t
J *
г А . .лОЛ АНД. )ЩРО*
Р\К~ЧНЫМИ ВОЙСКАМИ И Л«»ТИ-П\|:РИЬй
м ■ „~
t ч
*
1110
РАКЕТА 8К 4
ПОСОБИЕ ДЛЯ O0W>FP:;b
РАКЕТНГк DfiCK
*■
СТРОИ!] ВО j> ЬКЬТЫ
\
\
*
i"» rf
fwU'ttf . 1ЧС!
BOEHrtOE ИЗДАГЕЛ CTBO
МИНИСТЕРСТВА ОБОРС !Ы » iXP
ИОСКВА- 196
> 4

УПРАВЛЕНИЕ КОМАНДУЮЩЕГО
РАКЕТНЫМИ ВОЙСКАМИ И АРТИЛЛЕРИЕЙ
SfHTdt/,0/.^
дно
PAKEffft7 8K1
и-
Тч
Инвентарный «№' - 1. \
1
В/Ч. о5602
ПОСОБИЕ ДЛЯ ОФИЦЕРОВ
РАКЕТНЫХ ВОЙСК
ЧАСТЬ I
УСТРОЙСТВО РАКЕ?
ы
н ентарный
> В/ч 356
Инвентарный
Л
в/% агш
1
-ее
\
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СССР
МОСКВА— 1961 *&
$Ь\

Пособие «Ракета 8К14» состоит из пяти частей:
Часть I — Устройство ракеты.
Часть II —Система управления ракеты.
Часть III — Пусковая установка и заправочное оборудование.
Часть IV — Проверочно-пусковое оборудование.
Часть V — Основы боевого применения.
Пособие ..предназначено для слушателей артиллерийской академии и IT
ральных артиллерийских офицерских курсов, курсантов артиллерийских учил*""
и офицеров ракетных частей, вооруженных ракетой 8К14. у ИЛИ1Д
Разработка Пособия велась в период испытаний опытного образца раке
поэтому конструкция отдельных узлов и агрегатов принятой на вооружет?'
ракеты может иметь некоторые отличия от описанных. е
Пособие разработано коллективом авторов под обшей редакцией инженео
полковника Кольцова Ю. Ф. и инженер-полковника Ку ецова Н. И. Часть I
Пособия написана инженер-майором Николенко В. Д.
Ответственный редактор полковник Кузнецов П. И.
В книге пронумеровано всего 116 страниц; кроме того, имеется пять вклеек.
Вкл.-№ 1 (рис. 12) --тШИШШ— между стр. 28 и 29.
Вкл. № 2 (рис, 19) — «pop»— между стр. 32 и 33.
Вкл. № з (рис. 22) —тщштт — между стр. 36 и 37
Вкл. Л 4 (рис, 23, на обороте рис. 24) — между стр. 40 и 41.
Вкл. № 5 (приложение)—между стр. 112 и 113.
• \
ГЛАВА I
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О РАКЕТЕ 8К14
Ракета 8К14 изготавливается в двух вариантах — боевом и
телеметрическом. Бо »ой вариант ракеты является основным.
Ракеты в телеметричес ом варианте изготавливаются по одной от
партии.
Телеметрическая ппаратура предназначается для фиксировав
ния режимов и парс штров работы приборов, узлов и агрегатов
ракеты в полете и Д i передачи их на наземные станции. Для
измерения параметров и контроля за ними используется 48-каналь-
ная импульсная радиотелеметрическая система «Трал», состоящая
и/ бортовой и наземной аппаратуры. Бортовая аппаратура
системы «Трал» устанавливается в корпусе 8Ф14 головной части
ракеты. Кроме того, для системы «Трал» на ракете установлены
штыревая антенна, штыри которой расположены на II и IV
стабилизаторах, и датчики для замера параметров. Наземная аппаратура
системы «Трал» обеспечивает визуальное наблюдение величин
крнтролируемых параметров и запись их на кинопленку.
' В данном учебном Пособии описаны конструкция и работа
основного варианта ракеты — боевого.
§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ И ОБЩЕЕ УСТРОЙСТВО РАКЕТЫ
Назначение
Ракета 8К14 относится к типу управляемых баллистических
ракет (УБР) оперативно-тактического назначения Она
предназначается для уничтожения и подавления средств ядерного
нападения противника, его живой силы и техники, складов и баз, шта-
^бов объединений и крупных пунктов управления,
железнодорожных узлов, станций снабжения и авиации на аэродромах.
\
\ ч Общее устройство - ^
Л
tie
йкета состоит из следующих основных час^й: головной час
» 11Сррпуса, двигательной установки, системы управления и сие-
\ I J аварийного подрыва ракеты (системы АПР).
,к 00441 , f

Головная часть является боевой частью ракеты, не отделяю-
ЩеЙрСаЯкета°™еет три сменные головные части - 407А14, 8Ф44 и
8Ф45 которыми она может комплектоваться в зависимости от
ПОСКГвГя\?сГ4\)7М4Ч(с ядерным зарядом )состоит из
корпуса 8Ф14 и специальной аппаратуры. В корпусе 8Ф14 размещается
са »Ф14 иигсц „ обеспечивающим его подрыв у це-
ГРТаЬк как" ядернУь ? з™ нормально функционирует при тем-
Шатуре +5^+35° С, головная часть имеет электрическую си-
"ТоГвГаГ^ Г^Го^ь^арядом) снаряжается вари,
чатьш веществом ТГАГ-5. В головной части монтируется основ-
ное взрьшТтельное устройство 8В117 и взрывательное устройство
8В¥оловнеаТча'с1гьР8Ф45 (с активной оболочкой) снаряжается
дополнительной активной оболочкой из вещества АЦ-8 и взрывчатым
веществеТГАГ-5. Взоывательные устройства головной части-
^^^Л^Д» Размещения и крещения
В "двигателеу'тан^вка относится к типу жидкостных ракет-
янх^вигатепей с Насосной системой подачи топлива (разгружен-
™ДбакаТ^ и генератором рабочего тела турбины, работаю-
щим на основных компонентах топлива.
I • Основными компонентами топлива служат:
I -окислитель на основе азотной кислоты - АК-27И, сорт А,
ВТУ № АУ-98-56 МХП; , rM lft* Bxv
\ -горючее на основе нефтепродуктов - ГМ-185, Biv
\№ ЕУ-114-55 МХП.
\~Хбстав окислителя АК-27И:
Не менее 69,8%
Азотная кислота. • • \ 28—24%
Окислы азота (в пересчете на i\2^4) . • • Q 15__0,20%
ЙЬд (ингибитор) - • 1,3—2,0%
Псда • • • • _*J
Удельный вес АК-27И (при +20°С) равен^^
Состав горючего ТМ-185:
Полимердистеллат 56 ±1 5%
Легкое масло пиролиза . . ........ 40±1%
Трикрезол с содержанием воды не более 0,25% 4 10'5о/°
' ^Z^l™-^:%^SX схеме «SC .Ь
Sa4^
"\
Л,"/
вает Состав пускового горючего ТГ-02:
рани Ксилидин С6Н3 (СН3}2 NH4 . 50+2%
/ Триэтиламин (C2H5)3N . ... 50±2%
•ни$г Вода Не более 0,5%
по. Удельный вес ТГ-02 (при +20° С) равен Л83—086
1— На рис. 1 показана принципиальная схемТ'двигательной уста-
в ; новки.
б£ В момент запуска двигателя пусковое горючее, размещенное
гр в трубе 2, подается центробежным насосом горючего 5 в стабили-
г0 затор давления 9У затем в рубашку охлаждения камеры сгорания
и нижнюю полость б головки, а оттуда через форсунки внутрь ка-,
меры сгорания. Поступившие в камеру сгорания пусковое горючее)
и окислитель воспламеняются и сгорают. Вслед за пусковым
горючим в образовавшийся очаг пламени поступает основное горючее.
При работе двигательной установки окислитель центробеж-
иым насосом 4 подается в верхнюю полость а головки камеры
сгорания 8, а оттуда также через форсунки внутрь камеры аэ~
1 рания.
к Насосы горючего и окислителя приводятся во вращение тур-'
биной 6. Рабочим телом турбины служат газообразные продукгьГ
1 с высокой температурой нагрева, образующиеся при сгорании
компонентов топлива в газогенераторе 13. Окислитель поступает в ;о->
ловку газогенератора из основной магистрали через регулятор
тяги 7. Горючее поступает в газогенератор (в рубашку
охлаждения газогенератора) из основной магистрали через стабилизатор
давления 9. Отработанные газы выбрасываются в атмосферу
через выхлопную трубу //.
В момент запуска двигателя турбина приводится в действие
пороховыми газами, образующимися при горении пороховой
шашки, размещенной в пусковой камере 12.
Во избежание саморазгоиа турбины и для обеспечения расче*
ных значений тяговых характеристик двигательная установка
имеет регулирующие устройства: регулятор тяги 7 и стабилизатор
давления 9.
Действие регулятора тяги 7 основано на изменении расхода
окьсли-it ля, поступающего в газогенератор, в зависимости о г
давления в камере сгорания. При повышении давления в камере
сгорания расход окислителя, поступающего из регулятора в
газогенератор, уменьшается, что приводит к снижению числа оборотов
турбины и расхода основных компоненте в топлива до тех нор,
пока в камере сгорания не установится расчетное значение
давления. Понижение давления в камере сгорания приводит к
обратному.
Стабилизатор давления 9 поддерживав? давление'горючего ш
} ходе в камеру сгорания равным давлению окислителе на входг
* камеру. При этом магистрали горючего и окислителя неволи
веются так, что поддержание равенства давлений в них "
\ 7

/~л
гл
Г\П
yyww
IP
<bffl
»с. 1. Принципиальная схема двигательной установки:
/ ~~ бак гор его (бак «и»); 2 — труба пускового горючего; 3— бак окислителя
(бак «О»); 4 насос окислителя; 5—насос горючего; 6 — турбина; 7 — регулятор тяги,
4 — камера ел зания; 9 — стабилизатор давления; 10 — теплообменник; И —* выхлопная
14И *2—п>сковая камера; 13— газогенератор;, 14 — батарея со сжатым воздухом;
*■*■ vKTop давления; а —верхняя полости головки (полость окислителя); б — нижняя
полость головки (пЧэлость горючего)
4
\
вает требуемое соотношение компонентов топлива в камере
сгорания ракеты.
Для обеспечения бескавитадионной работы насосов и разгруже-
*ния корпуса ракеты от действия осевых сжимающих усилий на
полете производится наддув топливных баков до давления
«—5,5 ати из бортового воздушного аккумулятора, выполненного
в виде шестибаллонной батареи 14. Воздух поступает в баки из
батареи через редуктор давления 15 и теплообменник 10.
Подогрев воздуха в теплообменнике позволяет уменьшить запас
сжатого воздуха на борту ракеты, а следовательно, и вес батареи.
В целях уменьшения периода последействия тяги и его влияния
на рассеивание по дальности камера сгорания при выключении
двигателя продувается воздухом. Воздух при продувке поступает
из задросселированного баллона батареи в полость горючего б
головки камеры сгорания и вытесняет горючее из рубашки
охлаждения в выхлопную трубу 11.
Для обеспечения запуска и выключения двигателя воздушные
и топливные магистрали имеют пусковые, отсечные и аварийные
клапаны (на рис. 1 не показаны).
В целях облегчения производства агрегаты двигательной
установки 4—13 (см. рис. 1) конструктивно объединены в одну
сборку— «Двигатель С5.2». "
Система управления ракеты автономная и предназначена для
управления ее полетом на активном участке траектории.
Рис. 2. Траектория полета ракеты
Траектория полета ракеты показана на рис. 2. Пуск ракеты
производится вертикально с пускового стола пусковой установки
2П19 (2П20). При этом стабилизаторы I—III расположены в
плоскости стрельбы, стабилизатор I направлен на цель. Первые 3 сек
ракета летит вертикально, а затем в соответствии с программой
полета поворачивается в направлении на цель. До 48 „ек полета
траектория имеет криволинейный характер, а далее
прямолинейный под углом 6К ^45°. На участке траектории с 42 4 сек до
порядка 65- сек полета в зависимости от дальности стрельбы
происходит выключение двигателя. Следовате гьно, при стгельбе на
дальности, близкие к минимальной, двигатель выключается на кррволи
7
J
t

нейном участке траектории. После выключения двигателя ракета
продолжает полет по инерции.
Система управления ракеты включает в себя: автомат
стабилизации, автомат управления дальностью, коммутационную
аппаратуру и бортовые источники тока.
\втомат стабилизации предназначен для
стабилизации положения ракеты в полете относительно центра тяжести и
для удержания ракеты в плоскости стрельбы на заданной
траектории.
В автомат стабилизации входят:
—• гировертикант с гироскопическим интегратором боковых
ускорений 1СБ10;
— гирогоризонт 1СБ9;
— счетно-решающий прибор 1СБ13;
— потенциометры обратной связи 1СБ19;
— рулевые машины 1СБ14.
Исполнительными органами автомата стабилизации являются
газоструйные графитированные рули I, II, III и IV, приводимые
в движение рулевыми машинами.
Автомат управления дальностью предназначен
для подачи команды на выключение двигателя при достижении
ракетой скорости, соответствующей заданной дальности
стрельбы, и включает в себя гироскопический интегратор продольных
ускорений 1СБ12.
Комм утац ионная аппаратура предназначена для
соединения электрических цепей бортовых приборов между собой
и с наземным пусковым оборудованием, а также %ля их
коммутации. В ее состав входят:
— временной механизм 1СБ15;
— коммутационная коробка 1СБ16;
— отключающее устройство 0229;
— бортовая кабельная сеть 1СБ20;
— комплект сменных кабелей 1СБ21.
К бортовым источникам тока относятся:
— ампульная батарея 1СБ18;
— преобразователь постоянного тока в трехфазный
переменный ток с частотами^500 и 1000 гц (УФ-39А) со стабглизатором
частоты (ПРЧ-50-5) 1СБ47. Ч .
Система АПР — автономная, предназначена для подачи
команды на аварийный подрыв ракеты в случае ненормального ее
полета.
При комплектовании ракеты головной частью 407А14 команда
аварийного подрыва нидается на аппаратуру ядерного заряда
головной части Д1Я разрушения боевого заряда и ракеты. При
комплектовании ракеты головной частью 8Ф44 или 8Ф45 команда
\
аварийного подрыва 'подается на взрыва-
тельное устройство 8В53.
Аппаратура системы АПР включает
в себя: ам'пульную батарею 1СБ25 блок
системы АПР 1СБ23, высотное реле
1СБ24.
§ 2. КОМПОНОВКА И ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ
РАКЕТЫ
Компоновка
Для удобства производства и
эксплуатации корпус ракеты (рис 3)
конструктивно разделен на отдельные части
(отсеки), которые стыкуются между собой
болтами: головную часть а, приборный
отсек б, топливный отсек в, хвостовую
часть (двигательный отсек) г.
Приборный отсек, топливный отсек и
хвостовая часть стыкуются между собой
на заводе. Головная (боевая) часть
хранится и перевозится отдельно.
В приборном отсеке размещается
аппаратура системы управления и
системы АПР. Переднее расположение
приборного отсека непосредственно за
головной частью и на достаточном удалении от
камеры сгорания создает наиболее
благоприятные условия для работы приборов
за счет уменьшения вибраций и повышает
статическую устойчивость ракеты, так
как центр тяжести ракеты располагается
ближе к боевой части. При этом
сокращается также длина кабелей,
соединяющих приборы между собой При
подготовке ракеты к пуску на дтартовой
позиции в приборном отсеке никаких работ не
производится. Однако переднее
расположение приборного- отсека создает
некоторые неудобства в эксплуатации в случае
появления неисправностей приборов.
В топливном отсеке размещаются
баки с компонентами топлива: впереди —
бак горючего, за ним — бак окислителя.
Это дало возможность разместить
пусковое горючее в основной магистрали
горючего, проходящей внутри бака
окислителя Так как баки несущие, а не выве-
□.
п
Рис 3. Ракет? 8КИ:
а — головная чэеп б -
приборный отсек; в — опливны?!
стоек; г — хво ;товаяк часть

шейные, то стенки баков являются одновременно стенками
корпуса ракеты и воспринимают нагрузки действующие на ракету
в полете и при наземной эксплуатации. Применение несущих баков
позволило снизить пассивный вес ракеты.
В хвостовой части размещается двигатель (С5.2) и часть
агрегатов системы наддува баков. Двигатель крепится на двух
специальных рамах, которые в свою очередь крепятся к заднему
стыковочному шпангоуту топливного отсека; такое крепление двигателя
упрощает сборку ракеты и приводит к уменьшению веса корпуса
хвостовой части, так как в этом случае сила тяги к нему не
прикладывается.
Корпус хвостовой части имеет четыре стабилизатора, которые
обеспечивают стабилизацию ракеты (совместно с газоструйными
рулями — на активном участке траектории; самостоятельно — на
пассивном участке траектории при входе ракеты в плотные слои
атмосферы). Кроме того, стабилизаторами ракета опирается на
пусковой стол при установке ее в вертикальное положение.
Характерным в компоновке ракеты является наружное (в
плоскости стабилизаторов II—IV) расположение воздушных
трубопроводов и электрокабелей, что облегчает сборку и улучшает доступ
к ним при эксплуатации и ремонте. Кабельный ствол проходит со
стороны стабилизатора II, ствол трубопроводов — со стороны
стабилизатора IV, Оба ствола закрыты обтекателями.
В целом компоновка обеспечивает статическую устойчивость
ракеты в полете (минимальный запас статической устойчивости
при М — 4,2 равен 1,8% длины корпуса).
Для большей герметичности ракеты после сборки (перед
окраской) все места стыков отсеков корпуса и края обтекателей
кабельного ствола и ствола трубопроводов оклеиваются перкалью
с помощью клея 88.
Основные тактико-технические данные
Метеорологические условия, при которых
возможен пуск ракеты
Температура — 40~+50°С
Максимальная скорость ветра у земли ....... 20 м/сек
Скорость ветра на высоте 6—15 км До 50 м./сек
Габариты
Диаметр 0,88 м
Размах стабилизаторов . , 1,8л*
Полная длина:
с головной частью 407А14 11,479 м
с головными частями 8Ф44 и 8Ф45 11,259 м
Весовые данные
(при *=+15°С)
Вес незаправленной ракеты:
с головной частью 407А14 2064 кг
с голцвной частью 8Ф44 2054 кг
с голо ной частью 8Ф45 2060 кг
\
Вес полностью заправленной ракеты:
с головной частью 407А14 ... . 5864 кг
с головной частью 8Ф44 . . . 5854 кг
с головной частью 8Ф45 .... . 5860 кг
Вес окислителя .... . 2933 кг
Вес горючего . . . 821 кг
Вес пускового горючего . 30 кг
Вес сжатого воздуха ... 16 кг
Данные двигательной установки
(при г= + 15°С, /7-1,033 ата)
Тяга на земле .
Тяга в пустоте ... . ...
Удельная тяга на земле
Удельная тяга в пустоте .
Расход окислителя .
Расход горючего
Давление в камере сгорания
Давление на срезе сопла
Число оборотов турбонасосного агрегата (ТНА)
Давление за насосом окислителя ... .
Давление за насосом горючего . . . •
. Давление горючего за стабилизатором давления
Ресурс работы двигателя . . ...
Полные полетные данные ракеты приведены в Таблицах стрельбы.
13 110+400 кг
14 488 кг
кг\сек
. 233 ±5—^—
кг
кгУ^сек
258 —-—
кг
43,8 кг I сек
12,45 кгIсек
69,2 ата
J»,823 ата
00 об [мин
106 ата
118 ата
100 ата
100 сек
Рассматривая тактико-технические данные, можно отметить,
что ракета 8К14 имеет диаметр и размах оперения одинаковые
с другими ракетами оператиЁно-тактического назначения, а
полную длину и вес, близкие к ним. Благодаря этому имеются
условия для унификации отдельных агрегатов наземного оборудования.
Характерным для двигательной установки является высокое
давление в камере сгорания и большое число оборотов
турбонасосного агрегата. Благодаря высокому давлению в камере сгорания
двигатель обладает высокой удельной тягой, а сама камера
сгорания имеет небольшие габариты.
Применение высокооборотного турбонасосного агрегата дало
возможность уменьшить его габариты и вес при больших
значениях напора насосов.
с
и

ГЛАВА II
ГОЛОВНАЯ ЧАСТЬ РАКЕТЫ
Как отмечалось ранее, ракета имеет три типа сменных боевых
частей: 407А14 — с ядерным зарядом, 8Ф44 — с обычньщ зарядом
и 8Ф45 — с активной оболочкой. Наличие трех типов грловных
частей расширяет возможности боевого применения ракеты.
Все головные части имеют одинаковый максимальный
диаметр, примерно одинаковую форму конической части и весьма
близки по весу. Благодаря этому аэродинамические
характеристики ракеты почти не зависят от применяемого типа боевой части,
что позволяет иметь единые таблицы стрельбы. Головные части
имеют также одинаковую конструкцию узлов стыка с корпусом
ракеты и узлов крепления со стыковочным приспособлением 2ЩЗ.
Стыковка головных частей с корпусом производится на пункте
монтажа технической позиции. Корпус ракеты в момент стыковки
находится или на грунтовой тележке, или на пусковой установке
2П19 (2П20).
§ 3. КОРПУС 8Ф14 ГОЛОВНОЙ ЧАСТИ
Корпус 8Ф14 головной части предназначен для размещения
ядерного заряда. Кроме того, корпус обеспечивает необходимый
для ядерного заряда температурный режим в полете и совместно
с электрической системой внутреннего подогрева в условиях
наземной эксплуатации.
Головная часть с установленным внутри корпуса ядерным
зарядом имеет индекс 407А14.
Температура ядерного заряда допустима в пределах ог +5 до
+ 35° С, а при кратковременном нагреве — до 4-50° С. С момента
установки в корпус головной части ядерного заряда указанный
температурный режим внутри корпуса поддерживается следующим
образом.
К месту стыковки головная часть 407А14 транспортируется
в специальной изотермической машине. Пристыкованная к ракете
головная часть при температуре окружающего воздуха +7-.-
-*-—-30°*С обогревается электрической системой внутреннего
подогрева \ЭСВП), а при температуре окружающего воздуха —30-ь-
-*—40° С на головную часть дополнительно надевается термоста-
12
\
I
тический чехол 2Ш2. Термостатический чехол также надевается
на головную часть и предохраняет ядерный заряд от нагревания
при температуре окружающего воздуха выше+35° С.
В полете боевой заряд предохраняется от нагрева
теплоизоляционной оболочкой, состоящей из слоя асботкани толщиной 2 мм
и слоя пенопласта ФК-40 толщиной ~17 мм, нанесенных
последовательно на внутреннюю поверхность стальной оболочки корпуса.
Слой асботкани служит для понижения температуры нагрева
пенопласта. Общая толщина теплоизоляционного слоя выбрана с
таким расчетом, чтобы температура нагрева его внутренней
поверхности в полете не превосходила +50° С.
В условиях наземной эксплуатации теплоизоляционный слой
уменьшает тепловые потери при низких температурах внешней
среды.
Корпус головной части имеет конструкцию, обеспечивающую
£го герметичность. Герметичность достигается сварной
конструкцией стальной (сталь 20Х) оболочки корпуса и наличием
резиновых уплотнений в разъемных соединениях.
Длина головной части 2870 мм, наибольший диаметр 884 мм.
Вес корпуса головной части 281,4 кг, вес окончательно
снаряженной головной части 1004, 3 кг.
Угол раствора конуса равен 19° 10'. Сравнительно небольшая
конусность головной части способствует уменьшению сил
аэродинамического сопротивления, действующих на ракету
Устройство корпуса 8Ф14
Корпус 8Ф14 головной части (рис. 4) состоит из наканшника /,
корпуса I отсека 2, корпуса II отсека 3, переходника (j* днища 5.
Разделение корпуса 8Ф14 на отсеки необходимо дляуУобесие-
чения монтажа ядерного заряда и системы обогрева (ЭСЕгш) в
головной части. (
Конструкция всех стыков отсеков корпуса между собой, а
также стыка корпуса с приборным отсеком однотипная. Стыки
герметизированы резиновыми прокладками. Чтобы не ухудшались
аэродинамические качества ракеты, кольцевые пазы стыковочных
шпангоутов закрыты стальными кольцами 10 и // и лентами 12 и
15. Кольца 10 и // крепятся к перемычкам кольцевых пазов
стыковочных шпангоутов винтами; ленты 12 и 15 крепятся к
стыковочным шпангоутам двумя винтами (см. узел VI) каждая.
Наконечник (рис, 5) предназначен лля закрепления в нем
антенного узла и для предохранения антенного узла от воздействия
высоких температур при входе головной части в плотные слои
атмосферы. Элементы наконечника в зоне антенного узла выполнены
из радиопрозрачных материалов (КМС-9).
Наконечник состоит из корпуса 3, служащего одновременно
изолятором, колпака 4, переднего наконечника /, двух шпангоутов
-би9и обечайки 7.
■N.
13

Корпус 3 крепится к шпангоуту 6 четырьмя винтами 13, а
колпак 4— восемью винтами 5
Передний наконечник /—стекловолокнитовый, крепится к
корпусу 3 центральной шпилькой 2
Для обеспечения хорошего электрического контакта с
антенным узлом в шпангоут 6 запрессована серебрённая латунная
втулка 15.
Рис. 5. Наконечник:
1 — передний наконечник; 2 — шпилька; 3— корпус (изолятор); 4— колпак; 5 — винт;
6 — шпангоут; 7 — обечайка; 8 — асботкань; 9 — шпангоут; 10 — штифт; И — резиновое
кольцо; 12 — пенопласт; 13 — винт; 14 — шпилька; 15 — втулка
Обечайка 7 толщиной 0,8 мм, минимально необходимой для
прочности конструкции по эксплуатационным нагрузкам,
является элементом, по которому наконечник разрушается при встрече
головной части с преградой, обеспечивая срабатывание
чувствительных элементов головного контактного устройства (ГКУ),
а также предотвращая разрушение корпуса и боевого заряда до
срабатывания взрывателей. Внутренняя поверхность обечайки
покрыта теплоизоляционным слоем асботкани 8 и пенопластом 12.
На шпангоуте 9 установлены восемь шпилек и установочный
штифт для стыковки наконечника с корпусом I отсека.
Корпус I отсека (рис. 6) служит Для размещения и крепления
в нем спецаппаратуры и состоит из головной втулки /, стальной
оболочки 3 и шпангоута 4. Часть спецаппаратуры крепится к
четырем кронштейнам 9, приваренным к оболочке 3, и двум
бобышкам 8, находящимся на шпангоуте 4.
Переднее контактное устройство (ПКУ) спецаппаратуры
крепится винтами к бобышкам 11, приваренным к оболочке. Для
закладки деталей ПКУ в пенопласте имеется шесть продольных па-
15

4
Рис. 6. Корпус I отсека:
1 — головная втулка; 2 — асботкань; 3 — оболочка; 4 — шпангоут; 5 —
резиновое кольцо; 6 — шпилька; 7 — установочный штифт; 8 — бобышка; Р —
кронштейн; 10 — пенопласт; 11 — бобышка; а — проточка; б — паз
зов б. Кольцевая проточка а служит для укладки кабеля сборника
ПКУ. Кроме того, в пенопласте имеются четыре выреза для
закладки амортизаторов спецаппаратуры.
На шпангоуте 4 установлено двенадцать шпилек 6 и два
установочных штифта 7 для стыковки корпуса с корпусом II отсека.
Корпус I отсека с пристыкованным к нему наконечником
поставляется для окончательной сборки и комплектации головной
2004 РД
части в специальной гермоукупорке
11 ФМ
Корпус II отсека (рис. 7) состоит из стальных конической 3 и
цилиндрической 7 оболочек, переднего // и заднего 8
стыковочных шпангоутов. Стык оболочек подкреплен стальным
шпангоутом 6 уголкового профиля.
На переднем шпангоуте // монтируются кронштейны с
датчиками и кабельным разъемом системы ЭСВП.
К конической оболочке 3 приварено тридцать бобышек 1, 4 и
5 (три ряда по десять бобышек в каждом) для крепления десяти
трубок бокового контактного устройства (БКУ)
В пенопласте выполнены кольцевой а и продольный б пазы для
укладки в них кабелей системы обогрева.
На шпангоуте 8 установлено двадцать шпилек 9 и два штифта
10 служащих для стыковки и крепления отсека с переходником.
16
Рис. 7. Корпус II отсека:
1 — бобышка; 2 — аеботкань; 3 — оболочка; 4 и 5 — бобышки; 6 — шпангоут;
7 — оболочка; 8 — шпангоут; 9 — шпилька; 10 — штифт; // — шпангоут;
12 _ прокладка; 13 — пенопласт; 14 — резиновое кольцо; а — кольцевой паз;
б — продольный паз
2 Зак. 00441
17

Переходник (рис. 8) является основным несущим элементом
конструкции головной части. Он состоит из цилиндрической
обечайки 2 и шпангоутов 1, 3 и 4.
Рис. 8. Переходник:
/ — шпангоут; 2 — обечайка; 3 и 4 — шпангоуты;
о — сальник; 6 — асботкань; 7 — пенопласт; 8 и 9 —
коллекторы; 10 — установочный штифт; 11 — бобышка;
12 — резиновое кольцо; 13 — бобышка; 14 — штуцер
18
Передний шпангоут / служит для стыковки переходника с
корпусом II отсека и имеет десять бобышек 13 с нарезными отвер-
стями Ml2 для крепления спецоборудования.
Промежуточный шпангоут 3 служит для крепления к нему на
двадцати винтах М8 и двух штифтах 10 днища и имеет десять
герметизированных сальников 5 для ввода внутрь кабелей
спецаппаратуры и системы ЭСВП.
Задний шпангоут 4 служит для стыковки головной части с
корпусом ракеты и имеет шестнадцать отверстий под шпильки
приборного отсека и два отверстия под установочные штифты.
Между передним / и промежуточным 3 шпангоутами обечайка
2 покрыта слоем асботкани 6 и пенопласта (толщина 30 мм). На
внутренней поверхности обечайки в пенопласте установлены два
коллектора 8 и 9.
Один из коллекторов сообщается с атмосферой через четыре
отверстия в оболочке, закрытые картонными накладками (см.
рис. 4, узел IV), другой — через четыре заборника 9 (рис. 4).
Коллекторы соединяются со спецаппаратурой боевого заряда
через два штуцера 14 (рис. 8).
Между промежуточными 3 и задним 4 шпангоутами к
обечайке 2 приварены две бобышки // с нарезными отверстиями 1М30,
служащими для установки стыковочного приспособления. При
хранении эти отверстия закрываются заглушками.
Днище 5 (рис 4) закрывает головную часть со стороны
переходника. Оно сваривается из штампованной выпуклой оболочки 13
и шпангоута 14.
На днище нанесен слой пенопласта. Штуцер 6 и втулка 7
днища используются при испытании головной части на герметичность.
К наружной поверхности днища приварены две скобы 8 для
удобства установки его на переходник.
Переходник с днищем и корпус II отсека поставляются
заводом-изготовителем в состыкованном виде в специальной укупор-
2003 РД
ке — контейнере — •
11 ФМ
Бортовое оборудование ЭСВП
Электрическая система внутреннего подогрева (ЭСВП)
предназначена для автоматического поддерживания внутри корпуса
8Ф14 температуры, близкой к +20° С, в предстартовый период
и +5-f~ + 35° С в остальной период эксплуатации. Указанная
температура обеспечивается системой ЭСВП при температуре
окружающего воздуха до —30° С, а при использовании
термостатического чехла — до —40° С.
ЭСВП состоит из бортового и наземного оборудования.
В состав бортового оборудования системы подогрева (рис. 9)
входят: семь нагревательных секций, датчики температуры
ИС-206, чувствительные элементы терморегулятора (датчики
2*
19

ДТР) и бортовая кабельная сеть. Система подогрева питается
через пульт обогрева ПОГ-3 от генератора пусковой установки
переменным током напряжением 36±2 в частотой 50 гц. Мощность
генератора 1,5 кет.
♦ к ПОГ-3
Рис. 9. Общая схема бортового оборудования ЭСВП:
01, 02, 03, ОШО — штепсельные разъемы; ДР-ВО, ДР-НО — датчики
терморегулятора (верхнего и нижнего объемов); Ti-BO, T2-BO, Ti-HO,
Тг-НО — датчики температуры ИС-206; HI, НИ, НШ, HlV, HV, HVI, HVII—
нагревательные секции
Нагревательные секции ЭСВП состоят из
одинаковых параллельно соединенных нихромовых проволочек (диаметром
0,35 мм и длиной 5 ж), обклеенных с двух сторон стеклянной
тканью при помощи клея К17 (Ф). Этим же клеем секции
приклеиваются к пенопласту: секция HI — на днище; НИ—на
переходнике; НШ — на цилиндрической части корпуса II отсека;
остальные— на конической части корпуса. Концы проволочек
нагревательных секций привариваются к выводным никелевым лентам.
В электрической схеме секции соединены между собой
параллельно. Кроме того, секции разбиты на две группы: секции
верхнего объема (ВО)—HIV, HV, HVI, HVII; секции нижнего объема
20
(НО)—HI, НИ, НШ. Управление каждой группой секций
осуществляется раздельно.
Мощность, потребляемая секциями, равна 1,1 кет.
Благодаря параллельному соединению нихромовых проволочек
и нагревательных секций обеспечивается надежность эксплуатации
системы обогрева.
Датчики ИС-206 служат для контроля за температурой
в головном отсеке. Они работают на принципе изменения
сопротивления медной проволоки диаметром 0,05 мм с изменением
температуры. Сопротивление датчика R = 64,7to]\ ом при +20° С.
Чувствительные элементы терморегулятора
(датчики ДТР) выполнены из параллельно соединенных
термосопротивлений типа КМТ с R =8540 ом ±1% при +20° С. Они
резко меняют сопротивление при изменении температуры, что служит
сигналом в схему терморегулятора, установленного в пульте
обогрева ПОГ-3.
Датчики температуры и терморегулятора верхнего объема
закреплены с помощью кронштейнов на переднем стыковочном
шпангоуте корпуса II отсека; датчики нижнего объема
закреплены на промежуточном шпангоуте переходника.
Ключом РЕГУЛИРОВАНИЕ на пульте ПОГ-3 терморегулятор
может переключаться на точное и грубое регулирование.
Терморегулятор автоматически включает и выключает ЭСВП при
температуре в головном отсеке ниже или выше допустимой. Ключ
РЕГУЛИРОВАНИЕ в положение ТОЧНОЕ устанавливается по
указанию начальника огневого отделения.
Система ЭСВП эксплуатируется, когда ракета находится на
.пусковой установке при температуре окружающего воздуха+7°С
и ниже (на походе ЭСВП включается при температуре
окружающего воздуха не выше +10° С). Эксплуатация системы ЭСВП
прекращается по команде «Пятнадцатиминутная готовность». Ресурс
работы ЭСВП — не менее 1,5 месяца.
§ 4. ГОЛОВНЫЕ ЧАСТИ 8Ф44 И 8Ф45
Головные части 8Ф44 и 8Ф45 имеют одинаковую форму и
габариты, а также комплектуются одними и теми же взрывательными
устройствами. Поэтому при описании головной части 8Ф45 будут
рассмотрены только ее отличительные особенности устройства по
сравнению с 8Ф44 (конструкция корпуса, снаряжение).
Головная часть 8Ф44
Длина головной части 8Ф44 (от стыковочного шпангоута до
наконечника) 2650 мм, вес 994 кг
Окончательно снаряженная головная часть (рис 10) состоит из
корпуса 21, наконечника 32, боевого заряда 9, основного взрыва-
тельного устройства 8В117 и взрывательного устройства 8В53
системы АПР.
21

Я « Иа§
ж Ч 3 Ч Н
ffl I ° °
1 03 f
1
Ч « ^
<и tr Я*
ffl о 5 о„л
« СУЛ Я Q t$
т<, « о ч о
« я а § и S
5 к I Я " I
Р (Я ' Я I СО
«о
..см Я И «ю
ffl H О кД
5 S « о *
о^Я ** s
& 11 I §
«&§.. ' н
о «- й я£?
£ « « «^ «
Ь К « fctj —
« 2 S « ^ £
сз к tf н 2 s
— я e; . tr w
О О °rv. ° ffl
^ я la., i
S §/§"§
и ь§Я«л?
^ ' « v <u «*з
о ^Sgugg
■^ Й ffl - Я rrt ^
w ffl40 н^ ! «
x £<*яё 2
^ 2 ffl e W
£*Il£o
<u о ' Чрь
ft^t: i m 2
e
| vp
> h«N
К rt
£*
й
я
я
^ I Я^ tr
oo ^
5 я ° Я о н
g н л m я g
g w о K c я
Я I jo |
Я *ee 3 X
p ^ g о о о
Hog ^tfffl
я ►- g с л
£?£§§
°2
Корпус 27 представляет собой сварную конструкцию
конической формы, переходящей в цилиндр. В конической части корпуса
размещается боевой заряд из взрывчатого вещества марки
ТГАГ-5.
Коническая часть корпуса состоит из двух стальных оболочек:
наружной 8 толщиной 2,5 мм и внутренней 6 толщиной 1 мм,
Скрепленных между собой задним шпангоутом 12, передним
шпангоутом 28 и головной втулкой 29. Между оболочками проложен
теплоизоляционный слой картона толщиной 5 мм. Толщина
теплоизоляционного слоя выбрана из расчета, чтобы температура в
местах соприкосновения корпуса и боевого заряда не
превосходила+80° С (температуры плавления тротила). В местах сварки
оболочек со шпангоутами вместо картона проложен изолятор 26
из асботкани.
Наличие внутренней стальной оболочки 6 исключает
попадание взрывчатого вещества в швы картона и его нагрев в полете до
температуры наружной оболочки корпуса.
Передний шпангоут 28 служит для стыковки с наконечником
ттри помощи восьми шпилек и штифта. Головная втулка 29 служит
для крепления головного взрывателя 5.
,В задней части к внутренней оболочке с помощью
шпангоута 1J приварено выпуклое днище. Днище в центре имеет
закрытый крышкой 19 люк, используемый для снаряжения корпуса
взрывчатым веществом и производства работ при изготовлении
корпуса.
На головной втулке 29 и днище закреплены три стакана 24 для
размещения основных и дополнительных детонаторов.
Внутри конической части корпуса проходит труба для
прокладки кабеля, соединяющего головной взрыватель 5 с блоком баро-
датчиков 13 (см. рис. 11).
Цилиндрическая часть корпуса состоит из обечайки 13 (рис. 10)
и стыковочного шпангоута 16. К обечайке приварены две
бобышки 15 для установки стыковочного приспособления.
Материал оболочки, днища и крышки —сталь 20Х,
шпангоутов — сталь 25.
Наконечник 32 служит для размещения узлов взрывательного
устройства и предохранения его от воздействия высоких полетных
■температур.
Наконечник состоит из стыковочного шпангоута 28, стальной
•оболочки 31, двух втулок 2 и 3 и наконечника 1.
Стальная оболочка наконечника толщиной 2,5 мм покрыта
изнутри теплоизоляционным слоем асботкани толщиной 7 мм.
Резьбовая втулка 3 служит для крепления головного
контактного устройства (ГКУ) 4. Для предохранения ТКУ от
механических повреждений к втулке 2 приварен стакан 33.
Наконечник /, выполненный из тугоплавкого и
малотеплопроводного материала — графита С-17Б, создает теплоизоляцию для
23

ГКУ. Температура на носке наконечника в полете достигает
1000° С.
Боевой заряд 9 состоит из взрывчатого вещества ТГАГ-5
следующего состава: тротил —• 60 %, гексоген — 24 %, алюминиевая
пудра—16%, головакс — 5% сверх 100% первых трех
компонентов.
Снаряжение корпуса взрывчатым веществом производится
через люк методом кусковой заливки. Верхняя часть а и нижняя
часть б снаряжаемого объема заливаются только тротилом; тротил,
обладая меньшей чувствительностью по сравнению с ТГАГ-5,
позволяет производить обработку поверхности для плотной
посадки крышки люка.
К взрывательному устройству 8В117 (основному) относятся
следующие устанавливаемые на головной части узлы:
— головное контактное устройство (ГКУ) S311101;
— головной взрыватель (ГВ) 8В11106;
— донный взрыватель (ДВ) 8В11702;
— два основных детонатора 8В11104;
— переходной кабель 8В11707;
— блок барометрических датчиков 8В11703.
К взрывательному устройству 8В53 системы АПР относятся:
— взрыватель 8В53;
— основной детонатор 8В11104.
Взрыватели имеют механизм предохранения и инициирования
(МПИ), расположенный в торцовой части взрывателей со стороны
патрубка крепления основных детонаторов.
Головное контактное устройство 4 (рис. 10) ввинчивается во
втулку 3.
Головной взрыватель 5 крепится шестью винтами М6Х24 к
головной втулке 29.
Донный взрыватель 18 и взрыватель 17 системы АПР крепятся
к крышке 19 люка тремя винтами М8Х20 каждый.
Основные детонаторы 22 крепятся к патрубкам взрывателей
гайками, стопорящимися тремя винтами.
Блок барометрических датчиков крепится к крышке люка че-
1ырьмя винтами М8 X 28 (см. рис. 11, поз. 13).
Корпус головной части с отстыкованным наконечником
транспортируется и хранится в специальном контейнере, а взрыватель-
ные устройства — в гермоукупорке.
Перед стыковкой головной части с корпусом ракеты
производится монтаж взрывательных устройств. При монтаже проводятся
следующие работы:
— ввинчивается ГКУ в резьбовую втулку наконечника;
— взводятся МПИ взрывателей, для чего специальный ключ
крепится гайкой на патрубке взрывателя, а ручка ключа
повертывается по часовой стрелке до момента получения щелчка;
— устанавливаются на взрывателях основные детонаторы;
24

— протягивается через кабельную трубу кабель головного
взрывателя и крепится головной взрыватель;
—- крепятся донные взрыватели и блок бародатчиков;
— соединяются штепсельные разъемы Ш5 и Ш6 и стыкуется
наконечник;
— стыкуются кабели головного и донного взрывателей с
блоком бародатчиков при помощи разъемов Ш7 и Ш8 (см. рис. 11);
— проверяется испытательной аппаратурой правильность
подключения приборов взрывательного устройства.
Далее производится стыковка головной части с корпусом
ракеты.
Особенности устройства головной части 8Ф45
Вес головной части 8Ф45 1000 кг.
Окончательно снаряженная головная часть (рис. 11) состоит из
корпуса 5, переходника 9, наконечника 2, комбинированного
боевого заряда 4 и 8 и взрывательных устройств 8В117 и 8В53.
Комбинированный боевой заряд состоит из активной оболочки
(вещество АЦ-8) весом 383 кг и взрывчатого вещества ТГАГ-5
весом 398 кг.
Корпус 5 головной части не имеет внутренней стальной
оболочки. Корпус стыкуется с переходником 9 шпангоутами 6 и 7 с
помощью шестнадцати винтов 14. Для центровки и правильной
ориентации корпуса относительно переходника на стыковочных
шпаЦгоутах сделаны центрующие буртики и установлены два
фиксирующих штифта.
К стыковочному шпангоуту переходника 9 приваривается
коническое днище 10, которое оканчивается фланцем, имеющим люк,
Наличие промежуточного стыка в корпусе головной части
вызвано технологическими особенностями монтажа активной
оболочки. Перед снаряжением головной части корпус и переходник
расстыковываются, крышка люка днища снимается. После
прессовки и механической обработки элементы активной оболочки
устанавливаются в корпусе и переходнике на клею, я также
склеиваются целлулоидным клеем между собой. После монтажа
активной оболочки в корпусе и переходнике производится их стыковка.
Затем внутренняя поверхность активной оболочки покрывается
лаком № 67 и производится снаряжение головной части
взрывчатым веществом ТГАГ-5 через люк днища, методом кусковой
заливки. Чтобы обеспечить в последующем возможность постановки
стаканов под детонаторы, перед заливкой устанавливаются фути-
ровочные стаканы.
В остальном конструкция и эксплуатация головной части 8Ф45
аналогичны конструкции и эксплуатации головной части 8Ф44.
ГЛАВА III
КОРПУС РАКЕТЫ
Корпус ракеты (без головной части) включает в себя
приборный отсек, топливный отсек и хвостовую часть (двигательный
отсек).
Поскольку топливные баки в ракете несущие, то устройство
топливного отсека будет рассмотрено при описании конструкции
двигательной установки.
§ 5. ПРИБОРНЫЙ ОТСЕК
Приборный отсек предназначается для размещения приборов
системы управления (за исключением рулевых машин) и системы
АПР.
Приборный отсек (рис. 12) представляет собой
подкрепленную тонкостенную цилиндрическую оболочку. Длина отсека
850 мм.
Для доступа к приборам оболочка имеет четыре люка.
Большие размеры люков обеспечивают удобство обслуживания
приборов.
Устройство корпуса отсека
Корпус приборного отсека состоит из силового набора,
обшивки, четырех крышек люков и крестовины.
Силовой набор состоит из переднего шпангоута У, заднего
шпангоута 8 и четырех пар стрингеров 5. Шпангоуты и
стрингеры имеют уголковый профиль и выполнены из алюминиевого
сплава В95.
Объединение всех элементов силового набора в единый
силовой каркас производится с помощью фитингов 3. Для стыковки
с головной частью в переднем шпангоуте установлено
шестнадцать шпилек и два центрующих штифта (рис. 18).
Задний шпангоут по торцовой поверхности имеет шестнадцать
отверстий диаметром 11,5 мм и два отверстия диаметром 14,7 мм
под стыковочные шпильки и центрующие штифты топливного
отсека. По цилиндрической поверхности задний шпангоут имеет
шестнадцать вырезов и шестнадцать приваренных изнутри обойм 9
(рис. 12) для размещения и удобства завинчивания стыковочных
27

гаек. После стыковки с топливным отсеком отверстия
закрываются стальной лентой 3 (рис. 14), крепящейся к заднему
шпангоуту винтами.
Рис. 13. Узлы стыка приборного отсека с головной
частью:
1 — штифт; 2 — передний шпангоут приборного отсека; 3 —■ гайка;
4 — стыковочный шпангоут головной части; 5 — лента; 6 —
шпилька
Обшивка 6 (рис. 12) состоит из четырех секций листовой
стали 12Г2А толщиной 1 мм. Секции обшивки приклепываются
внахлестку к шпангоутам и стрингерам.
Между обшивкой и соприкасающейся с ней поверхностью
шпангоутов и стрингеров проложен теплоизоляционный слой асбо-
ткани 11 толщиной 0,5 мм.
Благодаря этому максимальная
температура нагрева стрингеров (на
пассивном участке траектории) не
превосходит ~350° С при нагреве обшивки
до 615° С.
В листах обшивки имеются
вырезы под крышки люков и канавка
по контуру выреза для резиновой
уплотнительной прокладки 12.
Резиновая прокладка приклеивается в
канавке обшивки клеем 88.
Крышки 2 люков состоят из листа
и штампованной окантовки 4,
сваренных между собой точечной
сваркой. Для жесткости крышек
окантовка имеет по краям и в центре (в виде крестовины) U-образные-
выштамповки. Лист и окантовка изготовлены из листовой стали
12Г2А толщиной 0,5 мм.
Крышки люков съемные и крепятся к обшивке с помощью
специальных замков 10.
Конструкция замков (рис. 15) обеспечивает совместную
работу крышек с обшивкой при нагружении отсека, стопорение
винтов / крышек при завинчивании и исключает выпадение винтов
Рис. 14. Узел стыка приборного
отсека с баком горючего:
1 — задний шпангоут приборного
отсека; 2 — асботкань; 3 — лента; 4 —
передний шпангоут бака горючего;
5 — шпилька; 6 — обойма
28

Вклейка № 1 к Пособило «Ракета 8КД4».
Воениздат, 1961 г.
•+■ +- -+• -ф- ■»- Ч- -г _т y__jL_Hbj±—!

при отвинчивании. Корпус 2 замка приклепан к крышке люка,
основание 7 приклепано к оболочке отсека. Совместная работа
крышек люков с оболочкой отсека достигается плотным
прилеганием конических поверхностей корпуса и основания замка при
закрывании люка крышкой.
Стопорение винтов 1 при завинчивании в основание замка
осуществляется благодаря наличию на головке винта зубцов, а на
стопорной шайбе 4 двух конических выштамповок а. Выпадение вин-
Рис. 15. Замок:
1 — винт; 2 — корпус замка; 3 — пружинное кольцо; 4 —
стопорная шайба; 5 — крышка люка; 6 — оболочка отсека; 7 —
основание замка; а — коническая выштамповка; б — выступ
тов из крышек (при снятой крышке) исключается благодаря
наличию на шайбе двух выступов б. Стопорная шайба в свою
очередь стопорится от выпадения вставным разрезным пружинным
кольцом 3. Установка винтов в корпус замка производится путем
*лх ввинчивания в выступы б стопорной шайбы.
29

Крышка № 4 имеет лючок 13 (рис. 12) для доступа к
отрывному штепсельному разъему Ш39.
Крестовина 7 состоит из четырех панелей из бакелизированной
фанеры толщиной 10 мм и является силовым элементом отсека.
Панели соединяются с оболочкой отсека и между собой
стрингерным набором. Для монтажа приборов и доступа к ним панели
имеют ряд вырезов и кронштейнов.
Крестовина разбивает отсек на четыре сектора — I, II, III и
IV, которые располагаются примерно против одноименных
стабилизаторов. Соответственно на крышках люков, закрывающих
доступ в секторы приборного отсека, нанесена маркировка № 1, 2,
3 и 4.
Размещение аппаратуры
Приборы системы управления и системы .АПР монтируются
в приборном отсеке (рис. 16) на панелях крестовины и на гиро-
плате:
— в секторе I: блок системы АПР 1СБ23,
коммутационная коробка 1СБ16, высотное реле 1СБ24;
— в секторе II: временной механизм 1СБ15,
счетно-решающий прибор 1СБ13, отключающее устройство С-229;
— в секторе III: на кронштейне — ампульная батарея
системы управления 1СБ18;
— в секторе IV: на кронштейне—ампульная батарея
системы АПР 1СБ25, преобразователь (УФ-39А) со
стабилизатором частоты (ПРЧ-50-5) 1СБ47, отрывной штепсельный
разъем Ш39;
— на г'проплате 1СБ11: гирогоризонт 1СБ9,
гироскопический интегратор продольных ускорений 1СБ12, гиро-
вертикант с гироскопическим интегратором боковых ускорений
1СБ10.
Все приборы, кроме гироприборов, устанавливаются на
амортизаторах. При установке прибора 1СБ23 применяются
амортизаторы двух типов: стержневые (типа ДЧ.202.001—2 шт.) и резино-
металлические (типа 271С49—2 шт.). Стабилизатор частоты
ПРЧ-50-5 устанавливается на четырех амортизаторах типа
ДЧ.202.001. Преобразователь УФ-39А, приборы 1СБ24 и 1СБ25
устанавливаются на резиновых шайбах (рис. 17, а, б и в). Приборы
1СБ13, 1СБ15 и 1СБ16 устанавливаются на амортизаторах резино-
металлического типа (рис. 17, г).
Гироплата 1СБ11 крепится на трек опорах, одна из которых
неподвижна, а две другие обеспечивают перемещение платы
в плоскости, перпендикулярной к оси ракеты, на угол ±3°
(рис. 18, а я б). Для обеспечения достаточной жесткости
крепления платы в корпусе ракеты кронштейны платы установлены на
передней обечайке бака горючего и связаны с передним
стыковочным шпангоутом ба-ка.
30

§ 6. КОРПУС ХВОСТОВОЙ ЧАСТИ РАКЕТЫ И РУЛЕВОЙ АГРЕГАТ
Корпус хвостовой части ракеты (рис. 19) предназначен для
установки ракеты на пусковом столе, стабилизации ракеты в
полете и является обтекателем двигателя и других агрегатов,
размещенных в нем. На корпусе хвостовой части крепятся часть
агрегатов системы наддува баков и рулевой агрегат.
Корпус хвостовой части ракеты состоит из оболочки / и
четырех стабилизаторов 2,-
Оболочка корпуса
Оболочка корпуса (рис. 20) состоит из продольного и
поперечного силовых наборов, днища и обшивки. Оболочка имеет ряд
окантованных вырезов (люков) для доступа к двигательной
установке, закрытых крышками. Окантовка 6 люков необходима для
обеспечения требуемой жесткости в местах вырезов, а также для
крепления крышек люков невыпадающими винтами.
Продольный силовой набор корпуса составляют восемь
основных и восемь дополнительных стрингеров 4 корытообразного
сечения толщиной 1 мм и 0,5 мм. Основные стрингеры — сплошные,
проходят по всей длине отсека; дополнительные (подкрепляющие)
имеют различную длину в" зависимости от расположения люков.
Поперечный силовой набор составляют пять шпангоутов.
Передний шпангоут Шп5 (сплошной)—уголкового профиля,
служит для стыковки'хвостовой части с топливным отсеком и имеет три
отверстия под направляющие штифты, шестнадцать отверстий
для стыковочных болтов и шесть вырезов в местах крепления опор
1м двигателя к стыковочному шпангоуту топливного отсека.
Промежуточные шпангоуты Шп4, ШпЗ и Шп2 — Z-профиля, слу-
ат для придания жесткости оболочке. Каждый промежуточный
тангоут состоит из четырех сегментов 5, которые склепываются
жду собой при помощи стыковочных накладок /. В местах прохо-
i стрингеров промежуточные шпангоуты имеют вырезы. Шпанго-
г ШпЗ между стабилизаторами I—II, II—III и III—IV имеет вырезы,
пиленные накладками 2, под баллоны для сжатого воздуха;,
акладки оклеиваются резиной. Шпангоут Шп2 имеет усиленный
рофиль, так как к нему крепятся нервюры стабилизаторов. Между
шпангоутами ШпЗ и Шп2 на стрингерах установлены кронштейны
для крепления баллонов со сжатым воздухом батареи наддува
'рис. 20, вид Б).
Торцовый шпангоут Шп1 является частью днища и служит для
крепления опорных кронштейнов 17 (см. рис. 21) стабилизаторов.
Днище // (рис. 20)—штампованное и в основном
предназначено для монтажа элементов рулевого агрегата (рулевых машин я
рулевых колонок), для чего имеет в местах крепления утолщения,
^наружи днище оклеено теплоизоляционным слоем асботек-
гголита.
3 Зак. 00441
33

Вклейка № 2 к Пособию «Ракета 8К14».
Воениздат, 1961 г.
Рис. 19. Корпус хвостовой части ракеты:
/ — оболочка; 2 — стабилизатор; 3 — обтекатель: 4 — кожу\; 5 — кожух площадок; б — кожух колодки разъема; 7, 8 и 9 — площадки; 10 — болт; // — винт; Ш37 и
Ш38 —отрывные штепсельные разъемы системы управления: ОША1 и ОША2 — отрывные штепсельные разъемы системы АПР; ОШО — штепсельный разьем системы
обогрева головной части
Зак. 00441

На днище имеется вырез В под выхлопную трубу ТНА, вырез
Г для колодки разъема, два выреза Д под отрывные штепсельные
разъемы (Ш37 и Ш38) с самозакрывающимися крышками, четыре
отверстия Ж для прохода тяг рулевого агрегата и четыре
отверстия Е для подвода кабелей к потенциометрам обратной
связи.
С внутренней стороны на днище закреплены четыре скобы 9 и
четыре кронштейна 10 для установки рулевых машин. С наружной
стороны на днище закреплены площадки 7 (рис. 19), 8 и 9,
закрытые кожухом. На площадках 7 и 9 устанавливаются магнитные
уровни при юстировке ракеты и выверке ее вертикальности;
площадка 8 служит для установки и крепления угломерного прибора
при наводке ракеты на цель.
Секции обшивки толщиной 0,5 мм сварены между собой и
приварены к силовому набору точечной сваркой, а к днищу
приклепаны.
Материал всех элементов силового набора — сталь 12Г2А;
днище изготовлено из алюминиевого сплава АК-6.
Стабилизаторы
Стабилизаторы (рис. 21) служат для стабилизации ракеты
в полете и конструктивно отличаются между собой только
торцовой нервюрой 18 в зависимости от устанавливаемого
штепсельного разъема (см. рис. 19, вид А).
Стабилизатор состоит из силового набора (лонжероны,
стрингеры и нервюры) и обшивки толщиной 0,5 мм. Материал наборау
и обшивки — сталь 12Г2А.
Стабилизатор собран из двух панелей одинаковой
конструкции— правой и левой, свариваемых между собой по'нервюрам
точечной сваркой, а по соприкасающимся кромкам обшивки —
роликовой сваркой.
К нервюрам 9 (рис. 21) и 18 болтами крепятся литые из
сплава АЛ-4 кронштейны 17, которыми ракета опирается на пусковой
стол. Для крепления ракеты на пусковом столе каждый кронштейн
имеет нарезное отверстие а, в которое при хранении ракеты
ввинчивается пробка. Кронштейны закрываются обтекателями 3
(рис. 19).
Между нервюрами 6 (рис. 21) и 9 ставится коробка 7 для
передачи усилия от опорного кронштейна на шпангоут Шп2
оболочки.
К оболочке корпуса хвостовой части стабилизатор крепится
в трех точках: нервюрой 1 к шпангоуту ШпЗ —двумя болтами;
нервюрой 6 к шпангоуту Шп2 — двумя болтами; опорным
кронштейном к шпангоуту днища — тремя болтами 10 (рис. 19) и
двумя винтами И. Кроме того, обшивка стабилизатора приварена
точечной электросваркой к обшивке оболочки корпуса.
3*
35

со
/ 2 3 4 5 Ю в 11 7 8 12 9 13
Рис. 21. Стабилизатор:
1, 3, 5, 6, 8, 9, 16 и 18 — нервюры; 4, 10, 11, 12, 13 и 14 — стрингеры; 2 и 15 — лонжероны; 7 — коробка; /7 — опорный кронштейн; 19 —
обшивка; а — нарезное отверстие

* £1Ш»&
Вклейка № 3 к Пособию «Ракета 8КД4».
Воениздат, 1961 г.
Рис. 22. Рулевой агрегат:
/ — коонтатейн; 2 — болт; 5 — рулевая машина; 4 — лабишшт; 5 —шпилька: 6—защита: 7 —штифты; 8 — планка: 0—прокладка; 10 — планка: //— теЛг» руля: 12 — шпилька; 13 — крышка: 14 — винт: 15 — болт- /ff-ч ncHovwre- /7 —
фиксатор; 18 — винт; 7Р и 20 — шарикоподшипники; 2/— подкос; 22 — кронштейн; 23 — колонка; 24 — потенциометр; 25—вал; 26 — шпилька; М -ось; 28 — стопорный винг: ^ — рычаг; 30 — скоба; 57 — тяга; 32 — рычаг; 55i — штифт; 34 — днище
Зак. 00 Ш

? £*&«§» У*
Вклейка № 3 к Пособию «Ракета 8КН».
Боениздат, 1961 г.
у.
Ркс. 22. Рулевой агрега'
- „„„.„-„. 7 —штифты: «5 —планка: 9 — прокладка'' /0 —- плянка: // — тело рутч- /2 — шпилька; /5 — крышка: 14 — винт: 15 — болт: /£ —
кронштейн; 2 - болт: 5 - рулевая машина; 4 - лабиптгат; S -^ш™ькя о- защита. __ енциом 25 - вал; ' 25 - шпилька; 27 - ось; 28 _ стопорный вин г; 1'» - рычаг; 30 ~ скоба; 37 - тяга; 52 - рычаг; 33,
; /5 —винт; А9 и 20 — шарикоподшипники; 2/— подкос; 22 — кронштейн, -**— колонка, н, 8, .,
т
^сиотян^е; /7 — фич-
— штифт; 34 — днище

Рулевой агрегат
Рулевой агрегат (рис. 22) является исполнительным органом
системы управления, преобразующим электрические командные
сигналы в соответствующие движения рулей. Он состоит из
четырех рулевых машин 3, четырех потенциометров обратной связи 24,
четырех рулевых колонок 23 и четырех газоструйных рулей.
Рулевая машина 3 крепится с внутренней стороны днища 34 в трех
точках: двумя проушинами — на скобе 30 (при помощи оси 27 и
стопорного винта 28) и третьей проушиной — на кронштейне 1
(при помощи болта 2).
Потенциометры обратной связи установлены на рулевых
колонках, а подвижная система потенциометра связана с валом 25 руля
двумя штифтами.
Рулевая колонка крепится к днищу 34 с наружной стороны
четырьмя шпильками 26 и центруется при помощи двух штифтов 33.
Чтобы исключить прогиб днища под действием сил, возникающих
при обтекании руля газовым потоком, колонка подкосом 21
дополнительно опирается на кронштейн 22 стабилизатора.
В каждой рулевой колонке на шарикоподшипниках 19 и 20
смонтирован вал 25 руля с наклонной плитой для крешк гия руля.
Передача движения от вала рулевой машины к валу руля
осуществляется с помощью рычагов 29 и 32 и шарнирно
соединенной с ними тяги 31.
Для тепловой защиты рулевые колонки закрыты кожухами 4
(рис. 19). Каждый кожух изнутри оклеен асботканью, а крышка
кожуха дополнительно снаружи оклеена асботекстолитом.
Газоструйный руль состоит из графитированного тела руля 11,
графитированной защиты 6, стальной планки 8, фиксатора 17 и
крепежных деталей. Руль крепится к наклонной плите вала 25 при
помощи четырех шпилек 12. Для фиксации руля служат два
штифта 7, которые входят в отверстия плиты вала.
Чтобы исключить заклинивание валов рулей в рулевых
колонках вследствие проникновения раскаленных газов, вытекающих из
сопла, между рулем и днищем установлены лабиринты 4.
Лабиринт изготавливается из стеклопластика АГ-4 и крепится к
колонке шестью шпильками 5.
\
37

ГЛАВА IV
ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА
§ 7. ОБЩЕЕ УСТРОЙСТВО ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ
^Ракета 8К14 имеет двигательную установку с насосной
системой подачи и генератором рабочего тела турбины, работающим на
основных компонентах топлива.
Преимуществами данного типа двигательной установки по
сравнению с другими разновидностями двигательных установок
с насосной системой подачи являются ее лучшие
эксплуатационные качества и меньший вес, так как отпадает необходимость
иметь дополнительные компоненты топлива для вращения
турбины и дополнительные емкости для размещения этих
компонентов на борту ракеты. Общим достоинством двигательных
установок с насосной системой подачи является облегченная
конструкция топливных баков, ввиду того что баки работают под
небольшим давлением наддува.
Запуск и выключение двигательной установки ракеты 8К14
одноступенчатая Кроме того, в ракете предусмотрено аварийное
выключение двигательной установки (АВД) на любой стадии
запуска до отрыва ракеты от пускового стола.
Двигательная установка (рис. 23) включает в себя: камеру
сгорания с системой продувки, топливные баки с системой цаддува и
сброса давления, систему подачи топлива и систему
задействования ампульных батарей.
Камера сгорания 18 является основным агрегатом двигательной
установки, служащим для создания тяги. Усилие тяги передается
от камеры сгорания ч,а корпус ракеты посредством двух рам
двигателя.
К системе продувки камеры сгорания относятся клапан
продувки (ПКП) 15 и клапан слива (ПКС) 21. Клапаны продувки и
слива нормально закрыты и открываются при выключении
двигательной установки, после чего сжатый воздух поступает из
батареи наддува 33 на продувку камеры сгорания.
38
Топливные баки включают в себя: бак горючего 1, бак
окислителя 5, трубу пускового горючего 46 и систему наддува и сброса
давления.
К системе наддува и сброса давления баков относятся: элек-
тропневмоклапан (ЭПК) 30; батарея наддува 33, состоящая из
шести воздушных баллонов; редуктор давления 26;
теплообменник 22; пусковой клапан ВП1 * батареи наддува; блок пускового
ВП2 и отсечного ОП1 клапанов бака горючего; блок пускового
ВПЗ и отсечного ОП2 клапанов бака окислителя; аварийный
клапан АП2 бака горючего; блок аварийных клапанов АП1 и АПЗ
бака окислителя; сигнализаторы давления СД1а и СД16 трубы над-
дува; сигнализаторы давления СД2а и СД26 бака горючего;
сигнализаторы давления СДЗа и СРЗб бака окислителя.
Чтобы уменьшить габариты батареи наддува, заправка ее
сжатым воздухом производится до давления порядка 200 ати. Так как
давление наддува баков» сравнительно невелико, сжатый воздух,
поступающий в баки из батареи наддува, редуцируется
редуктором до давления 7,4 ати. Перед поступлением в баки воздух
подогревается в теплообменнике; подогрев воздуха позволяет
уменьшить его запас (следовательно, и вес батареи) на борту ракеты.
Пусковые клапаны ВП1, ВП2 и ВПЗ нормально закрыты.
Открытие клапанов для пропуска воздуха в баки происходит при
запуске двигательной установки.
Отсечные клапаны ОП1 и ОП2 нормально открыты и
закрываются с целью прекращения наддува баков приjвыключении
двигателя в полете и по команде АВД.
Аварийные клапаны срабатывают только при АВД и служат
для сброса давления из баков и последующего перекрытия
открываемых ими воздушных магистралей. Аварийный клапан АП1
нормально открыт; клапаны АП2 и АПЗ нормально закрыты.
Сигнализаторы давления СД срабатывают попарно при
запуске двигательной установки и служат для подачи электрических
сигналов на дальнейшее прохождение команды, когда давление
в контролируемых ими магистралях наддува достигнет расчетного
значения.
К системе подачи топлива относятся: турбонасосный агрегат
(ТНА) 39, газогенератор 37 с ресивером 36, пусковая камера 42,
регулятор тяги 12, стабилизатор давления 23, пусковые клапаны
горючего 40 и окислителя 8, отсечные клапаны горючего (ПКГ) 24
и окислителя (ПКО) 10.
Подача компонентов топлива в камеру сгорания и в
газогенератор осуществляется турбонасосным агрегатом, состоящим из
турбины и двух насосов. Вращение турбины производится
газообразными продуктами, образующимися за счет горения пороховой
* Для удобства наименования принято сокращенное обозначение всех
клапанов, совпадающее с сокращенным обозначением их пиропатронов.
.39

шашки в пусковой камере (при запуске) и компонентов топлива
в газогенераторе (в остальной период работы).
Регулирующими устройствами системы подачи и всей
двигательной установки являются регулятор тяги и стабилизатор дав-
V ления. Регулирование основано на изменении расхода топлива,
поступающего в газогенератор. С увеличением расхода топлива
в газогенераторе число оборотов ТНА будет возрастать, а с его
уменьшением — убывать. С изменением числа оборотов ТНА будут
изменяться секундный расход компонентов топлива и давление
подачи, а следовательно, и тяговые характеристики двигателя.
Регулирующие устройства поддерживают число оборотов ТНА таким,
чтобы тяговые характеристики двигателя были стабильными.
Пусковые клапаны горючего и окислителя нормально закрыты.
Пусковые клапаны открываются при запуске двигательной
установки пороховыми газами, поступающими из пусковой камеры,
пропуская компоненты топлива в камеру сгорания.
Отсечные клапаны ПКХ и ПКО нормально открыты и
перекрывают основные топливные магистрали во всех случаях выключения
двигателя.
К системе задействования ампульных батарей относится колодка
разъема (обратные клапаны 27, 28 и 29) и трубопровод подвода
воздуха к ампульным батареям.
* * *
Для удобства производства (монтажа, испытаний,
производства в отдельном цехе или на отдельном заводе и т. д.) камера
сгорания с системой продувки, агрегаты системы подачи и
теплообменник технологически объединены в одну сборку —
двигатель С5.2.
Двигатель С5.2 размещается в корпусе хвостовой части
ракеты. Компоновка его представлена на рис. 24. Камера сгорания
является основным конструктивным агрегатом двигателя,\к
которому на кронштейнах и при помощи сварки крепятся все детальные
агрегаты. \
Характерным в компоновке двигателя является наличие
большого числа сварных соединений трубопроводов со штуцерами
агрегатов двигателя; имеющаяся в местах сварных соединений
трубопроводов со штуцерами резьба используется только при
проведении заводских испытаний агрегатов двигателя. Измерительные
, штуцера агрегатов также заглушаются сваркой. Все разъемные
резьбовые соединения между трубопроводами и штуцерами
контрятся эпоксидной шпаклевкой Э-4020, Благодаря этим мерам
уменьшается вероятность появления негерметичности в местах
соединений и сокращается объем пневмоиспытаний.
Часть трубопроводе двигательной установки соединяется
между собой и с топливными емкостями с помощью сильфонов,
которые являются компенсаторами деформаций и погрешностей
изготовления деталей.
40

Вклейка № 4 к Пособию «Ракета 8К14».
Воениздат, 1961 г.
Рис. 23. Принципиальная пневмогидравлическая схема двигательной установки:
/ — бак горючего; 2 — заправочный клапан горючего: 3 и 4 — аварийные клапаны бака окислители; 5 —бак окислителя: 6 — дренажный клапан бака окислителя"
7 — фильтр; £ —пусковой клапаи окислителя; 9 — обратный клапан; 10 — отсечной клапан окислителя; //— штуцер слива; 12 — регулятор тяги; /3_жнклег. 14 —
расходная шайба окислителя; /5 —клапан продувки; 16 — заглушка: 7—-расходная шайба горючего; /£~ камера сгорания; 19— штуцер; 20— расходная шайб^* горючего.
21 — клапан слива: 22 — теплообменник; 23 — стабилизатор давления; 24 — отсечной клапан горючего; 25 — штуцер: 26 — редуктор давления: 27, 28 и 29 — обратные
клапаны; 30 — электропневмоклапан (ЭПК); 31 — дроссельная шайба; 32 - пусковой клапаи батареи наддува; 33 — батарея наддува: 34 — обратный клапан: 3.4 —'дроссельная
шайба; 36 — ресивер; 37 — газогенератор; 38 — обратный клапан: 39 — турбонасосный агрегат: 40 — пусковой клапан горючего; 41 — пороховая шашка; 42 — пусковая
камера: 43 — воспламенитель; 44 — аварийный клапан бака горючего; 45 —заправочный клапаи бака окислителя; 46 — труба пускового горючего; 47— пусковой клапан бака
окислителя; 48 — отсечной клапан бака окислителя: 49 дренажный клапан бака горючего; 50 — отсечной клапан бака горючего; 51 — пусковой клапан бак* горючего;
52— четырехбаллониая батарея; 53 — заправочный вентиль. 54 — фильтр: 55 — запорный вентиль: 56 — эапорно-дренажный вентиль: 57— манометр на 60П кг/сл2-
58 —редуктор давления: 59 — манометр иа 160 кг/см2; 60— электропневмоклапан: 61 — манометр на 25 кг!см2; 62 — эапорно-дренажный вентиль:
63— редуктор давления: 64 — электропневмоклапан: 65 — манометр на 40 кг1см* 66 — редуктор давления: 67, 68 н 69 — запорные вентили; 70 - пневмокляп ih: 71 —
запорный вентиль: 72— фильтр; 73— обратный клапан: 74— дренажный вьнтиль; 75— заправочная гопловина: 76— мерный бак: 77— сигнализатор уровня; 78— -аправочный
гентнль: /9 — обратный клаган; 80- дренажный вентиль; 81 -запорный вентиль; 82 — запасной бак: 83 — заправочный вентнть: ВП1 — пиропатрон пускового клапана
батареи наддува: ВП2 — пиропатрон пускового клапана бака горючего: ВПз — пиропатрон пускового клапана бака окислителя; ОП1 — пиропатрон отсечного к/апана бака
горючего; ОП2 — пиропатрон отсечного клапана бака окислителя: АП1 — пиропатрон аварийного клапана бака окислителя; АП2 — пиропатрон аварийного кя тана бака
горючего; АПЗ — пиропатрон аварийного клапана бака окислителя; ППШ — пиропатрон пусковой шашки; ПКО — пиропатрон отсечного клапана окислителя-
ГКГ—пиропатрон отсечного клапана горючего: ПКП — пиропатрон клапана продувки; ПКС —пиропатрон клаична слива; СД1 (а и б) — реле давления трубы налдувзСЛ2 (а и б)—
реле давления бака горючего: СДЗ (а и б) — реле давления бака окислителя
За к. 00441

3jk. 00441
Рис. 24. Двигатель С5.2:
■пусковой клапан окислителя; 2— турбочасосный агрегат; 3 — газогенератор; 4— отсечной клапяи окисли-
«- s — «ямрпя гтпяния: € — пегулятоп тягн; 7 — ктапан продувки; 8 — клапян слива; 9 — стабилизатор
теля: 5 — камера сгорания: 6 — регулятор тягн; 7 — ктапан продувки; б — клапян слива; у — ста и иди за тор
давления: Ю — отсечной клапан горючего: //—теплообменник: 12— пусковая камера; /3—пусковой клапан
горючего

Рис. 25, Рама двигателя:
/-стойка; 2 - бобышка; 3 - опора

Двигательная установка имеет две рамы, предназначенные для
передачи усилия тяги на корпус ракеты в полете и крепления
двигателя С5.2 на ракете. Каждая рама (рис. 25) представляет собой
Рис. 26. Крепление рамы к двигателю:
/ — бобышка рамы; 2 — втулка камеры сгорания;
3 — шпилька
Рис. 27. Крепление
рамы к корпусу
ракеты:
/ — болт; 2 — фитинг;
3 — шпангоут бака
окислителя; 4 —
пластины; 5 — опора
рамы
Рис. 28. Пиропатрон ДП1:
/ — корпус; 2 — контакты; 3 —
изоляция; 4 — донышко; 5 —
пиротехнический состав; 6 — зажигательный
состав
сварную конструкцию из четырех
трубчатых стоек / диаметром 34 мм и
толщиной стенок 1 мм. Материал рам —
сталь ЭИ712 — обладает высокими
механическими свойствами и не
требует термообработки после сварки.
С двигателем рамы соединяются
с помощью бобышек 1 (рис. 26),
которые шпильками 3 крепятся к втулкам 2
камеры сгорания.
К корпусу ракеты рамы крепятся
опорами 5 (рис. 27). Опоры
устанавливаются на заднем стыковочном
шпангоуте 3 бака окислителя.
Правильность установки двигателя
(камеры сгорания) "относительно
корпуса ракеты осуществляется путем
прокладки пластин 4 разной толщины
между шпангоутом бака окислителя и
опорами рамы.
Все клапаны двигательной
установки, за исключением пусковых клапанов
горючего и окислителя, срабатывают
от пиропатронов ДП1.
Пиропатрон ДП1 (рис. 28) служит
для создания импульса силы,
приводящего в действие подвижные элементы
клапанов. Пиропатрон состоит из
корпуса / и четырех контактов 2,
изолированных от корпуса изолятором 3.
42
В корпусе / пиропатрона запрессованы зажигательный состав
ТНРС 6 (тринитрорезорцинат свинца) весом 0,1 г и
пиротехнический состав 5 весом 0,9 г, которые воспламеняются при подаче на
контакты напряжения постоянного тока 27 в.
Установка пиропатронов в гнезда клапанов производится на
заводе в конце сборки. Момент затяжки пиропатронов не должен
превышать 100 кг/см.
Заправка баков ракеты основными компонентами топлива
производится на технической позиции при горизонтальном положении
ракеты. Расположение заправочных клапанов справа и слева, а
дренажных — сверху (при горизонтальном положении ракеты)
позволяет вести заправку одновременно обоими компонентами.
После погрузки ракеты на пусковую установку и до отрыва
ракеты от пускового стола двигательная установка связана через
колодку разъема — обратные клапаны 27 (рис. 23), 28 к 29 — с
системой предстартового обслуживания (СПО), смонтированной на
пусковой установке. Обратные клапаны 27 и 29 воздушных
магистралей нормально открыты и закрываются после отрыва ракеты
от стола; клапан 28 нормально закрыт и открывается потоком
пускового горючего в момент заправки им ракеты.
Система предстартового обслуживания (агрегаты 52—83)
предназначена для проверки срабатывания автоматики СПО и ЭПК
ракеты; заправки шестибаллонной батареи ракеты воздухом до
давления 120—160 ати (на технической позиции) и дозаправки ее на
стартовой позиции до давления 200 + 10 ати\ заправки ракеты на
стартовой позиции пусковым горючим в объеме 35 л (при
необходимости — вторичной заправки той же дозой); подачи сжатого
воздуха к ампульным батареям.
Четырехбаллонная батарея СПО (емкость одного баллона 50 л)
заправляется сжатым воздухом через заправочный вентиль 53 до
давления 270—360 ати в зависимости от окружающей температуры.
Мерный бак 76 и запасный бак 82 СПО заправляются пусковым
горючим через вентили 78 и 83 до дренажа.
При заправке шестибаллонной батареи ракеты сжатый воздух
подается через открытые вентили 55 и 56, обратный клапан 27 и
ЭПК ракеты. По окончании заправки вентили 55 и 56 закрываются.
При необходимости замера давления в батарее ракеты
(манометром 57) или стравливания воздуха подается напряжение на
ЭПК ракеты (кнопкой ЭПК на пульте СПО). Воздух из батареи
стравливается через запорно-дренажный вентиль 56.
К ампульным батареям сжатый воздух подается через редуктор
давления 58 (понижает давление до 80 ати), электропневмокла-
пан 60 и редуктор 63 (понижает давление до 11 ати). Напряжение
на электропневмоклапан 60 подается с пульта управления
пусковой установки.
Заправку пусковым горючим производят при вертикальном
положении ракеты. Пусковое горючее при заправке вытесняется сжа-
43

тым воздухом из мерного бака 76 через пневмоклапан 70 и
обратный клапан 28 колодки разъема. В мерный бак воздух поступает
через редуктор 58, ЭПК, редуктор 66 (понижает давление
до 20 ати) и вентиль 68. Напряжение на ЭПК подается
кнопкой «Заправка ПГ» пульта управления пусковой установки.
При повторной заправке пускового горючего последнее
предварительно вытесняется из запасного бака 82 в мерный бак 76.
§ 8. КАМЕРА СГОРАНИЯ
Характеристика камеры сгорания
Диаметр цилиндрической части 380 мм
Диаметр критического сечения сопла . ... 124 мм
Диаметр выходного сечения сопла 400 мм
Полная длина 962 мм
Объем 30 л
Вес 48 кг
Расход окислителя 43 кг/сек
Расход горючего 11,17 кг/сек
Тяга, создаваемая камерой 13 000 кг
Устройство камеры сгорания
Камера сгорания служит для создания реактивной силы за счет
превращения химической энергии топлива, поступающего в нее,
в кинетическую энергию струи газоб, вытекающих из сопла. В
камере происходит распыл, смешение и сгорание компонентов
топлива.
При сгорании топлива в камере повышается давление газов. По
третьему закону Ньютона находящиеся под давлением газы
действуют на стенки камеры сгорания, а стенки — на газы с равной
силой, но противоположной по направлению. Равнодействующая сил
давления газов на стенки камеры сгорания является реактивной
силой. В результате действия стенок на газы происходит их истечение.
Камера сгорани^ (рис. 29) представляет собой сварную
неразъемную конструкцию и состоит из головки и камеры горения
(сгорания) с соплом. Камера относится к типу цилиндрических с
плоской головкой. Для увеличения удельной тяги камера имеет
профилированное сопло.
Система охлаждения камеры сгорания смешанная, включающая
в себя наружное проточное охлаждение горючим и дополнительное
внутреннее охлаждение за счет создания избытка горючего в
пристеночном слое. Для создания охлаждающего тракта камера
горения с соплом состоит яз двух оболочек: внутренней и наружной
(рубашки). Оболочки скрепляются между собой гофрами, которые
размещаются между оболочками и припаиваются к ним специальным
припоем.
44
Благодаря охлаждению максимальная температура внутренней
оболочки камеры не превосходит: со стороны газов •—625°, со стот
роны охлал а и жидкости—370° С.
Рис. 29. Камера сгорания:
1 „«„«„„о. 9 нягяпок- 3 — соединительное кольцо;
ircron°o 5-коллектор; 6 _ патрубок; 7 - цилиндр;
Головка (рис. 30) камеры сгорания имеет °^\^7шТ-сиеп-
ш* / ^наоужное) толщиной 3,5 мм и два плоских днища сред
S 6 и вну^еннее8 толщиной по 2,5 мм. В центре наружного днища
приварен фланец 2, в котором размещается расходная шайба
окислителя диаметром —31,8 мм. /7 R пе3ультате
Все три днища приварены к точеному кольцу П. Ь РезУ^ь™
между нару^ньш и средним днищами образуется полость окисли-
45

теля (верхняя полость головки), а между средним и внутренним —
полость горючего (нижняя полость головки). Окислитель
подводится в свою полость по трубопроводу, приваренному к фланцу
головки; горючее поступает в свою полость из охлаждающего тракта
через фильтр 15 и радиальные отверстия а в кольце.
п а // ю
Рис. 30. Головка камеры сгорания:
/ — наружное днище; 2 — фланец; 3 — расходная шайба окислителя; 4 — стакан;
5 — дефлектор; 6 — среднее днище; 7 — втулка; 8 — внутреннее днище; 9 — форсунка
окислителя; 10 — форсунка горючего; // — периферийная форсунка горючего; 12 —
цилиндр; 13 — гофр; 14 — рубашка цилиндра; 15— фильтр горрчего; /6 — штуцер;
17— кольцо; а — радиальное отверстие; б — полость горючего; в — полость окислителя
Для жесткости между наружным и средним днищами приварен
стакан 4, выполненный в виде усеченной пирамиды с восемью
продолговатыми отверстиями. Отверстия служат для прохода
окислителя. *
Внутри стакана 4 к среднему днищу пятью точками приварен
круглый дефлектор 5. Дефлектор гасит скоростной напор
окислителя, чем обеспечивается более равномерный расход окислителя
через форсунки.
Окислитель и горючее из полостей головки поступают внутрь
камеры сгорания через форсунки 9, 10 и 11. Форсунки
предназначены для распыла компонентов топлива.
Все форсунки как горючего, так и окислителя, — центробежные,
шнековые (с завихрителем). Форсунки этого типа дают хорошую
тонкость и широкий конус распыла, а также короткий факел топ-
46
лива, что позволяет уменьшить длину зоны распыливания.
Благодаря большому перепаду давления на форсунках этого типа
повышается устойчивость горения топлива.
Форсунки горючего устанавливаются на внутреннем днище,
форсунки окислителя — на среднем. Для прохода хвостовиков
форсунок окислителя внутреннее днище имеет отверстия. Установка
форсунок в днищах осуществляется путем развальцовки их
хвостовиков.
Жесткость блока плоских днищ обеспечивается постановкой на
хвостовиках форсунок окислителя распорных втулок 7.
Соединение компонентов топлива внутри головки исключается
постановкой припоя в виде шайб толщиной 0,12 мм в местах
соприкосновения поверхностей форсунок и распорных втулок с днищами.
Расположение форсунок (рис. 31) смешанное: шахматное в
центре головки и концентрическое по краям.
Непосредственно у стенки камеры сгорания располагается
периферийный ряд форсунок горючего, установленных на резьбе в
точеном кольце головки. Этот ряд форсунок создает избыток горючего
Условные обозначения.
о Форсунка горючего
8 Форсунка окислителя
Форсунка горючего периферийная
Рис 31. Схема расположения форсунок на головке:
1- кольцо; 2-внутреннее днище; 3 — пластина
47

в пристеночном слое, в результате чего здесь образуются продукты
неполного сгорания топлива с пониженной температурой по
сравнению с ядром потока. Наличие пристеночного слоя газов с
пониженной температурой уменьшает нагрев внутренней оболочки камеры.
Каждая форсунка (рис. 32) состоит из корпуса 1 и
закрепленных в нем завальцовкой сопла 2 и шнека 3. Шнек имеет три захода.
Диаметр сопла форсунки горючего 2,6 мм. Периферийные
форсунки горючего имеют нарезной хвостовик и диаметр сопла 3 мм.
Форсунки окислителя отличаются от форсунок горючего
удлиненным хвостовиком 4 и диаметром сопла, который равен 5 мм.
«-Форсунка горючего- б *Z Форсунки:
Р чего, б -форсунка окислителя; / - коопус- 2
4-хвостовик К°РПУС, 2 -сопло; 3 - шнек;
Всего на головке камеры сгорания установлено: форсунок
окислителя — 252 шт., форсунок горючего — 204 шт. и периферийных
форсунок горючего — 64 шт.
Для предотвращения пульсаций давления в зоне головки к
внутреннему днищу приварены пластины 3 (рис. 31), которые часто
называют антидетонационными перегородкрми. Пластины разбивают
зону подготовки смеси на четыре сектора и предотвращают
развитие детонационных вспышек топлива в процессе работы двигателя.
Камера горения с соплом (нижняя часть камеры)
технологически сварена из трех блоков: цилиндра 7 (рис. 29), насадка 2 и
сопла 4. Каждый блок состоит из внутренней оболочки 1 (рис. 33) и
рубашки 3, между которыми впаяны гофры 2.
Гофр представляет собой промежуточную гофрированную
оболочку. В блоке цилиндра поставлен один гофр, длина которого
примерно равна длине оболочек цилиндра. В насадке и сопле,
имеющих сложную конфигурацию, поставлено несколько гофров
различной длины.
Ребра гофров направлены параллельно оси камеры сгорания,
за исключением района критического сечения, где они расположены
под углом 40° к оси камеры. В районе критического сечения
поверхность оболочек камеры сгорания близка к гиперболоиду вращения,
48
с *
поэтому направление ребер расположенного здесь гофра примерно
совпадает с направлением прямолинейной образующей
гиперболоида вращения. Благодаря наклону ребер гофр увеличивается
скорость движения охлаждающей жидкости, что улучшает
условия охлаждения камеры в наиболее теплонапряженном месте —
критическом сечении.
Сборка блоков и пайка гофров производится следующим
образом. К поверхностям оболочек блоков, соприкасающихся с гофрами,
точечной сваркой на определенных расстояниях закрепляются
кольца припоя (лента толщиной 0,12 мм). Затем внутренняя оболочка
каждого блока вставляется в наружную оболочку (рубашку), и
между ними устанавливаются гофры. Внутренние оболочки блоков
свариваются между собой встык, а рубашки — встык и с помощью
соединительного кольца 3 (рис. 29).
Рис. 33. Поперечное сечение гофра:
/ — внутренняя оболочка; 2 — гофр; 3 — наружная оболочка
(рубашка); 4 — припой
Чтобы обеспечить плотное прилегание оболочек к гофрам, из
межрубашечного пространства выкачивается воздух. Пайка камеры
сгорания производится в печи при температуре 1250° С.
Предварительно нижняя часть камеры помещается в контейнер, заполняемый
защитной^ средой — аргоном.
Толщина внутренней оболочки всех блоков 1 мм, толщина
рубашки цилиндра 3 мм, рубашки насадка 2,5 мм, рубашки
сопла 1 мм. Толщина листа гофров 0,4 мм, высота 2,5 мм.
Скрепление камеры гофрами позволяет делать стенки камеры
тонкими и легкими при достаточной прочности и жесткости
конструкции. Кроме того, облегчается охлаждение камеры сгорания за
счет увеличения коэффициента теплоотдачи от стенок и
охлаждающей жидкости.
В рубашку сопла вваривается коллектор (рис. 34). Внутри
коллектор имеет кольцо жесткости 4 с радиальными отверстиями для
прохода жидкости. Горючее поступает в коллектор по двум
патрубкам 2, а из коллектора в рубашку охлаждения — через отверстия
в рубашке. В патрубках установлены расходные шайбы горючего 1
диаметром —17 мм. Кроме того, на коллекторе имеется патрубок,
к которому приваривается клапан слива.
4 Зак, 00441
49

Сопло замыкается толстостенным неохлаждаемым кольцом 2
(рис. 35). В месте стыка замыкающего кольца с днищем
хвостовой части поставлено асбестовое теплоизоляционное уплотнение.
В передней части камеры сгорания с помощью кронштейнов 8
(рис. 29) приварены четыре втулки 9 для крепления двух рам
двигателя.
На камере сгорания установлены два штуцера 11 для крепления
трубопроводов системы продувки, штуцер 10 для отвода газов в
регулятор тяги, измерительные
штуцера 14, 13 и 12 для замера
давления в камере и полостях
горючего и окислителя головки
при заводских испытаниях.
Рис. 35. Стык сопла с
днищем хвостовой части:
/ — сопло; 2 — замыкающее
кольцо; 3— асбестовое
уплотнение; 4 — днище хвостовой
части
Материалы основных элементов камеры: форсунки, плоские
днища, внутренняя оболочка — сталь 1Х18Н9Т; наружное днище,
кольцо, рубашки цилиндра и насадка — сталь Х22Н6Т; рубашка
сопла — сталь Х22Н6Т или 1Х18Н9Т; материал припоя — сплав Г40НХ
Применяете для изготовления камеры сгорания стали
обладают высокой коррозийной стойкостью и не требуют термической
обработки после сварки.
При хранении, транспортировке и проведении пневмоиспытаний
в сопле камеры сгорания устанавливается заглушка.
Система продувки камеры сгорания
Система продувки камеры сгорания предназначена для
обеспечения надежного выключения двигателя и уменьшения импульса
последействия тяги. При уменьшении импульса последействия тяги
50
Рис. 34. Коллектор:
У — расходная шайба горючего;
2 — патрубок; 3 — коллектор; 4 —
кольцо жесткости; 5 — рубашка
сопла; 6— внутренняя оболочка соп-
уменьшается его разброс, а следовательно, и рассеивание ракеты
по дальности.
К системе продувки относятся: клапан продувки, клапан слива
и трубопроводы. с\
Система продувки (см. пневмосхему, рис. 23) срабатывает при
подаче сжатого воздуха в полость горючего головки камеры
сгорания в момент выключения двигателя. Горючее при этом вытесняется
сжатым воздухом из рубашки охлаждения через клапан слива 21
в выхлопную трубу теплообменника 22. Сжатый воздух подводится
на продувку из шестибаллонной батареи через клапан продувки 157
Одновременно с вытеснением горючего часть воздуха стравливается
через форсунки горючего.
На продувку камеры требуется небольшое количество воздуха,
но при относительно высоком давлении. Чтобы обеспечить
нормальную работу системы продувки без увеличения запаса воздуха на
борту ракеты и без увеличения веса воздушной батареи, один из
воздушных баллонов, связанный трубопроводом с клапаном
продувки, задросселирован. Тогда в предельном случае, при стрельбе
на максимальную дальность и максимальном расходе воздуха на
наддув баков, в задросселированном баллоне остаточное давление
равно 20—30 ати, в то время как в остальных баллонах оно падает
до 7—10 ати. В остальных случаях давление в задросселированном
баллоне будет выше.
Клапан продувки (рис. 36) открывается при выключении
двигателя в полете и АВД.
При срабатывании пиропатрона ДП1, ввинченного в гнездо £,
пороховые газы прорывают мембрану 2 из алюминиевого сплава
(служащую для герметизации) и давят на поршень 5. Под
действием давления пороховых газов срезаются заплечики поршня 5 и
штока 4. Поршень со штоком перемещается и плотно
заклинивается в конусе корпуса 1, открывая проход воздуху от входного
штуцера 3 к выходным штуцерам В и Е. От штуцеров В и Е воздух
подводится по двум трубопроводам в полость горючего головки камеры
сгорания.
Клапан крепится на фланце трубопровода горючего, отходящего
от насоса горючего, при помощи кронштейна.
Клапан слива (рис. 37) срабатывает одновременно с клапаном
продувки от пиропатрона ДП1, ввинченного в гнездо А. Под
действием пороховых газов заплечики штока 2 срезаются,
открывая проход горючему от входного штуцера В к
выходному штуцеру Г, а из него по трубопроводу в
выхлопную трубу.
Клапан не имеет нарезных штуцеров, и шток 2 приваривается
к корпусу 1. Клапан крепится путем приварки штуцера В к
патрубку коллектора.
4* 51

Условно повернуто
Б
Рис. 36. Клапан продувки:
/ — корпус; 2 — мембрана; 3 — входной
штуцер; 4— шток; 5—поршень; Б — гнездо
под пиропатрон; В и £-~ выходные шту-
\ Цера
Рис. 37. Клапан слива:
/ — корпус; 2 — шток; 3 — поршень; 4 —
стакан; А — гнездо под пиропатрон;,
В — входной штуцер; Г — выходной'
штуцер
52
N
§ 9. ТОПЛИВНЫЕ БАКИ
Топливные баки служат для размещения компонентов топлива.
Горючее помещается в переднем баке, окислитель — в заднем баке;
пусковое горючее помещается в трубе, проходящей через бак
окислителя (см. рис. 23).
Баки — несущие, т. е. стенки их являются одновременно и
стенками корпуса ракеты и воспринимают усилия, действующие на
ракету в полете и при наземной эксплуатации.
Заправка баков основными компонентами топлива производится
на технической позиции только при горизонтальном положении
ракеты. При заправке баки полностью не заполняются; остающиеся
воздушные подушки являются компенсаторами теплового
расширения-компонентов топлива при повышении температуры в процессе
хранения заправленной ракеты.
В отличие от объемной заправки, когда в ракету заправляется
всегда один и тот же объем топлива (ракеты 8КП и 8А61), или
весовой заправки, когда в ракету заправляется всегда одно и то же
весовое количество топлива (ракеты на твердом топливе), ракета
8К14 имеет объемно-весовую заправку. Количество заправляемого
в ракету топдива зависит от температуры заправки (см. таблицу
«Заправочные запасы»).
ЗАПРАВОЧНЫЕ ЗАПАСЫ
Температура
АК-27И
ТМ-185-
°с
4
кг '
1 л
кг
-40
1671 '
2849
937
794
-30
1698
2865
953
799
-20
1725
2882
969
805
-10
1752
2898
985
J 810
!
0
1779
2912
1001
815
+ 10
1806
2926
1017
819
+ 15
1820
2933
1025
821
+ 20
1833
2938
11033
823
+ 30
1833
2907
1033
814
+40
1833
2876
1033
805
+ 50
1833
2845
1033
795
Свободный объем бака остается таким, чтобы в случае
повышения в процессе хранения'температуры до +50° С после заправки
давление воздуха в свободном объеме не превышало бы давления
срабатывания сигнализаторов давления (давление срабатывания
сигнализаторов равно 5 ± 0,4 ати\ давление же в воздушных
подушках баков в процессе хранения не превосходит 4,5 ати).
Для заправки необходимого количества компонентов топлива
дренажные трубки установлены не в оболочках баков, а в
дренажных приспособлениях и сделаны выдвижными. Дренажные трубки
проградуированы в градусах. Дренажные приспособления
устанавливаются при заправке в дренажные клапаны, расположенные
53

посредине баков между стабилизаторами П-ЛП лп™
ном положении ракеты дренажные Л„™ п~1^ ('при горизонталь-
Применение объемноРв2ов0ГзаппавКЬи *£Т™ СВбрХу бакОВ>-
дальности стрельбы, так как в этом ™- Р ДИТ К Увеличен™
правляемого в баки топлива 6oJ°I У 6 ВеС0В-0е количество за-
(В случае объемной заправки объТм Тип?" 0<Ы"*0* Заправке'
любой температуре заправки L?Т Управляемого топлива при
ему при температуре -40° С Т±°Ы од-инак°*ьш и близким к объ-
чением температуры заправки VMP * РаВЛЯеМ0Г0 топлива с Увели-
ния его удельного веса ) Уменьшался оы вследствие уменьше-
Пусковым горючим ракета чяпп^пол „
жении на стартовой позиции^ переДР пусКОМ Так\РТИКаЛЬН0М П0Л0"
ным горючим ТМ-185 и nvcKnR«J/J JrLKaK междУ оств-
делительные устройства (мембранаи^рТ Г"°2 0ТСутствУ™ Раз-
вым горючим осуществляется „Дпп Р-)' запРавка Ра*еты пуско-
ТМ-185. Опыты м^^^™"?***™***** его под слой
исходит смешивания компонентов та'■ KaJ™™ ^ ЭТ°М Не пр°"
горючего больше на 0 05 гГи*' ™Л™ УДельныи вес пускового
пературах эксплуатации ptJruZГ ,ВеСа TJ^J?5 При ВСех тем"
Ттг = 0,8965, Ттм=0,8468;Рпри ,iP+50°r~vt° C У»Д6ЛЬНЫЙ вес
= 0,8165, y =0 7698^ R „/ - Удельный вес Ттг =
нек„Тор„;^емеГ=?„и! :Г„Ь„™1М™Го3а"РГКИ "Р°"С;°ДИТ
ГтрТоГзГ, ГОР№ГО б-ьШе0^мГГрУав°е6„Т5 Г^ГоГ
ТМ-185 больше, чем на 2?С превышает температуру
Бак горючего
BaTf ри ДТ бЗКа ГОрючего J132 л-
ЩУю из^с10Вр^ —
штампованных эллипсоидальных ДшшТ? /оПереднего и заД*его)
задней юбки /5. Толщина ofi^L Щ И {?' пеРеДней юбки 3 и
сталь 1Х21Н5Т не Sp«Lt ' ДНИЩ и юбок 2 **; материал -
^обработки после ^
вает возможность хран?ни?^пп ' Э™Й Марки стали обеспета-
Упрощает технологи?пГоизводстТа 6НН°Й РаКе™ И зна™ьно
™ 7 йбГ Z-oSS^r- ф^ТпаГ * 5™-»™- Шпангоу-
ного профиля (сварен изTvx'z обпяТ уСИЛенный-П"обРаз-
в месте его крепления пй?»егвш^И ШПан™утов), так как
Даж траверсы. Шпангоуты ZStTb?^ ™ Распола^ется бан-
л К наружной поверхностиcSe*TJ ДЛЯ Уменьше™я веса.
били? горов II—IV приварены £к ДВуХ СТОрон в носкости ста-
труб. вводов и обтекателей КяЙпШКИ» ДЛЯ кРепле™я кабелей,
6ЛеИ- Кабельный ствол (рис. 39) располо-
£ I
55

жен со стороны стабилизатора II; ствол трубопроводов (рис. 40)
расположен со стороны стабилизатора IV.
В заднюю обечайку между стабилизаторами II—III вварено
основание корпуса дренажного клапана 8 (рис. 38), а между
стабилизаторами III—IV — основание корпуса заправочного клапана 10.
К передней юбке
приклепаны: стыковочный
передний шпангоут 2, три
кронштейна для крепления гиро-
платы и два диаметрально
расположенных фитинга 1.
Шпангоут 2 имеет бобышки,
в которые ввинчено
шестнадцать шпилек и два штифта
для стыковки с приборным
отсеком (см. рис. 14).
Фитинги изготовлены из
алюминиевого сплава АК-6 и
имеют нарезные отверстия
для фиксации ракеты во
время транспортировки. Передняя юбка имеет, кроме того, два
окна 17 (рис. 38) для ввода кабелей и трубопроводов.
К задней юбке приклепан стыковочный задний шпангоут 14. На
шпангоуте 14 установлены два штифта и приварены двадцать
четыре обоймы с плавающими гайками под стыковочные болты (рис. 41).
Рис. 39. Кабельный ствол:
/ — обтекатель; 2 — скоба; 3 — кабели;
лянное волокно; 5 — бобышка
- стек-
Рис. 40. Ствол трубопроводов:
/ — оак; 2 — асбестовая прокладка; з —
скоба; 4 — трубопровод системы
задействования ампульных батарей; 5 —
винт; 6— трубопровод системы наддува;
7 — хомуг 5—обтекатель; 9—бобышка
Рис. 41. Узлы стыковки баков:
/ — бак горючего; 2 — штифт; 3 — бак
окислителя; 4 — болт; 5 — обойма
56
На переднем днище бака горючего (рис. 42) закрепляются
сигнализаторы давления СД2а 1 и СД26 3 и блок пускового (ВП2) 4 и
отсечного (ОП1) 6 клапанов.
К заднему днищу бака (рис. 43) приварены патрубок 2 для
крепления сильфона трубы пускового горючего, а также патрубок 1 и
Рис. 42. Бак горючего (вид спереди):
/-сигнализатор давления СД2а; 2 - кронштейн; 3 -сигнализатор Ы™?™^^
4-пусковой клапан ВП2; 5 - труба наддува; 6 - отсечной клапан ОШ, 7 переднее
днище; 8, 9 и Я? — кронштейны для крепления гироплаты
штуцер 3, используемые при изготовлении бака. Патрубок
закрывается крышкой, а штуцер заглушкой. Изнутри к заднему днищу
приварен воронкогаситель 13 (рис. 38), обеспечивающий надежный
забор горючего из бака.
Конструкция заправочного и дренажного клапанов бака
благодаря наличию сухарных соединений обеспечивает быструю
установку и снятие заправочных приспособлений.
57

///
Рис. 43. Бак горючего (вид сзади):
1 — патрубок с крышкой; 2— патрубок крепления трубы пускового горючего; 3 —штуцер
Заправочный клапан бака изображен на рис. 44 в закрытом
положении. Герметичность клапана обеспечивается наличием
фторопластовых колец между ввинтным поршнем 6 и корпусом 5
клапана, а также между заглушкой 1 и корпусом. Заглушка 1
ввинчивается в опору 2?которая удерживается от выпадения из корпуса 5
клапана тремя сухарями б, расположенными под углом 120°
относительно друг друга.
При заправке ракеты топливом специальным ключом
поворачивают заглушку 1 против часовой стрелки. Заглушка вначале
вывинчивается из опоры 2, а затем вместе с опорой поворачивается до
упора сухаря б в штифт 9. Сухари б выходят из зацепления с
корпусом 5 клапана, и опора вместе с заглушкой снимается. На их место
ставится заправочное приспособление (также на сухарном зацеп-
58
лении), ключом которого ввинчивают поршень 6 до упора в
пружинное кольцо 7, вращая против часовой стрелки, так как
поршень имеет левую резьбу. Горючее проходит через образовавшуюся
между поршнем и корпусом
щель и вырез в корпуса
в стакан 4, а оттуда через
вырезы а в бак.
Стакан 4 служит для
уменьшения остатков
горючего в баке при сливе.
По окончании заправки
поршень вывинчивается до
обеспечения герметичности,
приспособление снимается и
на его место ставится опора
с заглушкой.
В дренажном клапане
(рис. 45) поршень 3
крепится к опоре 6 с помощью
оси 4. При закрытом
положении клапана поршень
плотно прижимается к кор-
горю-
Рис. 44. Заправочный клапан бака
чего:
L-H-3T^pVc^=L;57^m^; КЩ-_ пусУ"2 СВОвй ОПОРОЙ 6, а ПО-
жиншр кольцо; 8 — прокладка; У — штифт, оттлпиасг Л7яРПЖИИЯетСЯ
- ста-
7^о^^оР^ТТ-ГЛГ^е-^,и следняя удерживается
для прохода горючего; б — сухарь

гайкой 7, ввинченной в корпус.
Для открытия
клапана опору 1 с заглушкой 13
снимают (аналогично
заправочному 'клапану) и
на их место ставят
дренажное приспособление.
Ключом дренажного
приспособления гайка 7
вывинчивается вместе с
опорой 6 и тюршнем 3 до
упора в дренажное
приспособление. Поршень
удерживается в это время от
поворота на оси заводной
пружиной 14. Далее
выдвижная дренажная
трубка приспособления
поворачивает поршень вокруг
оси и входит в бак,
обеспечивая дренаж воздуха
и горючего.
Рис. 45. Дренажный клапан бака горючего:
1 - опора заглушки; 2— корпус клапана; 3- поршень;
4 -ось поршня; 5 - втулка; 6 - опора поршня,
7 - ?айка; 8- прокладка; 9 - штифт; 10 -
контргайка- 11 - бак; 12 - основание корпуса; 13 - заглушка,
14 — пружина (заводная)
59

По окончании заправки дренажная трубка вынимается из бака
и поршень пружиной поджимается к своей опоре, ключом
приспособления гайка 7 вместе с поршнем ввинчивается до обеспечения
герметичности, снимается дренажное приспособление и ставится
на место опора 1 с заглушкой.
Для повышения надежности при работе с клапаном опора /
имеет четыре отверстия под сосковый ключ.
Бак окислителя
Полный объем бака окислителя 1913 л.
Бак окислителя (рис. 46) представляет собой сварную
конструкцию из листовой стали 1Х21Н5Т, состоящую из четырех обечаек 3,
двух эллипсоидальных штампованных днищ 2 и 15, передней
юбки 1, задней юбки 9 и тоннельной трубы 7. Толщина обечаек, юбок
и днищ 2 мм.
Обечайки подкреплены изнутри четырьмя шпангоутами 6 Z-об-
разного профиля, имеющими отверстия для уменьшения веса. В
одну из обечаек между стабилизаторами II—III вварено основание
корпуса дренажного клапана 4, а в другую между стабилизаторами
I—II — основание корпуса заправочного клапана 17. Дренажный и
заправочный клапаны бака окислителя имеют конструкцию,
аналогичную клапанам бака горючего, и отличаются от них лишь
присоединительными размерами деталей.
К наружной поверхности бака с двух сторон в плоскости
стабилизаторов II—IV приварены бобышки 18 для крепления
кабельного ствола и ствола трубопроводов с обтекателями (см. рис. 39
и 40).
К передней юбке 1 (рис. 46) приклепан стыковочный
шпангоут 20 для стыковки с баком горючего. Юбка имеет два окна 21 для
ввода кабелей и трубопроводов, закрываемых обтекателями, и
четыре люка для доступа к арматуре межбакового пространства и
производства стыковочных работ, закрываемых крышками 19 с не-
выпадающими винтами. Для устойчивости передняя юбка снабжена
набором из восьми стрингеров, компенсирующим вырезы под люки.
На передней юбке устанавливаются (рис. 47): два
сигнализатора давления 5 трубы наддува (СД1а и СД16), два
сигнализатора давления 10 бака окислителя (СДЗа и СДЗб, на рис. 47
расположены за СД1а и СДЗа) и блок аварийных клапанов АП1 2 и
АПЗ /.
На переднем днище устанавливается блок пускового (ВПЗ) 3
и отсечного (ОП2/ 6 клапанов. В центре днища имеется
отбортованное отверстие, в которое устанавливается тоннельная труба.
Отверстие подкреплено приваренной к днищу накладкой 14. К
накладке приварены два кронштейна, к которым крепится болтами 13
хомут 12 для установки трубы пускового горючего 8.
К задней ¥ .с ) (рис. 46) бака приклепан задний стыковочный
шпангоут 14. Шпангоут имеет шестнадцать отверстий под болты
60

Рис. 47. Бак окислителя (вид спереди):
/ — аварийный клапан АПЗ; 2 — аварийный клапан АШ; 3 — пусковой клапан ВПЗ;
4 — труба наддува; 5 — сигнализаторы давления СД1а и СД16; 6 — отсечной клапан
ОП2; 7 — кронштейн; 8 — труба пускового горючего; 9 — переднее днище; 10 —
сигнализаторы давления СДЗа и СДЗб; 11— кронштейн; 12— хомут; 13— болт; 14— накладка
для стыковки с корпусом
хвостовой части ракеты, против
которых приварены обоймы с
«плавающими» гайками (рис. 48).
На шпангоуте закреплены
также гайками три центрующих
штифта.
Кроме того, к задней юбке
приклепаны четыре фитинга 13
(рис. 46) из алюминиевого
сплава АК-6. Фитинги имеют
нарезные отверстия, предназначенные
для фиксации ракеты при
транспортировке и постановки болтов
ветрового крепления ракеты.
Рис. 48. Узел стыка бака
окислителя с корпусом хвостовой части
ракеты:
/ — задний с явочный шпангоут бака
окислителя; i- стыковочный шпангоут
хвостовой Чс .ти ракеты; 3 —-
стыковочный болт; 4 — обойма
62
Задняя юбка имеет два окна для ввода кабелей и
трубопроводов, закрываемых обтекателями. На юбке устанавливается
аварийный клапан АП2 1 (рис. 49) бака горючего.
На заднем днище имеется отбортованное отверстие,
подкрепленное накладкой с кронштейнами и хомутом 5 для установки
тоннельной трубы и трубы пускового горючего.
Рис. 49. Бак окислителя (вид сзади)':
1 - аварийный клапан АП2; 2 - заднее днище; 3 - шттоер:* -труб" окислителя; 5-
хомут; 6 — труба наддува; 7 — крышка люка
Условия компоновки двигателя не позволили разместить
отверстие для трубы окислителя в центре заднего днища а изгиб труоы
(для подвода окислителя к ТНА) - снаружи бака. Поэтому
отверстие для трубы окислителя 4 смещено относительно центра днища.
Чтобы при этом не увеличивались остатки окислителя в баке,
изнутри к днищу приваривается изогнутый к центру заборник : IV
(рис. 46); заборник имеет в верхней части отверстие диаметром
63

3 мм (сеч. Д-Д). Соосно с отверстием к заборнику приварен
стакан 16.
При заправке ракета находится в горизонтальном положении и
в заборнике 10 остается воздушная подушка. При постановке
ракеты в ' вертикальное положение воздух выходит из заборника
в верхнюю воздушную подушку бака через отверстие в заборнике
диаметром 3 мм. Во время работы
двигателя при понижении уровня окислителя
ниже стакана в стакане остается окислитель,
так как его расход через отверстие в
заборнике весьма мал. Остающийся в заборнике
окислитель создает гидравлический замок,
препятствующий попаданию воздуха в за-
борник. Благодаря такому устройству
заборника обеспечивается надежная подача
окислителя в камеру сгорания как в
начале, так и в конце работы
двигателя при минимальных остатках
окислителя в баке.
К заборнику 10 снаружи приваривается
фланец для стыковки бака окислителя
с сильфоном (рис. 50).
На заднем днище имеется
технологический люк, используемый при сварке
замыкающего шва бака, и штуцер 3 (рис. 49),
служащий для замера полного объема бака.
Люк закрывается крышкой 7, а штуцер
заглушкой.
Внутри бака проходит тоннельная
труба 7 (рис. 46), служащая для
размещения трубы пускового горючего.
Тоннельная труба имеет зиги я, которые
повышают ее устойчивость. Кроме того,
тоннельная труба имеет сильфон 5,
являющийся компенсатором деформаций бака
Рис. 50. Узел стыка бака при работе.
окислителя и сильфона: т-т
/-заборнике-фланец за- п Посредине тоннельная труба (вид по
борника; 3 — прокладка; Б-Б) С ПОМОЩЬЮ XOMVTa 5 И феОМЫ 23 Кре-
4 — фланец сильфона; 5 — v ^
сильфон; 6- фланец; 7-пу- ПИТСЯ К ОДНОМу ИЗ Z-ОбраЗНЫХ ШПаНГОуТОВ
сковой клапан горючего; 8— бякя
прокладка; 9 — фильтр u<ij\d.
Труба пускового горючего
Труба г"тг/«Звого горючего служит для соединения бака
горючего с ТН/ j одновременно является емкостью пускового горючего.
Материал трубы--сталь 1Х21Н5Т; емкость трубы 32 л.
64
1
2 <&
О, А
О ^
О
о
>>
с
<я
\о
>v
Си
Н
т*
ю
и
S
а
о
>>
Ш
|
ы
о
о
о.
сз
^
1
•6-л
А С
О
pa
о ..
а о
о и
>> <v
С V
~ у
►Д о.
^ Q
>> U,
СЗ
м
я
н
н9
>>р.
§ 2
о и
>
<L^°
1
1
0<О
й о
О О)
М 3*
>>2
Ь»
S
65
5 Зак. 00441
'\

Труба (рис. 51) представляет собой сварную конструкцию,
состоящую из двух армированных наружными кольцами сильфонов /
и 5, двух конусов 2 и 4 и двух патрубков 3 и 6. Армирование
сильфонов кольцами исключает разрыв их при гидравлических ударах,
возникающих в трубе в момент отсечки горючего.
Труба пускового горючего закрепляется в тоннельной трубе бака
окислителя двумя хомутами. Хомуты установлены на обоих днищах
бака с помощью кронштейнов, приваренных к накладкам днищ.
С пусковым клапаном горючего труба стыкуется при помощи
фланца 7. С баком горючего труба соединяется при помощи
фланца 1 (рис. 52), упором для которого служат два полукольца 2}
опирающиеся на буртик сильфона 4.
§ 10. СИСТЕМА НАДДУВА И СБРОСА ДАВЛЕНИЯ БАКОВ
При работе двигательной установки топлизные баки наддуваются
сжатым воздухом до давления, не превосходящего 6 ати} Наддув
топливных баков необходим для обеспечения бескавитационной
работы насосов, а также для увеличения прочности баков.
Топливные баки являются тонкостенными оболочками, которые
хорошо выдерживают внутренние нагрузки и быстро теряют
устойчивость (меняют форму) под действием наружного давления и
осевых сжимающих сил. Поскольку баки являются несущими, то
в полете они нагружаются осевыми сжимающими силами (силой
лобового сопротивления воздуха, силой тяги и силой инерции) и
силами наружного давления воздуха. Поэтому при отсутствии
наддува во время работы двигателя и по мере расхода топлива в
баках создавалось бы разрежение и они быстро теряли бы
устойчивость.
Необходимый для наддува баков запас воздуха размещается на
борту ракеты в шестибаллонной батарее при давлении 200 ати. Для
понижения давления воздуха, выходящего из батареи наддува, до
требуемого (7,4 ати) служит редуктор давления.
Особенностью системы наддува ракеты 8К14 является
предварительный подогрев воздуха, поступающего в баки. Цель
подогрева— уменьшить запас воздуха на борту ракеты и вес батареи.
Воздух нагревается в теплообменнике отработанными газами,
выходящими из турбины. Через 15—-20 сек после начала работы
двигателя теплообменник выходит на устойчивый режим работы,
осуществляя подогрев воздуха до температуры ~100° С. Однако
вследствие потерь тепла в бак горючего воздух поступает при
температуре + 20° С, а в бак окислителя — при температуре +45° С.
Бак окислителя наддувается до конца работы двигателя.
•Наддув бака горючего прекращается через 27 сек после начала
работы двигателя, а далее происходит расширение имеющегося
в баке за ^а воздуха. Однако остаточного давления воздуха в баке
горючег сказывается достаточным для прочности бака и
обеспечения бескавитационной работы насоса горючего (на стенки бака
66
гооючего действуют меньшие инерционные нагрузки чем на бак
^лителяД и выше гидростатическое Д^ние ^^
Это дало возможность сократить запас воздуха на борту ракеты.
Хара^ давления в баках представлен на рис. 53,
Цати
6 -
5 •
\ ' "
г-
1
10 20 30 40 50 60 70 Т>е/г
Рис. 53. Давление наддува в баках окислителя и горючего :
Необходимо отметить, что изменение давления в баках
практически не оказывает влияния на тяговые характеристики двигателя,
так как система подачи топлива имеет регулирующие элементы
(регулятор тяги и стабилизатор давления).
Для пропуска воздуха в баки и прекращения их наддува служат
реле .давления, пусковые и отсечные клапаны системы наддува.
Сброс давления из баков при АВД и перекрытие магистралей
сброса давления производятся с помощью аварийных клапанов.
Агрегаты системы наддува размещены в корпусе хвостовой
части и топливном отсеке. В корпусе хвостовой части размещаются
(рис. 54): шестибаллонная батарея наддува, электропневмокла-
пан 7, пусковой клапан ВП1 батареи наддува и редуктор
давления 3. В топливном отсеке (см. рис. 42, 47 и 49) размещаются:
пусковые клапаны ВП2 и ВГО, отсечные клапаны ОП1 и ОП2,
аварийные клапаны АП1, АП2 и АПЗ, сигнализаторы давления СД1
(а и б), СД2 (а и б) и СДЗ (а и б).
Батарея наддува
Батарея наддува состоит из шести воздушных баллонов
емкостью по 10,5±0,5 л. Каждый баллон (рис. 55) сварен из цилиндра 1
и двух полушарий 2. Материал баллонов — сталь 25ХГСА.
К полушариям 2 приварены штуцера 3. К одному из штуцеров
присоединяется магистральный трубопровод; другой штуцер
используется для технологических целей (в задросселированном
баллоне к нему присоединяется трубопровод продувки камеры
сгорания).
Бак окислителя
5*
67"

к 5
ш
га
- га
а « о
&0
w S
о
со
ХО
I
I !
S ^
2 И ffl
со и ,
CU (1) '
а, ^^
о ^
5 з
К
\ Рис. 55. Воздушный баллон:
\ / — цилиндр; 2 — полушария; 3 — штуцера; 4 — бобышка
Бобышка 4 служит для фиксации баллона в кронштейнах
корпуса хвостовой части ракеты. Баллоны крепятся на кронштейнах
и накладках корпуса хвостовой части лентами (рис. 56).
Заправка баллонов сжатым воз- ч
духом производится на технической
позиции от системы предстартового
обслуживания (СПО) пусковой
установки ' через обратный
клапан 27 (рис. 23) колодки разъема.
Для уменьшения толщины
стенок и веса баллонов последние
заправляются с таким расчетом
(см. таблицу «Давление заправки
баллонов»), чтобы при повышении
температуры в процессе хранения
давление воздуха в них не
превышало 200+10 ати. Дозаправка
баллонов воздухом до давления
200+10 ати ПРОИЗВОДИТСЯ ОТ СПО Рис- 56. Крепление баллонов в
непосредственно перед пуском ра- К0РпУсе хвостовой части ракеты:
^•лгрт | 1 ~~ баллон; 2 — корпус хвостовой части
КС1Ь1, ракеты; 3 — лента
ДАВЛЕНИЕ ЗАПРАВКИ БАЛЛОНОВ
Температура окружающего
воздуха, °С
Давление заправки
баллонов СПО, ати
Давление заправки
баллонов ракеты, ати
_40 ч- —30
270
-20
120+ю
__30 -г —20
290
20
—20 4- 0
320
-20
140+ю
0 -f- +50
360
160+ю
§9

Электропневмоклапан
и-.
Электропневмоклапан (рис. 57) предназначен для заправки и
стравливания давления из воздушных баллонов.
К штуцеру 6 клапана воздух подводится от СПО через
нормально открытый обратный клапан 27 (рис. 23); штуцер 10 (рис. 57)
соединяется с батареей наддува.
При обесточенном электромагните и отсутствии давления в
батарее наддува разгрузочный клапан 3 пружиной 8 прижат к
верхнему седлу, а главный клапан 5
пружиной 9 — к своему седлу, перекрывая
входной штуцер 6. При наличии давления
в батарее наддува электропневмоклапан
самозапирается, так как на главный
клапан и разгрузочный клапан, помимо
усилий пружин, действуют силы давления
сжатого воздуха. Сжатый воздух
поступает из шестибаллонной батареи в
полость разгрузочного клапана по каналу в,
а оттуда в полость главного клапана по
каналу б, плотно прижимая оба клапана
к седлам.
Для заправки шестибаллонной
батареи ракеты сжатым воздухом подается
напряжение на электромагнит клапана
(кнопкой ЭПК на пульте СПО). Якорь
электромагнита, притягиваясь к ярму,
давит на шток и прижимает
разгрузочный клапан к нижнему седлу. Полость
главного клапана при этом сообщается
через канал б в корпусе клапана и
отверстия а в корпусе электромагнита с
атмосферой. Сжатый воздух, подаваемый из
баллонов СПО в штуцер 6, давит на
главный клапан 5, открывая его, и
проходит через штуцер 10 в баллоны ракеты.
При прекращении заправки снимается
напряжение с электромагнита и
разгрузочный клапан 3 прижимается
пружиной 8 к верхнему седлу, разобщая
полость главного клапана с атмосферой.
Сжатый воздух поступает по каналам в и б в полость главного
клапана. Действие сил давления воздуха на главный клапан
уравновешивается, и под действием пружины 9 клапан закрывается.
Заправку воздухом баллонов ракеты можно производить
вначале без включения электромагнита. В момент, когда перепада
давления недостаточно длг лаиия пружины 9 главного клапана,
подается напряжение на 5ПК.
Рис, 57.

Электропневмоклапан:
1 — электромагнит; 2 — шток;
3 — разгрузочный клацан; 4 —
корпус; 5— главный клапан; 6 —
входной штуцер; 7 — седло;
Я и 9 — пружины; 10 — штуцер;
а — отверстие; бив — каналы
70
Для стравливания воздуха из батареи наддува также подается
напряжение на электромагнит клапана. Якорь электромагнита
давит на шток 2, прижимая разгрузочный клапан к нижнему седлу.
При этом сжатый воздух стравливается из полости главного
клапана 'по каналу б и
отверстиям а корпуса
электромагнита в атмосферу,
разгружая главный клапан. Под
действием сил давления
сжатого воздуха на
закраины главного клапана
последний открывается, сжимая
пружину 9. Воздух начинает
стравливаться из батареи в
атмосферу через штуцер 6,
обратный клапан колодки
разъема и запорно-дренаж-
ный вентиль СПО (см.
рис. 23, поз. 56).
При снятии напряжения
с ЭПК разгрузочный клапан
своей пружиной
прижимается к верхнему седлу,
разобщая полости . клапанов с
атмосферой. В полости
клапанов вновь поступает
сжатый воздух, обеспечивая
плотное закрытие клапана.
Пусковой клапан батареи
наддува (ВШ)
Рис. 58. Пусковой клапан батареи
наддува (ВШ):
/-входной штуцер; 2!- выходно й шт^З-
шток; 4 — поршень; 5 - стакан,
Пусковой клапан батареи
наддува (рис. 58)
предназначен для пропуска воздуха из
.батареи наддува к редуктору —- -
давления и к магистрали
наддува баков.
При пуске двигателя на пиропатрон ДП1 (на рис. 58 вместо
пиропатрона поставлена технологическая заглушка 6) подается
напряжение. Под действием давления образовавшихся при
срабатывании пиропатрона пороховых газов на поршень 4 срезаются
заплечики штока 3. Шток перемещается и своей конической
поверхностью заклинивается в корпусе клапана, пропуская воздух из
батареи наддува через штуцер 1 в выходной штуцер 2 к редуктору
давления.
71
\ \

Редуктор давления
Редуктор давления служит для понижения (редуцирования)
высокого давления воздуха, поступающего из батареи наддува, до
рабочего й поддержания этого рабочего давления в заданных пре-#
делах в течение всего времени работы двигателя.
Рабочее давление на выходе из редуктора составляет 7,4^о,'з сети
при изменении высокого давления в батарее наддува в пределах от
210 до 20 ати. Указанное рабочее давление обеспечивается
редуктором во всем диапазоне эксплуатационных температур
(_40-f-+50°C).
Редуктор давления относится к типу редукторов обратного
действия, так как при понижении высокого давления клапан редуктора
открывается и площадь дросселирующего отверстия возрастает
(равнодействующая сил высокого давления на клапан направлена
в сторону закрытия клапана). Принцип действия редуктора
основан на явлении дросселирования (мятия) газа при протекании его
через проходное отверстие малой площади, сопровождающемся
падением давления газа.
Редуктор давления (рис. 59) состоит из собственно редуктора,
мультипликатора 8, фильтра / и предохранительного клапана 13.
В корпусе редуктора установлен плунжер 10 с клапаном 15.
Плунжер связан с тарелью 2 сильфона, подпирающейся
главной пружиной 5. Величина дросселирующего зазора а
(кольцевой зазор между клапаном 15 и корпусом) зависит от положения
плунж-ера.
При отсутствии расхода воздуха через редуктор на плунжер
действуют только силы двух пружин — главной 5 и
вспомогательной 14. Результирующая сила двух пружин прижимает тарель
с плунжером к корпусу редуктора, клапан максимально открыт, и
дросселирующий зазор будет наибольшим.
Сжатый воздух из батареи наддува поступает через фильтр 1
в полость высокого давления А редуктора. Из полости высокого
давления воздух поступает через дросселирующий зазор а в
полость рабочего давления Б и далее в выходной штуцер полости.
Кроме того, из полости Б воздух по трубке 11 попадает во вторую
полость рабочего давления В. Следовательно, в момент пуска и
в процессе работы на плунжер кроме сил двух пружин, будут
действовать силы высокого v " бочего давления воздуха.
В полости высокого деления А воздух воздействует на
закраины плунжера диаметром 20 мм и через отверстие в корпусе 9
редуктора диаметром 19,85 мм на клапан 15 плунжера. Из-за
разницы этих диаметров (а следовательно, и площадей)
результирующая сил высокого давления будет действовать на плунжер в на-
правлении4закрытия клапана.
Силы рабочего давления, обусловленные давлением воздуха
в полости В на тарель сильфона, также действуют в направлении
закрытия клапана.
72

Поэтому с началом работы редуктора под действием сил
давления воздуха на плунжер клапан начнет прикрываться до тех пор,
пока силы давления воздуха не уравновесятся силой главной
пружины. При правильной настройке редуктора (за счет поджатия
главной пружины регулирующим винтом 4) между клапаном и
корпусом установится дросселирующий зазор, обеспечивающий
заданное значение рабочего давления.
В процессе работы редуктора высокое давление падает
(происходит расход воздуха из батареи наддува), и результирующая
сил высокого давления, стремящаяся прикрыть клапан,
уменьшается. В силу этого клапан под действием главной пружины будет
открываться, увеличивая размеры дросселирующего отверстия.
Таким образом, размер дросселирующего отверстия по мере
расхода воздуха из батареи наддува и уменьшения высокого давления
будет возрастать и устанавливаться таким, чтобы рабочее давление
оставалось в заданных пределах.
На стабильность работы редуктора большое влияние оказывают
силы рабочего давления, действующие на тарель. При увеличении
расхода воздуха за редуктором рабочее давление в полостях Б и В
упадет и силы, действующие на тарель, уменьшатся. 3fb приведет
к увеличению дросселирующего зазора и последующему
увеличению рабочего давления. При уменьшении расхода воздуха за
редуктором рабочее давление начнет возрастать, сжимая тарелью
главную пружину. Вместе с тарелью переместится плунжер с
клапаном, и дросселирующее отверстие приведет к понижению
рабочего давления.
В целях устранения резонансных колебаний плунжера, а также
попадания твердых частиц в зазор между плунжером и корпусом,
которые могут вызвать заклинивание плунжера, на редукторе
установлен мультипликатор. Полость мультипликатора Г, кольцевая
проточка плунжера Д и соединяющий их трубопровод заполняются
смазкой ЦИАТИМ-221. Благодаря наличию на поршне
мультипликатора упора 7 давление смазки в полости мультипликатора
оказывается большим, чем давление воздуха в полости А редуктора (за
счет уменьшения площади поршня на величину площади упора 7).
Поэтому смазка может вых^маться из полости Д в полость А по
зазору между плунжером W корпусом редуктора, исключая
попадание твердых частиц в ? /зазор.
Для устранения колебаний плунжера в кольцевой проточке Д
установлены два полукольца 6, разделяющие проточку на две
полости. При движении плунжера смазка вытесняется по зазору
между плунжером и полукольцами из одной полости в другую,
тормозя движение Плунжера и устраняя его колебания.
Фильтр предназначен для фильтрации поступающего в редуктор
воздуха. Он прессуется из бронзовой гранулированной дроби."
Предохранительный клапан служит для стравливания воздуха,
если рабочее давление превысит 10,5 ± 0,5 ати.
74
Так как давление наддува баков практически не оказывает
влияния на тяговые характеристики двигателя, а также ввиду вы-
сокой_нддежности редуктора настройку и поверку настройки
редуктора в войсках не производят.
Теплообменник
Теплообменник (рис. 60) служит для отвода газов из
выхлопного патрубка турбонасосного агрегата и для подогрева
редуцированного воздуха, идущего на наддув топливных баков.
Теплообменник'торцом трубы 1 приварен к выхлопному
патрубку корпуса турбины, а коллектором 5 — к кронштейну камеры
сгорания.
Отработанные газы проходят внутри трубы 1 диаметром 100 мм,
отдавая часть тепла стенке трубы, прорывают мембрану 8 и
отводятся в атмосферу. При этом создается дополнительная тяга
порядка ПО кг.
Воздух для наддува баков поступает через штуцер 9, проходит
между трубой 1 и рубашкой 2, нагревается и выходит через
штуцер 10.
Мембрана 8 служит для герметизации двигательной установки
в процессе хранения. Материал мембраны — алюминиевый сплав
АД1М. Мембрана имеет круглую насечку, по которой прорывается
при давлении 4 ± 2 ати.
Теплообменник имеет два штуцера 6, к которым привариваются
трубопроводы для отвода в атмосферу компонентов топлива,
просочившихся за уплотнения насосов ТНА. Трубопроводы крепятся
к хомутам 3 и 4 теплообменника. Кроме того, к трубе /
теплообменника приварен штуцер для крепления трубопровода горючего
системы продувки камеры сгорания.
Блок пускового и отсечного клапанов баков
.Блок пускового и отсечного клапанов бака горючего (ВП2 и
ОШ) и блок пускового и отсечного клапанов бака окислителя
(ВПЗ и ОП2) устроены аналогично (рис. 61). Отличие состоит лишь
в том, что штуцер 6 пускового клапана бака горючего заглушён, а
этот же штуцер бака окислителя соединяется трубопроводом с
блоком аварийных клапанов (АП1 и АПЗ).
Блок пускового и отсечного клапанов предназначается для
сообщения магистрали наддува с баком при работе двигателя и
разобщения их при выключении двигателя.
Пусковой и отсечной клапаны соединяются между собой гайкой
9. Пусковой клапан патрубком 7 присоединяется к фланцу бака 21.
Штуцер 11 отсечного клапана соединяется с трубой наддува 10.
В переходниках 1 и 12 пускового и отсечного клапанов
устанавливаются пиропатроны (на рис. 61 вместо пиропатронов показаны
технологические заглушки). Кроме того, в переходнике 1 пускового
75

i'6
Рис. 61. Блок пускового и отсечного клапанов баков-
flic* Ul. j-»«aur\ 11 j \^i\\jxjy~n ^ ii ^*^~ _
/—переходник; 2 — стопорный винт; 3 — гайка; 4 — корпус пускового клапана; S — нож;
6 — штуцер; 7 — патрубок; 8 — мембрана; 9 — гайка; 10 — труба наддува; 11 — штуцер; 12 —
переходник; 13 — стопорный винт; 14 — гайка; 15— шток; 16 — клапан; 17 — корпус отсечного
клапана; 18 — шток; 19 — стержень; 20 — стакан; 2/ — фланец бака
клапана установлен шток 18 с заплечиками, который крепится
гайкой 3, стопорящейся винтом 2\ на штоке закреплен нож 5 для
срезания мембраны 8. В переходнике 12 отсечного клапана аналогично
установлен шток 15\ на штоке закреплен клапан 16.
Стержень 19 служит для сохранения объема пороховых газов
(следовательно, и давления) в заданных пределах в момент
срабатывания пиропатрона.
До запуска двигателя отсечной клапан открыт, а пусковой
закрыт. Перекрытие магистрали наддува осуществляется
мембраной 8, изготовленной из алюминиевого сплава АД1М. Мембрана
пускового клапана бака окислителя покрыта фторопластом-3
марки СК.
При запуске двигателя на контакты пиропатрона пускового
клапана подается постоянный ток напряжением 27 в. Пиропатрон
срабатывает, и под действием давления пороховых газов заплечики
штока 18 срезаются. Шток перемещается и своей конической частью
заклинивается в переходнике 1. Одновременно ножом 5,
соединенным со штоком, срезается мембрана 8. Сжатый воздух поступает
77

из трубы наддува 10 через отверстия в ноже клапана и
патрубок 7 в бак.
Для исключения прямого удара газов в зеркало жидкости и
вспенивания жидкости патрубок 7 заканчивается стаканом 20 с
радиальными отверстиями.
Для прекращения подачи воздуха в бак напряжение
постоянного тока подается на пиропатрон отсечного клапана. Давлением
пороховых газов, образовавшихся после срабатывания
пиропатрона, срезаются заплечики штока 15. Шток перемещается, и клапан 16
своей сферической поверхностью заклинивается в корпусе
отсечного клапана 17, закрывая доступ воздуху в бак.
Отсечной клапан ОП1 бака горючего срабатывает на 27
сея'полета, а отсечной клапан ОП2 бака окислителя — при выключении
двигателя.
Особенностью устройства пускового клапана является наличие
мембраны, срезающейся ножом. Такая конструкция исключает
выброс пламени внутрь бака при подрыве пирозаряда и упрощает
технологию производства мембран (расширяются допуски на
усилие прорыва).
Блок аварийных клапанов бака окислителя (АП1 и АПЗ)
Блок аварийных клапанов (рис. 62) бака окислителя
предназначен для сброса давления из бака при АВД и последующего
перекрытия магистралей сброса.
Блок аварийных клапанов состоит из аварийного клапана
сброса давления АПЗ и аварийного отсечного клапана АП1,
соединяющихся между собой гайкой 11.
Блок клапанов корпусом 8 крепится на передней юбке бака
окислителя. В месте крепления юбка имеет отверстие для сообщения
с атмосферой. *
Сжатый воздух подводится к блоку клапанов из бака
окислителя через пусковой клапан ВПЗ и по трубопроводу, крепящемуся
к штуцеру а корпуса 4.
До подачи напряжения на пиропатроны аварийный клапан
сброса давления закрыт, аварийный отсечной клапан открыт. По
команде АВД напряжение додается на пиропатрон АПЗ аварийного
клапана сброса (пироп;трон ввинчивается вместо технологической
заглушки 10). Обраг эщиеся при срабатывании пиропатрона
пороховые газы воздейс! JyiOT на поршень 9 щтока 7, срезая заплечики
штока; шток перемешается и своей конической поверхностью
заклинивается в корпусе 8. Сжатый воздух начинает стравливаться из
бака окислителя в атмосферу через шесть отверстий б корпуса 5
и отверстие в юбке.
После стравливания воздуха из бака окислителя напряжение
подается на пиропатрон аварийного отсечного клапана АП1
(пиропатрон ввинчивается в муфту 2). Пиропатрон срабатывает, давле-
78
нием пороховых газов срезаются заплечики пробки 3, которая,
перемещаясь, надежно перекрывает входной штуцер а блока клапанов.
Перекрытие магистралей сброса давления из баков необходима
для перевозки ракеты после АВД без слива компонентов топлива.
Рис. 62. Блок аварийных клапанов бака окислителя
(АП1 и АПЗ):
/ — заглушка; 2 — муфта; 3 — пробка; 4 — корпус
аварийного клапана АП1; 5 — кольцо- 6 — штчиеп: 7 — шток;
8 — корпус аварийного клапана АПЗ; 9 — поршень; 10 —
заглушка; 11 — гайка; а — штуцер; б — отверстие
Аварийный клапан бака горючего (АП2)
Аварийный клапан бака горючего предназначается для
стравливания воздуха из бака при АВД. Через него также частично
стравливается воздух из шестибаллонной батареи наддува.
Устройство и действие аварийного клапана бака горючего АП2
аналогичны устройству и действию аварийного клапана АПЗ.
Отличие состоит в том, что к входному штуцеру 6 (рис. 62) клапана АП2
крепится трубопровод системы наддува.
Клапан устанавливается на задней юбке бака окислителя.
Сигнализатор давления
На ракете 8К14 установлены нормально разомкнутые
сигнализаторы давления типа МСДУД 6А-5.
Давление срабатывания сигнализаторов 5 ± 0,4 ати.
79

Для увеличения надежности в каждой точке установлено по два
сигнализатора давления.
Сигнализаторы давления трубы наддува СД1 при срабатывании
подают электрический сигнал на пиропатроны пусковых клапанов
ВП2 и ВПЗ баков.
Последовательно соединенные сигнализаторы давления СД2
бака горючего и СДЗ бака окислителя при срабатывании
обеспечивают подачу напряжения на пиропатрон пусковой камеры
(ППШ).
Рис. 63. Сигнализатор давления:
/ — пружинный контакт; 2 — кронштейн; 3 — упор,
4 — мембранная коробка; 5 — трубопровод; 6 — шток;
I 7 — контакт; 8 — упор; Л — штуцер
Л
'N
Чувствительным элементом сигнализатора (рис. 63) является
упругая гофрированная мембранная коробка 4. Воздух в
мембранную коробку подводится через штуцер А по трубопроводу 5. Упор
3} ввинченный в кронштейн 2} служит для предохранения
мембранной коробки от разрушения под действием перегрузочного
давления. При увеличении давления воздуха мембранная коробка
прогибается, перемещая шток 6 и пружинный контакт / до
соприкосновения с упором 8. Через упор 8 контактами / и7 замыкается
электрическая цепь сигнализатора давления.
:80
L
§ П. СИСТЕМА ПОДАЧИ ТОПЛИВА
Система подачи топлива представляет собой совокупность
элементов двигательной установки, обеспечивающую подачу
компонентов топлива из баков в камеру сгорания при требуемых секундных
расходах и под необходимым давлением. Система относится к типу
насосных, работающих на основных компонентах топлива.
В отличие от вытеснительной системы подачи, при применении
которой топливо вытесняется из баков давлением газов,
превышающим давление в камере сгорания, насосная система подачи не
требует высокого давления в баках. Поэтому при насосной системе
подачи вес топливных баков получается небольшим.
- Как отмечалось ранее, к системе подачи топлива относятся тур-
бонасосный агрегат, газогенератор, пусковая камера, регулятор
тяги, стабилизатор давления, пусковые и отсечные клапаны
основных магистралей горючего и окислителя.
Турбонасосный агрегат
. Турбонасосный агрегат (ТНА) служит для подачи компонентов
топлива в камеру сгорания и газогенератор и состоит (рис. 64) из
турбины, насоса окислителя и насоса горючего, смонтированных на
одном валу. Насосы окислителя и горючего состоят из осевых
колес (шнеков) 2 и 26 и центробежных колес 6 и 16.
Характерной особенностью ТНА является большое номинальное
число оборотов вала ^— 22 300 об/мин. Применение
высокооборотного ТНА обусловлено стремлением увеличить коэффициент
полезного действия турбины, уменьшить габариты и вес топливных
насосов.
Вес ТНА —25 кг.
Детали корпусов турбины и насосов скрепляются между собой
шпильками. Для герметизации в местах разъемов поставлены уп-
лотнительные кольца и прокладки.
Турбина, являющаяся приводом для топливных насосов,
работает и получает необходимую мощность за счет окружного усилия,
которое возникает на лопатках ротора.
Турбина относится к типу активных одноступенчатых и состоит
из следующих основных частей: ротора, соплового аппарата и
коллектора 23.
Ротор состоит из диска 24, к которому приварено семьдесят пять
лопаток 21. Сопловой аппарат и коллектор сварены между собой,
образуя неразъемный корпус турбины.
Окружное усилие турбины обусловлено реакцией, возникающей
при повороте потока газов на лопатках ротора (рис. 65). Чем
больше будет скорость потока, а также секундный расход газов,
поступающих на лопатки ротора, тем выше окружное усилие, число
оборотов и мощность турбины.
б Зак. 00441
81

При работе двигателя газы поступают на лопатки ротора из
газогенератора через сопловой аппарат при давлении 60 ати и
температуре 900° С. Для подачи газа на лопатки ротора сопловой
аппарат имеет четыре сверхзвуковых сопла 3 с диаметром
критического сечения 10,7 мм и выходным диаметром 21,1 мм. В соплах
происходит превращение части тепловой энергии и потенциальной
энергии давления газов в кинетическую энергию, т. е. разгон
потока с целью увеличения окружного усилия турбины. Скорость
потока газов на выходе из сопел достигает 1200 м/сек,
Рис. 65. Движение потока газов в турбине: Рис. 66. Патрубок соплового
/ — лопатка; 2 — ротор; 3 — сопло аппарата
Отработанные газы собираются в коллекторе и отводятся из
него в атмосферу через выхлопную трубу теплообменника.
Температура тазов на выходе из турбины 700° С, давление 3 ати.
Расход газа через турбину равен расходу топлива через
газогенератор и составляет 2,11 кг/сек. Мощность турбины 886 л. с.
В момент запуска двигателя турбина приводится во вращение
пороховыми газами, образующимися при горении пороховой шашки
в пусковой камере. На лопатки ротора пороховые газы поступают
только через дополнительный патрубок (рис. 66). Патрубок
соплового аппарата имеет цилиндрическую форму, так как в него
вставляется профилированное сопло пусковой камеры.
Ротор турбины с помощью шести штифтов неподвижно связан
с валом и вращается вместе с ним. Вал установлен в улитках
насосов на двух шарикоподшипниках 7 (рис. 64) и 17, которые
смазываются смазкой ЦИАТИМ-221.
Насос окислителя включает в себя осевое колесо — шнек 2
(рис. 64) осевого насоса и центробежное колесо 6 центробежного
насоса, собранные в едином корпусе. Шнек и центробежное колесо
соединяются между собой с помощью прессовой посадки и
дополнительно крепятся штифтами. Вращательное движение колесам
насоса передается от турбины через вал, с которым они связаны
неподвижно.
7 Зак. 00441
83

Корпус насоса образуют патрубок 1, улитка 5 и узел
уплотнения 9.
Осевые и центробежные насосы относятся к типу лопастных
насосов. В отличие от объемных насосов, у которых давление подачи
создается за счет вытеснения жидкости каким-либо твердым телом
(например, поршнем), работа лопастных насосов основана на
другом принципе действия. В осевых насосах энергия, необходимая для
повышения давления жидкости, сообщается за счет ее разгона
лопатками вращающегося колеса (шнека). В центробежном колесе
насоса (рис. 67) жидкость приводится лопатками во вращение.лТри
этом происходит прирост потенциальной энергии давления
жидкости, а также ее кинетической энергии за счет роста абсолютной
скорости. По выходе из колеса жидкость поступает в улитку, где она
частично тормозится, вследствие чего давление в ней возрастает
(происходит переход кинетической энергии в потенциальную
энергию давления). Количество энергии, сообщаемой жидкости колесом,
зависит от окружной скорости колеса и удельного веса жидкости.
ч
Рис. 67. Центробежное ко- Рис. 68. Импеллер:
лесо насоса окислителя: а —паз
а — лопатка колеса
Отсюда колеса центробежных насосов, имеющих большое давление
подачи, должны иметь высокую окружную скорость или за счет
больш^о ччисла оборотов, или за счет увеличения диаметра
колеса. *\
Приме ^ние ТНА с большим номинальным числом оборотов
всегда целесообразно в целях уменьшения диаметра центробежных
колес и веса всего ТНА. С ростом числа оборотов колеса насоса
увеличивается также расход жидкости через насос.
Основная доля давления подачи окислителя создается на
лопатках центробежного колеса. Центробежное колесо имеет восемь
лопаток, диаметр колеса 101 мм. Давление окислителя на выходе из
насоса 106 ата.
Осевой насос является вспомогательным. Главное назначение
осевого насоса — повышать давление окислителя на входе в цен-
84
тробежное колесо в целях обеспечении бескавитационной работы
центробежного насоса. Диаметр осевого колеса 68 мм.
Чтобы уменьшить перетечку жидкости из улитки (полость
высокого давления) обратно во входной патрубок корпуса (полость
низкого давления), перед центробежным колесом имеется щелевое
уплотнение, образованное втулкой 3 (рис. 64) и «плавающим»
кольцом 4. Аналогичное уплотнение имеется за центробежным колесом.
Окислитель, просочившийся через щелевое уплотнение, попадает
в полость импеллера 8.
Импеллер (рис. 68) имеет двенадцать радиальных пазов а
шириной 5 мм. Благодаря наличию пазов импеллер, вращаясь вместе
с валом, работает аналогично центробежному колесу, создавая
гидравлический затвор перед узлом уплотнения 9 (рис. 64).
Узел уплотнения предназначен для исключения просачивания
окислителя к насосу горючего. Надежность уплотнения особенно
важна в период запуска двигателя, когда через оба расположенных
рядом насоса проходят самовоспламеняющиеся компоненты
(АК-27И и ТГ-02). Просачивание компонентов и дальнейшее
смешивание их может привести к пожару на борту ракеты.
Узел уплотнения имеет три манжеты из кислотостойкой резины.
Окислитель, просочившийся через первые две манжеты, поступает
в штуцер (аналогичный штуцеру 10 насоса горючего) и отводится
по трубопроводу в выхлопную трубу.
Насос горючего мало отличается по конструкции от
насоса окислителя. Главные отличия между ними состоят в
следующем.
Осевое колесо имеет меньшие диаметр, равный 63 мм, а
центробежное колесо — больший, равный 125 мм. Меньший диаметр
осевого колеса обусловлен меньшим Объемным расходом горючего чв-
рез насос, поэтому для подачи горючего требуется меньшее
проходное сечение. Центробежное колесо икеет больший диаметр для
получения большей окружной скорости, так как давление подачи
горючего выше, чем окислителя, и равно 118 ата. Кроме того,
удельный вес горючего меньше удельного веса окислителя.
Центробежное колесо имеет шесть лопаток.
Насос горючего имеет второй узел уплотнения со стороны
турбины, состоящей из манжет 19 (рис. 64) и 22 и
импеллера 18.
Детали ТНА изготовлены из следующих материалов: диск
турбины — сталь ЭИ395, лопатки — сплав ВЛ7-20, сопловой аппарат —
сталь 1Х18Н9ТА, шнеки — сталь Х22Н6Т, центробежные колеса и
патрубки — алюминиевый сплав АВ, улитки насосов —
алюминиевый сплав АЛ-4, вал —сталь 60С2А.
ТНА крепится посредством фланца патрубка 25 к отсечному
клапану окислителя, приваренному к камере сгорания, а также
дополнительно с помощью кронштейнов.
7*
85

Газогенератор
Газогенератор вырабатывает газ для приведения в действие
турбонасосного агрегата. Газ получается в результате сгорания
в газогенераторе компонентов топлива, поступающих в него из
основных топливных магистралей.
Вес газогенератора 3,7 кг; внутренний диаметр 96 мм. Давление
в газогенераторе 60 ата. Давление окислителя на входе в
газогенератор 72 ата; давление горючего 100 ата.
Конструкция газогенератора весьма близка к конструкции
цилиндрических камер сгорания с плоской головкой. Газогенератор
(рис. 69) состоит из головки и камеры; имеет наружное
охлаждение горючим.
Головка состоит из трех сваренных между собой днищ:
наружного 1, среднего 7 и внутреннего 8. Между наружным и средним
днищами образуется полость окислителя, а между средним и
внутренним — полость горючего.
Окислитель подводится в свою полость через наконечник 3,
обратный клапан 4 и отверстия а в наружном днище. В камеру
газогенератора окислитель поступает через фильтр 6 и тринадцать
центробежных шнековых форсунок.
Горючее поступает в свою полость из рубашки охлаждения
через фильтр 9 и отверстия б в среднем днище. В камеру
газогенератора горючее поступает через сорок две центробежные шнековые
форсунки.
Конструкция форсунок газогенератора и их установка на
днищах аналогичны конструкции и установке форсунок камеры
сгорания. Форсунки имеют двухзаходные шнеки. Диаметр сопла
форсунки окислителя 2,8 мм, диаметр сопла форсунки горючего 1,15 мм.
Для обеспечения жесткости внутреннего и среднего днищ на
хвостовиках форсунок окислителя установлены распорные
втулки 27.
Чтобы исключить соединение компонентов внутри головки, в
местах соприкосновения форсунок и распорных втулок с днищами
ставятся шайбы 26 толщиной 0,12 мм из припоя Г40НХ.
Расположение форсунок на головке сотовое (рис. 70).
Камера газогенератора состоит из внутренней и наружной обо-
л^чек? скрепленных между собой точечной сваркой. Оболочки
образую- Охлаждающий тракт. Внутренняя оболочка сварена из
цилиндра 1 j (рис. 69) и конуса 19; наружная оболочка состоит из рубаш-
кц 17 и коллектора 18. Горючее подводится в охлаждающий тракта
через расходную шайбу 29 наконечника 28.
В камере газогенератора на трубках И установлено шесть
центробежных шнековых форсунок 12 впрыска горючего с диаметром
сопла 3,1 мм. Наличие форсунок впрыска связано с необходимостью
обеспечения устойчивого горения топлива в газогенераторе при
'большом отклонении соотношения расходов компонентов от стехио-
метрического.
86

Стехиометрическое соотношение компонентов для АК-27И и
ТМ-185 равно 5,1. Если бы в газогенератор поступало топливо при
стехиометрическом соотношении, то образующиеся газы были бы
продуктами полного сгорания и имели бы температуру,
превышающую 3000° С. Для обеспечения стойкости деталей турбины
действительная температура газов, образующихся в газогенераторе, равна
900° С. Чтобы получить такую пониженную температуру газов, в
газогенератор поступает сильно обогащенное горючим топливо (с
недостатком окислителя для полного сгорания горючего). Полный
расход горючего через
газогенератор равен 1,28 кг/см2,
расход окислителя — 0,83 кг/см2;
это соответствует соотношению
компонентов 0,65 и
коэффициенту избытка окислителя 0,11.
Однако при таком
соотношении компонентов и
расположении всех форсунок горючего
на головке горение топлива
было бы весьма неустойчивы^
Повышение устойчивости
горения топлива в газогенераторе
достигается установкой на
головке только части форсунок
горючего и уменьшением
благодаря этому расхода горючего
через головку до 0,6 кг/сек.
Поэтому в зоне головки
улучшается соотношение компонентов
и топливо горит устойчиво.
Соотношение компонентов
топлива в зоне головки получается равным 1,5, коэффициент
избытка окислителя повышается до 0,3, температура газов равна
>о2000° С.
Для понижения температуры газов до требуемой остальная
часть горючего подается в камеру газогенератора через шесть
форсунок впрыска. Понижение температуры газов в газогенераторе
г ^исходит за счет испарения и термического разложения допол-
нА ^льно подаваемого горючего.
Материал основных элементов газогенератора — сталь 1Х18Н9Т.
Крепление газогенератора осуществляется путем приварки
конуса 19 (рис. 69) к сопловому аппарату турбины.
На магистрали, подводящей окислитель в газогенератор,
установлен ресивер 36 (рис. 23), который необходим для гарантийного
опережения поступления горючего в газогенератор. За время
наполнения ресивера окислителем и повышения в нем давления до
величины, необходимой для открытия обратного клапана 4 (рис. 69)
чсловные обозначения
О Форсунка горючего
Q Форсунка окислителя
Рис. 70. Схема расположения форсунок
на головке газогенератора
88
газогенератора, горючее успевает пройти охлаждающий тракт и
поступить в камеру газогенератора. Время опережения поступления
горючего в газогенератор равно 0,17 сек.
Гарантийное опережение поступления горючего в газогенератор
необходимо по следующим причинам. В момент запуска двигателя
пороховые газы, содержащие продукты неполного сгорания,
попадают в корпус турбины, а из него частично через сопла в
газогенератор. Опережение поступления окислителя в газогенератор
вызывало бы их догорание, что приводило бы к повышению температуры
и давления газов. Кроме того, независимо от наличия пороховых
газов накопление окислителя в газогенераторе с последующим
поступлением в него горючего приближало бы соотношение
компонентов топлива к стехиометрическому, что в свою очередь повышало
бы температуру и давление газов в момент запуска двигателя. При
повышении температуры и давления газов появляется опасность
разрушения газогенератора и деталей турбины, а также нарушается
плавность запуска двигателя. В этом случае число оборотов ТНА
весьма быстро нарастало бы, происходил бы рост расхода компо-
- нентов топлива, приводящий к выскокам давления в камере
сгорания и к выскокам тяги. Гарантийное опережение поступления
горючего в газогенератор исключает эти крайне нежелательные
явления.
Пусковая камера
Пусковая камера предназначена для получения пороховых
газов, используемых для раскрутки ротора турбины при запуске
двигательной установки. Кроме того, пороховыми газами открываются
пусковой клапан горючего 40 (рис. 23) и пусковой клапан окисли
теля 8.
В пусковой камере (рис. 71) размещаются пороховая шашка 9,
; воспламенитель 12 и пиропатрон ППШ 3.
j Для установки пороховой шашки и воспламенителя пусковая ка-
/ мера имеет разъемную конструкцию (головка 13 крепится болтами
к фланцу И корпуса 10).
Пороховая шашка весом 0,58 кг изготовлена из пороха марки
РНДСИ-5К- Диаметр шашки 62 мм, длина 130 мм. Для увеличения
поверхности горения шашка имеет осевой канал диаметром 19 мм.
В -осевом направлении шашка фиксируется в пусковой камере
решеткой 4 и пружинными держателями 1. Решетка 4 исключает
также засорение сопла 8 несгоревшими частицами пороха,
образующимися при его разрушении в конце горения.
В радиальном направлении шашка фиксируется в пусковой
камере с помощью зигов (рис. 72) высотой 3 мм.
Время горения шашки — около 1 сек. Давление пороховых газов
в камере в зависимости от температуры шашки перед запуском
двигателя колеблется в пределах 200—350 кг/см2.
Герметизация пороховой шашки в процессе хранения
осуществляется за счет постановки мембраны 7 (рис. 71) в выходном конусе
89

Il
i
1
90
камеры. Мембрана выполнена из алюминиевого сплава АД1М
и прорывается давлением пороховых газов, образующихся при
горении шашки.
Воспламенитель ВГ-10 предназначен для воспламенения
пороховой шашки и крепится с помощью держателей 1 в головке 13
пусковой камеры. Воспламенитель
представляет собой алюминиевую коробку, в
которой размещается навеска дымного
ружейного пороха весом 10 а. Алюминиевая
йоробка имеет отверстия, заклеенные
перкалью, через которые проникает форс
огня от пиропатрона. Воспламенитель
зажигается от пиропатрона ППШ 3 при
запуске двигательной установки.
Пороховые газы поступают на
лопатку турбины через сопло 8. Для подвода
газов К пусковым клапанам СОПЛО имеет рис 72. Поперечное се-
отверстие а. чение пороховой шашки:
Пусковая камера крепится к сопло- а-зиг
вому аппарату турбины. Для этого
сопло 8 вставляется в патрубок соплового аппарата до упора
буртом б в срез патрубка, и место их стыка заваривается.
Штуцер 2 пусковой камеры используется для замера давления
в пусковой камере при испытаниях.
Регулирующие устройства
Постоянное значение тяги (исключая изменение тяги за счет
изменения наружного давления) при данных геометрических
размерах камеры сгорания и принятом топливе достигается постоянством
секундных расходов горючего и окислителя. Это объясняется тем,
что в данном случае при постоянных секундных расходах горючего
и окислителя сохраняются постоянными весовое соотношение
компонентов топлива и давление в камере сгорания, а следовательно,
состав и температура газов и скорость истечения газов, т. е. все
характеристики, от которых зависит тяга.
В двигательной установке ракеты 8KJ4 расчетное значение
секундных расходов компонентов топлива обеспечивается за счет
соответствующего числа оборотов ТНА. Для регулирования числа
оборотов ТНА служит регулятор тяги. Регулятор исключает
саморазгон ТНА при запуске двигателя и автоматически
поддерживает число его оборотов таким, чтобы давление в камере сгорания
оставалось постоянным в течение всего времени работы двигателя.
р В процессе регулирования неизбежны отклонения числа
оборотов ТНА от номинального. Так как горючее и окислитель имеюгг
разный удельный вес, то при отклонении числа оборотов насосов от
номинального будет изменяться и весовое соотношение компонентов
.91

топлива. Изменения весового соотношения компонентов топлива
в процессе работы двигателя могут также возникать за счет
изменения гидравлического сопротивления коммуникаций горючего
и окислителя, вызываемого температурными и силовыми
деформациями трубопроводов, стенок камеры сгорания и других элементов
конструкции. Постоянство соотношения компонентов топлива
обеспечивается другим регулирующим устройством —
стабилизатором давления. Наличие стабилизатора давления повышает
стабильность тяговых характеристик двигательной установки.
Таким образом, в двигательной установке ракеты 8К14
секундные расходы компонентов топлива и их соотношение с достаточной
для практики точностью остаются постоянными в течение всего
времени работы двигателя, а тяга возрастает только за счет
уменьшения наружного давления с ростом высоты полета.
Регулятор тяги поддерживает постоянным давление газов в
камере сгорания путем изменения числа оборотов ТНА. Действие
регулятора основано на изменении расхода окислителя, поступающего
в газогенератор при изменении давления в камере сгорания.
Изменение расхода окислителя осуществляется за счет изменения
гидравлического сопротивления линии питания газогенератора
окислителем.
I Регулятор тяги (рис. 73) состоит из серводросселя и золотника.
^°/с<ёерв^|>есвель включает в себя корпус 6, в котором
смонтирован^ мембрана 4 с пружиной 3 и регулирующим винтом 1, а также
плунжер 5 с пружиной 12. Мембрана 4 толщиной 0,2 мм
изготавливается из стали 1Х18Н9Т и приваривается в четырех точках
к тарели 13.
При работе регулятора в полость серводросселя через штуцер Д
подводятся газы из камеры сгорания. Под действием силы
пружины 3 и силы давления газов мембрана 4 может прогибаться. Вместе
с мембраной будет перемещаться и плунжер 5, который постоянно
прижимается к ней пружиной 12.
7 вЧвГелотник состой ^'следующих основных деталей: корпуса 11,
поршня 8 с иглой /пружины 10 поршня и фильтра 7.
Окислитель подводится в полость золотника из основной
магистрали через штуцер А. Из полости золотника через
дросселирующую щель И, образованную иглой 9 и корпусом, окислитель
поступает в выходной штуцер £; из штуцера Б окислитель подводится
в газогенератор. Кроме того, через дросселирующую щель Е,
образованную плунжером 5 и корпусом серводросселя, окислитель
поступает из полости золотника к штуцеру Г; из штуцера Г
окислитель по трубопроводу поступает в полость Ж поршня 8. Поэтому
поршень 8 с иглой 9 может перемещаться под действием силы
давления окислителя и силы давления пружины 10. При перемещении
иглы будет изменяться площадь дросселирующей щели И, через
которую окислитель поступает в газогенератор. Из полости Ж
окислитель отводится через отверстия в поршне и штуцер В во
входной патрубок насоса окислителя.
т
ы,
'I \
д я
я й
о.
?S
! Я
со 2
11
"S:
о о.
и о
°-^
о н
3
1^
9? **<л
к'*
S
Си
В* я
У О
К
ft Я
93

Расход окислителя через серводроссель равен 0,048 кг/сек.
Регулятор работает следующим образом. Регулятор винтом 1
настраивается так, чтобы при расчетном значении давления в камере
сгорания подвижные части регулятора находились в строго
определенном положении равновесия. В этом случае в газогенератор будет
поступать из регулятора такое количество окислителя, которое
соответствует расчетному значению секундного расхода.
В случае повышения давления в камере сгорания мембрана 4
прогибается в сторону регулирующего винта /. Вместе с мембраной
перемещается плунжер 5. Дросселирующая щель Е серводросселя
увеличивается, и расход окислителя в полость Ж возрастает.
Давление в полости Ж растет, и поршень 8 с иглой 9 перемещается,
уменьшая дросселирующую щель И. Гидравлическое сопротивление
линии питания газогенератора окислителем возрастает, а расход
окислителя в газогенераторе уменьшается. Уменьшение расхода
окислителя в газогенераторе приводит к уменьшению оборотов ТНА
и к уменьшению расхода компонентов в камеру сгорания до тех
пор, пока в камере сгорания не установится расчетное значение
давления газов
При понижении давления в камере сгорания происходит
обратное.
Для предотвращения засорения регулятора и нарушения его
нормальной работы на входе окислителя в регулятор поставлен
фильтр 7. Решетка фильтра имеет специальную нарезку с шагом
0,4 мм, на которую намотана проволока диаметром 0,3 мм.
Благодаря нарезке витки проволоки не соприкасаются между собой,
образуя щели 0,1 мм.
Стабилизатор давления предназначен для поддержания
требуемого соотношения компонентов топлива в камере сгорания. При
работе стабилизатор поддерживает давление горючего на входе
в камеру сгорания (на выходе из стабилизатора) равным давлению
окислителя на входе в камеру (при номинальном режиме работы
двигателя давление окислителя на входе в камеру равно 100 ата).
Основные топливе^е магистрали настраиваются так, чго
поддерживание равенстг давлений в них обеспечивает требуемое
соотношение компонент А топлива
Стабилизатор (рис. 74) крепится шпильками к корпусу 1
отсечного клапана горючего и состоит из следующих основных частей:
корпуса 13, поршня 12 с иглой 2, пружины поршня 3 и золотника.
К золотнику относятся корпус золотника 8, штуцер А, фильтр 6, три
толкателя 7, пружина 9, стальная мембрана 10 и крышка //.
До пуска двигателя поршень 12 прижат пружиной 3 к корпусу
золотника 8. Мембрана 10 находится под давлением пружины' 9.
Усилие пружины регулируется фильтром 6 через три толкателя 7.
Для стопорения фильтра 6 в штуцер А запрессована зубчатая
втулка 5, а в самом фильтре имеются вырезы, в которых
устанавливается штифт 4. Стопорецие фильтра осуществляется за счет
94

поджима пружиной фильтра штифта 4 к зубцам втулки 5. При
ввинчивании штуцера А в корпус золотника (в процессе сборки) штифт
утапливается через отверстие в штуцере толкателем, что исключает
поворот фильтра вместе со штуцером А и тем самым исключает
нарушение регулировки.
При работе двигателя горючее подводится в стабилизатор из
насоса горючего через полость Г корпуса 1 отсечного клапана
горючего. В камеру сгорания и газогенератор горючее*отводится по
штуцерам Е и Ж выходной полости корпуса ). Изменение выходного
давления горючего осуществляется за счет изменения
гидравлических потерь при дросселировании его через щель Я, образованную
профилированной частью иглы 2 и кромкой корпуса ) отсечного
клапана. При изменении гидравлического сопротивления линии
горючего изменяется соответственно и секундный расход горючего.
Для перемещения игл^г 2 горючее подводится из выходной
полости корпуса / в штуцер А золотника. Далее горючее проходит через
фильтр 6 и отверстие Т корпуса 8 к мембране 10, затем через
дросселирующую щель между мембраной и кромкой К корпуса <5,
отверстие Д корпуса и поступает в полость Л. Под действием давления
горючего со стороны полости Л поршень 12 с иглой 2 может
перемещаться, изменяя проходное сечение дросселирующей щели И. Из
полости Л через отверстия в поршне и штуцер В горючее отводится
во входной патрубок насоса горючего.
Расход горючего через золотник составляет 0,055 кг/сек.
Окислитель из основной топливной магистрали подводится
в штуцер Б золотника и далее в полость Н к мембране.
Таким образом, мембрана находится под давлением пружины 9,
силы давления горючего со стороны полости П и силы давления
окислителя со стороны полости Я. Задающим является давление
окислителя на мембрану, равное давлению окислителя на входе
в камеру сгорания. При правильно отрегулированном золотнике
подвижные части стабилизатора занимают положение, при котором
давление горю*т*т^ ра выходе из стабилизатора (на входе в камеру
сгорания) par давлению окислителя на входе в камеру.
Поддержание равенства давлений горючего и окислителя
осуществляется следующим образом. В случае повышения давления
окислителя мембрана 10 прогибается в сторону кромки К.
Дросселирующая щель между кромкой К и, мембраной уменьшается, что
приводит к уменьшению притока ошъетыодя в полость Л поршня.
Давление в полости Л на поршень уменьшается, и игла 2
перемещается в сторону увеличения дросселирующей щели Я.
Гидравлическое сопротивление линии питания камеры сгорания горючим
уменьшается, а давление за стабилизатором увеличивается до тех
пор, пока не станет равным давлению окислителя в полости Я. При
этом секундный расход горючего изменится так, что соотношение
компонентов будет равно требуемому.
При понижении давления окислителя происходит обратное.
96
Пусковые клапаны окислителя и горючего
Пусковые клапаны окислителя и горючего предназначены для1
разобщения полостей баков с топливными насосами при заправке
ракеты и хранении заправленной ракеты и сообщения их между
собой при запуске двигательной установки.
Разделяющим элементом каждого клапана является мембрана
из стали ЭИ654 толщиной 0,2 мм (при испытании на прочность
мембрана должна выдерживать давление не менее 30 кг/см2). Во
время срабатывания клапанов мембраны срезаются ножами,
которые приводятся в движение пороховыми газами, поступающими
в клапаны из пусковой камеры.
Пусковой клапан окислителя (рис. 75) фланцем 8 крепится
к сильфону бака окислителя и фланцем 5 к входному патрубку
насоса окислителя.
При пуске двигателя пороховые газы из пусковой камеры
подводятся через штуцер Б в управляющую полость А клапайа.
Давление газов через диафрагму 4 передается на нож 2. Когда
давление в управляющей полости достигнет порядка 30 атм, срезаются
два штифта 3, удерживавшие нож в корпусе 7 клапана, и нож, пере-
Рис 75. Пусковой клапан окислителя:
/ - измерительный " штуцер; 2 - нож; *- штифт; 4 _ диафрагма:
5-фланец; 5 - втулка; 7 - корпус; 8 - фла*ец 9 - шпилька.
10 — мембрана; а — отверстие ножа; Л — полость, Ь - птцер

мещаясь, прорезает мембрану Ю по большей части периметра Под
действием давления окислителя мембрана отгибается, открывая
доступ окислителю в насос
Диафрагма 4 клапана толщиной 0,2 мм изготавливается из стали
1Х18Н9Т.
Чтобы исключить образование воздушной подушки при
перемещении ножа, в нем имеется четыре отверстия а для прохода
воздуха в топливную магистраль.
Пусковой клапан горючего (рис. 76) по конструкции и принципу
действия аналогичен пусковому клапану окислителя.
Рис. 76. Пусковой клапан горючего:
I — фланец; 2 — кож; 3 — штифт; 4 — диафрагма; 5 — фланец; 6 — втулка; 7 — корпус;
8 — втулка; 9 — мембрана; 10 — шпилька; А и Д — полости; Б и В — штуцера
Пуг dOir клапан горючего имеет дополнительно штуцер В для
заправь пускового горючего. Пусковое горючее из штуцера В
попадает в кольцевую полость Д, откуда по кольцевому зазору
выходит в трубу бака горючего, вытесняя из нее основное горючее
Отсечные клапаны окислителя и горючего
Отсечные клапаны окислителя (ПКО) и горючего (ПКГ)
перекрывают основные топливные магистрали при выключении
двигательной установки. Вследствие перекрытия топливных магистралей
прекращается подача компонентов в камеру сгорания и
газогенератор.
Отсечной клапан окислителя (рис. 77) фланцем 4 крепится к
выходному патрубку насоса окислителя и фланцем 7 приваривается
к головке камеры сгорания.
98
При срабатывании пиропатрона, ввинченного в гнездо К,
пороховые газы прорывают мембрану / и давят на шток грибка 3. Под
действием силы давления газов срезается штифт 2, удерживающий
грибок 3. Грибок перемещается и заклинивается в конусе
корпуса 5 клапана, перекрывая магистраль окислителя.
В момент отсечки окислителя вследствие очень быстрой
остановки окислителя возникает гидравлический удар, который может
привести к разрушению трубопроводов. Для смягчения
гидравлического удара на клапане установлен демпфер 8. В момент отсечки
Рис 77 Отсечной клапан окислителя:
I -мембрана; 2 -штифт; 'з -грибок; *-&т™^%^^Г1^5ю
7-фланец; « - Де«пфер: 9^f^»№ W- ВДо^ь^я jD»ea. в cja6Jml
подвода окислителя в JJ^^^^^™'**! гнездо
99

окислителя при повышении давления мембрана демпфера
прорывается и часть окислителя затекает в демпфер, что приводит к
резкому снижению давления. Мембрана изготавливается из
алюминиевого сплава АД1М, имеет круглую насечку и прорывается при
давлении 160 ± 10 ати.
К выходному патрубку клапана приварен коллектор 6.
Коллектор имеет три штуцера: штуцер 11 с дроссельной шайбой 10 для
отвода окислителя в регулятор тяги и далее в газогенератор,
штуцер 12 подвода окислителя в стабилизатор и измерительный
штуцер 13. В коллектор окислитель попадает через два ряда отверстий
в выходном патрубке клапана.
Наличие коллектора уменьшает влияние колебаний давления
и скоростного напора в магистрали окислителя на подачу
окислителя в регулирующие устройства. j
Отсечной клапан горючего (рис. 78) устроен и действует
аналогично отсечному клапану окислителя. Корпус клапана крепится при
помощи шпилек фланцем 8 к стабилизатору давления.
Рис. 78. Отсечной клапан горючего:
1 — мембрана; 2 — шток; 3 — штифт; 4 — грибок; 5 — входной патрубок;.6 — корпус; 7 —
измерительный штуцер; 8 — фланец; 9 — штуцер подвода горючего в газогенератор; , 10 —
коллектор; // — демпфер; 12 — мембрана; 13 — штуцер подвода горючего в стабилизатор; 14 —
штуцер подвода горючего в камеру сгорания
100
К входному патрубку 5 клапана приваривается трубопровод,
подводящий горючее из насоса горючего.
К корпусу 6 клапана приварен коллектор 10. Штуцер 13
коллектора служит для подвода горючего в стабилизатор, штуцер 9 — для
подвода горючего в газогенератор. В камеру сгорания горючее от-
водится по двум штуцерам 14, приваренным к корпусу 6.
§ 12. СИСТЕМА ЗАДЕЙСТВОВАНИЯ АМПУЛЬНЫХ БАТАРЕЙ
На ракете 8К14 устанавливаются две ампульные батареи:
батарея системы управления 1СБ18 и батарея системы АПР 1СБ25.
В качестве электролита в ампульных батареях применяется водный
раствор кремнефтористоводородной кислоты. Активным веществом
отрицательного электрода является металлический свинец,
активным веществом положительного электрода — двуокись свинца.
Ампульные батареи — одноразовые источники тока. Без залитого
электролита они могут храниться длительное время в состоянии
готовности к действию (три года при температуре +8-*- +25°С,
в том числе один год установленными на ракете в любых
метеорологических условиях). При залитом электролите срок годности
батарей составляет всего 30 мин. Поэтому электролит хранится в
корпусе каждой батареи отдельно от электродов в специальных
ампулах из пластмассы.
Так как срок годности залитых электролитом батарей мал, то
вытеснение электролита из ампул к электродам производится
непосредственно перед пуском ракеты. Вытеснение электролита
осуществляется сжатым воздухом при давлении 11 ати. Через 7 сек
после подачи воздуха в батареи они готовы к работе. Сжатый
воздух подводится к батареям из баллонов СПО пусковой установки
через систему задействования ампульных батарей ракеты.
К системе задействования ампульных батарей относятся
обратный клапан 29 (рис. 23) колодки разъема и трубопроводы. Чтобы
осуществить задействование ампульных батарей непосредственно
перед пуском колодка разъема имеет разъемную конструкцию,
обеспечивающую связь СПО с обратным клапаном 29 до момента
отрыва ракеты от пускового стола.
Колодка разъема
Колодка разъема предназначена для герметичного соединения
магистралей задействования ампульных батарей, пускового
горючего и системы наддува баков с соответствующими магистралями
СПО стартового агрегата и разъединения этих магистралей в
момент отрыва ракеты от пускового стола.
Колодка разъема имеет три обратных клапана (рис. 79):
клапан 2 системы задействования ампульных батарей, клапан 3
системы наддува баков и клапан 1 магистрали заправки ракеты
пусковым горючим.
8 Зак. 00441
101

Рис. 79. Схема расположения обратных клапанов на
на колодке разъема:
1 — обратный клапан магистрали заправки ракеты пусковым
горючим; 2 — обратный клапан системы задействования ампульных
батарей; 3 — обратный клапан системы наддува баков
Рис. 80. Колодка разъема:
1 — обратный клапан магистрали заправки пусковым горючим; 2 — шарик;
3 — гильза; 4 — шариковый замок; 5 — фиксатор; 6 — корпус замка; 7 — обратный
клапан системы задействования ампульных батарей; 8 — корпус; 9 — толкатель;
10 — манжета; ti — корпус; 12 — штуцер; 13 — пружина; 14 — шток; 15 — серьга;
16 — болт; 17 — фторопластовое кольцо; А — неподвижная колодка; Б —
отделяющаяся колодка
102
Колодка разъема (рис. 80) состоит из двух колодок:
неподвижной колодки Б и отделяющейся колодки А. Колодка Б жестко
крепится с помощью трех шпилек к днищу корпуса хвостовой части
ракеты (с внутренней стороны); колодка Л соединяется с
(неподвижной колодкой шариковым замком 4 и при помощи серьги 15 и
цепочки связана с пусковым столом. В месте соединения колодок
между собой днище хвостовой части имеет вырез.
Обратный клапан 1 магистрали заправки пусковым горючим
нормально закрыт и открывается только при заправке потоком
пускового горючего.
Обратный клапан 7 системы задействования ампульных батарей
до момента разделения колодок удерживается открытым с помощью
толкателя 9Г установленного в отделяющейся колодке. Таким
образом, система задействования ампульных батарей до момента пуска
ракеты сообщается через штуцер 12 с атмосферой (если к штуцеру
12 присоединен шланг СПО, то сообщение с атмосферой
происходит через запорно-дренажный вентиль 62 (рис. 23) СПО).
Сообщение системы задействования ампульных батарей в
процессе хранения с атмосферой исключает преждевременное
вытеснение электролита из ампул при повышении давления воздуха-в
системе вследствие возможного повышения температуры.
Обратный клапан системы наддува баков (на рис. 80 не
показан) аналогичен по устройству и принципу действия обратному
клапану системы задействования ампульных батарей и отличается
лишь размерами проходных сечений. Обратный клапан системы
наддува в процессе хранения также нормально открыт.
Герметизация разъемного соединения клапана магистрали
пускового горючего производится с помощью фторопластового коль-*
ца 17 (рис. 80), запрессованного в отделяющуюся колодку, а
воздушных клапанов — с помощью резиновых манжет 10.
В момент отрыва ракеты от стола шток 14 колодки разъема
удерживается серьгой 15, прикрепленной цепочкой к пусковому столу.
Шток перемещается вниз, поджимая пружину 13, что позволяет
шарикам 2 выйти из зацепления с отделяющейся колодкой А. Замок
раскрывается, колодка А отделяется от колодки 5, толкатели 9
освобождают воздушные клапаны 7, и последние закрываются.
Усилие раскрытия замка равно 120^50 кг.
§ IS. РАБОТА ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ
Работа двигательной установки щш пуске ракеты
Пуск ракеты может быть произведен только после производства
всех подготовительных работ на технической и стартовой позициях.
Пуск ракеты производится нажатием кнопки ВЫСТРЕЛ поста
(пульта) управления 2В12 пусковой установки.
Последовательность прохождения команды при пуске ракеты
представлена на схеме (рис. 81).
&*
103

По команде «Выстрел» напряжение постоянного тока 27 в
подается на пиропатрон ВШ пускового клапана 32 (рис. 23) батареи
наддува; клапан 32 открывается, и воздух из батареи наддува 33
поступает к редуктору давления 26, где редуцируется до давления
7,4 ати, проходит теплообменник 22 и поступает в магистраль
наддува баков.
Выстрел ЬЧ
1 р| 0Д1а U А ВМ U Н CAZo h rl СДЗа Ь , i иг
Пусковой
. клапан
[горючего
Пусковой
клапан

окислителя
Рис. 81. Схема запуска двигательной установки
При достижении давления в магистрали наддува 5 ати
срабатывают сигнализаторы давления СД1а и СД16 и напряжение
подается на пиропатроны ВП2 и ВПЗ пусковых клапанов 51 и 47 баков
горючего и окислителя. Клапаны открываются, и начинается
наддув топливных баков.
При достижении в воздушных подушках баков давления 5 ати
срабатывают последовательно соединенные сигнализаторы СД2
(а и б) и СДЗ (а и б) баков горючего и окислителя, обеспечивая
прохождение элеъ фической команды на пиропатрон ППШ
пусковой камеры 42. Пороховая шашка пусковой камеры при этом
воспламеняется.
Образующиеся при сгорании пороховой шашки газы
раскручивают ТНА и частично поступают в пусковой клапан горючего 40
и пусковой клапан окислителя 8. Мембраны пусковых клапанов
срезаются, компоненты топлива начинают поступать в камеру
сгорания 18 и газогенератор 37, где самовоспламеняются (так как
вначале в течение 2,5 сек поступает пусковое горючее) и сгорают.
Продукты сгорания, образующиеся в газогенераторе,
используются для вращения ТНА и затем отводятся через выхлопную трубу
теплообменника в атмосферу. Продукты сгорания, образующиеся
в камере сгорания, истекают из сопла в атмосферу, создавая тягу.
По мере раскручивания ТНА возрастают секундные расходы
компонентов топлива и тяга возрастает. Как только величина тяги
превысит вес ракеты, последняя отрывается от пускового стола
и начинает полет по заданной траектории. В момент отрыва ракеты
от стола закрываются воздушные обратные клапаны 27 и 29
колодки разъема.
Работа двигательной установки при полете ракеты
При работе двигательной установки во время полета ракеты
происходит следующее. Насосы ТНА подают компоненты топлива в
камеру сгорания и газогенератор. Редуцированный воздух поступает
104
через
27 сен
из батареи наддува через теплообменник в топливные баки,
создавая требуемое давление в баках. Регулятор тяги и стабилизатор
давления регулируют работу двигателя.
На 27 сек полета от системы управления поступает
электрическая команда на пиропатрон ОП1 отсечного клапана 50 (рис. 23)
бака горючего. Клапан закрывается, в результате чего
прекращается наддув бака горючего.
В момент достижения ракетой скорости, соответствующей
заданной дальности полета, от гироскопического интегратора продольных
ускорений 1СБ12 подается команда f
на выключение двигательной
установки (рис. 82). По этой команде
напряжение подается одновременно
на пиропатрон ОП2 отсечного
клапана 48 (рис. 23) бака окислителя,
пиропатроны ПКГ и ПКО отсечных
клапанов горючего 24 и
окислителя 10, пиропатрон ПКП клапана
продувки 15 и пиропатрон ПКС
клапана слива 21.
Срабатывание пиропатрона ОП2
приводит к закрытию отсечного кла-
паиа бака окислителя и
прекращению наддува бака.
При срабатывании пиропатронов
ПКГ и ПКО происходит отсечка
компонентов топлива и прекращается их подача в камеру сгорания
и газогенератор.
При срабатывании пиропатронов ПКП и ПКС клапаны
продувки 15 и слива 21 открываются и происходит продувка камеры
сгорания, а также стравливание сжатого воздуха из батареи
наддува.
После выключения двигательной установки ракета продолжает
полет по инерции с наддутыми топливными баками.
Работа двигательной установки при АВД
Аварийное выключение двигателя (АВД) производится вручную
в случае пожара на борту ракеты, непрохождения одной из команд
(см. рис. 81) и затяжного выхода двигательной^у^гтановки на
режим.
АВД производится на любой стадии запуска двигательной
установки до отрыва ракеты от пускового стола. Рассматривая^боту
двигательной установки при АВД, будем предполагать, что команде
на запуск двигательной установки полностью прошла, но ракета от
пускового стола еще не оторвалась.
При АВД команда подается одновременно на следующие
элементы двигательной установки (рис. 83):
105
Рис. 82- Схема выключения
двигательной установки при полете

— пиропатрон ОП2 отсечного клапана 48 (рис* 23), в
результате чего разобщаются топливные баки и прекращается наддув
бака окислителя;
— пиропатроны АП2 и АПЗ, вследствие чего аварийные
клапаны баков горючего 44 и окислителя 4 открываются и происходит
сброс давления из баков;
ША
от
Ы 1
1— дт
Рис. 83. Схема выключения двигательной установки
по команде АВД
— пиропатроны ПКГ и ПКО отсечных клапанов горючего 24
и окислителя 10 основных топливных магистралей, вследствие чего
происходит прекращение подачи топлива в камеру сгорания и
газогенератор; г
— пиропатроны ПКП и ИКС клапанов продувки 15 и слива 21^
в результате чего происходит продувка камеры сгорания и
частичный сброс давления из батареи наддува;
— ЭПК 30, который открывается, и происходит стравливание
воздуха из батареи наддува через обратный клапан 27 колодки
разъема и запорно-дренажный вентиль 56 СПО.
После стравливания воздуха из батареи наддува и топливных
баков подается напряжение постоянного тока 27 в на пиропатроны
ОГП и АП1 отсечного 50 и аварийного 3 клапанов; клапаны
закрываются и разобщают баки с внешней средой.
106
Так как при АВД во избежание короткого замыкания и пожара
вся схема обесточивается, то напряжение на ОП1 и АП1 подается
вручную от наземного источника тока через штепсельный разъем
ША. Для этого рри подготовке ракеты к пуску на стартовой
позиции в хвостовой части ракеты снимается лючок № 11 (между
стабилизаторами I—H) и к разъему ША подключается специальный
кабель наземного оборудования.
После проведения АВД ракета устанавливается в
горизонтальное положение и транспортируется на техническую позицию, где
отстыковывается головная часть, ракета перегружается на тележку,
производится слив компонентов топлива и нейтрализация
кислотных емкостей и магистралей. После производства этих работ ракета
отправляется на завод.

ГЛАВА V
КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ РАКЕТЫ 8К14
В данной главе рассматриваются отдельные вопросы
эксплуатации ракеты, включающие транспортировку, погрузочно-разгру-
зочные работы и хранение ракеты. Описание поверок
двигательной установки, приборов системы управления и АПР, а также
других работ, проводимых при подготовке ракеты к пуску, дано
в III и IV частях учебного Пособия.
§ 14. ТРАНСПОРТИРОВКА РАКЕТ
Транспортировка
Ракеты, комплектующие их приборы, агрегаты и ЗИП могут
транспортироваться по железным, шоссейным и грунтовым дорогам,
а также по водным и воздушным путям сообщения при температуре
окружающего воздуха в пределах от —40 до +50° С.
По шоссейным и грунтовым дорогам могут транспортироваться
как незаправленные, так и заправленные ракеты с головными
частями и без них. По железным дорогам, водным и воздушным путям
сообщения могут транспортироваться только незаправленные
ракеты без головных частей.
Незаправленные ракеты, находящиеся в гермоукупорке,
комплектующие их приборы, агрегаты и ЗИП могут
транспортироваться:
— по железным дорогам — с любыми скоростями на расстояния
до 15Ю00 км;
— по шоссейным дорогам — со скоростью до 40 км/час на
расстояния до 1500 км;
— по грунтовым дорогам —со скоростью до 20 км/час на
расстояния до 500 км;
— по водным и воздушным путям сообщения — со скоростями
соответствующих средств транспорта.
Заправленные ракеты с пристыкованными головными частями
и установленными комплектующими элементами могут
транспортироваться на расстояния не более 500 км со скоростями:
108
— по грунтовым дорогам на пусковой установке — до
25 км/час и на грунтовой тележке — до 20 км/час;
— по шоссейным дорогам на пусковой установке или грунтовой
тележке до 40 км/час.
После транспортировки ракет сверх указанных расстояний
каждая ракета подлежит осмотру и испытаниям в объеме,
предусмотренном контрольными испытаниями (проводящимися при
хранении). При положительных результатах испытаний дается
заключение о пригодности ракеты к боевому использованию.
По железным дорогам ракеты транспортируются в полувагонах
и вагонах 8Т45 уложенными в контейнеры 2ШЗ и на открытых
платформах уложенными в индивидуальную укупорку 2Ш1
По грунтовым и шоссейным дорогам ракеты
транспортируются на грунтовых тележках 2ТЗ и пусковых установках 2П19
(2П20).
На средствах водного и воздушного транспорта ракеты
транспортируются в индивидуальной укупорке 2Ш1, на
ангарно-складских тележках 2Т5 или на специальных ложементах.
Транспортировка ракет в цехах, на складских территориях
и внутри хранилищ должна производиться на ангарно-складских
тележках 2Т5 со скоростью не более 5 км/час.
При транспортировке ракет любым видом транспорта не
допускаются поворот ракеты вокруг продольной оси, продольные
перемещения относительно мест крепления, резкие толчки, рывки и
торможения. В процессе транспортировки должны производиться
периодические осмотры мест крепления ракеты.
Сведения о транспортировке ракеты заносятся в формуляр с
указанием расстояния, на которое ракета транспортировалась, видов
транспорта и дорог.
Погрузочно-разгрузочные работы
Погрузочно-разгрузочные работы могут производиться с
незаправленными ракетами без головных частей, уложенными на
контейнер 2ШЗ или в индивидуальную укупорку 2Ш1, а также с
заправленными и незаправленными ракетами как с головной частью,,
так и без нее, находящимися вне укупорки.
Все погрузочно-разгрузочные работы осуществляются с
помощью крана 8Т26 (или 8Т25), траверсы 2Щ4 (или подвески 2Щ2)
и чалочных приспособлений, входящих в комплект крана. Погрузка
и выгрузка ракет в условиях стационарных хранилищ могут
производиться и с помощью других подъемных устройств (мостовых,
портальных и козловых кранов) грузоподъемностью не менее 5 т.
Подъемные средства должны быть оборудованы
самотормозящими устройствами, предотвращающими резкие опускания
ракеты, и иметь паспорта с непросроченными сроками
освидетельствования.
1G9

При погрузочно-разгрузочных работах свободная укладка
траверсы на ракету без ее крепления к фитингам ракеты или крюку
крана не допускается.
Скорости перемещения ракеты во время проведения погрузочно-
разгрузочных работ не должны превышать:
— при подъеме — 3 м/мин;
— при опускании— 1,75 м/мин (в момент укладки ракеты на
ложементы скорость опускания должна быть минимальной для
предотвращения повреждений ракеты);
— при горизонтальном перемещении — 8 м/мин, а при работе
стационарными грузоподъемными средствами — 30 м/мин.
Укладка ракеты на транспортные средства производится так,
чтобы места опор ракеты (на местах опор ракеты нанесена
маркировка «Место для опоры») совпадали с ложементами, а
стабилизаторы I—IV находились внизу.
§ 15. ХРАНЕНИЕ РАКЕТ
Гарантийный срок хранения ракет с комплектующими
приборами, агрегатами и ЗИП составляет 5 лет, из которых ракета может
храниться:
— в складских отапливаемых помещениях (стационарных
хранилищах) в гермоукупорке при окружающей температуре от +8
до —25° С — в течение 4 лет;
^ — под открытым небом (в полевых условиях) при любых
метеорологических условиях и температуре окружающей среды от —40
до +50° С в зачехленном виде и незаправленном состоянии —в
течение 10 месяцев;
^ — под открытым небом при любых метеорологических условиях
и температуре окружающей среды от —40 до +50° С в зачехленном
виде и заправленном состоянии — в течение 2 месяцев;
\ — под открытым небом при любых метеорологических условиях
и температуре окружающей среды от —40 до +50° С в
заправленном состоянии и вертикальном положении на пусковом столе—в
течение 7 суток.
Время транспортировки ракеты включается в гарантийные сроки
хранения.
Сведения об условиях и продолжительности хранения заносятся
в формуляр ракеты.
Хранение в стационарных хранилищах
Требования, предъявляемые к помещениям стационарных
хранилищ, размещению в них ракет и документации, соответствуют
действующим руководствам по хранению и сбережению ракетного
вооружения.
Состояние ракет, находящихся в стационарных хранилищах,
контролируется осмотрами и испытаниями в следующие сроки:
110
— внешним осмотром без вскрытия гермоукупорки — не реже
одного раза в неделю;
— внешним осмотром со снятием гермоукупорки и вскрытием
люков миеимум одной ракеты от партии — не реже одного раза
в 6 месяцев;
— контрольным испытанием — через один год и при выпуске
из хранилища.
Если в процессе хранения ракеты произошло нарушение
гермоукупорки, то производится внешний осмотр ракеты со вскрытием
люков.
Контрольные испытания при выпуске ракеты из хранилища
могут не проводиться, если последние контрольные испытания
проводились менее 3 месяцев назад.
В процессе контрольных испытаний ракеты проводятся
следующие работы:
— внешний осмотр ракеты;
•— проверка герметичности двигательной установки (может не
проводиться, если последние контрольные испытания проводились
менее 6 месяцев назад);
— проверка состояния приводов рулей;
— проверка сопротивления изоляции БКС по отношению к
корпусу ракеты;
— автономные испытания (приборов системы управления
и АПР;
— комплексные испытания приборов системы управления
и АПР с выключением двигательной установки от интегратора
1СБ12 и по каналу АВД в боевом положении схемы (с
эквивалентами 2В18 и 2В17);
— комплексные испытания приборов систем управления и АПР
в испытательном положении схемы и подключенными
пиропатронами;
— проверка исправности цепей пиропатронов и сигнализаторов
давления.
В случае обнаружения дефектов и неисправностей
обслуживающий персонал хранилища может производить следующие работы:
— подкраску кистью окрашенных поверхностей при наличии
потертостей, пузырей или отставания краски (место подкраски
предварительно зачищается, при этом допускается применение
органических растворителей: бензина, уайт-спирита, скипидара);
— замену приборов, агрегатов и узлов на запасные
При производстве ремонтных работ запрещается производить
распломбировку приборов и расстыковку отсеков ракеты.
Сведения об испытаниях, дефектах и произведенных ремонтных
работах заносятся в формуляр ракеты.
Комплект ЗИП ракеты хранится на стеллажах в заводской
укупорке. Ящики с ЗИП должны открываться не реже, чем один раз
в год, и проветриваться в течение 5 час.
1J1

Особенности хранения в полевых условиях
Ракеты, хранящиеся в полевых условиях, подвергаются
ежедневным внешним осмотрам.
Незаправленные ракеты, хранящиеся в полевых условиях в гер-
моукупорке, в случае нарушения их целости подвергаются
осмотрам со снятием гермоукупорки и вскрытием люков.
В случае обнаружения негерметичности заправленной ракеты
производитсяжслив компонентов топлива и стравливание воздуха.
После этого производятся работы по устранению негерметичности
и замене дефектных узлов или деталей на кондиционные.
Расстыковка отсеков при ремонтных работах не допускается.
После замены узла места его соединений с двигательной
установкой подвергаются испытаниям на герметичность сжатым
воздухом при давлении 2,5_0,5 кг/см2.
Продолжительность нахождения ракеты с полностью
заглушёнными топливными магистралями после слива компонентов до
повторной заправки допускается не более 10 суток. Повторная
заправка окислителем после слива допускается один раз.
В случае невозможности устранения негерметичности после
слива кислотные магистрали должны быть подвергнуты
нейтрализации. После нейтрализации ракеты дальнейшему хранения не по -
лежат 1Гдолжны отправляться на завод-изготовителе
112

Вклейка № 5 к Пособию «Ракета 8К14»
Воениздат, 1961 г.
ПРИЛОЖЕНИЕ
СХЕМА МАРКИРОВКИ РАКЕТЫ 8К14
т
Ч'Н
№
^1 эс
.Д .^ °» о ^
ОО СЭ
to ^ ^ =^
°L ш ю b-
z u u ^
2!
4
B^ ~ "=> ю csj
I©
5 "5
© ©
I
®i
□
(111
«tgo
%
<ft@
vr \Q
1
ъ*
3?*—
D
D
p *уи*
Г ©'
•дож
_Г7гч ■**
4o
ЕгЗЭсг
= 23
atfg?gSS
33
Условные обозначения
Q Место заводского номера:
t-приборного отсека
2-бана горючего
3-бака окислителя
«- корпуса хвостовой части
0)Реперные точка
ф Положения центра тяшести ракеты:
Й,- незаправленной сГ.ч
й^запровленной с г.ч.
йэ-незаправленной без гч
Ащ- заправленной без г.ч.
© Отверстия фитингов
заводской
знак
№ изделия е партиа
I № партии
JL*^D—клеймо военпреда
^|Г
Год изготовления
а °^
клеймо OTR
Индекс изделия
Зак. 00441

ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Глава I. Общие сведения о ракете 8К14
§ 1. Назначение и общее устройство ракеты 3
Назначение . , ~~
Общее устройство . . ._^.
§ 2. Компоновка и основные данные ракеты
Компоновка
Основные тактико-технические данные ....
Глава П. Головная часть ракеты
§ 3. Корпус 8Ф14 головной части
Устройство корпуса 8Ф14 .
Бортовое оборудование ЭСВП .
§ 4. Головные части 8Ф44 и 8Ф45 .
Головная часть 8Ф44 .
Особенности устройства головной части 8Ф45
I
!
9
10
12
13
19
21
26
Глава III. Корпус ракеты
§ 5. Приборный отсек . 27
Устройство корпуса отсека .
Размещение аппаратуры . . . .
§ 6. Корпус хвостовой части ракеты и рулевой агрегат . . 33
Оболочка корпуса ... - ... . -—
Стабилизаторы . . ...... 35
Рулевой агрегат ... 37
Глава IV. Двигательная установка
§ 7.v Общее устройство двигательной установки
§ 8. Камера сгорания
Характеристики камеры сгорания .
Устройство камеры сгорания ...
Система продувки камеры сгорания .
§ 9. Топливные баки ...
Бак горючего
Бак окислителя ........ ...
Труба пускового горючего
§ 10. Система наддува и сброса давления баков
Батарея наддува
Электропневмоклапан . . ...... i\f . '.
Пусковой клапан батареи наддува (ВШ) . . А .
Редуктор давления .... W
Теплообменник
. 50
53
54
60
, 64
66
67
70
71
72
75
113

■ Стр.
д! Блок пускового и отсечного клапанов баков 75
Блок аварийных клапанов бака окислителя (АШ и АПЗ) . . 78
1 Аварийный клапан бака горючего (АП2) 79
мо Сигнализатор давления . . —
рг И. Система подачи топлива .... 81
Турбонасосный агрегат . . ... . —
Газогенератор ........ ... ... 86
_J Пусковая камера ........ . . . 89
1 Регулирующие устройства ........ .... 91
Пусковые клапаны окислителя и горючего . . . . . 97
Отсечные клапаны окислителя и горючего . . . . .98
§ 12. Система задействования ампульных батарей . . .... 101
Колодка разъема —•
^ 13. Работа двигательной установки . №3
Работа двигательной установки при пуске ракеты —
Работа двигательной установки при полете ракеты . .... 104
Работа двигательной установки при АВД ....*... Юо
Глава V. Краткие сведения по эксплуатации ракеты 8К14
§ 14. Транспортировка ракет . ... 108
Транспортировка . . . Г4... .... . —
Погрузочно-разгрузочные работы .... 10г
с 1Г. Хранение ракет 11
Хранение в стационарных хранилищах ...... . . —
Особенности хранения в полевых условиях . 1Г
Приложение: Схема маркировки ракеты Вкч.