьшаются начальное обжатие
61
пружины, а следовательно, и рабочее давление воздуха и
наоборот. После регулировки редуктора гайка 9 контрится
проволокой. Для уменьшения усилия, необходимого для вра-
щения гайки 9 при регулировке, она опирается на тарель
10 по поверхности кольцевого ножа. Пружина и шток с ре-
гулировочной гайкой 9 закрыты легкосъемным кожухом 12,
удерживаемым гайкой 8.
Для повышения стабильности работы редуктор снабжен
компенсатором.
Герметизация подвижных соединений систем корпус—пор-
шень и поршень—компенсатор обеспечивается резиновыми уп-
лотнительными кольцами 6 и 14 (рис. 88). Для уменьшения
трения кольца смазываются смазкой.
Заглушка высокого давления (рис. 89) ис-
пользуется для открытия воздушной магистрали при подаче
воздуха высокого давления из наземной емкости для регу-
лировки редуктора при изготовлении воздушно-арматурного
блока или проверках совместно с редуктором работы руле-
вых машин. Она состоит из собственно заглушки 1 и гайки 3.
Гайка имеет внутренний шестигранник под ключ.
Система трубопроводов
Система трубопроводов, связывающих узлы воздушной
системы между собой, а также с потребителями воздуха, по-
казана на рис. 76.
Арматурный блок присоединен к баллону стальным тру-
бопроводом высокого давления 11, внутренний диаметр труб-
ки равен 10 мм, толщина стенки 1,2 мм.
Алюминиевые трубопроводы низкого давления (12, 6 и 8)
имеют размеры: внутренний диаметр трубки 12 равен 10 мм,
а остальных трубок 8 мм, толщина стенки трубопроводов
1 мм. В трубопровод 6' вмонтирован воздушный фильтр.
Рулевые машины подсоединены к воздушной системе гиб-
кими резиновыми шлангами (дюритами) 9 и 13. Между от-
секами № 2 и 4 также поставлен дюрит 3, что позволяет ус-
танавливать на ракету боевую часть (отсек № 3), не нару-
шая герметичности трубопроводов. Внутренний диаметр тру-
бопровода 3 равен 10 мм, а трубопроводов 13 и 9 — 6 мм.
Дюрит 3 проложен снаружи над боевой частью. Трубопровод
8, проложенный в отсеке № 4 от заднего до переднего шпан-
гоута, в двух местах прикреплен к корпусу хомутами.
В воздушной системе ракеты применяется несколько ви-
дов соединений трубопроводов. Внутри ракеты применяются
главным образом различные виды ниппельных соединений;
выведенные наружу трубопроводы, которые могут отстыко-
вываться при эксплуатации, имеют быстроразъемные теле-
скопические соединения.
62
Присоединение трубопровода высокого давления к арма-
турному блоку показано на рис. 83. К трубопроводу высокого
давления 5 приварен ниппель со сферическим наконечником.
Ниппель опирается сферической поверхностью на вну-
тренний конус шайбы 9 и притягивается вместе с шайбой
к корпусу арматурного блока накидной гайкой. При неболь-
ших перекосах трубопровода сферический наконечник и
шайба обеспечивают надежную герметичность соединения.
Соединение трубопровода высокого давления с шар-бал-
лоном показано на рис. 80. Наконечник 4, приваренный к тру-
бопроводу 3, ввертывается в штуцер 2 шар-баллона так, что-
бы свободный конец трубопровода совпал со штуцером арма-
турного блока при одновременном обеспечении затяжки по
резьбе штуцера 2. Для выполнения этих одновременных ус-
ловий используются дистанционные шайбы 5.
Герметичность подсоединения трубопровода 3 к шар-бал-
лону достигается сваркой стыка штуцера 2 и наконечника 4.
Затяжка по резьбе штуцера 2 и наконечника 4 разгружает
сварной шов от давления воздуха в баллоне.
Присоединение трубопровода низкого давления к арма-
турному блоку показано на рис. 83. На трубопровод низкого
давления 6 надет ниппель. Трубопровод развальцован на
конус и с помощью накидной гайки прижимается ниппелем к
штуцеру арматурного блока.
Из отсека № 4 трубопровод выводится наружу с помощью
распределительного узла 5 (рис. 76). Конструкция этого уз-
ла показана на рис. 90.
Воздух поступает из арматурного блока в узел по кана-
лу 3. Трубопровод, подводящий воздух, крепится к узлу
обычным ниппельным соединением для низкого давления. К
отсеку № 2 воздух выводится угольником 5, который крепит-
ся к корпусу узла одним винтом 8.
Угольник герметизирован в распределителе резиновым
уплотнительным кольцом 6. С внешним дюритом 13, отводя-
щим воздух в отсек № 2, угольник неразъемно соединен
завальцованным стальным стаканом 12. Одновременно по
каналу 4 воздух поступает в трубопровод, идущий к рулевой
машине элеронов. Этот трубопровод подсоединяется к рас-
пределительному узлу обычным ниппельным соединением.
Снаружи к каналу 3 имеется доступ через гнездо, закрытое
заглушкой 9 с резиновым уплотнительным кольцом 10, на
торце заглушки имеется шлиц. При наземных проверках
вместо заглушки 9 устанавливается специальное приспособ-
ление ЗС9609-0, которое может перекрывать канал 3, в ре-
зультате чего воздух на турбоэлектрогенератор не поступает.
Распределительный узел крепится к корпусу отсека № 4
тремя винтами 7. Под узел положена резиновая герметизи-
рующая прокладка 11.
63
В отсек № 2 воздух проводится через узел 2 (рис. 76),
конструкция которого изображена на рис. 91.
Фланец 4 (рис. 91) ставится на резиновой герметизирую-
щей прокладке 6 и крепится к корпусу отсека винтом 5. Воз-
духопровод присоединяется к фланцу угольником 7. Соедине-
ние угольника с фланцем герметизируется резиновым уплот-
нительным кольцом 3. Винт 8, крепящий угольник, является
также дополнительной точкой крепления фланца.
Фланец 4 при помощи трубки 10 соединяется с тройником
11. Тройник имеет два штуцера, которые хомутами 1 соеди-
нены с дюритами. Штуцера рулевых машин (в том числе и
рулевой машины элеронов) соединены с дюритами такими
же хомутами.
Приспособление ЗС9609-0 (рис. 92) служит для по-
дачи сухого воздуха в воздушную систему ракеты при авто-
номных и комплексных проверках.
Рабочее давление на входе приспособления 18 То.5 к.г/см2.
Сопротивление незагрязненного фильтра 442-М при расходе
воздуха 1480 л!мин не более 1,1 кг!см2 при температуре
20±5°С.
Фильтр отделяет механические примеси с размером зе-
рен более 40 микрон.
Приспособление для подачи воздуха при проверках
состоит из следующих узлов:
—	трубчатого корпуса 4 с наружной резьбой на конце
для закрепления приспособления в ракете с помощью ручки
10, закрепленной на другом конце корпуса;’
—	иглы 3, расположенной внутри корпуса, которая при
вращении маховика 11 получает осевое перемещение относи-
тельно корпуса 4. Па маховике имеются надписи «КОМ-
ПЛЕКСНАЯ» и «АВТОНОМНАЯ» с указательными стрел-
ками;
—	фильтра 442-М, состоящего из корпуса 27 с крышкой
20 и фильтрующих элементов 15 (прокладки войлочные),
разделенных металлическими сетками 14.
Воздух через фильтр 442-М, где пи получает дополни-
тельную очистку, поступает в полость между корпусом 4 и
иглой 3. В зависимости от положения маховика 11 при ус-
тановленном приспособлении в ракетх воздух может пода-
ваться только в пневмосистему ракеты (положение «АВТО-
НОМНАЯ») или в пневмосистем) ракеты и одновременно в
турбоэлектрогенератор (положение «КОМПЛЕКСНАЯ»).
64
ГЛАВА VI
ЭЛЕКТРОСИСТЕМА РАКЕТЫ
1.	СОСТАВ ЭЛЕКТРОСИСТЕМЫ РАКЕТЫ
Электросистема ракеты иллюстрируется блок-схемой
(рис. 93) и включает в себя:
—	аппаратур) управления полетом ракеты, состоящую из
блока радиоуправления и радиовизирования 10 с антенны-
ми устройствами (общий шифр 5У44У) и блока управления 6
автопилота с комплектом рулевых машин 7, 8 и 9 (общий
шифр 5А42);
—	аппаратур) предохранения и подрыва боевой части,
входящую в состав боевого снаряжения ракеты и состоящую
из блока радиовзрывателя 24 с селектирующим блоком 49
(общий шифр 5Е15СБУ) и предохранительно-исполнительного
механизма 25 (5В87);
—	источник электропитания 5 (5И41), элементы электро-
оборудования (12, 13, 14, 15, 16, 17, 19, 26, 30, 31) и электри-
ческую сеть, включающую разъемы 1, 2 и 3.
Позиции на блок-схеме идентичны соответствующим по-
зициям на принципиальной схеме электросистемы.
Общие сведения о назначении п функционировании аппа-
ратуры управления полетом, аппаратуры предохранения и
подрыва боевой части, а также бортового источника пита-
ния приведены в главе I настоящей книги. Описание соответ-
ствующих блоков приведено в отдельных книгах (второй,
третьей, четвертой и пятой) Технического описания ракеты
5В27У.
2.	СОСТАВ И НАЗНАЧЕНИЕ ЭЛЕМЕНТОВ
ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЯ
Электрооборудование включает коммутационную аппара-
туру, элементы, обеспечивающие преобразование и регулиро-
вание токов электропитания, и пиротехнические устройства.
65
Коммутационная аппаратура предназначен
для изменения схем соединений в электросистеме раке'ы
с помощью реле, контактных датчиков, выключателей на рз-
личных режимах работы бортового оборудования. Коммута-
ционная аппаратура состоит из следующих узлов:
— блока реле, служащего для переключения цепей эл<к-
тропитания бортового оборудования переменным током с
наземных источников на турбоэлектрогенератор, а также Д1Я
«развязки» с помощью установленных в нем диодов бортэ-
вого источника электропитания с наземными по цепям п-
тапия постоянным током;
—	платы центральной распределительной коробки (ЦР1)
с реле, выполняющими коммутационные функции во вреш
старта ракеты, после сброса ускорителя, а также обеспеч-
вающими снятие первой и третьей! ступеней предохранена
ПИМ;
—	сигнализатора перегрузок 31, который замыкает цеп!,
обеспечивающие подачу электропитания на пиропатроы
маршевого двигателя, и цепи реле, производящие необходи-
мые переключения в начале самостоятельного полета вторй
ступени ракеты;
—	устройства КЗ, служащего для коммутации цепей ис-
ключения селектирующего блока 49 к прибору 12 радиовзры-
вателя или для непосредственного подключения выхода бю-
ка радиоуправления 10 ко входу предохранительно-исполм-
тсльного механизма 25;
—	концевого выключателя 17, дублирующего функыи
сигнализатора перегрузок в случае отказа последнего;
—	пироножа 19, который в случае несхода ракеты с пе-
ковой установки перерезает провода цепей питания постой-
ным током от турбоэлектрогенератора, что вызывает полые
отключение электропитания бортового оборудования ракеъц
—'пневматических мембранных реле:
а)	ПРМ-АЗ-1Н (26), переключающего электропитане
автопилота по цепи 115 в, 1000 гц с наземного источника ia
турбоэлектрогенератор в момент старта ракеты (при давш-
ими в воздушной системе более 1 кг/см2);
б)	ПРМ-АЗ-25Н (30), выдающего сигнал на перекго-
чение крутизны тракта радиоуправления па пассивном уа-
стке полета ракеты.
Преобразователи и регуляторы тока прд-
назначены для изменения величины, формы или направе-
пия электрического тока. К ним относятся кристалличесме
диоды, постоянные и переменные резисторы, установлн-
ные на плате ЦРК-
Пиротехнические устройства: пиропатроы
стартового 13, 14 и маршевого 15, 16 двигателей тиа
ПП-9РСМ, пирозаряды ВАБ 12 типа ПЗ-253М-5 и пироа-
66
ряды пироножа 19 типа ПЗ-253Б-М описаны соответственно
в главах IV и V настоящей книги.
Бортовая электросеть связывает все блоки бор-
тового оборудования между собой и с наземным оборудова-
нием контроля и пуска ракет. Она состоит из кабельной сети
п различных соединений (разъемов).
Наиболее важные узлы соединений:
—	центральная распределительная коробка (ЦРК), кото-
рая связывает воедино электросети отсеков второй ступени
ракеты и ускорителя. В ЦРК также установлены два кон-
трольных разъема 2, 3 и плата ЦРК;
—	бортовой электроразъем 1, являющийся основным уз-
лом стыковки электрических цепей наземного оборудования
с бортовым оборудованием. Через него осуществляются пита-
ние бортового оборудования от наземных источников, пере-
дача необходимых сигналов и команд в процессе подготовки
ракеты к старту, а также контроль бортового оборудования;
—	отрывной разъем, соединяющий электросеть уско-
рителя с электросетью второй ступени ракеты.
3. ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА ЭЛЕКТРОСИСТЕМЫ
РАКЕТЫ
Принципиальная схема (рис. 94) отображает взаимные
функциональные электрические связи блоков бортового обо-
рудования. Схема изображена в обесточенном состоянии.
Позиции и условные обозначения в тексте и на схеме соот-
ветствуют позициям и обозначениям в спецификации элемен-
тов принципиальной схемы электросистемы, которая дана в
приложении 1.
Электрические цепи электросистемы по своему функцио-
нальному назначению разделяются на цепи электропитания,
контрольные, пусковые и цепи управления в полете. Услов-
ные обозначения цепей, принятые на принципиальной схеме,
и их назначение приведены в приложении 2.
Ниже рассматривается функционирование бортового обо-
рудования для трех основных случаев эксплуатации ракеты:
—	при проверках;
—	при подготовке к пуску;
—	при пуске и в полете.
Функционирование
бортового оборудования при проверках
При проверках бортовой аппаратуры и электрооборудо-
вания ракеты электропитание подается через бортовой элек-
троразъем 1 (рис. 94) от наземных источников.
67
Во избежание случайного запуска двиггелей или под-
рыва боевой части перед началом проверк должны быть
отключены разъемы 42 и 41 (соответствен-) пиропатронов
маршевого и стартового двигателей) и разем ПИМ (25).
На их место к ответным частям разъемов подключаются
жгуты контрольной аппаратуры.
Имеются два вида проверок бортового сорудования ра-
кеты:
— автономная проверка, позволяющая оопзеодить кон-
троль параметров каждого блока бортово! оборудования
раздельно;
— комплексная проверка, предусматриающая общий
контроль функционирования бортового оборудования.
При автономной проверке иитше блоков бор-
товой аппаратуры переменным напряжение? 115 в, 1000 гц
осуществляется раздельно, чтобы при провере одного блока
не вырабатывался ресурс остальных блоков.
Для подачи переменного напряжения 15 в, 1000 гц на
автопилот используются клеммы 17 и 1, на qok радиоуправ-
ления и радиовизирования — клеммы 18 и, на радиовзры-
ватель — клеммы 22 и 1 бортразъема. Элеюопигание гиро-
скопов блока автопилота трехфазным наряжением 36 в,
1000 гц подается через клеммы 15, 16 и 1 бегразъема.
Постоянное напряжение 26 в для питаья автопилота и
блока РУ и В подается через клеммы 12 и , а для питания
радиовзрывателя — через клеммы 13 и 1 бо]разъема.
Измерение параметров бортовой аппара’ры производит-
ся через три контрольных разъема: разъем 2, 3 и разъем
проверки радиовзрывателя (на схеме не нокзан).
Через контрольный разъем 2 проверяете функциониро-
вание автопилота. Через контрольный разъл 3 производит-
ся проверка блока радиоуправления и рциовчзирования,
имитируются радиокоманды при проверке автопилота, сиг-
налы, подаваемые в полете при сбросе ускрителя, а также
команда «ДАЛЬНЕЕ ВЗВЕДЕНИЕ» пршроверке радио-
взрывателя.
Автономная проверка радиовзрывателя роизводится че-
рез специальный контрольный разъем >адиовзрывателя
(люк № 3).
При комплексной проверке цитируется функ-
ционирование бортового оборудования пршодготовке раке-
ты к пуску, в процессе пуска и в полете.
Электропитание бортовой аппаратуры щ имитации под-
готовки ракеты к старту производится чер бортовой разъ-
ем от наземных источников. При имитацшетарга и полета
ракеты питание с бортового разъема снгиется и переклю-
чается па турбоэлектрогенератор 5.
(58
Функционирование бортового оборудования при подготовке
ракеты к старту
В разделе 3 главы 11 приведены общие сведения о режи-
мах работы бортового оборудования ракеты в процессе под-
готовки к пуску.
В данном разделе рассмотрена последовательность пода-
чи электропитания бортового оборудования на различных
режимах.
Подача электропитания на борт ракеты может быть про-
изведена только при исправной цепи безопасности предохра-
нительно-исполнительного механизма. Контроль цепи без-
опасности производится автоматически подачей напряжения
+26 в на клемму 13 бортразъема. При исправной цепи по-
стоянный ток проходит с клеммы 13 через контакты безопас-
ности ПИМ и клемму 11 бортразъема в обмотку специаль-
ного реле наземной автоматики. При размыкании цепи это
реле снимает все электропитание с борта ракеты.
В предстартовом режиме через бортовой разъ-
ем выдаются следующие напряжения:
—	на блок радиоуправления и радиовизирования 10—
переменное напряжение 115 в, 1000 гц (через клеммы / и 18),
постоянное напряжение 26 в (через клеммы 1 и 12);
—	на радиовзрыватель 24 — переменное напряжение
115 в, 1000 гц (через клеммы 1 и 22) и постоянное напряжение
26 в (через клеммы 1 и 13);
—	на автопилот — постоянное напряжение 26 в для пи-
тания (через клеммы 1 и 12),
постоянное напряжение 26 в на включение в режим «мас-
штаб» (через клеммы 1 и 20),
переменное напряжение 115 в, 1000 гц для питания ав-
топилота (через клеммы 1 и 17),
переменное трехфазное напряжение 36 в, 1000 гц для
питания гироскопов автопилота (через клеммы 1, 15 и 16).
Для обеспечения подрыва БЧ ракеты вблизи цели непо-
средственно по команде «ДАЛЬНЕЕ ВЗВЕДЕНИЕ» через
клемму 24 бортового разъема, нормально-замкнутые контак-
ты 3. 4 реле Р13 и диод Д16 на обмотки реле Р14 и Р15 по-
дается команда «НЛЦКЗ» в виде напряжения —26 в. При
этом происходит срабатывание реле Р14 и Р15, которые само-
блокируются своими контактами и подключают цепь дальнего
взведения (клейма 18 блока радиоуправления) к цепи сраба-
тывания ПИМ (клеммы 8, 9).
Через 30 сек после включения предстартового режима
может быть произведен пуск ракеты.
69
Функционирование бортового оборудования ракеты при пуске
и в полете
При нажатии кнопки «ПУСК» с наземной стартовой авто-
матики через клемму 4 (рис. 94) бортразъема на ракету по-
дается напряжение 26 в, которое вызывает срабатывание пп-
розарядов 12 ВАБ. Пироклапан ВАБ открывает доступ воз-
духу из баллона в воздушную магистраль, к которой под-
ключены пневмореле 26, турбоэлектрогенератор 5 -и руле-
вые машины 7, 8 п 9.
При достижении давления воздуха 1 —1,2 /<г/с,и2 пневмо-
реле 26 срабатывает, подавая напряжение +26 в в цепь об-
моток реле Р9 и РЮ. Контакты 1Р10 и 2Р10 шунтируют
пневмореле 26 и блокируют обмотки реле Р9 и РЮ. Контак-
ты 1Р9 и 2Р9 отключают от наземных источников электропи-
тание автопилота по цепи 115 в, 1000 гц и подключают его к
бортовому источнику питания 5.
По мере повышения давления в воздушной системе до
номинального значения турбина генератора раскручивает его
ротор до рабочего числа оборотов. Когда напряжения, выда-
ваемые турбоэлектрогенератором, достигнут номинальных
величин, с клемм 10, 15 и 7, 12 турбоэлектрогенератора вы-
дается напряжение +26 в. Этот сигнал является командой
для перевода электропитания переменным током радиовзры-
вателя и блока РУ и В с наземных источников на бортовой.
Это переключение осуществляется с помощью реле Р1 и
Р2. При срабатывании реле Р1 и Р2 питание по цепи 36 в,
1000 гц переключается контактами 1Р1, 2Р1, ЗР1 и 4Р1; пи-
тание по цепи 115 в, 1000 гц блока РВ переключается кон-
тактами 1Р2. 2Р2, а блока РУ и В — контактами ЗР2 и
4Р2. Контакты 5Р1 и 6Р1 осуществляют самоблокировку ре-
ле Pl, Р2.
Электропитание блоков АП и РВ постоянным током на-
пряжения 26 в производится через кристаллические диоды
ДЗ, Д7 и Д8. Назначение этих диодов — исключить протека-
ние тока от наземных источников электропитания через тур-
боэлектрогенератор.
При выходе турбоэлектрогенератора на режим срабаты-
вает реле Р13, .и, при наличии на клемме 24 бортового разъема
команды «НЛЦСБ» в виде напряжения +26 в, эта команда
через замкнутые контакты 3, 5 р< ле Р13, диод Д15 проходит
на клемму 13 разъема Ш12-2 блока СБ. В блоке СБ проис-
ходит подготовка цепей СБ для совместной работы с прибо-
ром 12 радиовзрывателя 5Е15СБУ.
После выхода турбоэлектрогенератора на режим произ-
водятся следующие переключения цепей:
70
—	подачей постоянного напряжения +26 в через диод
Д7 на обмотку реле в блоке РВ включается анодное напря-
жение на его лампы;
—	разарретируется свободный гироскоп автопилота че-
рез контакты 6Р2 и 5Р2.
После разарретирования свободного гироскопа внутри
автопилота замыкается специальный контакт, на клемму 10
разъема АП поступает напряжение +26 в. Это напряжение
через клемму 5 бортового разъема и через цепь блокиров-
ки, сигнализирующей о готовности в блоке автоматики пус-
ковой установки, подается па клемму 10 бортового разъема.
С этой клеммы напряжение +26 в через блокирующий кон-
такт пневмореле 26 попадает на обмотки реле РЗ и Р4. Сра-
батывая, эти реле обеспечивают проведение следующих опе-
раций:
—	снятие предохранения (подготовка) пиропатронов
маршевого двигателя 15, 16 (контакты 2РЗ, 2Р4);
—	снятие первой ступени предохранения ПИМ. +26 в
(контакты 1РЗ, 1Р4);
—	выдачу на клемму 14 бортового разъема сигнала го-
товности к пуску +26 в (контакты 1РЗ, 1Р4);
—	самоблокировку обмоток реле РЗ и Р4 через диод Д4
от напряжения +26 в (контакты 1РЗ и 1Р4).
Сигнал готовности к пуску является одновременно коман-
дой пуска. При осуществлении всех необходимых блокиро-
вок в пусковой установке эта команда через ряд контактов
наземной стартовой автоматики проходит на клемму 3 бор-
тового разъема и далее на пиропатроны 13 и 14, после сра-
батывания которых запускается стартовый двигатель ра-
кеты.
Если после подачи команды «ПУСК» ракета не сошла с
пусковой установки, то через 1,5 сек на борт подается напря-
жение +26 в — команда «ОТМЕНА ПУСКА». Это напря-
жение подводится через клемму 21 бортового разъема к пи-
роножу 19. Пирозаряд приводит в действие нож, перерубаю-
щий провода от турбоэлектрогенератора, по которым по-
дается напряжение +26 в в электросеть ракеты. Это обеспе-
чивает отключение всего питания и, следовательно, позво-
ляет произвести безопасный осмотр и ремонт ракеты.
Полетный режим функционирования бор-
тового оборудования ракеты начинается с момен-
та отключения бортового электроразъема при сходе ракеты
с пусковой установки. В этот момент с клемм 20 и 7 борто-
вого разъема снимается напряжение +26 в. в результате че-
71
го реле внутри автопилота переключает его работу с режи-
ма «масштаб» на режим «интеграл», а через реле в блоке
радиоуправления и радиовизирования подается анодное на-
пряжение на лампы.
При нарастании продольной перегрузки ракеты в сигна-
лизаторе перегрузок 31 снимается взведение подвижной
(инерционной) части, однако она продолжает удерживаться
в прежнем положении инерционной силой, и контакты сиг-
нализатора остаются разомкнутыми.
При дальнейшем нарастании продольной перегрузки в
предохранительно-исполнительном механизме 25 замыкается
инерционный замыкатель (снимается вторая ступень предо-
хранения ПИМ).
В конце работы стартового двигателя, когда продольная
перегрузка уменьшается, в сигнализаторе перегрузок замы-
каются контакты, напряжение +26 в поступает на ппросве-
чи маршевого двигателя; происходит запуск маршевого дви-
гателя.
Замыкание контактов сигнализатора перегрузок дубли-
руется после сброса ускорителя контактами концевого вы-
ключателя 17.
Одновременно с подачей напряжения +26 в (сигнал ССУ)
производятся следующие операции:
—	снимается третья ступень предохранения ПИЛА («26 и
после расцепки» — клеммы 18, 19 ПИМ);
—	начинает работать на эквивалент модулятор радио-
взрывателя;
—	начинает работать блок СБ, если перед стартом раке-
ты была выдана команда «НЛЦСБ»;
—	переключается режим работы автопилота с «интегра-
ла» на «масштаб» (через диоды Д2, Д11, Д12, Д13, клемму
16 блока автопилота);
—	снимается обнуление со входа блока автопилота, и
Подключаются к нему радиокоманды (через клемму 22 бло-
ка РУ и В и контакты реле Р5, Р6, получающих команду с
клеммы 20 блока РУ и В). С этого момента начинается ра-
диоуправляемый полет ракеты.
По окончании работы маршевого двигателя необходимо
вменить крутизну тракта радиоуправления. Это изменение
тронсходит автоматически с помощью ппевмореле 30, сраба-
тывающего при определенном давлении в камере маршевого
двигателя. При спаде давления контакты пневмореле размы-
каются и реле Р7 обесточивается. Контакты 1Р7 и 2Р7, пе-
эеключая схему усилителя блока РУ и В, изменяют крутиз-
ну тракта радиоуправления.
72
При полете ракеты на малых высотах на клемму 26 бор-
тового разъема до старта подается специальная команда
+26 в «ОТМЕНА ПЕРЕКЛЮЧЕНИЯ КРУТИЗНЫ». При
этом срабатывает реле Р8 i самоблокнруется через контакт
1Р8. Контакт 2Р8 шунтирует пневмореле, и таким образом
реле Р7 находится под тоюм независимо от давления в
камере маршевого двигателя, а крутизна при спаде давле-
ния не переключается.
При приближении ракеть к цели с наземной станции на-
ведения подается радиокоманда «ДАЛЬНЕЕ ВЗВЕДЕНИЕ».
По этой команде через клемму 18 разъема блока РУ и В 10
па радиовзрыватель 24 поступает команда +26 в «ДАЛЬ-
НЕЕ ВЗВЕДЕНИЕ», по которой модулятор передатчика ра-
диовзрывателя переключаегся с эквивалента на генератор.
При подходе к цели радиовзрыватель срабатывает, и сиг-
нал срабатывания с клеммы разъема РВ через ПИМ подры-
вает боевую часть ракеты.
Если перед стартом ракеты была выдана команда
«НЛЦК.З», то срабатывание ПИМ происходит непосредствен-
но по команде «ДАЛЬНЕЕ ЗЗВЕДЕНИЕ».
В случае отсутствия сигнала срабатывания происходит
подрыв боевой части по сигналу от механизма самоликвида-
ции ПИМ.
4.	ЭЛЕМЕНТЫ ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЯ РАКЕТЫ
Элементы электрооборудования ракеты, состоящие из
коммутационной аппаратуры и преобразователей тока, пред-
назначены для распределения электроэнергии по потребите-
лям, а также для выдачи, преобразования и исполнения
электрических команд и сигналов.
Размещение элементов -лектрооборудованпя и электросе-
ти па ракете показано на р»с. 95.
Коммутационная аппаратура
Состав коммутационной аппаратуры приведен в разделе
2 настоящей главы.
Блок-реле (рис. 96) конструктивно объединяет ряд
элементов (реле, диоды).
Блок-реле крепится треля винтами к дюралевой! плате, ко-
торая на шести винтах устанавливается на переднем шпан-
гоуте отсека № 4.
Блок-реле представляет собой коробку 8, сваренную из
листового алюминиевого сплава. В коробке установлены два
73
реле 1 (Pl, Р2) и три кристаллических диода 5 (ДЗ, Д7, Д8),
Диоды устанавливаются на кронштейне 6
На плате ЦРК расположены восемь реле РЭС-9 (РЗ—
Р10), а также ряд элементов, являющихся регуляторами и
преобразователями тока:
— постоянные резисторы:
—	переменные резисторы;
—	кристаллические диоды;
—	30 контактов для подсоединения к плате проводов
ЦРК;
—	27 контактов для подпайки выводов диодов и рези-
сторов.
Для защиты внутренней полости ЦРК от загрязнения при
регулировке через лючок резисторов СППР-695Б па плате
имеется резиновый рукав. Плата ЦРК крепится в коробке.
ЦРК (рис. 104). •
Сигнализатор перегрузок установлен на спе-
циальном кронштейне (рис. 98) снаружи переходного конуса
ускорителя и крепится четырьмя винтами.
Сверху сигнализатор закрыт крышкой 1, конструкция ко-
торой обеспечивает как эксплуатационный подход к сигнали-
затору, так и герметичность внутренней полости. С передней
стороны крышка прикреплена петлей к кронштейну, а с
задней затягивается накидным болтом 5. Между крышкой и
кронштейном имеется резиновая прокладка 4, приклеенная
к корпусу, герметизирующая место стыка крышки с крон-
штейном.
Сигнализатор перегрузок (рис. 97) состоит из корпуса 3,
груза 8 с пружинами контактной системы /, демпфера и си-
стемы рычагов для взведения сигнализатора.
Стальной груз, подвешенный внутри корпуса на системе
из четырех плоских и двух спиральных пружин, является
чувствительным элементом, реагирующим на изменение ли-
нейной перегрузки. На грузе установлена текстолитовая пла-
та, к которой крепится цилиндрический контакт, составляю-
щий вместе с пружинным неподвижным контактом контакт-
ную пару.
Сигнализатор снабжен воздушным демпфирующим уст-
ройством. Демпфер представляет собой цилиндр с поршнем.
Для предотвращения колебаний подвижно?! системы сиг-
нализатора перегрузок при транспортировке в конструкции
предусмотрено арретирование груза винтом к корпусу. В
исходном положении для подготовки к работе механизм дол-
жен быть разарретирован и взведен. Для взведения необ-
ходимо спять колпачок 2 и нажать шток 6. Шток через упор
перемещает груз, и контакты размыкаются. Во взведенном
положении подвижная система фиксируется рычагом 5, вхо-
дящим в паз втулки 4. При старте ракеты груз под действием
74
линейных перегрузок перемещается дальше в том же на-
правлении. При определенной, заранее выбранной величи-
не перегрузки груз нажимает на рычаг 10 и, преодолевая со-
противление пружины 9, через тягу 7 выводит рычаг 5 из за-
цепления со штоком 6. Под действием пружины шток воз-
вращается в начальное положение. При дальнейшем умень-
шении перегрузки груз, перемещаясь в обратном направле-
нии, замыкает контакты.
Пластмассовая крышка закрывает механизм сигнализа-
тора перегрузок, обеспечивая его герметичность.
Устройство КЗ (рис. 99) установлено на внутренней
поверхности корпуса отсека № 2 и крепится к корпусу двумя
винтами.
Устройство КЗ представляет собой коробку 1 из листового
алюмнниево-магниевого сплава, в которой установлены два
реле. 2 (Р14, Р15) типа РЭС-9, реле 3 (Р13) типа РЭС-10 и
два диода 5 (Д15, Д16).
Концевой выключатель установлен в торце об-
текателя электропроводки в хвостовой части маршевого дви-
гателя на правом борту (рис. 100).
Упор концевого выключателя представляет собой крон-
штейн 7, который связан со штоком выключателя тягой 3.
При стыковке второй ступени с ускорителем с помощью ре-
гулировочного винта 4, контрящегося гайкой 5, добиваются
такого положения штока, чтобы риска штока совпадала с тор-
цем корпуса выключателя.
При старте ракеты ускоритель перемещается на 7 лы/
вперед относительно второй ступени ракеты, поджимая до-
полнительно шток концевого выключателя. При сбросе ус-
корителя шток освобождается и под действием пружины пе-
ремещается, замыкая контакты.
Концевой выключатель (рис. 101) состоит из корпуса 3.
В корпусе установлена бронзовая втулка 2, служащая од-
ной из направляющих стального штока 1.
Второй направляющей штока является бронзовая втул-
ка 22, заделанная в упор 5.
В торец штока, расположенный внутри корпуса, ввинчен
винт 6, который крепит конический контакт, состоящий из
латунного конуса 8 и вкладыша 19 из прессматериала. Вкла-
дыш запрессован в корпус и служит для изоляции его от
корпуса штока. На конце штока укреплена трубка 20. Па
свободном конце штока / на расстоянии 5 мм от торца на-
несена кольцевая риска.
Четыре пружинных контакта состоят из двух пар брон-
зовых лепестков 9 и серебряных контактов 7. Лепестки от
корпуса изолированы пластмассовой втулкой 18. Втулка
поджимается к упору гайкой 11.
75
Для создания необходимого контактного давления внутри
корпуса установлена пружина 4.
Корпус концевого выключателя герметизируется резино-
вым кольцом 13, поджимаемым фасонной гайкой 12. Герме-
тизация вкода кабеля, проходящего через отверстие гайки,
осуществляется с помощью сальника 17, гайки 15 и шай-
бы 16.
Пневматическое мембранное реле (рис. 102)
типа ПРМ-АЗ-25Н служит для переключения крутиз-
ны радиотракта на пассивном участке полета ракеты. Пнев-
матическое реле установлено на заднем шпангоуте отсека
№ 4.
Для подвода давления на крышке корпуса имеется шту-
цер 5. Камера пневмореле через штуцер связана трубопро-
водом с камерой сгорания маршевого двигателя. Давление
газов из камеры сгорания двигателя передается на мембра-
ну 7, которая заставляет перемещаться шток 3. При движе-
нии шток замыкает систему электрических контактов 2. Для
включения пневмореле в электрическую цепь на его корпусе
установлен электроразъем.
Контактная система закрыта сверху герметизированным
кожухом.
Пневматическое	мембранное реле
ПРМ-АЗ-1Ц предназначено для переключения цепей
электропитания автопилота напряжением 115 в, 1000 гц от
наземного источника на турбоэлектрогенератор.
Оно установлено в передней части отсека № 4. Установ-
ка и устройство пневматического реле ПРМ-АЗ-1Н ана-
логичны описанному выше.
Пиронож (рис. 103) перерубает провода цепей +26 в
электропитания, при этом реле Р1 и Р2 отключают электро-
питание по цепям 115 в и 36 в.
Пиронож установлен в отсеке № 4 и закреплен хомутом.
Пиронож действует следующим образом. При подаче на-
пряжения +26 в на пирозаряд 6 происходит его подрыв, и
газы перемещают нож 7, перерезающий провода, проложен-
ные через два отверстия в корпусе. Пластмассовый вкладыш
8 предохраняет перерезанные концы проводов от замыкания
с металлическим корпусом. 13о избежание втягивания прово-
дов во внутреннюю полость корпуса они закрепляются меж-
ду накладками 13.
Преобразователи и регуляторы тока
Преобразователи и регуляторы тока предназначены для
изменения величины, формы или направления электрическо-
го тока. пим относятся такие радиотехнические детали,
76
как кристаллические диоды, постоянные и переменные ре-
зисторы.
Преобразователи тока — кристаллические диоды — уста-
новлены в цепях постоянного тока напряжением 26 в и пред-
назначены для пропускания тока только в одном направле-
нии, там, где происходит параллельное витание от двух ис-
точников электропитания — бортового и наземного. Это
необходимо для того, чтобы избежать уравнительных токов
при превышении напряжения одного источника над другим.
Регулятор ток.а (рис. 104) — переменный
резистор СППР-695Б служит для регулировки кру-
тизны тракта радиоуправления при регулировках аппарату-
ры ракеты. Два резистора установлены па плате ЦРК-
Постоянные проволочные резисторы пред-
назначены для ограничения тока короткого замыкания, воз-
можного при срабатывании пиропатронов маршевого двига-
теля.
Резисторы намотаны изолированной нихромовой прово-
локой на пластмассовых каркасах и закреплены винтами на
плате ЦРК.
Постоянные резисторы установлены в цепях
регулировки крутизны тракта радиоуправления и обнуления
автопилота. Они размещены на плате ЦРК-
S.	БОРТОВАЯ ЭЛЕКТРОСЕТЬ
Бортовая электросеть связывает все блоки бортового обо-
рудования между собой (рис. 94) и с наземным оборудо-
ванием контроля и пуска ракет. Бортовая электросеть со-
стоит из кабельной сети и соединений электропроводки раз-
личного типа.
Электросеть ракеты выполнена по двухпроводной схеме.
Минусовый провод электросети соединен с корпусом ракеты.
Из технологических и эксплуатационных соображений вся
электросеть разделена на электросети отсеков № 2, 4 и
ускорителя.
Электросеть отсека № 2 связывает РВ, ПИМ и
две рулевые машины I и И каналов управления с централь-
ной распределительной коробкой (ЦРК), установленной на
корпусе отсека № 4.
Электросеть отсека №4 состоит (в основном) из
электромонтажа ЦРК с выходящими из нее жгутами, кото-
рые расположены внутри и снаружи корпуса отсека. Эти
жгуты с помощью разъемов 2РМ и соединительных плат
соединяют в единую электросеть блоки оборудования (блок
управления автопилота, рулевую машину крепа, блок радио-
управления и радиовизпровапия, турбоэлектрогенератор),
77
элементы электрооборудования, размещенные в отсеке (блок
реле, пиросвечи маршевого двигателя, пневмореле и ппро-
нож), а также концевой выключатель, установленный под об-
текателем на маршевом двигателе. Кроме того, через электро-
сеть отсека № 4 осуществляется электрическая связь ракеты
с наземной аппаратурой при контроле, подготовке к пуску и
пуске ракеты (через бортовой и контрольный разъемы).
Электросеть ускорителя связывает сигнализа-
тор перегрузок и пиропатроны стартового двигателя с элек-
тросетью второй ступени ракеты при помощи отрывного
разъема.
Соединения
Соединения бортовой электросети обеспечивают элек-
трическую связь кабелей и блоков между собой и с кабеля-
ми наземного оборудования. Соединение может осущест-
вляться либо через промежуточные колодки распайкой, ли-
бо с помощью разъемов.
По своему назначению соединения можно условно разде-
лить на две группы:
—	технологические соединения;
—	эксплуатационные соединения (разъемы).
Технологические соединения (штепсельные
разъемы, колодки, клеммы, контакты) предназначены для
упрощения сборки и демонтажа кабельной сети и удобства
взаимозаменяемости блоков бортового оборудования ра-
кеты.
С помощью технологических соединений производится
разветвление проводов от источника электропитания к по-
требителям, включение в электросеть блоков аппаратуры и
электрооборудования, электрическое соединение кабельных
сетей отсеков ракет между собой, а также различные виды
технологических соединений отдельных участков кабельной
сети ракеты.
К технологическим соединениям относятся:
—	центральная распределительная коробка (ЦРК);
—	соединительные платы для разветвления проводов;
—	36-клеммная колодка стыковки кабельных сетей отсе-
ков № 2 и 4;
—	контакты включения платы ЦРК в электросеть и кон-
такты для подпайки выводов диодов и резисторов;
—	стандартные штепсельные разъемы типа 2РМ и ШР.
Центральная распределительная короб-
к а (рис. 105) является технологическим узлом, обеспечи-
вающим распределение электрической проводки к большин-
ству элементов электросистемы ракеты.
ЦРК размещена в передней верхней части отсека № 4 и
одной стороной выходит на наружную поверхность ракеты.
78
В ЦРК размещаются плата, являющаяся элементом ком-
мутационной аппаратуры, и контрольные разъемы, относя-
щиеся к эксплуатационным разъемам.
Конструкция ЦРК состоит из корпуса 3 (рис. 105),
крышки корпуса и крышки люка (на рисунке не показаны).
Крепление корпуса к обшивке отсека осуществляется
винтами по фланцу коробки.
С наружной стороны, выходящей на поверхность отсека
№ 4, корпус закрывается крышкой, отлитой из алюминие-
вого сплава.
В крышке сделаны два прямоугольных выреза. Первый
из них, расположенный в передней части, служит для уста-
новки 36-клеммиой колодки, второй служит люком для под-
хода к контрольному разъему и закрывается крышкой, кото-
рая снимается при проверках ракеты.
Разъемы
Штепсельные разъемы типа 2РМ и ШР обеспе-
чивают быстрое соединение и разъединение многопровод-
иых электрических цепей.
Разъем состоит из двух частей — вилки и розетки.
Эксплуатационные разъемы обеспечивают
удобство эксплуатации ракеты при контроле, подготовке к
пуску, пуске и в полете. С помощью эксплуатационных разъ-
емов осуществляется электрическая связь ракеты с назем-
ной стартовой и контрольной аппаратурой, а также электри-
ческая связь ускорителя со второй ступенью ракеты.
К эксплуатационным разъемам относятся:
—	бортовой разъем на 27 клемм;
—	контрольные разъемы (2 шт.);
—	отрывной разъем;
—	разъемы пиропатронов стартового и маршевого дви-
гателей;
—	разъем отключения ПИМ.
Бортовой разъем (рис. 106) предназначен' для элек-
трической связи ракеты с наземным оборудованием. Бор-
товой разъем состоит из вилки и розетки. Вилка разъема
расположена на пусковой установке и убирается в момент
старта ракеты специальным механизмом.
Вилка представляет собой пластмассовую колодку / с
запрессованными в нее 27 контактами 2 ножевого типа.
Розетка состоит из корпуса 4, 27 контактов 11, крышки
3 и резиновой прокладки 6. В корпус розетки запрессованы
восемь стальных втулок: четыре втулки для крепления
крышки и четыре втулки для крепления розетки к отсеку.
79
Розетка бортового разъема закрывается защитной пласт-
массовой заглушкой, которая крепится двумя невыпадаю-
щими винтами к корпусу отсека и снимается после установ-
ки ракеты на ПУ пли при проверках.
Контрольные разъемы предназначены для электрической
связи ракеты с контрольной аппаратурой при проверках.
Вилки разъемов устанавливаются на жгутах наземной
контрольной аппаратуры.
Розетки установлены в коробке ЦРК и выходят па на-
ружную поверхность ракеты через отверстие в крышке
ЦРК- Это отверстие закрыто крышкой люка, снимаемой пе-
ред проверками ракеты.
Отрывной разъем предназначен для соединения с элек-
тросетью второй ступени ракеты цепей пиропатронов стар-
тового двигателя и сигнализатора перегрузок, расположен-
ных на ускорителе, а также для разъединения этих ценой
при отделении ускорителя.
Розетка разъема установлена на хвостовой части корпу-
са маршевого двигателя с левой стороны Вилка разъема ук-
реплена на переходном конусе (рис. 107) при помощи двух
пружинных тяг-амортизаторов. Конструкция тяг дает воз-
можность создать необходимое поджатие вилки к розетке
в сочлененном состоянии и предохранить разъем от полом-
ки при перемещении вперед упорного конуса относительно
второй ступени ракеты в момент запуска стартового двига-
теля.
Разъем пиропатронов стартового и маршевого двига-
телей и разъем отключения ПИМ — стандартные, типа
2РМ и ШР.
При их установке предусмотрена возможность легкого до-
ступа к ним в процессе эксплуатации ракеты. Так, разъем
пиропатронов ускорителя установлен па переходном конусе
ускорителя, разъемы пиропатронов маршевого двигателя и
отключения ПИМ установлены соответственно внутри отсе-
ков № 4 и 2 у люков с легкосъемнымп крышками.
но
ГЛАВА VII
СТАРТОВЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 5С45
1.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Ракетный двигатель 5С45 работает на твердом топливе
н применяется в качестве стартового двигателя ракеты.
Двигатель, развивая большую гягу в короткий промежу-
ток времени, обеспечивает с гарт и быстрый разгон ракеты
до сверхзвуковой скорости. Он прост по конструкции и в
эксплуатации, обеспечивав! боеготовность ракеты в течение
длительного времени хранения и обладает высокой надеж-
ностью в условиях боевого использования.
Конструкция двигателя и его пороховой заряд обеспечи-
вают получение требуемой тяги в диапазоне температур по-
рохового заряда от —50 до +50сС. что достигается за счет
изменения (регулирования) площади критического сечения
сопла.
2.	УСТРОЙСТВО ДВИГАТЕЛЯ
Пороховой ракетный двигатель (рис. 108) состоит из сле-
дующих основных узлов и деталей:
—	корпуса 5, в который ввинчиваются регулируемое соп-
ло 8 и крышка 2 с каркасом 4;
—	порохового заряда 6;
—	элементов воспламенения заряда (воспламенителя 8 и
двух пиросвечей 1 с пиропатронами).
Корпус с регулируемым соплом и крышкой с каркасом
составляют в сборе неснаряженный двигатель.
Герметичность собранного двигателя обеспечивается
диафрагмой 7, закрывающей сопловое отверстие, а также
пароиитовымп прокладками, установленными между крыш-
кой п корпусом, между корпусом и соплом.
Для крепления к двигателю переходного конуса ракеты
на корпусе двигателя (переднем днище) установлены в крон-
штейнах четыре шпильки.
81
Па период хранения и транспортировки пиросвечи на дви-
гатель не устанавливаются, на их место ставятся заглушки с
прокладками.
Корпус двигателя
Корпус (рис. 109) является камерой сгорания порохового
заряда и служит основанием для монтажа всех деталей и
узлов двигателя. Он представляет собой сварную конструк-
цию, состоящую из цилиндрической обечайки 8, переднего
днища 4 с горловиной 3 и заднего днища 10 с горловиной 11.
В передней горловине имеется резьба для ввинчивания
крышки, а в задней — резьба для крепления регулируемого
сопла.
Через переднюю горловину производится загрузка поро-
хового заряда в корпус двигателя. Все детали корпуса изго-
товляются из стали.
Изнутри к переднему днищу приварен с помощью ребер
диск 5, ограничивающий периферийные пороховые шашки от
перемещения в продольном направлении. На заднем днище
приварена решетка 9, ограничивающая движение пороховых
шашек назад и препятствующая выбрасыванию в сопло кус-
ков пороха в конце работы двигателя.
Снаружи корпуса к переднему днищу приварены штуцер
2, служащий для измерения давления в двигателе, и четыре
упора 1, к которым крепится переходной конус. К заднему
днищу приварены четыре узла крепления стабилизаторов 13,
а к горловине 11 — четыре ушка для крепления демпферов
стабилизаторов.
На внешней поверхности обечайки расположены узлы
опоры ракеты на пусковой установке — передний бугель 19
и две задние роликовые опоры 14.
Каждая опора (рис. ПО) состоит из кронштейна 1, роли-
ка 3 и оси 2. На передней части обечайки приварены два за-
хвата 6 (рис. 109) для крепления ракеты или стартового дви-
гателя к транспортным средствам. Четыре бобышки 7 на обе-
чайке, расположенные в плоскостях стабилизаторов, служат
для фиксации стабилизаторов в сложенном положении.
Узел перерезания проволоки 17, крепящий стабилизато-
ры в сложенном положении, собран на профиле, приварен-
ном к обечайке. Он обеспечивает фиксацию проволоки и ее
перерезание при движении ракеты по пусковой установке.
На обечайке приварена также шайба 18 для крепления
двигателя на транспортной тележке, а для подъема двигате-
ля и ракеты используются четыре бугеля 16.
82
Крышка
Крышка (рис. Ill) герметично закрывает отверстие в
переднем днище корпуса, через которое производится снаря-
жение двигателя топливом. На крышке устанавливаются две
пиросвечи с пиропатронами и каркас крепления воспламе-
нителя.
Крышка состоит из корпуса 3 и приваренных снаружи
гнезд 1, а изнутри — бобышек 2. В гнездах выполнены по-
лость и резьба для установки пиросвечей. Полость каждого
гнезда сквозным каналом сообщается с камерой двигателя.
Корпус крышки изготовлен штамповкой из стали с по-
следующей механической обработкой. На внутренней поверх-
ности крышки имеется кольцевой выступ с резьбой для за-
винчивания каркаса.
Каркас
Каркас (рис. 112) служит для установки и крепления вос-
пламенителя на крышке, а также является передней опорой
центральных пороховых шашек.
Каркас состоит из кольца 1, к которому с помощью че-
тырех стоек 2 приварены конус 4 и диск 5. Детали каркаса
изготовляются из стали. На кольце 1 нарезана резьба, по ко-
торой каркас ввинчивается в крышку.
Упоры 3 на стойках фиксируют воспламенитель в карка-
се. Через отверстия в диске 5 пламя от горящего состава
воспламенителя попадает на пороховые шашки.
Регулируемое сопло
Сопло с устройством для регулирования площади крити-
ческого сечения (рис. ИЗ) служит для преобразования энер-
гии пороховых газов в тягу и поддержания заданного режи-
ма работы двигателя при изменении температуры заряда.
Сопло состоит из раструба 11, переходника 12, ребра 1 и
механизма перемещения «груши». Па переходнике 12 наре-
зана резьба 250x4, по которой сопло ввинчивается в корпус
двигателя. Переходник изготовляется из стали. К нему при-
варен раструб 11.
Ребро 1 имеет в центральной части утолщение (втулку),
в которой крепится втулка 10 механизма перемещения «гру-
83
ши». Продольное перемещение «груши» изменяет площадь
критического сечения сопла.
Втулка 10 устанавливается наглухо на резьбе во втулке
ребра. Внутри осп вставлен шток 7, на конце которого нане-
сены риски с делениями от 133 до 195. Эти цифры соответ-
ствуют диаметру кругов, равновеликих по площади кольце-
вому критическому сечению сопла. Зависимость приведен-
ного диаметра критического сечения (Дкр ) от температуры
и партии пороховых зарядов выдается в виде таблицы с
указанием соответствующих установок Дкр в зависимости
от температуры заряда.
От выпадения из втулки шток 7 удерживается штифтом
2. По стержню скользит гайка 5, торец которой совмещается
с нужным делением на стержне. При вращении гайки 5 спе-
циальным ключом, устанавливаемым на лыски, она пере-
мещается по резьбе на втулке 10.
«Груша», состоящая из конусов 3 и 9, связана с гайкой 5
винтом 8, завинчиваемым в конус 9 и входящим своим кон-
ном в кольцевую проточку на гайке 5.
При вращении гайки 5 она движется относительно штока
7, передвигая с помощью винта 8 «грушу». Для сообщения
«груше» только поступательного движения установлена
шпонка 4, приваренная к конусу 3 и движущаяся в шпоноч-
ной канавке втулки.
Предохранение «груши» от перемещений при вибрациях
(в полете или при транспортировке) обеспечивается фикси-
рующим устройством. Стопор 6 удерживается пружиной в от-
верстии на гайке 5. Для поворота штока штырь, установлен-
ный на специальном ключе, отжимает стопор из отверстия в
гайке, после чего она может свободно вращаться. После сня-
тия ключа стопор попадает в ближайшее отверстие па што-
ке. Дополнительно на гайку 5 и задний конус 9 ставится кон-
тровочная проволока с пломбой.
Диафрагма
Диафрагма (рис. 114) устанавливается между корпусом
п регулируемым соплом и обеспечивает герметичность вну-
тренней полости при храпении и транспортировке двигателя;
а также предварительный подъем давления после сгорания
воспламенителя, что ускоряет запуск двигателя.
Диафрагма изготовляется штамповкой из алюминиевой
фольги толщиной 0,5 мм.
84
Пороховой заряд
Пороховой заряд двигателя состоит из 14 цилиндрических
одноканальных шашек. Размеры шашки: наружный диа-
метр 124 мм, внутренний диаметр 34 мм, длина 1165 мм.
Осевые перемещения шашек в двигателе ограничиваются:
спереди диском и каркасом воспламенителя, сзади — ре-
шеткой.
Пороховой заряд обеспечивает нормальную работу дви-
гателя и получение требуемых тяговых характеристик в диа-
пазоне температур от —50 до +50°С при условии, что диа-
метр критического сечения сопла установлен в соответствии
с таблицей на этот заряд.
Изменение площади критического сечения сопла, кроме
уменьшения разброса тяговых характеристик двигателя,
обеспечивает сжигание порохового заряда при относительно
низком давлении, близком к пределу устойчивой работы
ПРД, что позволяет иметь облегченную конструкцию корпу-
са двигателя.
Элементы воспламенения заряда
Быстрое и надежное воспламенение порохового заряда
двигателя обеспечивается за счет сгорания состава воспла-
менителя, поджигаемого двумя пиропатронами ПП-9РСМ
при подаче на них через пиросвечи тока напряжением +26 в
(от источника электропитания).
Элементы воспламенения обеспечивают полную безопас-
ность эксплуатации снаряженных стартового двигателя п
ракеты в целом, а также высокую надежность запуска дви-
гателя в заданных условиях боевого применения.
Воспламенитель (рис. 115) состоит из навески
дымного пороха, заключенной в алюминиевый футляр. Пи-
росвечи (рис. 71 и 72) и пиропатроны (рис. 73) описаны в
главе IV настоящего описания.
3.	РАБОТА ДВИГАТЕЛЯ
Работа двигателя начинается с момента подачи электри-
ческого тока на пиропатроны. Для поджигания воспламени-
теля и соответственно запуска двигателя достаточно одного
пиропатрона, второй повышает надежность запуска. Сраба-
тывая, пиропатроны поджигают порох воспламенителя, в ре-
зультате чего в корпусе двигателя резко поднимаются темпе-
ратура, давление газов и пороховые шашки воспламеняются.
S5
Образующиеся при горении пороховые газы, истекая со
сверхзвуковой скоростью из сопла, создают реактивную си-
лу — тягу двигателя.
Под действием тяги двигателя ракета стартует с пуско-
вой установки и совершает полет на стартовом участке.
После окончания работы двигателя он в составе ускорителя
отделяется от второй ступени ракеты.
S6
ГЛАВА VIII
БОЕВАЯ ЧАСТЬ 5Б18
1.	НАЗНАЧЕНИЕ И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ
*
Боевая часть в составе ракеты предназначена для пора-
жения целей.
Инициирование боевой части производится предохрани-
тельно-исполнительным механизмом. Для повышения надеж-
ности подрыва боевая часть имеет дополнительный детона-
тор из высокочувствительного ВВ. Подрыв детонатора ПИМ
вызывает срабатывание дополнительного детонатора боевой
части, обеспечивающего подрыв боевой части.
2.	КОНСТРУКЦИЯ БОЕВОЙ ЧАСТИ
Состав и назначение основных узлов
Боевая часть (рис. 116) состоит из корпуса, заряда ВВ 5
и дополнительного детонатора 1.
Корпус, в свою очередь, состоит из оболочки 4, дна 2 и
крышки 6.
Корпус боевой части является несущей конструкцией,
входящей в ракету как самостоятельный отсек, воспри-
нимающий нагрузки, действующие на ракету при ее назем-
ной эксплуатации и в полете.
Энергия заряда ВВ обеспечивает поражающее действие
боевой части.
Дополнительный детонатор предназначен для обеспече-
ния передачи инициирующего импульса от ПИМ к заря-
ду ВВ.
Оболочка, дно и крышка корпуса образуют замкнутый
герметичный объем, в котором размещены заряд ВВ п до-
полнительный детонатор.
Конструкция боевой части неразъемная.
87
Устройство основных узлов
Оболочка 4 (рис. 116) корпуса боевой части по внешнему
контуру имеет форму двух неравных усеченных конусов,
соединенных большими основаниями, и представляет собой
толстостенную трубу.
На боковой поверхности корпуса у торцев нанесены
краской продольные риски, обозначающие место расположе-
ния стыковочных отверстий, для облегчения стыковки. Вбли-
зи переднего торца нанесена черной краской кольцевая пре-
рывистая полоса, обозначающая зону опоры при транспор-
тировке ракеты.
В нижней части оболочки корпуса, вблизи торцев, имеют-
ся гнезда резьбовые для ввертывания в них винтов подъем-
ного приспособления 5X63-10.
Па период хранения боевой части в гнезда устанавли-
ваются винты-заглушки.
Сверху гнезда заклеиваются лептой уплотнительной У-20А.
Вблизи переднего торца на оболочке корпуса имеются
два стальных штыря 8, используемых для фиксации раке-
ты при перекладке.
К переднему (малому) торцу оболочки корпуса прикреп-
лено дно 2. Диаметр дна несколько меньше диаметра торца
оболочки корпуса; таким путем по краю торца корпуса обра-
зован кольцевой уступ, в который входит соответствующий
кольцевой выступ отсека № 2 при стыковке, по которому
центрируется боевая часть. Дно имеет кольцевой заострен-
ный выступ — «нож» 3, служащий для герметизации стыка
с отсеком № 2 ракеты.
Между «ножом» и краем дна по окружности чередуются
головки винтов (всего 6), которыми дно прикреплено к торцу
оболочки корпуса, и резьбовые (наклонные) отверстия (все-
го 6) для стыковочных болтов.
В центральной части дна имеется тонкая пластмассовая
крышка, прикрывающая дополнительный детонатор.
К заднему (большому) торцу оболочки корпуса прикреп-
лена крышка 6. Диаметр крышки несколько меньше диа-
метра торца оболочки корпуса; таким путем по краю торца
корпуса образован кольцевой уступ, в который входит соот-
ветствующий кольцевой выступ отсека № 4 при стыковке,
по которому центрируется боевая часть.
Крышка имеет кольцевой заостренный выступ — «нож»,
служащий для герметизации стыка с отсеком № 4 ракеты.
Между «ножом» и краем крышки по окружности чере-
дуются головки винтов (всего 8), которыми крышка прикре-
плена к торцу оболочки корпуса, н резьбовые (наклонные)
отверстия (всего 8) для стыковочных болтов.
88
3.	ЗАРЯД ВВ И ПРОМЕЖУТОЧНЫЙ детонатор
Боевая часть снаряжена мощным взрывчатым веществом.
Промежуточный детонатор 1 (рис. 116) изготовлен из мощ-
ного высокочувствительного состава.
Примененные для снаряжения боевой части ВВ весьма
чувствительны к ударам и другим механическим воздейст-
виям. Поэтому при работе с боевой частью следует строго
соблюдать меры предосторожности и требования Инструк-
ции ИН-5В27У-1П-ОП.
При эксплуатации следует учитывать, что при попадании в
боевую часть пули или осколка снаряда может произойти
взрыв.